Действующий

Об утверждении Федеральных авиационных правил "Требования к тренажерным устройствам имитации полета, применяемым в целях подготовки и контроля профессиональных навыков членов летных экипажей гражданских воздушных судов"

Таблица В1

ИСПЫТАНИЕ

ДОПУСК

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА

Тип тренажера

ПРИМЕНЕНИЕ ТРЕНАЖЕРОВ

III

VII

ХАРАКТЕРИСТИКА

1.a

Руление

1.a

1) Разворот с минимальным радиусом

± 0,9 м (3 фута)
или
± 20% от радиуса разворота

На земле

Нанести на график местоположения опор основных и носового шасси и основные параметры двигателя. Данные для режима без использования тормозов, для минимальной тяги, требуемой для выполнения установившегося разворота; за исключением самолетов, для которых необходимо использование несимметричной тяги или тормозов для выполнения разворота с минимальным радиусом

1.a

2) Угловая скорость разворота в зависимости от угла поворота носового колеса

± 10% или
± 2°/с по угловой скорости разворота

На земле

Регистрация как минимум двух значений скорости разворота, превышающих скорость разворота с минимальным радиусом, причем одна скорость разворота при типичной скорости руления, а вторая, отличающаяся от типичной скорости руления по крайней мере на 9,26 км/ч (5 узлов)

1.b

Взлет

Используемые изготовителями самолетов сертифицированные установки закрылков при взлете должны быть протестированы один раз при минимальной скорости отрыва (1.b.3), при выполнении нормального взлета (1.b.4) и при отказе критического двигателя на взлете (1.b.5) или в процессе взлета при боковом ветре (1.b.6)

1.b

1) Время и дистанция разбега на ВПП

± 1,5 с или
± 5% от времени;
и ± 61 м (200 фут) или ± 5% от дистанции

Для устройств типа I, III и VI:

± 1,5 с или ± 5% от времени разгона

Взлет

Время и дистанция разгона должны регистрироваться в течение, как минимум, 80% полного времени от момента отпускания тормозов до достижения скорости отрыва носового колеса. Данные на графике должны наноситься с использованием соответствующих масштабов для каждой части маневра

1.b

2) Минимальная эволютивная скорость разбега (), с использованием только аэродинамических поверхностей управления в соответствии с

± 25% от достигнутого максимального бокового отклонения самолета или же ± 1,5 м (5 фут)

Для самолетов с обратимыми системами управления

Взлет

Скорость при отказе двигателя должна быть в пределах ± 1,852 км/ч (± 1 узел) скорости самолета в момент отказа двигателя. Падение тяги двигателя должно соответствовать данным математической модели для варианта двигателя, применимого к испытываемому тренажеру.

применяемым требованием летной годности или альтернативное испытание с неработающим двигателем для демонстрации характеристик управляемости на земле

полетом:

± 10% или ± 2,2 даН (5 фунт-силы) от усилия на педаль управления

Если моделируемый двигатель не соответствует двигателю, прошедшему летные испытания изготовителя самолета, то можно провести дополнительное испытание при тех же начальных условиях, используя в качестве управляющего параметра тягу из данных летных испытаний. Для обеспечения управления только с помощью аэродинамических поверхностей, управление носовым колесом должно быть отключено (пассивно ориентирующееся колесо), либо носовое колесо должно быть приподнято над землей

Если испытание провести невозможно, то приемлемой альтернативой является летное испытание с резким уменьшением числа оборотов двигателя до малого газа при скорости между значениями и - 18,52 км/ч (10 узлов), после чего управление по курсу обеспечивается только с помощью аэродинамических органов, а восстановление положения осуществляется, когда основные стойки шасси уже на земле

1.b

3) Минимальная скорость отрыва при взлете () или эквивалентное испытание для демонстрации характеристик в случае преждевременного отрыва носового колеса от земли при взлете

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1,5° по углу тангажа

Взлет

Минимальная скорость отрыва при взлете определяется как минимальная скорость, при которой последняя стойка основного шасси отрывается от земли. При этом должен регистрироваться сигнал обжатия стойки основного шасси. Если испытание провести невозможно, то альтернативными приемлемыми летными испытаниями являются следующие: разбег при взлете с большим углом тангажа с постоянной скоростью, включая отрыв от земли стоек основного шасси или взлет с преждевременным отрывом переднего колеса

Если выбирается одно из этих альтернативных решений, то должна активизироваться функция защиты от удара о землю задней части фюзеляжа или хвоста самолета, если она имеется на самолете

Должны регистрироваться изменения данных по времени, начиная со скорости 18,52 км/ч (10 узлов) перед началом отрыва носового колеса от земли и до момента времени не менее 5 с после момента отрыва от земли стоек основного шасси

1.b

4) Нормальный взлет

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1,5° по углу тангажа

± 1,5° по углу атаки

± 6 м (20 футов) по относительной высоте

Для самолетов с обратимыми системами управления

Взлет

Необходимы данные о близкой к максимальной сертифицированной взлетной массе при среднем положении центра тяжести и о малой взлетной массе при заднем расположении центра тяжести. Если самолет имеет более одной сертифицированной взлетной конфигурации, то для каждой величины массы должна использоваться своя конфигурация

полетом:

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на рулевую колонку

Регистрируется профиль взлета, начиная с момента отпускания тормозов до достижения высоты минимум 61 м (200 футов) над уровнем земли

Испытание может использоваться для определения времени и дистанции разбега на ВПП

Данные на графике должны наноситься с использованием соответствующих масштабов для каждой части маневра

1.b

5) Отказ критического двигателя при взлете

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1,5° по углу

Взлет

Регистрируется профиль взлета до достижения высоты минимум 61 м (200 футов) над уровнем земли

тангажа

± 1,5° по углу атаки

± 6 м (20 футов) по высоте

Скорость при отказе двигателя должна быть в пределах ±5,56 км/ч (± 3 узла) относительно самолетных данных

± 2° по углу крена

± 2° по углу бокового скольжения

Испытание проводится при массе, близкой к максимальной сертифицированной взлетной массе

± 3° по курсовому углу

Для самолетов с обратимыми системами управления полетом:

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на рулевую колонку;

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия на штурвал;

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на педаль управления

1.b

6) Взлет при боковом ветре

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1,5° по углу тангажа

Взлет

± 1,5° по углу атаки

± 6 м (20 футов) по относительной высоте

± 2° по углу крена

± 2° по углу бокового скольжения

Для этого испытания необходимы данные испытаний, включая профиль ветра для составляющей бокового ветра как минимум 60% от величины эксплуатационной характеристики для самолета, измеренной на высоте 10 м (33 фута) над ВПП

± 3° по курсовому углу

Правильные направления для руля направления, педали управления и курсового угла при величинах путевой скорости ниже 74 км/ч (40 узлов)

Для самолетов с обратимыми системами управления полетом:

Компоненты скорости ветра должны быть предоставлены в форме величин встречного (лобового) ветра и бокового ветра относительно ВПП

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на рулевую колонку;

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия на штурвал;

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на педаль управления

1.b

7) Прерванный взлет

Взлет

Регистрируется при массе, близкой к максимальной сертифицированной взлетной массе

Скорость в момент прерывания взлета должна составлять как минимум 80% от . Автоматическое торможение используется, когда это применимо

Используется максимальное усилие торможения в автоматическом или ручном режиме

Если отсутствует возможность продемонстрировать максимальное торможение, приемлемой альтернативой является проведение испытания с использованием приблизительно 80% от усилия торможения и полного реверса, если это применимо

Время и расстояние должны регистрироваться с момента отпускания тормозов и до полной остановки самолета

Для устройств типа I, III и VI время регистрируется в течение как минимум 80% от интервала времени с момента инициализации прерванного взлета до полной остановки самолета

