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"

N

ИСПЫТАНИЕ

ДОПУСК

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА

Тип I

Тип II

Тип III

Тип IV

Тип V

ПРИМЕНЕНИЕ ТРЕНАЖЕРОВ

1.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Все испытания с одним неработающим двигателем, представленные в данном разделе, применимы только к многодвигательным вертолетам

1.а

Оценка работы двигателя

1) Действия по запуску/запуск:

i) Запуск и разгон двигателя(ей) (неустановившийся режим)

Время от нажатия кнопки запуска до начала раскрутки ротора двигателя

±10% или ±1 с

крутящий момент ±5%

частота вращения НВ ±3%

число оборотов турбокомпрессора ±5%

частота вращения силовой турбины ±5%

температура газов в турбине ±30°С

На земле.

Тормоз НВ выключен или включен (если применимо)

+

+

+

Изменения параметров по времени для каждого двигателя с момента запуска до выхода на установившийся режим малого газа и с выхода с установившегося режима малого газа до режима с номинальной частотой вращения НВ.

Для многодвигательного вертолета испытание должно представлять собой запуск двух двигателей последовательно

Приведенные значения допусков должны применяться только в пределах рабочих диапазонов датчиков измерения параметров двигателя

ii) Установившийся режим малого газа и режим с номинальной частотой вращения в оборотах в минуту

Для уровня адекватности S:

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

частота вращения турбокомпрессора ±2%

На земле

+

+

+

Данные должны быть представлены как для установившегося режима малого газа, так и для режима с номинальной частотой вращения НВ. Может быть представлен вектор мгновенного состояния

частота вращения силовой турбины ±2%

температура газа в турбине ±20°С

Для уровней адекватности G и R:

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

+

+

2) Балансировка частоты вращения силовой турбины

10% от полного изменения частоты вращения силовой турбины или ±1,5% от частоты вращения НВ

На земле

+

+

+

Изменения по времени характеристик двигателя как реакция на включение системы балансировки (в обоих направлениях)

3) Регулирование частоты вращения двигателя и НВ

Крутящий момент ±5%

Частота вращения НВ ±1,5%

Набор высоты и снижение

+

+

+

Входные воздействия на общий шаг. Испытания таких воздействий могут проводиться на режимах набора высоты и снижения

Требуется проведение двух испытаний:

одно испытание, демонстрирующее увеличение общего шага;

одно испытание, демонстрирующее уменьшение общего шага

1.b

Движение по земле

1.b

1) Изменение угловой скорости разворота в зависимости от перемещения педалей или угла поворота носового колеса

Угловая скорость разворота ±10% или ±2°/с

На земле

+

+

+

Без использования колесного тормоза. Испытание для демонстрации реакции вертолета на управляющие воздействия в обоих направлениях

1.b

2) Руление

Крутящий момент ±3%

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

положение педалей путевого управления ±5%

общий шаг НВ ±5%

На земле

+

+

+

Положения рычагов управления во время руления по земле для характерных значений путевой скорости, барометрической высоты и в соответствии с направлением движения

1.с

Взлет

Если диапазон скоростей в перечисленных ниже испытаниях составляет менее 74 км/ч (40 узлов), соответствующий допуск по воздушной скорости может применяться как к воздушной скорости, так и к путевой скорости

Если относительная высота отсутствует, то может использоваться высота, определяемая относительно уровня моря, выбранного за начало отсчета (далее - абсолютная высота)

1.c

1) Co всеми работающими двигателями

Для уровня адекватности S:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз);

высота ±6,1 м (20 фут);

крутящий момент ±3%;

частота вращения НВ ±1,5%;

угол тангажа 1,5°;

угол крена 2°;

курс 2°;

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%;

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%;

положение педалей путевого управления ±10%;

общий шаг НВ ±10%

Висение

+

+

+

Изменения параметров по времени траектории набора высоты после взлёта для соответствующего моделируемого вертолета и типа тренажера

Взлет из режима висения в зоне влияния земли

Данные регистрируются до достижения высоты, как минимум, 61 м (200 фут) над уровнем земли

Для уровня адекватности R:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз);

высота ±6,1 м (20 фут);

+

+

крутящий момент ±3%;


частота вращения НВ ±1,5%;

угол тангажа ±2,5°;

угол крена ±2°;

курс ±2°

1.c

2) Продолженный взлет при отказе одного двигателя

Для уровня адекватности S:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз);

высота ±6,1 м (20 футов);

крутящий момент ±3%;

частота вращения HB ±1,5%;

угол тангажа ±1,5°;

угол крена ±2°;

курс ±2°;

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%;

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%;

положение педалей путевого управления ±10%;

общий шаг НВ±10%

Висение

+

+

+

Изменения параметров по времени траектории набора высоты после взлёта для соответствующего имитируемого вертолета

Данные регистрируются до достижения высоты, как минимум, 61 м (200 футов) над уровнем земли

Для уровня адекватности R:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±2,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

+

+

1.c

3) Прерванный взлет при отказе одного двигателя

Для уровня адекватности S:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±1,5°

угол крена ±1,5°

курс ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ ±10%

взлетная дистанция: ±7,5% или ±30 м (100 футов)

Висение

+

+

+

Изменения параметров по времени от точки отрыва до касания земли

Условия испытания при предельных значениях летно-технических характеристик.