1.b

8) Динамический отказ двигателя после взлета

± 2°/с или ± 20% от угловой скорости фюзеляжа

Взлет

Скорость при отказе двигателя должна быть в пределах ± 5,56 км/ч (± 3 узла) относительно самолетных данных

Отказ двигателя может представлять собой резкое уменьшение числа оборотов до режима малого газа

Регистрация процесса полета без участия пилота, начиная с момента времени за 5 с до отказа двигателя и до + 5 с после отказа двигателя или до момента достижения угла крена в 30, в зависимости от того, что произойдет первым

По соображениям безопасности летные испытания проводиться вне эффекта влияния земли на безопасной высоте, однако в правильной конфигурации и на соответствующей воздушной скорости

Самолет с компьютерным управлением: Испытания должны проводиться при штатном и нештатном состоянии системы управления

1.c

Набор высоты

1.c

1) Нормальный набор высоты со всеми работающими двигателями

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 0,5 м/с (100 фут/мин) или ± 5% от скорости набора высоты

Конфи-
гурация с убранными закрылками и шасси

ПНВ

Предпочтительно использовать данные летных испытаний, тем не менее приемлемой альтернативой являются данные из руководства по эксплуатации самолета

Регистрация ведется при номинальной скорости набора высоты и на средней высоте начального участка набора высоты

Характеристики тренажера должны регистрироваться на интервале как минимум 300 м (1000 футов)

Для тренажеров типа I, II, III, IV и VI данное испытание может проводиться в виде теста моментального состояния

________________
Правильные направление и величина.

1.c

2) 2 участок набора высоты с одним неработающим двигателем

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

2-й участок набора высоты

ПНВ

Предпочтительны данные летных испытаний, тем не менее, приемлемой альтернативой являются данные из руководства по эксплуатационным характеристикам самолета

± 0,5 м/с (100 фут/мин) или ± 5% от вертикальной скорости набора высоты, но не меньше, указанной в требованиях руководства по эксплуатационным характеристикам самолета

Регистрация ведется при номинальной скорости набора высоты

Характеристики тренажера должны регистрироваться на интервале как минимум 300 м (1000 футов)

Испытание проводится при граничных условиях (вес, высота и температура)

Для устройств типа I, II, III, IV и VI данное испытание может представлять собой испытание в виде теста моментального состояния

1.c

3) Набор высоты с одним неработающим двигателем при выполнении полета по маршруту

± 10% от интервала времени

± 10% от величины дистанции

± 10% от использованного количества топлива

Конфигу-
рация с убранными закрылками и шасси

Могут использоваться данные летных испытаний или данные из руководства по эксплуатационным характеристикам самолета.

Испытание проводится на участке как минимум 1550 м (5000 футов)

1.c

4) Набор высоты в посадочной конфигурации с одним неработающим двигателем с учетом обледенения, если это предусмотрено в

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 0,5 м/с
(100 фут/мин) или ± 5% от вертикальной скорости набора

Заход на посадку

Могут использоваться данные летных испытаний или данные из руководства по эксплуатационным характеристикам самолета

руководстве по эксплуатационным характеристикам самолета для этого этапа полета

высоты, но не меньше вертикальной скорости набора высоты, указанной в руководстве по эксплуатационным характеристикам самолета

Характеристики тренажера должны регистрироваться на интервале, как минимум, 300 м (1000 футов)

Испытание проводится при близкой к максимальной сертифицированной посадочной массе, применимой в отношении захода на посадку в условиях обледенения

Самолет должен иметь конфигурацию со всеми нормально функционирующими противообледенительными и антиобледенительными системами, а также с убранными шасси и при положении закрылков для ухода на второй круг

Должны применяться все методы учета обледенения в соответствии с данными руководства по эксплуатационным характеристикам самолета, относящимся к заходу на посадку в условиях обледенения

1.d

Крейсерский полет и снижение

1.d

1) Ускорение в режиме горизонтального полета

± 5% от интервала времени

Крейсер-
ский полет

Интервал времени, необходимый для увеличения воздушной скорости как минимум на 92,6 км/ч (50 узлов) с использованием номинальной или эквивалентной тяги

Для самолетов с небольшим диапазоном эксплуатационных скоростей полета, изменение скорости может быть уменьшено до уровня 80% от изменения эксплуатационной скорости

1.d

2) Торможение в горизонтальном полете

± 5% от интервала времени

Крейсер-
ский полет

Интервал времени, необходимый для уменьшения воздушной скорости как минимум на 92,6 км/ч (50 узлов) с использованием режима малого газа

Для самолетов с небольшим диапазоном эксплуатационных скоростей полета изменение скорости может быть уменьшено до уровня 80% от изменения эксплуатационной скорости

1.d

3) Характеристики крейсерского режима полета

± 0,05% по степени повышения давления в двигателе (EPR) или ± 3% от N1 или ± 5% от крутящего момента

± 5% от расхода топлива

Крейсер-
ский полет

Испытание может быть в виде одного теста моментального состояния с указанием мгновенного расхода топлива, или же, как минимум, двух последовательных тестов моментального состояния с разбросом как минимум в 3 мин в режиме установившегося полета

1.d

4) Снижение на режиме малого газа

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1,0 м/с (200 фут/мин) или ± 5% от скорости снижения

Конфи-
гурация с убранными закрылками и шасси

Снижение на установившемся режиме малого газа с нормальной скоростью снижения при среднем значении высоты

Характеристики тренажера должны регистрироваться на интервале как минимум 300 м (1000 футов)

1.d

5) Аварийное снижение

± 9,26 км/ч (± 5 узлов) по воздушной скорости

± 1,5 м/с (300 фут/мин) или ±
5% от скорости снижения

Согласно данным об эксплу-
атационных характе-
ристиках самолета

Снижение в установившемся режиме должно осуществляться с выпущенными аэродинамическими тормозами, если это применимо, на средней высоте со скоростью, близкой к максимальной эксплуатационной скорости) или в соответствии с правилами аварийного снижения

Характеристики тренажера должны регистрироваться на интервале как минимум 900 м (3000 футов)

1.e

Остановка самолета

1.e

1) Время и дистанция торможения, ручное управление колесными тормозами, сухая ВПП, без применения реверса тяги

± 1,5 с или ± 5% от интервала времени

Для дистанций до 1220 м (4000 футов) наименьшая величина ± 61 м (200 футов) или ± 10% от величины дистанции

Для дистанций больше 1220 м (4000 футов) ± 5% от величины дистанции

Посадка

Время и дистанцию следует регистрировать как минимум в течение 80% от полного интервала времени, начиная с момента касания земли до полной остановки самолета

Положение тормозных интерцепторов и давление в тормозной системе должны представляться в виде графиков (если это применимо)

Необходимы данные для средней и близкой к максимальной сертифицированной посадочной массе.

Инженерные данные могут использоваться для условий, соответствующих средней массе

1.e

2) Время и дистанция торможения, реверс тяги, без использования колесных тормозов, сухая ВПП

± 1,5 с или ± 5% от интервала времени и меньше ± 61 м (200 футов) или ± 10% от величины дистанции

Посадка

Время и дистанцию необходимо регистрировать как минимум в течение 80% от полного интервала времени с момента включения реверса тяги до минимальной эксплуатационной скорости при полном реверсе тяги

Положение тормозных интерцепторов должно представляться в виде графика (если применимо)

Необходимы данные для средней и близкой к максимальной сертифицированной посадочной массе

Инженерные данные могут использоваться для условий, соответствующих средней массе

1.e

3) Дистанция торможения до полной остановки самолета с использованием колесных тормозов, мокрая ВПП

± 61 м (200 футов) или ± 10% от величины дистанции

Посадка

Требуется использовать данные летных испытаний, либо данные из руководства изготовителя по эксплуатационным характеристикам самолета, если таковые имеются

Приемлемой альтернативой являются инженерные данные на основе дистанции торможения до остановки самолета, полученные в процессе летных испытаний на сухой ВПП, и с учетом влияния загрязнения ВПП на значения коэффициентов торможения

1.e

4) Дистанция торможения до полной остановки самолета, при использовании колесных тормозов, обледеневшая ВПП

± 61 м (200 футов) или ± 10% от величины дистанции

Посадка

Требуется использовать данные летных испытаний, либо данные из руководства по эксплуатационным характеристикам самолета от изготовителя, если они есть

Приемлемой альтернативой являются инженерные данные на основе дистанции торможения до остановки самолета, полученные в процессе летных испытаний на сухой ВПП, и с учетом влияния загрязнения ВПП на значения коэффициентов торможения

1.f

Двигатели

1.f

1) Приемистость

± 10% от Ti или ± 0,25 с;

± 10% от Tt или ± 0,25 с

Заход на посадку или посадка

Ti - полное время от начала перемещения рычага управления двигателем (далее - РУД) до момента, когда суммарная реакция

Для устройств типа I, III и VI:

± 10% от Ti или ± 1 с;
± 10% от Tt или ± 1 с.