Данное испытание соответствует открытой зоне выполнение взлета при отказе одного двигателя до достижения TDP

Для уровня адекватности R:

+

+

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±2,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

взлетная дистанция: ±7,5% или ±30 м (100 футов)

1.c

4) Отрыв от земли и переход в режим висения

Крутящий момент ±5%

угол тангажа ±2°

угол крена ±2°

курс ±3°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ±10%

На земле

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

Регистрация маневра, начиная с работы на земле с рычагом управления общим шагом на нижнем упоре до установившегося висения в зоне влияния земли

1.d

Режим висения

Для уровней адекватности S и R:

крутящий момент ±3%

угол тангажа ±1,5°

угол крена ±1,5°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

положение педалей путевого управления ±5%

общий шаг НВ ±5%

В зоне влияния земли

Вне зоны влияния земли

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

С облегченной и максимальной общей взлетной массой

Необходимо проведение испытаний на 4 режимах:

10%, 30% и 70% высоты от диаметра НВ в зоне влияния земли;

более 150% высоты от диаметра ротора НВ вне зоны влияния земли

Могут быть представлены векторы мгновенного состояния

Для уровня адекватности G:

крутящий момент ±3%

общий шаг НВ ± 5%

Необходимо проведение испытаний на 2 режимах:

в зоне влияния земли;

вне зоны влияния земли

Могут быть представлены векторы мгновенного состояния

1.e

Вертикальный набор высоты

Вертикальная скорость ±0,5 м/с (100 фут/мин) или ±10%

положение педалей путевого управления ±5%

общий шаг НВ ±5%

Вне зоны влияния земли

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

С облегченной и максимальной взлетной массой.

Могут быть представлены векторы мгновенного состояния

1.f

Горизонтальный полет. Летно-технические характеристики и балансировочные положения рычагов управления

Для уровня адекватности S:

Крутящий момент ±3%

угол тангажа ±1,5°

угол скольжения ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

положение педалей путевого управления ±5%

общий шаг НВ ±5%

Установившийся крейсерский режим полета

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

Могут быть представлены векторы мгновенного состояния.

Результаты испытаний должны представляться в виде графика зависимости от скорости

Две комбинации общей взлетной массы/центровки и для каждой комбинации необходимо несколько значений скоростей от до в диапазоне режимов полета

Для уровня адекватности R: допуски см. выше

+

+

Совпадение значений угла скольжения необходимо только для оценки повторяемости и только при проведении дальнейших периодических оценок

1.g

Набор высоты.
Летно-технические характеристики и балансировочные положения рычагов управления

Вертикальная скорость ±0,5 м/с (100 фут/мин) или ±10%

угол тангажа ±1,5°

угол бокового скольжения ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ± 5%

положение педалей путевого управления ±5%

общий шаг НВ ±5%

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

Все двигатели работают.

Один неработающий двигатель.

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Для двух комбинаций полетной массы/ центровки

Должно выдерживаться соответствие мощности двигателей рассматриваемому режиму набора высоты. Может быть представлен вектор мгновенного состояния

Допуски для скорости необходимы только при изменении параметров по времени

Для уровней адекватности R и S (типы тренажеров I-V):

полученные значения вертикальной скорости тренажера не могут быть меньше соответствующих значений, указанных в РЛЭ вертолета

Для уровня адекватности R (типы тренажеров I-II):

Совпадение значений угла скольжения необходимо только для оценки повторяемости и при периодических оценках

1.h

Снижение

1.h

1) Снижение.

Летно-технические характеристики и балансировочные положения рычагов управления

Крутящий момент ±3%

угол тангажа ±1,5°

угол бокового скольжения ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

положение педалей путевого управления ±5%

общий шаг НВ ±5%

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

Снижение с работающим двигателем

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Для двух комбинаций полетной массы/центровки

Могут быть представлены векторы мгновенного состояния

Должно выдерживаться соответствие мощности двигателей рассматриваемому режиму набора высоты

Допуски для скорости необходимы только при изменении параметров по времени

Для уровня адекватности R (типы тренажеров I и II):

Совпадение значений угла скольжения необходимо только для оценки повторяемости и при периодических оценках

1.h

2) Летно-технические характеристики авторотации и балансировочные положения рычагов управления

Вертикальная скорость ±0,5 м/с (100 фут/мин) или ±10%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±1,5°

угол скольжения ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ± 5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

положение педалей путевого управления ±5%

общий шаг НВ ±5%

Установившееся снижение

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Для двух комбинаций полетной массы и центровки

Допуск на частоту вращения НВ используется только в том случае, если ручка общего шага полностью выпущена (находится на нижнем упоре)