критического параметра двигателя превысит режим малого газа на 10%.

Tt - полное время от начала перемещения РУД до момента, когда суммарная реакция

Для устройств типа II и IV:

± 10% от Ti или ± 1 с;

± 10% от Tt или ± 1 с

ПНВ

критического параметра двигателя превысит режим малого газа на 90%.

Полная реакция представляет собой постепенное изменение критического параметра двигателя от режима малого газа до режима ухода на второй круг

1.f

2) Торможение
(уменьшение числа оборотов двигателя)

± 10% от Ti или ± 0,25 с;

и ± 10% от Tt или ± 0,25 с

На земле

Ti - полное время от начала движения РУД до момента, когда суммарная реакция критического параметра двигателя будет меньше максимальной взлетной мощности на 10%

Для устройств типа I, III и VI:

± 10% Ti или ± 1 с;

± 10% Tt или ± 1 c

Tt - полное время от начала движения РУД до момента, когда суммарная реакция критического параметра двигателя будет меньше максимальной взлетной мощности на 90%

Для устройств типа II и IV:

± 10% от Ti или ± 1 с;

± 10% от Tt или ± 1 с

ПНВ

Полная реакция представляет собой постепенное изменение критического параметра двигателя от уровня максимальной взлетной мощности до режима малого газа

ИСПЫТАНИЕ

ДОПУСК

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА

Тип тренажера

ПРИМЕНЕНИЕ ТРЕНАЖЕРОВ

III

VII

ХАРАКТЕРИСТИКИ УПРАВЛЯЕМОСТИ

2.a

Проверки статических характеристик управления

2.a

1) Калибровка усилий на рычагах управления по тангажу и положения управляющей поверхности в зависимости от положения рычага управления по тангажу

±0,9 даН (2 фунт-силы) по усилию страгивания

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия

± 2° по углу отклонения руля высоты

На земле

Непрерывный полный ход рычага управления от упора до упора. Результаты испытаний должны проверяться с помощью данных летных испытаний, испытаний на продольную статическую устойчивость, на сваливание

Усилия на рычаге управления по тангажу в зависимости от его положения

± 0,9 даН (2 фунт-силы) по усилию страгивания

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия

Заход на посадку

ПНВ

Усилия на рычаги управления и их перемещения должны в целом соответствовать усилиям и перемещениям рычагов управления класса моделируемых самолетов

2.a

2) Калибровка усилий на рычаге управления по крену и положения управляющей поверхности в зависимости от положения рычага управления по крену

± 0,9 даН (2 фунт-силы) по усилию страгивания

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия

± 2° по углу отклонения элеронов

± 3 по углу отклонения интерцепторов

На земле

Усилия на рычаге управления по крену в зависимости от его положения

± 0,9 даН (2 фунт-силы) по усилию страгивания

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия

Заход на посадку

ПНВ

Усилия на рычаги управления и перемещения рычагов управления должны в целом соответствовать усилиям и перемещениям рычагов управления класса моделируемых самолетов

2.a

3) Калибровка усилий на педалях управления рулем направления и положения управляющей поверхности в зависимости от положения педалей управления рулем направления

± 2,2 даН (5 фунт-силы) по усилию страгивания

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия

± 2° по углу отклонения элеронов

На земле

Непрерывный полный ход педалей управления от упора до упора. Результаты испытаний должны проверяться с помощью данных летных испытаний, испытаний на продольную статическую устойчивость, на сваливание

Усилия на педалях управления рулем направления в зависимости от их положения

± 2,2 даН (5 фунт-силы) по усилию страгивания

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия

Заход на посадку

ПНВ

Усилия на педали управления и перемещения педалей управления должны в целом соответствовать усилиям и перемещениям педалям управления класса моделируемых самолетов

2.a

4) Калибровка усилий на рычаге управления носовым колесом и положения носового колеса в зависимости от

± 0,9 даН (2 фунт-силы) по усилию страгивания

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия

На земле

ПНВ

Непрерывный полный ход рычага управления от упора до упора

положения рычага управления носовым колесом

± 2° по углу поворота носового колеса

2.a

5) Калибровка положения носового колеса в зависимости от положения педалей управления рулем направления

± 2° по углу поворота носового колеса

На земле

Непрерывный полный ход рычага управления от упора до упора

2.a

6) Калибровка триммирования по тангажу, в зависимости от положения управляющей поверхности

± 0,5° по углу отклонения триммера

На земле

Цель данного испытания - сравнение положений поверхности на тренажере и показаний индикатора с запрограммированными величинами

± 1,0° по углу отклонения триммера

На земле

ПНВ

2.a

7) Скорость триммирования по тангажу

± 10% от величины скорости триммирования или

± 0,1°/с по скорости триммирования

На земле и заход на посадку

Скорость триммирования необходимо проверять при первом включении триммера пилотом (на земле) и при первом включении триммера автопилотом или пилотом в полете или в ситуации ухода на второй круг

2.a

8) Калибровка РУД

При согласовании параметров двигателя:

±5° по углу отклонения РУД

При согласовании фиксаторов:

На земле

ПНВ

Одновременная регистрация для всех двигателей. Допуски применяются по отношению к самолетным данным

Для самолетов с фиксируемыми положениями РУД

± 3% от N1 или ± 0,03 от степени повышения давления в двигателе или ± 3% от крутящего момента, или эквивалентные значения

Если рычаги не имеют угловых перемещений, то применяется допуск величиной ± 2 см (± 0,8 дюйма)

должны представляться все фиксируемые положения, а также как минимум, одно положение между фиксируемыми положениями или концевыми точками (если это применимо). Для самолетов без фиксируемых положений РУД должны представляться концевые точки и как минимум три других положения

Допустимо использование данных, полученных на испытываемом самолете или на инженерном тренажере при условии, что используется соответствующий блок управления двигателем (как в отношении оборудования, так и программного обеспечения)

Что касается винтовых самолетов, то при наличии дополнительного рычага, обычно называемого рычагом управления воздушным винтом, этот дополнительный рычаг также должен быть проверен

Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

2.a

9) Калибровка давления в тормозной системе и усилий на педали тормоза в зависимости от положения педали тормоза

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия

± 1,0 МПа (150 фунт/кв. дюйм) или
± 10% от давления в тормозной системе

На земле

Для демонстрации соответствия разрешается использовать результаты расчетов компьютера тренажера

В ходе проведения наземного статического

Для устройств типа I, III и VI:

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия

ПНВ

испытания необходимо сопоставлять величины давления в гидравлической системе с положениями педали

Следует проверять педальные посты как правого так и левого пилотов

2.b

Проверки динамических характеристик управления

Испытания 2.b.1, 2.b.2 и 2.b.3 не применяются к тренажеру, если управляющие усилия полностью формируются с помощью оригинального самолетного блока управления, установленного на тренажере. Мощность (тяга) может быть такой, которая необходима для выполнения горизонтального полета, если не оговорено иное

2.b

1) Управление по тангажу

Для систем с недостаточным демпфированием:

Т() ± 10% от или ± 0,05 с

Т() ± 20% от или ± 0,05 с.