Скорость варьируется от минимального значения вертикальной скорости снижения до, как минимум, скорости максимальной дальности планирования или до максимально разрешенной скорости полета с неработающим двигателем (которое из значений меньше)

Могут быть представлены векторы мгновенного состояния

Для уровня адекватности R (типы тренажеров I и II):

Совпадение значений угла скольжения необходимо только для оценки повторяемости и при периодических оценках

1.i

Вход в режим авторотации (режим самовращения несущего винта (далее - РСНВ))

Для уровня адекватности S:

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±3%

угол тангажа ±2°

угол крена ±3°

курс ±5°

воздушная скорость ±9,3 км/ч (5 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ ±10%

Крейсерский режим полета и набор высоты

+

+

+

Изменения параметров по времени от момента резкого уменьшения мощности двигателей до малого газа и вплоть до достижения установившегося значения скорости снижения на РСНВ и

Для крейсерского режима полета должны представляться данные для режима больших скоростей полета. Для режима набора высоты должны представляться данные о максимальной воздушной скорости набора высоты при максимальной мощности двигателей на максимальном продолжительном режиме или близком к нему значении

Для уровня адекватности R:

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±3%

угол тангажа ±2°

угол крена ±3°

курс ±5°

воздушная скорость ±9,3 км/ч (5 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

Крейсерский режим полета и набор высоты

+

+

1.j

Посадка

В случае, когда диапазон скоростей в перечисленных ниже испытаниях менее 74 км/ч (40 уз), соответствующие допуски по воздушной скорости могут применяться соответственно как к воздушной скорости, так и к путевой скорости

Вместо относительной высоты может быть использована абсолютная высота

1.j

1) Co всеми работающими двигателями

Для уровня адекватности S:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ± 6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±1,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ ±10%

Заход на посадку до режима висения

+

+

+

Изменения параметров по времени при выполнении схемы захода на посадку и посадки до режима висения в зоне влияния земли для соответствующего имитируемого вертолета

Для уровня адекватности R:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±2,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

+

+

Изменения параметров по времени при выполнении схемы захода на посадку и посадки до режима висения в зоне влияния земли для соответствующей группы моделируемых вертолетов

1.j

2) С одним неработающим двигателем

Для уровня адекватности S:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±1,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ ±10%

Заход на посадку и посадка

+

+

+

Включая данные для выполнения захода на посадку и посадки для соответствующего моделируемого вертолета

Испытание заканчивается, когда все опоры шасси находятся на земле

Для уровня адекватности R:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±2,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

+

+

Включая данные для выполнения захода на посадку и посадки соответствующей группы моделируемых вертолетов

Испытание заканчивается, когда первая опора шасси касается земли

1.j

3) Прерванная посадка/уход на второй круг

Для уровня адекватности S:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 футов)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±1,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ ±10%

Заход на посадку с одним неработающим двигателем

+

+

+

Испытание проводится для демонстрации выполнения маневра ухода на второй круг, который выполняется при стабилизированном заходе на посадку в случае отказа одного двигателя или при появлении динамических неисправностей двигателя во время захода на посадку

Для уровня адекватности R:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

высота ±6,1 м (20 фут)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±1,5%

угол тангажа ±2,5°

угол крена ±2°

курс ±2°

+

+

1.j

4) Посадка на режиме авторотации (РСНВ)

Воздушная скорость ±5,6 км/ч
(3 уз)

крутящий момент ±3%

частота вращения НВ ±3%

высота ±6,1 м (20 футов)

угол тангажа ±2°

угол крена ±2°

курс ±5°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ ±10%

Заход на посадку и касание

+

+

+

Изменения параметров по времени из режима установившегося снижения на РСНВ до торможения и приземления

Если изготовитель вертолета не предоставил для проведения этого испытания данные летных испытаний, содержащие все необходимые параметры выполнения посадки с неработающим двигателем, а квалифицированный летно-испытательный персонал для получения таких данных отсутствует, то эксплуатант тренажера может согласовать с уполномоченным органом решение о возможности применения альтернативных средств испытаний

Применение альтернативных методик для получения таких данных зависит от вертолета, а также от персонала и используемого оборудования для регистрации данных, их обработки и расшифровки. К таким альтернативным методикам относятся следующие:

моделирование выравнивания на РСНВ и уменьшения скорости снижения по высоте;

отключение двигателя с последующим заходом на посадку на РСНВ и выравниванием

1.j

5) Переход от режима висения к снижению до точки приземления

Крутящий момент ±5%

угол тангажа ±2°

угол крена ±2°

курс ±3°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±10%

положение педалей путевого управления ±10%

общий шаг НВ ±10%

Висение в зоне влияния земли

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

Регистрация маневра от висения в зоне влияния земли до касания, завершающегося полностью выпущенным положением ручки управления общего шага

1.k

Ускорение в режиме горизонтального полета

Для уровня адекватности S:

воздушная скорость ±5,6 км/ч (3 уз)

продольные и боковые отклонения ручек управления, отклонение педалей путевого управления и ручки управления общим шагом ±10%

крутящий момент ±3%

угол тангажа ±2°

угол крена ±2°

курс ±2°

Крейсерский режим полета

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

Регистрация скоординированного ускорения в режиме горизонтального полета, вызванного однократным увеличением мощности в начале выполнения маневра (не непрерывное увеличение), в минимальном диапазоне скоростей с возрастанием от скорости от Vmax до максимальной воздушной скорости в заданном диапазоне

Для уровня адекватности R:

воздушная скорость ±5.6 км/ч (3 уз)

крутящий момент ±3%

угол тангажа ±2°

угол крена ±2°

курс ± 2°

+

+

2.

ХАРАКТЕРИСТИКИ УПРАВЛЯЕМОСТИ

2.а.

Механические характеристики системы управления

2.а.

1) Управление циклическим шагом

Усилие, которое необходимо приложить пилоту к основным рычагам управления для того, чтобы началось перемещение соответствующего рычага (далее - усилие страгивания) ±0,111 даН (0,25 фунт-силы) или ±25%

Усилие перемещения ±0,222 даН (0,5 фунт-силы) или ±10%

На земле

Статические режимы с включенной гидравлической системой под давлением (если применимо).

Может использоваться дополнительная гидравлическая система высокого давления.

Триммер включен и выключен

Без влияния трения

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости (если применимо)

+

+

+

+

+

Регистрация непрерываемых перемещений рычагов управления до их крайних положений (такое испытание не требуется, если используются аппаратные модульные контроллеры ВС)

Для получения данных летных испытаний для этого испытания не требуется включения сцепления/вращения НВ

2.а.

2) Общий шаг/педали путевого управления

Усилие страгивания ±0,222 даН (0,5 фунт-силы) или ±25%

Усилие перемещения ±0,445 даН (1,0 фунт-силы) или ±10%

На земле

Статические режимы с включенной гидравлической системой под давлением (если применимо). Может использоваться дополнительная гидравлическая система высокого давления.

Триммер включен и выключен

Без влияния трения.

С включенной и выключенной повышения устойчивости (если применимо)

+

+

+

+

+

Регистрация непрерываемых перемещений рычагов управления до их крайних положений

Для получения данных летных испытаний для этого испытания не требуется включения сцепления/вращения НВ

2.а.

3) Зависимость усилия от положения педали тормоза

Усилие ±2,224 даН (5 фунт-силы) или ±10%

На земле

Статические режимы

+

+

+

+

+

Для подтверждения соответствия могут использоваться результаты моделирования, полученные на компьютере тренажера

Если тормозная система вертолета является независимой, то допуски следует применять только при страгивании и максимальном перемещении педали

2.а.

4) Скорость триммирования (все соответствующие системы)

Скорость триммирования ±10%

На земле

Статические режимы

Триммер вкл.

Без влияния трения

+

+

+

+

+

Допуск применяется к зарегистрированной скорости триммирования

2.а.

5) Динамические характеристики системы управления (по всем осям)

Для систем с недостаточным демпфированием (см. рис.1 в конце таблицы):

Т() ±10% от или ±0,05 с

T() ±20% от или ±0,05 с

Т() ±30% от или ±0,05 с

Т() ±10*(n+1)% от или ±0,05 с

Т() ±10% от , где - максимальная амплитуда первого заброса (выхода за пределы значений) или ±0,5% от полного отклонения рычага управления (крайние положения)

Т() ±5% от = граница допуска или ±0,5% от полного отклонения рычага управления = граница допуска

Колебания в пределах границы допуска не рассматриваются и к ним не применяются допуски ±1 значительный заброс (как минимум 1 значительный выброс).

Установившийся режим должен быть в пределах границы допуска. Следующий допуск применяется только к системам с избыточным и критическим демпфированием (см. рис.2 после таблицы):

Т() ±10% от или ±0,05 с

На земле

Статические режимы для необратимых систем управления полетом

Триммер включен

Без влияния трения

+

+

+

Результаты должны регистрироваться для нормального перемещения рычага управления в обоих направлениях по каждой оси

2.b.

Характеристики управляемости при малых скоростях полета

1) Балансировочные положения рычагов управления

Крутящий момент ±3%

угол тангажа ±1,5°

угол крена ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

положение педалей путевого управления ±5%

положение рычага управления общим шагом ±5%

Поступательный полет

Полет в зоне влияния земли

Перемещения вбок, назад и прямолинейный горизонтальный полет

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты для несколько приращений скорости полета до предельных значений воздушной скорости при поступательном полете вперед до скорости 83 км/ч (45 уз) (как минимум 4 значения для горизонтального полета)

Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

Рекомендуется представлять результаты испытаний в виде графика зависимостей параметров от скорости

2) Критический азимут (или азимут, соответствующий минимальному запасу управления)