Т() ± 30% от или ± 0,05 с

Взлет, крейсерский режим

Должны представляться данные для нормальных отклонений рычагов управления в обоих направлениях (примерно от 25% до 50% полного хода или от 25% до 50% максимально допустимого отклонения рычага управления по тангажу для режимов полета, ограниченных областью маневренных перегрузок)

Т() ± 10(n+1)% от или ± 0,05 с

Т() ± 10% от , где - максимальная амплитуда или ± 0,5% от полного хода рычага управления (от упора до упора)

Допуски применяются к абсолютным величинам для каждого периода (рассматриваемого отдельно)

n - последовательный период полного колебания

Зона нечувствительности T() ± 5% от или ± 0,5% от максимального хода рычага управления

± 1 значимых перерегулирований (минимум от 1 значимого перерегулирования)

Стационарное положение в пределах зоны нечувствительности

Допуски не должны применяться к периоду или амплитуде после последнего значимого перерегулирования

Колебания в пределах допусков не считаются значимыми и допуски к ним не применяются

Только для систем с избыточным демпфированием и с критическим демпфированием применимы следующие допуски: Т() ± 10% от или ± 0,05 с

2.b

2) Управление по крену

То же самое, что и в пункте 2.b.1

Взлет, крейсерский режим и посадка

Должны быть представлены данные для нормальных отклонений рычагов управления (примерно от 25% до 50% от полного хода или примерно от 25% до 50% максимально допустимого отклонения рычага управления по крену для режимов полета, ограниченных областью маневренных нагрузок)

2.b

3) Управление по рысканию

То же, что и в пункте 2.b.1

Взлет, крейсерский режим и посадка

Должны представляться данные для нормальных отклонений рычагов управления (примерно от 25% до 50% от полного хода)

2.b

4) Незначительные отклонения рычага управления по тангажу

± 0,15°/с по скорости тангажа фюзеляжа или

± 20% от максимальной скорости тангажа фюзеляжа применительно к процессу изменения

Заход на посадку или посадка

Отклонения рычагов управления должны быть типичными для незначительных поправок как при заходе на посадку по приборам (скорость тангажа примерно от 0,5°/с до 2°/с)

по времени

Испытание проводится в обоих направлениях

Демонстрация данных, описывающих изменение по времени, начиная от момента 5 с перед началом отклонения рычага управления до, как минимум, 5 с после начала отклонения рычага управления

Если для демонстрации обоих направлений проводится одно испытание, то перед перемещением рычага управления в обратном направлении должно пройти как минимум 5 с.

Самолет с компьютерным управлением

Испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления

2.b

5) Незначительные отклонения рычага управления по крену

± 0,15°/с от скорости крена фюзеляжа или ± 20% от максимальной скорости крена применительно к процессу изменения по времени.

Заход на посадку или посадка

Отклонения рычагов управления должны быть типичными для незначительных поправок при заходе на посадку по приборам (скорость крена приблизительно от 0,5°/c до 2°/c)

Испытание проводится в одном направлении.

Для самолетов с несимметричными характеристиками испытания проводятся в обоих направлениях

Демонстрация данных, описывающих изменение по времени, начиная от момента 5 с перед началом отклонения рычага управления до момента как минимум 5 с после начала отклонения рычага управления.

Если для демонстрации обоих направлений проводится одно испытание, то перед перемещением органа управления в обратном направлении должно пройти как минимум 5 с.

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления

2.b

Самолет с компьютерным управлением:

Незначительные отклонения рычага управления по рысканию

± 0,15/с от скорости рыскания фюзеляжа или

± 20% от максимальной скорости рыскания фюзеляжа применительно к процессу изменения по времени

Заход на посадку или посадка

При заходе на посадку по приборам отклонения рычага управления должны быть типичными для незначительных поправок (скорость рыскания примерно от 0,5°/с до 2/°с).

Испытания проводятся в обоих направлениях.

Демонстрация данных, описывающих изменение по времени, начиная от 5 с перед началом отклонения рычага управления до, как минимум, 5 с после начала отклонения рычага управления.

Если для демонстрации обоих направлений используется одно испытание, то перед перемещением органа управления в обратном направлении должно пройти как минимум 5 с.

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления

2.c

Продольное движение

Установленная тяга должна быть такой, которая необходима для выполнения горизонтального полета

2.c

1) Динамические характеристики при изменении тяги

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 30 м (100 фут) по абсолютной высоте

± 1,5° или ± 20% от угла тангажа

Заход на посадку

ПНВ

Изменение тяги от уровня, необходимого для захода на посадку или для горизонтального полета, до номинальной тяги или до значения тяги, необходимой для ухода на второй круг

Для тренажеров типа II и IV:

1) Усилие при изменении тяги

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 20% от усилия на рычаг управления по тангажу

ПНВ

Изменение по времени неконтролируемой свободной реакции в течение интервала времени, начинающегося как минимум с момента за 5 с до начала изменения тяги и заканчивающегося через 15 с после завершения изменения тяги

Самолет с компьютерным управлением:

для тренажеров типа V и VII испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления;

для тренажеров типа I, II, III, IV и VI испытание проводится только в штатном режиме управления

Испытания усилий должны предусматривать создание усилий, необходимых для поддержания постоянной воздушной скорости или высоты с целью завершения процедуры изменения конфигурации

2.c

2) Динамические характеристики при изменении положения закрылков

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 30 м (100 футов) по абсолютной высоте

± 1,5° или ± 20% от угла тангажа.

Взлет и начальная уборка закрылков, заход на посадку

ПНВ

Изменение по времени неконтролируемой свободной реакции в течение интервала времени, начинающегося как минимум с момента за 5 с до начала изменения конфигурации и заканчивающегося через 15 с после завершения процедуры изменения конфигурации

Самолет с компьютерным управлением:

для тренажеров типа V и VII испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления.

для тренажеров типа I, II, III, IV и VI испытание проводится только в штатном режиме управления

Испытания усилий (для тренажеров типа II или IV) должны предусматривать создание усилий, необходимых для поддержания постоянной воздушной скорости или высоты с целью завершения процедуры изменения конфигурации

Для тренажеров типа II и IV:

2) Усилие для изменения положения закрылков

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 20% от усилия на рычаг управления по тангажу

ПНВ

2.c

3) Динамические характеристики при изменении положения интерцепторов (аэродинамических тормозов)

± 5,56 км/ч (± 3 узла) от воздушной скорости

± 30 м (100 футов) по абсолютной высоте

± 1,5° или ± 20% от угла тангажа

Крейсерский полет

ПНВ

Необходимы результаты, относящиеся как к выпуску, так и уборке механизации. Самолет с компьютерным управлением:

для тренажеров типа V и VII испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления;

для тренажеров типа I, II, III, IV и VI испытание проводится только в штатном режиме управления

2.c

4) Динамические характеристики при изменении положения шасси

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 30 м (100 футов) по высоте

± 1,5 мили ± 20% от угла тангажа

Взлет (уборка) и заход на посадку (выпуск)

ПНВ

Изменение по времени неконтролируемой свободной реакции в течение интервала времени, начинающегося с момента как минимум за 5 с до начала изменения конфигурации и заканчивающегося через 15 с после завершения процедуры изменения конфигурации

Самолет с компьютерным управлением:

для тренажеров типа V и VII испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления;

для тренажеров типа I, II, III, IV и VI испытание проводится только в штатном режиме управления

для тренажеров типов II и IV:

усилие при изменении положения шасси

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 20% от усилия на рычаг управления по тангажу