Крутящий момент ±3%

угол тангажа ±1,5°

угол крена ±2°

продольное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

поперечное отклонение ручки управления циклическим шагом ±5%

положение педалей путевого управления ±5%

положение рычага управления общим шагом ±5%

Режим неподвижного висения

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты для трех относительных направлений ветра (в том числе и наиболее критический случай) в критическом квадранте

Требуется ЗОС, чтобы на основе конструкции вертолета и данных РЛЭ или данных летных испытаний определить, как следует представлять результаты испытаний, демонстрирующие минимальный запас управления

3) Реакция на перемещение пилотом соответствующего рычага управления из нейтрального положения в одном направлении (вперед, назад, вправо или влево, вверх или вниз) до упора, непрерывное перемещение в обратном направлении через нейтральное положение до противоположного упора и затем возвращение его в первоначальное положение (далее - управляющее воздействие)

Регистрируются данные ступенчатых управляющих воздействий в канале, подвергаемом проверке. Реакция вертолета по другим осям должна демонстрировать правильное направление

Данное кратковременное испытание может проводиться в зоне влияния земли для лучшего визуального представления. Испытания реакции рычагов управления включают в себя четыре испытания, указанные ниже в пунктах 3а)-3d)

3a) Продольное

Угловая скорость тангажа ±10% или ±2°/с

изменение угла тангажа ±10% или ±1,5°

Висение

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

Изменение углового положения определяется как изменение пространственного положения по сравнению со значением непосредственно перед ступенчатым воздействием. Допуск применяется непрерывно, начиная с момента ступенчатого воздействия

3b) Поперечное

Угловая скорость крена ±10% или ±3°/с

изменение угла крена ±10% или ±3

Висение

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

Изменение углового положения определяется как изменение пространственного положения по сравнению со значением непосредственно перед ступенчатым воздействием. Допуск применяется непрерывно, начиная с момента ступенчатого воздействия

3c) Путевое

Угловая скорость рысканья ±10% или ±2°/с

изменение курсового угла ±10% или ±2°

Висение

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости. В обоих направлениях

+

+

+

Изменение углового положения определяется как изменение пространственного положения по сравнению со значением непосредственно перед ступенчатым воздействием. Допуск применяется непрерывно, начиная с момента ступенчатого воздействия

3d) Вертикальное

Нормальное ускорение ±0,1 g.

вертикальная скорость ±10% или ±0,50 м/с (100 фут/мин)

Висение

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

2.с.

Характеристики продольной управляемости

1) Реакция на управляющее воздействие

Угловая скорость тангажа ±10% или ±2°/с

изменение угла тангажа ±10% или ±1,5°

Крейсерский режим полета.

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты для двух скоростей крейсерского полета, одна из которых соответствует минимальной потребной мощности. Регистрируются результаты ступенчатого управляющего воздействия в канале, подвергаемом проверке. Реакция по другим осям должна демонстрировать правильное направление Изменение углового положения определяется как изменение пространственного положения по сравнению со значением непосредственно перед ступенчатым воздействием. Допуск применяется непрерывно, начиная с момента ступенчатого воздействия

2) Статическая устойчивость

Продольное отклонение ручки управления циклическим шагом от балансировочного положения: ±10% или ±6,3 мм (0,25 дюйма);

или

Изменение продольного усилия на ручке управления циклическим шагом от балансировочного положения: ±0,222 даН (0,5 фунт-силы) или ±10%

Крейсерский режим полета или набор высоты

Режим авторотации

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости.

Условия с включенной и выключенной системой повышения устойчивости необходимы, если система функционального дополнения включает регулирование воздушной скорости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты, как минимум, для двух скоростей, относительно каждой стороны балансировочной скорости, взятой в качестве точки отсчета

Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

3) Динамическая устойчивость

Испытания характеристик динамической устойчивости включают два вида испытаний, описание которых приведено ниже в пунктах 3a) и 3b)

3a) Длиннопериодическая реакция

±10% расчетного периода

±10% расчетного времени

уменьшения вдвое или удвоения амплитуды колебаний, или ±0,02 коэффициента демпфирования

Для непериодических реакций динамика изменения по времени должна совпадать в течение периода 20 с, после освобождения рычагов управления в пределах изменения угла тангажа ±20% или ±3°и 9,3 км/ч (±5 уз) воздушной скорости

Крейсерский режим полета

С выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Для периодических реакций регистрируются результаты трех полных циклов колебаний (6 забросов после завершения управляющего воздействия) или в течение времени, достаточного для оценки времени уменьшения амплитуды колебаний вдвое или ее удвоения, в зависимости от того, какое значение из двух меньше

3b) Короткопериодическая реакция

Угол тангажа ±1,5° или угловая скорость тангажа ±2°/с

нормальное ускорение ±0,1 g

Крейсерский режим полета или набор высоты

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты, по крайней мере, для двух воздушных скоростей. Обычно это испытание проводится при введении двойного управляющего импульса с частотой, характерной для данного вертолета. Однако, хотя для испытаний с выключенной системой повышения устойчивости предпочтительно использование двойных импульсов, а не единичных, когда короткопериодическая реакция определяется характеристиками первого порядка или апериодическими характеристиками, тем не менее, использование импульсных воздействий продольного движения может обеспечить более согласованную реакцию

Двойной (продольный) управляющий импульс может быть создан путем резкого перемещения ручки управления тангажом вначале на себя и, удержав входное воздействие в течение 5 с, затем резко переместив ручку управления от себя и, удержав входное воздействие в течение 5 с, отпустить ручку управления до занятия ею нейтрального положения. Входные воздействия должны быть достаточно большими, чтобы обеспечить коэффициент перегрузки ±0,2 g и/или изменение положения по тангажу от ±5°до ±15°

Апериодическую реакцию на ступенчатые команды демонстрирует система, которая быстро достигает состояния устойчивости и удерживает это состояние с минимальными забросами

4) Устойчивость при выполнении маневра

Продольное отклонение ручки управления от балансировочного положения: ±10% или ±6,3 мм (0,25 дюйма)

или

изменение продольного усилия на ручке управления от балансировочного положения:

±0,222 даН (0,5 фунт-силы) или ±10%

Крейсерский режим полета или набор высоты

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

Левые и правые развороты

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты для двух воздушных скоростей, в том числе для скорости, соответствующей минимальной потребной мощности. Для каждого значения скорости должны представляться результаты выполнения разворотов с углами крена примерно 30° и 45°

Для необратимых систем усилия могут указываться в виде графика зависимости

Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

2.d.

Характеристики поперечной и путевой управляемости

2.d.

1) Реакция на управляющее воздействие

Испытания реакции на управляющее воздействие включают два испытания, описание которых приведено ниже в пунктах 1a) и 1b)

2.d.

1a) Поперечное

Угловая скорость крена ±10% или ±3°/с

изменение угла крена ±10% или ±3°

Крейсерский режим полета

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты, по крайней мере, для двух воздушных скоростей, одна из которых соответствует или близка к значению воздушной скорости при минимальной потребной мощности. Регистрируются результаты ступенчатого управляющего воздействия по испытуемой оси. Реакция по другим осям должна демонстрировать правильное направление

Изменение углового положения определяется как изменение пространственного положения по сравнению со значением непосредственно перед ступенчатым воздействием. Допуск применяется непрерывно, начиная с момента ступенчатого воздействия

2.d.

1b) Путевое

Угловая скорость рыскания ±10% или ±2°/с

изменение курсового угла ±10% или ±2°

Крейсерский режим полета

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты, по крайней мере, для двух воздушных скоростей, одна из которых соответствует или близка к значению воздушной скорости при минимальной потребной мощности. Регистрируются результаты ступенчатого управляющего воздействия по испытуемой оси. Реакция по другим осям должна демонстрировать правильное направление.

Изменение курса определяется как изменение по сравнению со значением непосредственно перед ступенчатым воздействием. Допуск применяется непрерывно, начиная с момента ступенчатого воздействия

2.d.

2) Путевая статическая устойчивость

Положение по крену ±1,5° вертикальная скорость ±10% или ±0,50 м/с (100 фут/мин)

Изменение положения ручки управления циклическим шагом в поперечном направлении относительно балансировочного положения:

±10% или ±6,3 мм (0,25 дюйма), или изменение усилия на ручке управления циклическим шагом в поперечном направлении: ±10% или ±0,222 даН (0,5 фунт-силы)

Набор высоты или снижение

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты, по крайней мере, для двух значений углов скольжения влево и вправо от балансировочного положения Силы могут быть приведены как зависимости для необратимых систем

Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

Это испытание проводится как проверка влияния скольжения при фиксированном курсовом угле и при фиксированном положении рычага управления общим шагом

Изменение положения педалей путевого управления:

±10% или ±6,3 мм (0,25 дюйма) или изменение усилия на педалях относительно балансировочного положения:
±10% или ±0,444 даН (1 фунт-силы)

Изменение положения ручки управления в продольном направлении циклическим шагом от балансировочного положения:

±10% или ±6,3 мм (0,25 дюйма) или изменение усилия на ручке управления циклическим шагом относительно балансировочного положения:

 ±10% или ±0,222 даН (0,5 фунт-силы)

2.d.

3) Динамические характеристики поперечной и путевой устойчивости

Испытания динамических характеристик поперечной и путевой устойчивости включают в себя три испытания, описание которых приведено ниже в пунктах.3a)-3c)

2.d.

3a) Колебания в поперечной плоскости и по курсу

±0,5 с или ±10% от периода колебаний

±10% времени уменьшения вдвое или удвоения амплитуды колебаний или ±0,02 коэффициента демпфирования

±20% или ±1 с от разницы времени достижения максимальных значений углов крена и скольжения

Для непериодических реакций динамика изменения параметров по времени должна быть налажена в расчете на период 20 с после освобождения рычагов управления в диапазоне:

Крейсерский режим полета или набор высоты

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты, по крайней мере, для двух значений воздушной скорости. Испытание инициируется с помощью двойного входного воздействия на ручку циклического шага в поперечном направлении или на педали путевого управления

Регистрируются результаты 6 полных циклов колебаний (12 забросов после завершения управляющего воздействия) или количества циклов, достаточного для оценки времени уменьшения вдвое или удвоения амплитуды колебаний, в зависимости от того, какая из величин меньше.