ПНВ

2.c

5) Продольная балансировка

± 1° по углу руля высоты

± 0,5° по углу стабилизатора

± 1° по углу тангажа

± 5% от чистой тяги или от эквивалентной величины

Крейсерский полет, заход на посадку и посадка

Балансировка в установившемся режиме горизонтального полета с соответствующей тягой, требуемой для горизонтального полета. Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в штатном или нештатном режиме управления, если это применимо;

Для тренажеров типа I, III и VI:

± 2° по углу руля высоты

± 1° по углу стабилизатора

± 2° по углу тангажа

± 5% от чистой тяги или от эквивалентной величины

Для тренажеров типа I, III и VI возможно использование положение рычага управления по тангажу вместо угла руля высоты и положение триммера вместо угла стабилизатора

Для тренажеров типа IIIV:

± 2° по углу руля высоты

± 1° по углу стабилизатора

± 2° по углу тангажа

± 5% от чистой тяги или от эквивалентной величины

ПНВ

2.c

6) Продольная устойчивость при маневрировании (усилие на ручке управления/g)

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или 10% от усилия на рычаг управления по тангажу

Крейсер-
ский полет, заход на посадку и посадка

ПНВ

Возможно использование данных, описывающих непрерывное изменение по времени, или серии тестов моментального состояния

Альтернативный метод:

± 1° или ± 10% от изменения угла руля высоты

Испытание проводится для углов крена примерно до 30° для конфигураций захода на посадку и посадки.
Испытание проводится для углов крена примерно до 45° для конфигурации крейсерского режима

Допуск по усилиям не применим, если усилия создаются исключительно с помощью оригинального самолетного оборудования, установленного на тренажер

Альтернативный метод относится к самолетам, на которых усилие на ручке управления не зависит от перегрузки

В качестве альтернативного метода для тренажеров типа I, III и VI можно использовать положение рычага управления по тангажу вместо угла отклонения руля высоты

Самолет с компьютерным управлением:

для тренажеров типа V и VII испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления. Для устройств типа I, II, III, IV и VI испытание проводится только в штатном режиме управления

2.c

7) Продольная статическая устойчивость

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или 10% по усилию на рычаг управления по тангажу

Альтернативный метод:

± 1° или ± 10% от изменения угла руля высоты

Заход на посадку

ПНВ

Необходимы данные, как минимум, для двух скоростей свыше и двух скоростей ниже скорости балансировки. Диапазон скоростей должен быть достаточным для демонстрации характеристик зависимости усилия на рычаге от скорости

Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

Альтернативный метод относится к самолетам, которые не имеют характеристик устойчивости по скорости

В качестве альтернативного метода для тренажеров типа I, III и VI можно использовать положение органа управления по тангажу вместо угла отклонения руля высоты.

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание в штатном или нештатном режиме управления, если это применимо

2.c

8) Характеристики сваливания

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости для начального бафтинга (тряски), для сигналов предупреждения

2 участок набора высоты и заход на посадку или посадка

Вход в режим сваливания из полета при отсутствии крена (перегрузка 1 g) на режиме малого газа или тяге, близкой к той величине

о сваливании и для скоростей сваливания

± 2° по углу крена для скоростей свыше уровня

Должны быть представлены данные изменения по времени, включая полное сваливание и начало выхода из сваливания

срабатывания вибросигнализатора ручки управления или уровня начального бафтинга (тряски)

± 2° по углу атаки для порога бафтинга (тряски) по восприятию и начального бафтинга (тряски) на основе нормальной перегрузки

Сигнал предупреждения о приближении к сваливанию должен быть зарегистрирован и правильно выдаваться относительно сваливания

Авиационные тренажеры самолетов, проявляющих свойство внезапного изменения положения по тангажу или резкое уменьшение перегрузки, также должны демонстрировать эти характеристики

Приближение к сваливанию:

± 2° по углу тангажа;

± 2° по углу атаки; и

± 2° по углу крена

Для самолетов с обратимыми системами управления полетом:

Самолет с компьютерным управлением:

для тренажеров типа V и VII испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления, если это применимо;

для тренажеров типа I, II, III, IV и VI испытание проводится только в штатном режиме управления, если это применимо

± 10% или ± 2,2 даН (5 фунт-сила) по усилию на колонку (только перед резким изменением перегрузки ())

Для тренажеров типа I, II, III, IV и VI (маневр не должен включать в себя полное сваливание):

ПНВ

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости для выдачи предупреждения о сваливании

2.c

9) Динамические характеристики фугоидного движения

± 10% от величины периода

± 10% от интервала времени до момента достижения вдвое меньшей или вдвое большей амплитуды или ± 0,02 от коэффициента демпфирования

Крейсер-
ский полет

Испытание должно включать в себя три полных цикла или такое количество циклов, которое необходимо для определения интервала времени до момента достижения вдвое меньшей или вдвое большей амплитуды, в зависимости от того, какое значение будет меньше

Для тренажеров типа I, II, III, IV и VI:

± 10% от величины периода с типовым демпфированием

ПНВ

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в нештатном режиме управления

2.c

10) Динамические характеристики коротко-
периодического движения

± 1,5° по углу тангажа или ± 2/с по скорости тангажа

± 0,1 g от нормального ускорения

Крейсер-
ский полет

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления

2.d

Боковое движение

Режим двигателя должен быть такой, который необходим для выполнения горизонтального полета

2.d

1) Минимальная эволютивная скорость в воздухе
() или при заходе на посадку () в соответствии с действующими требованиями летной годности, либо с характеристиками управляемости в воздухе на малой скорости с одним неработающим двигателем

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

Взлет или посадка (в зависимости от того, какой режим является наиболее критическим для данного самолета)

ПНВ

Минимальная скорость может быть определена на основе характеристики или предела характеристики управления, который не позволяет продемонстрировать достижение или обычным образом

На работающем(их) двигателе(ях) должна быть установлена взлетная тяга

Возможно использование данных, описывающих изменение по времени, или данных теста моментального состояния

Для тренажеров типа I, II, III, IV и VI важно обеспечивать реальную взаимосвязь между скоростями (или ) и для всех конфигураций и, в частности, для максимально критической конфигурации при отказе двигателя на режиме полной тяги

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в штатном или нештатном режиме управления, если это применимо

2.d

2) Реакция по крену (угловая скорость)

± 2/с или ± 10% от угловой скорости крена

Для самолетов с обратимыми системами управления полетом:

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия на штурвал

Крейсерский полет и заход на посадку или посадка

ПНВ

Испытание со штатным перемещением рычага управления по крену (примерно одна треть от максимального хода рычага управления креном).

2.d

3) Ступенчатый входной сигнал на рычаге управления в кабине экипажа по крену

± 2 или + 10% от угла крена

Заход на посадку или посадка

При нулевом угле крена необходимо ввести ступенчатый входной управляющий сигнал по крену, используя примерно одну треть от полного хода рычага управления креном. При угле крена примерно 20°-30° следует резко вернуть ручку управления по крену в нейтральное положение и позволить свободную реакцию самолета в течение как минимум 10 с.

Самолет с компьютерным управлением:

для тренажеров типа V и VII испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления;

для тренажеров типа I, III и VI испытание проводится только в штатном режиме управления

2.d

4) Спиральная устойчивость

Правильное направление и ± 2° или ± 10% от угла крена за 20 с

В случае альтернативного испытания:

правильное направление и ± 2° по углу отклонения элеронов

Крейсерский полет и заход на посадку или посадка

Возможно использование самолетных данных, усредненных на основе результатов нескольких испытаний

Испытание проводится в обоих направлениях. В качестве альтернативного испытания осуществляется демонстрация

Для тренажеров типа I, II, III, IV и VI:

Правильное направление
± 3° или ± 10% от угла крена за 20 с

ПНВ

поперечного управления, необходимого для выполнения установившегося разворота с углом крена приблизительно 30°

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в нештатном режиме управления

2.d

5) Балансировка самолета с неработающим двигателем

± 1° по углу отклонения руля направления или ± 1° по углу отклонения триммера или эквивалентному перемещению педали руля направления

± 2° по углу скольжения

2-ой участок набора высоты и заход на посадку или посадка

Испытание должно проводиться с тем же порядком действий, которому пилот обучается для балансировки самолета в условиях отказа двигателя.