±5°/с по угловой скорости крена или ±5° по изменению положения по крену;

±4°/с по угловой скорости рыскания или ±4° по курсу

Испытание может быть прекращено до истечения 20 с, если пилот, проводящий испытание, считает, что результаты начинают расходиться, причем этот процесс носит неконтролируемый характер

2.d.

3b) Спиральная устойчивость

Правильное направление и изменение угла крена ±2° или ±10% в течение 20 с

При использовании альтернативного метода испытаний:

Изменение положения ручки управления циклическим шагом в поперечном направлении относительно балансировочного положения: ±20% или ±12,7 мм (0,5 дюйм)

Крейсерский режим полета или набор высоты

С включенной или выключенной системой повышения устойчивости

+

+

+

+

+

Регистрируются результаты разворотов в течение 20 с после освобождения от управляющих воздействий только педалей или только рычага управления циклическим шагом

Регистрируются результаты разворотов в обоих направлениях

Испытание завершается при нулевом угле крена, либо если пилот-испытатель считает, что угловое положение становится неконтролируемым

Могут использоваться осредненные летные данные, полученные в результате нескольких испытаний

Испытание проводится в обоих направлениях

Альтернативное испытание: регистрируются результаты только входных воздействий циклического поперечного управления (без входных воздействий педалей), необходимых для поддержания угла крена приблизительно в 30° от балансировочного значения в установившемся полете

Может быть представлена серия векторов мгновенного состояния

2.d.

3c) Внутреннее/
внешнее скольжение

Правильное направление

Неустановившийся угол скольжения ±2°

Крейсерский режим полета или набор высоты

С включенной и выключенной системой повышения устойчивости

При использовании системы повышения устойчивости должно предусматриваться применение системы координации разворота

+

+

+

+

+

Регистрируется изменение по времени параметров входа в разворот при управляющем воздействии ручки циклического шага, используя только умеренную скорость воздействия на управление циклическим шагом. Результаты регистрируются для разворотов в обоих направлениях

3.

СИСТЕМА ПОДВИЖНОСТИ

3.a.

Частотная характеристика

Как определено заявителем для квалификации тренажера

Неприменимо

+

+

Требуется проведение соответствующего испытания для демонстрации частотной характеристики

3.b.

Проверка системы подвижности при изменении знака входного сигнала на противоположный

Как определено заявителем на квалификацию тренажера

Неприменимо

+

+

Требуется проведение соответствующего испытания для демонстрации частотной характеристики

3.c.

Акселерационные эффекты

3.d.

Стабильность системы подвижности

±0,05 g от фактических линейных ускорений платформы

Отсутствуют

+

+

Данное испытание проводится для подтверждения того, что аппаратное и программное обеспечение системы подвижности (в штатном режиме эксплуатации тренажера) работает в соответствии с уровнем, присвоенным при первоначальных квалификационных испытаниях. На основе полученной информации несложно определить изменения характеристик по сравнению с первоначальными характеристиками

3.e.

Адекватность воспроизведения акселерационных воздействий

3.e.

1) Точность воспроизведения акселерационных воздействий. Частотный критерий

Подлежит определению

На земле и в полете

+

+

Для системы подвижности, применяемой при обучении, должны регистрироваться в сочетании модули и фазы алгоритма воспроизведения акселерационных воздействий и движения платформы в диапазоне частот, соответствующем характеристикам моделируемого вертолета

Это испытание требуется проводить только при первоначальной квалификационной оценке тренажера

3.е.

2) Адекватность воспроизведения акселерационных воздействий

Критерий времени

Подлежит определению

На земле и в полете

+

+

3bis

ВИБРАЦИИ

3bis.a.

Характерные вибрации при движении

На земле и в полете

Для проверки характерных вибраций при движении, которые ощущаются в кабине экипажа, применительно к типу вертолета, требуется проведение следующих испытаний с регистрацией результатов и составление ЗОС. Результаты испытаний на вибрацию должны включать вибрации с частотой первой гармоники НВ и первой лопастной гармоники НВ

Частота первой гармоники НВ - 1/количество оборотов НВ в минуту; частота первой лопастной гармоники НВ - n/количество оборотов НВ в минуту (n - количество лопастей НВ)

Зарегистрированные результаты испытаний характерной тряски должны позволять проводить сравнение относительной амплитуды в зависимости от частоты

Требуется проводить соответствующие испытания с регистрацией их результатов, чтобы можно было провести сравнение относительных амплитуд в зависимости от частоты в продольном, поперечном и вертикальном направлениях и затем сопоставить результаты с данными вертолета

Допустимо проведение испытаний в установившихся режимах.

Для устройств типа III требуются только результаты эталонных испытаний.