Испытание на втором участке набора высоты должно проводиться при взлетной тяге. Испытание при заходе на посадку или при посадке должно проводиться при режиме тяги, требуемом для горизонтального полета.

Это испытание может проводиться в виде тестов моментального состояния.

Для тренажеров типа I, III и VI:

Согласование угла скольжения осуществляется только для обеспечения повторяемости и только при проведении периодических оценок

2.d

6) Реакция на отклонение руля направления

± 2°/с или ± 10% от скорости рыскания

или для тренажеров типа II и IV:

± 2°/с или ± 10% от скорости рыскания или ± 10% от изменения курса

Заход на посадку или посадка

ПНВ

Испытание проводится при включенной и выключенной системе повышения устойчивости

Испытание проводится со ступенчатым входным сигналом при перемещении педали руля направления приблизительно на 25% от полного хода

2.d

7) Колебания вызванные взаимодействием путевого и поперечного канала

± 0,5 с или ± 10% от величины периода

± 10% от интервала времени до момента достижения вдвое меньшей или вдвое большей амплитуды или ± 0,02 от коэффициента демпфирования

± 1 с или ± 20% от разности по времени между максимумами угла крена и угла скольжения

Крейсерский полет и заход на посадку или посадка

Испытание проводится, как минимум, для шести периодов с отключенной системой повышения устойчивости

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в нештатном режиме управления

Для тренажеров типа I, III и VI:

± 0,5 с или ± 10% от величины периода с типовым демпфированием

2.d

8) Установившееся скольжение

Для заданного положения руля направления:

± 2° по углу крена;

± 1° по углу скольжения;

Заход на посадку или посадка

ПНВ

Представляется серией векторов мгновенного состояния с использованием, по крайней мере, двух положений руля направления (в каждом направлении для винтовых самолетов),

± 2° или ± 10% от угла отклонения элеронов; и

±5° или ± 10% от угла отклонения интерцепторов или эквивалентного положения рычага управления креном, либо эквивалентного усилия на рычаг управления креном.

одно из которых должно быть почти максимальным разрешенным отклонением руля направления

Для самолетов с обратимыми системами управления:

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия на штурвал

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на педаль руля направления

ПНВ

Для тренажеров типа I, III и VI:

Вместо угла отклонения элеронов можно использовать положение рычага управления по углу крена. Согласование угла скольжения осуществляется только для обеспечения повторяемости и только при проведении периодических оценок

2.e

Посадки

2.e

1) Нормальная посадка

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости.

± 1,5° по углу тангажа

± 1,5° по углу атаки

± 3 м (10 фут) или ± 10% от относительной высоты

Для самолетов с обратимыми системами управления полетом:

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на колонку

Посадка

Испытание проводится с высоты как минимум 61 м (200 футов) над уровнем земли до момента касания ВПП носовым колесом.

Должны быть продемонстрированы два испытания, включая две штатных конфигурации посадочных закрылков (если это применимо), причем одна из конфигураций должна быть с почти максимальной сертифицированной посадочной массой, а вторая с небольшой или средней посадочной массой

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание проводится в штатном и нештатном режимах управления, если это применимо

2.e

2) Посадка с минимальной конфигурацией закрылков

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости.

± 1,5° по углу тангажа

± 1,5° по углу атаки

± 3 м (10 футов) или ± 10% от относительной высоты

Для самолетов с обратимыми системами управления полетом:

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на колонку

Минимальная сертифи-
цированная конфигурация посадочных закрылков

Испытание проводится с высоты как минимум 61 м (200 футов) над уровнем земли до момента касания ВПП носовым колесом

Испытание проводится с почти максимальной сертифицированной посадочной массой

2.e

3) Посадка при боковом ветре

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости.

± 1,5° по углу тангажа

± 1,5° по углу атаки

Посадка

Испытание проводится с высоты, как минимум 61 м (200 футов) над уровнем земли до момента уменьшения на 50% скорости касания ВПП основным шасси

± 3 м (10 футов) или ± 10% от высоты

± 2° по углу крена

± 2° по углу скольжения

± 3° по курсовому углу

Необходимы данные испытаний, включая профиль ветра, для составляющей бокового ветра, равной, как минимум, 60% от значения из данных характеристик для самолета, измеренных на высоте 10 м (33 фута) над ВПП

Для самолетов с обратимыми системами управления:

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на колонку

± 1,3 даН (3 фунт-силы) или ± 10% от усилия на штурвал

± 2,2 даН (5 фунт-силы) или ± 10% от усилия на педаль руля направления

Составляющие ветра должны представляться величинами встречного и бокового ветра относительно ВПП

2.e

4) Посадка с одним неработающим двигателем

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1,5° по углу тангажа

± 1,5° по углу атаки

± 3 м (10 футов) или ± 10% от относительной высоты

± 2° по углу крена

± 2° по углу скольжения

± 3° по курсовому углу

Посадка

2.e

5) Посадка с использованием автопилота (если это применимо)

± 1,5 м (5 футов) от высоты выравнивания

±0,5 с или ± 10% от Tf

± 0,7 м/с (140 фут/мин) от скорости снижения при касании ВПП

± 3 м (10 футов) от бокового отклонения в процессе после посадочного пробега

Посадка

Если автопилот обеспечивает управление после посадочного пробега, то регистрируется боковое отклонение от момента касания до момента снижения на 50% скорости при касании ВПП основным шасси.

Следует регистрировать время включения автопилотом режима выравнивания и время касания ВПП основным шасси.

Tf - длительность выравнивания

2.e

6) Уход на второй круг с использованием автопилота и при всех работающих двигателях

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1,5° по углу тангажа

± 1,5° по углу атаки

Согласно данным летно-
технических характеристик самолета

Требуется продемонстрировать штатный уход на второй круг с использованием автопилота (если это применимо) при всех работающих двигателях со средней массой

2.e

7) Уход на второй круг с одним неработающим двигателем

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости.

± 1,5° по углу тангажа

± 1,5° по углу атаки

± 2° по углу крена

± 2° по углу скольжения

Согласно данным летно-
технических характеристик самолета

Требуется выполнить уход на второй круг с одним неработающим двигателем, с близкой к максимальной сертифицированной посадочной массой и с неработающим критическим двигателем

Одно испытание проводится с включенным автопилотом (если это применимо) и одно испытание - без автопилота

Самолет с компьютерным управлением:

Испытание без автопилота должно проводиться в нештатном режиме управления

2.e

8) Путевое управление (эффективность руля направления) при использовании реверса тяги (симметричной)

± 9,26 км/ч (± 5 узлов) по воздушной скорости

± 2°/с по скорости рыскания

Посадка

Задавать входные сигналы педали руля направления в обоих направлениях с использованием полного реверса тяги до достижения величины минимальной эксплуатационной скорости при полном реверсе тяги

2.e

9) Путевое управление (эффективность руля направления) при использовании реверса тяги (несимметричной)

± 9,26 км/ч (±5 узлов) по воздушной скорости

± 3° по курсовому углу

Посадка

При максимальном реверсе тяги на работающем(их) двигателе(ях) необходимо выдерживать курс с помощью педали руля направления до тех пор, пока не будет достигнуто максимальное перемещение педали руля направления или пока не будет достигнута минимальная эксплуатационная скорость при реверсе тяги

2.f

Эффект влияния земли

2.f

1) Испытание для демонстрации эффекта влияния земли

± 1° по углу отклонения руля высоты

± 0,5° по углу отклонения стабилизатора

Посадка

Для обоснования результатов представляется рациональное объяснение

Самолет с компьютерным

± 5% от чистой тяги или от эквивалентного значения

± 1° по углу атаки

± 1,5 м (5 футов) или ± 10% от относительной высоты

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

± 1° по углу тангажа

управлением:

Испытание проводится в штатном или нештатном режиме управления, если это применимо

2.g

Сдвиг ветра

2.g

1) Испытание для демонстрации моделей сдвига ветра

Определяется уполномоченным органом

Взлет и посадка

2.h

Функции систем, предназначенные для защиты вертолета от выхода за пределы летных и маневренных ограничений (далее - функции защиты) от выхода за границы допустимых режимов выполнения полета и маневра

Требования пункта 2.h применимы только в отношении самолетов с компьютерным управлением. Необходимы результаты, описывающие изменение по времени реакции на входные управляющие сигналы при входе в каждую функцию защиты от выхода за границы допустимых режимов (в штатных и ухудшенных условиях управления, если соответствующие функции отличаются друг от друга). Установка тяги, которая необходима для выполнения функции защиты полетных режимов

2.h

1) Превышение скорости

± 9,26 км/ч (±5 узлов) по воздушной скорости

Крейсерский полет

2.h

2) Минимальная скорость

± 5,56 км/ч (± 3 узла) по воздушной скорости

Взлет, крейсерский полет, заход на посадку или посадка

2.h

3) Коэффициент перегрузки

± 0,1 g по нормальному ускорению

Взлет, крейсерский полет

2.h

4) Угол тангажа

± 1,5° по углу тангажа

Крейсерский полет, заход на посадку

2.h

5) Угол крена

± 2° или ± 10% от угла крена

Заход на посадку

2.h

6) Угол атаки

± 1,5° по углу атаки

2 участок взлета и заход на посадку или посадка

ИСПЫТАНИЕ

ДОПУСК

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА

Тип тренажера

ПРИМЕНЕНИЕ ТРЕНАЖЕРОВ

III

VII

СИСТЕМА ПОДВИЖНОСТИ

3.a

Частотная характеристика

Как определено заявителем на проведение квалификационной оценки

Не применимо

Проводится соответствующее испытание для демонстрации требуемой частотной характеристики

Балансировка опор

Не применимо

Как определено заявителем на проведение квалификационной оценки

3.b

Проверка системы подвижности при изменении знака входного сигнала на противоположный

Как определено заявителем на проведение квалификационной оценки

Не применимо

Проводится соответствующее испытание для демонстрации требуемой плавной работы системы при изменении входного сигнала на противоположный

3.c

Акселерационные эффекты

3.d

Стабильность системы подвижности

± 0,05 g к фактическому линейному ускорению платформы

Не применимо

Обеспечивать, чтобы аппаратное и программное обеспечение системы подвижности (в штатном режиме эксплуатации тренажера) функционировало на уровне, установленном при первоначальной квалификационной оценке. Изменения характеристик по сравнению с исходными, могут быть легко определены на основе такой информации

3.e

1) Точность воспроизведения акселерационных воздействий

Частотный критерий

Подлежит определению

На земле и в полете

До определения конкретных величин допусков, проведение оценки по данному критерию не требуется

Требуется проведение регистрации результатов испытания

Для системы подвижности, применяемой при обучении, должны регистрироваться в сочетании модули и фазы алгоритма воспроизведения акселерационных воздействий и

управления движение платформы в диапазоне частот, соответствующем характеристикам моделируемого самолета. Это испытание требуется проводить только при первоначальной квалификационной оценке авиационного тренажера

3.e

2) Точность воспроизведения акселерационных воздействий

Временной критерий

Подлежит определению

На земле и в полете

3.f

Характерные вибрации при движении

Для характерных вибраций при движении, которые ощущаются в кабине экипажа и соответствуют типу самолета, необходимо проводить следующие испытания, а также регистрировать их результаты и составлять ЗОС

Не применимо

На земле и в полете

Зарегистрированные результаты испытаний характерных видов бафтинга (тряски) должны позволять проводить сравнение зависимости относительной амплитуды от частоты

3.f.

1) Эффекты тяги при действии системы тормозов

Результаты испытаний должны демонстрировать общий ход и тенденции изменений данных самолета минимум с 3 преобладающими пиками частот, представленных в диапазоне ± 2 Гц относительно данных самолета

На земле

Испытание должно проводиться при максимально возможной тяге и действии системы тормозов

3.f.

2) Тряска при выпущенных шасси

В полете

Испытание должно проводиться при нормальной эксплуатационной скорости, а не на предельно допустимой скорости полета с выпущенными шасси

3.f.

3) Тряска при выпущенных закрылках

В полете

Испытание должно проводиться при нормальной эксплуатационной скорости, а не на предельно допустимой скорости полета с выпущенными закрылками

3.f.

4) Тряска при выпущенных аэродинамических тормозах

Результаты испытаний должны демонстрировать общий ход вид и тенденции изменений данных самолета минимум с 3 преобладающими пиками частот, представленных в диапазоне ± 2 Гц относительно данных самолета

В полете

Испытание должно проводиться при скорости, типичной для характерной тряски

3.f.

5) Тряска при приближении к сваливанию

Результаты испытаний должны демонстрировать общий ход и тенденции изменений данных самолета минимум с 3 преобладающими пиками частот, представленных в диапазоне ± 2 Гц данных самолета

В полете

Испытание должно проводиться в режиме приближения к сваливанию. Характеристики после сваливания не требуются

3.f.

6) Бафтинг (тряска) на высокой скорости или больших числах М

В полете

Режим испытаний должен соответствовать явлению тряски при выполнении маневра на высокой скорости, форсированного разворота или бафтинга (тряски) на больших числах М

3.f.

7) Вибрации в полете

Полет (конфигурация с убранными шасси и закрылками)

Испытание должно проводиться таким образом, чтобы его результаты были характерны для вибраций винтовых самолетов в полете

ИСПЫТАНИЕ

ДОПУСК

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА

Тип тренажера

ПРИМЕНЕНИЕ ТРЕНАЖЕРОВ

III

VII

СИСТЕМА ВИЗУАЛИЗАЦИИ

4.a

Качество визуальной картины

4.a.1

Непрерывная коллимированная зона обзора из кабины пилотов

Коллимированный дисплей системы визуализации в кабине пилотов, обеспечивающий каждому пилоту непрерывную зону обзора с углом минимум 200° по горизонтали и минимум 40° по вертикали

Не применимо

При испытаниях углы зоны обзора должны измеряться с использованием шаблона, представляющего собой матрицу из черных и белых квадратов размером 5°, которые заполняют всю визуальную картину (все каналы)

Непрерывная коллимированная зона обзора из кабины пилотов

Коллимированный дисплей системы визуализации в кабине пилотов, обеспечивающий каждому пилоту непрерывную зону обзора с углом минимум 180° по горизонтали и минимум 40° по вертикали

Не применимо

Установленная настройка должна подтверждаться в ЗОС

Непрерывная зона обзора из кабины пилотов

Дисплей системы визуализации в кабине пилотов, обеспечивающий каждому пилоту непрерывную зону обзора с углом минимум 200° по горизонтали и минимум 40° по вертикали

Не применимо

4.a.1

Зона обзора дисплея

Дисплей системы визуализации в кабине экипажа, обеспечивающий одновременно каждому пилоту зону обзора с углом минимум 45° по горизонтали и минимум 30° по вертикали, если эти параметры не ограничены типом самолета

Не применимо

Минимальное расстояние от положения глаз пилота до поверхности дисплея должно быть не меньше расстояния до любого прибора на передней панели

Зона обзора с углом 30° по вертикали может быть недостаточна для соответствия требованиям в отношении видимого участка земли (если требуется)

Это должно учитываться при расчете поля обзора

4.a.2.a.1

Геометрия системы.
Положение изображения

Для каждого положения глаз пилотов центр изображения должен находиться между 0° и 2° в горизонтальной плоскости и в пределах ± 0,25° по вертикали

Разница между левым и правым горизонтальными углами не должна превышать 1°

Не применимо

Положение изображения следует проверять относительно осевой линии тренажера.

Если в центр вертикального дисплея внесена расчетная поправка, это должно быть указано

4.a.2.a.2

Геометрия системы.
Абсолютная геометрия

В пределах центрального участка 200° х 40° все точки на матрице с шагом 5° должны находиться в пределах ± 3° расчетного положения, измеренного из точки глаз каждого пилота

Не применимо

Для систем с параметрами углов обзора более 200° х 40°, геометрия за пределами центральной зоны не должна иметь никаких отвлекающих неоднородностей

4.a.2.a.3

Геометрия системы.
Относительная геометрия

Измерения относительных положений точек следует проводить через каждые 5°.

В зоне от -10° до самой нижней видимой точки при азимуте 15° ближе к продольной оси 0°, 30°, 60° и 90° дальше от продольной оси для каждого положения пилота следует проводить вертикальные измерения каждые 1° до края видимого изображения

Не применимо

Геометрия системы.
Относительная геометрия

Измерения относительных положений точек следует проводить через каждые 5°.

Относительное положение от одной точки до другой не должно превышать: 0,2°/градус

4.a.2.b

Геометрия изображения не должна иметь отвлекающих внимание неоднородностей

4.a.3

Разрешающая способность (обнаружение объектов)

Не более 2 угловых минут

Не применимо

Разрешающая способность демонстрируется испытанием объектов, которые занимают требуемый визуальный угол в каждом визуальном канале, используемом в картине, из точек глаз пилотов

Объект, противолежащий глазу пилота, должен соответствовать 2 угловым минутам

Для испытания в горизонтальной плоскости это можно продемонстрировать с использованием разметки входной кромки ВПП

Следует также продемонстрировать такое соответствие и для испытания в вертикальной плоскости

В ЗОС противолежащие углы должны подтверждаться расчетами

4.a.3

Разрешающая способность (обнаружение объектов)

Не более 4 угловых минут

Не применимо

Разрешение демонстрируется испытанием объектов, которые занимают требуемый визуальный угол в каждом визуальном канале, используемом в картине, из точек глаз пилотов

Объект, противолежащий глазу пилота, должен соответствовать 4 угловым минутам

Для горизонтального испытания это можно продемонстрировать с использованием разметки входной кромки ВПП

Следует продемонстрировать такое соответствие и для испытания в вертикальной плоскости

В ЗОС противолежащие углы должны подтверждаться расчетами

4.a.4

Размер точечного источника света

Не более 5 угловых минут

Не применимо

Размер точечного источника света должен измеряться с помощью тестового шаблона, состоящего из расположенного в центре одного ряда световых точек белого цвета, отображаемых горизонтальной и вертикальной строками

Должна быть предусмотрена возможность перемещения световых точек относительно точки глаз по всем осям

В точке, в которой модуляция света в каждом визуальном канале становится заметной, следует произвести расчет для определения интервалов между световыми точками

Требуется ЗОС для указания метода испытаний и расчета

Размер точечного источника света

Не более 8 угловых минут

Не применимо

Размер точечного источника света должен измеряться с помощью тестового шаблона, состоящего из расположенного в центре одного ряда световых точек белого цвета, отображаемого горизонтальной и вертикальной строками

Должна быть предусмотрена возможность перемещения световых точек относительно точки глаз по всем осям. В точке, в которой модуляция света в каждом визуальном канале становится заметной, следует произвести расчет для определения интервалов между световыми точками

Требуется ЗОС для указания метода испытаний и расчета

4.a.5

Коэффициент контрастности растровой поверхности

Не менее чем 5:1.

Не применимо

Коэффициент контрастности поверхности следует измерять с помощью растрового тестового шаблона, заполняющего все визуальное изображение (все каналы)

Тестовый шаблон должен состоять из квадратов черного и белого цвета размерами 5° с белым квадратом в центре каждого канала

Измерения следует проводить на центральном белом квадрате каждого канала, используя апертурный фотометр с шагом 1°. Величина минимальной яркости должна составлять 7 кд/м (2 фут-ламберт). Измеряются любые соседние темные квадраты

При тестировании коэффициента контрастности уровни общего освещения задней части кабины и кабины экипажа должны возможно низкими

Измерения следует проводить в центре квадратов, чтобы не допустить проникновения света в измерительный прибор

4.a.6

Коэффициент контрастности точечного источника света

Не менее чем 25:1.

Не применимо

Коэффициент контрастности точечного источника света следует измерять с помощью тестового шаблона, показывающего область более 1° площади,

Коэффициент контрастности точечного источника света

Не менее чем 10:1.

Не применимо

заполненной белыми точечными источниками света, и сравнивать с соседним фоном

Модуляция точечных источников света должна быть заметной на каллиграфических системах и не заметной на растровых системах

При измерении яркости фона яркий квадрат должен находиться вне поля обзора фотометра

При тестировании коэффициента контрастности уровни общего освещения задней части кабины и кабины экипажа должны быть возможно низкими

4.a.7

Яркость точечного источника света

Не менее 20 кд/м (8,8 фут-ламберт)

Не применимо

+

PPL

CPL

Точечные источники света должны воспроизводиться в виде матрицы, образующей квадрат

В каллиграфических системах точечные источники света должны лишь сливаться. На растровых системах точечные источники света должны перекрываться таким образом, чтобы квадрат был сплошным (отдельные точечные источники света не будут видны)

4.a.8

Яркость поверхности

Не менее 20 кд/м
(5,8 фут-ламберт) на дисплее

Не применимо

Яркость поверхности следует измерять на белом растре, используя апертурный фотометр

Точечные источники света не применяются

Допускается использование каллиграфических возможностей для усиления яркости растрового изображения

Яркость поверхности

Не менее 14 кд/м
(4,1 фут-ламберт) на дисплее

Не применимо

+

PPL

CPL

4.a.9

Уровень черного и последовательная контрастность

Интенсивность черного:

яркость фона - яркость черного многоугольника < 0,015 кд/м (0,004 фут-ламберт)

Последовательная контрастность:

максимальная яркость - яркость черного многоугольника > 2000:1

Не применимо

Если это испытание не проводится, то следует представлять ЗОС с указанием причин

4.a.10

Размытость движения

При вращении шаблона относительно точки глаза со скоростью 10°/с, минимальный различимый зазор должен составлять 4 угловые минуты или меньше

Не применимо

Если испытание не проводится, следует представлять ЗОС с указанием причин

4.a.11

Спекл тест

Контрастность спекла должна быть менее 10%.

Не применимо

Требуется ЗОС с описанием метода испытаний

Обычно это испытание требуется проводить только для лазерных проекторов

Если испытание не проводится, следует представлять ЗОС с указанием причин

4.b

Индикация на лобовом стекле

4.b.1

Статическое выравнивание

Статическое выравнивание с представленным изображением.

Оптическая ось ИЛС должна выравниваться относительно центра сферического шаблона представленного изображения

Не применимо

Требование к выравниванию относится к любой используемой системе ИЛС или к обоим одновременно, если при обучении пилотов они используются одновременно

Допуск ± 6 угловых минут

Не применимо

Требование к выравниванию относится только к пилоту, выполняющему полет

4.b.2

Дисплей параметров систем

Должно демонстрироваться функционирование в полном объеме на всех режимах полета.

Следует представлять отчет о возможностях систем и продемонстрированных возможностях

4.b.3

Положение индикатора ИЛС относительно индикатора углового пространственного положения (тангаж и крен по горизонту)

Тангаж и крен согласовываются с показаниями приборов самолета

В полете

Для тренажеров типа III и V:

Требование по выравниванию относится только к пилоту, выполняющему полет