В тех случаях, когда при первоначальной оценке используется утвержденная субъективная настройка для формирования утвержденного справочного (исходного) стандарта, во время периодических оценок необходимо применять соответствующие допуски

3bis.a.

1) На земле

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

На земле

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации находящегося на земле вертолета, все двигатели работают на режиме малого газа и полетных режимах мощности. Необходимы испытания в двух режимах:

РУД в положении малый газ и соответствующее значение числа оборотов НВ (в процентах);

РУД в положении одного из режимов полет и соответствующее значение числа оборотов НВ (в процентах)

3bis.a.

2) Висение (в зоне влияния земли)

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Висение

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации, когда вертолет находится в режиме висения в зоне влияния земли

3bis.a.

3) Висение (вне зоны влияния близости земли)

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление ( по испытанию 3bis.a))

Висение

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации, когда вертолет находится в режиме висения вне зоны влияния земли

3bis.a.

4) Штатный набор высоты

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Набор высоты

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации, когда вертолет набирает высоту в штатном режиме при штатной скорости набора высоты со всеми работающими двигателями

3bis.a.

5) Вертикальный набор высоты

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Набор высоты

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации при переходе вертолета к вертикальному набору высоту из режима висения

3bis.a.

6) Горизонтальный полет на малой скорости

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Крейсерский режим полета

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации, когда вертолет выполняет горизонтальный полете со скоростью близкой.

3bis.a.

7) Горизонтальный полет на крейсерской скорости

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (см. к испытанию 3bis.a)

Крейсерский режим полета

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации при выполнении вертолетом полета со штатной крейсерской скоростью

3bis.a.

8) Горизонтальный полет на высокой скорости

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Крейсерский режим полета

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации при выполнении вертолетом полета с высокой скоростью (близкой к скорости или на этой скорости)

3bis.a.

9) Снижение

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Снижение

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации при снижении вертолета с нормальной тягой и штатной скоростью и со всеми работающими двигателями

3bis.a.

10) Авторотация

+3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Режим авторотации

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации при снижении вертолета в режиме авторотации со всеми неработающими двигателями (или, по крайней мере, на режиме малого газа), с номинальной частотой вращения НВ и рекомендованной скоростью авторотации

3bis.a.

11) Установившиеся развороты

+ 3 Дб/-6 Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление (по испытанию 3bis.a))

Крейсерский режим полета

+

+

+

Испытание предназначено для демонстрации нормального уровня вибрации, когда вертолет выполняет устойчивые развороты с различными углами крена. Необходимо продемонстрировать, по крайней мере, два режима (для нормальной скорости разворота и с более высоким значением угла крена близким 45°, чтобы продемонстрировать влияние нагрузки диска НВ на уровень вибрации, если он присутствует)

3bis.b.

Особые условия

+ 3 Дб/-6Дб или ±10% номинального уровня вибрации и правильное направление

На земле и в полете

+

+

Применимо к особым случаям устойчивого состояния, определяемым как имеющие особую важность для пилота или важность при обучении, или присущими конкретному типу или модели вертолета. К таким случаям относятся эффекты, связанные с опорами шасси, эффект обледенения, режим вихревого кольца, атмосферные возмущения, а также все вибрации в связи со штатным и нештатным функционированием системы несущего винта и трансмиссии

Зарегистрированные результаты испытаний характерной тряски должны обеспечивать возможность сравнения относительной амплитуды в зависимости от частоты

Требуется ЗОС

Требуется проводить соответствующие испытания с регистрацией их результатов, чтобы можно было провести сравнение относительных амплитуд в зависимости от частоты в продольном, поперечном и вертикальном направлениях и затем сопоставить результаты с данными вертолета

Допустимо проведение испытаний в установившихся режимах

В тех случаях, когда при первоначальной оценке используется утвержденная субъективная настройка для формирования утвержденного справочного стандарта, во время периодических оценок необходимо применять допуски

Для атмосферных возмущений допускается применение универсальных моделей, которые аппроксимируют доказуемые данные летных испытаний

4.

СИСТЕМА ВИЗУАЛИЗАЦИИ

4.а.

Качество визуальной картины

4.а.1

Непрерывная зона обзора

Система визуализации, обеспечивающая одновременно каждому пилоту непрерывную зону обзора с углом, минимум, 210° по горизонтали и, минимум, 60° по вертикали

Неприменимо

+

+

+

+

Зона обзора должна измеряться с использованием визуального тестового шаблона, заполняющего всю визуальную картину (все каналы), представляющую собой матрицу из 5° квадратов

Учитывая центровку изображения относительно осевой линии вертолета, смещение от точки положения глаз каждого пилота не должно превышать 10°

Установленная настройка должна подтверждаться в ЗОС или результатами приемочных испытаний

Ограничение в 10° может быть увеличено до 12° по практическим соображениям (по причине размера купола кабины экипажа с двойным управлением)

Эксплуатант тренажера должен доказать уполномоченным органом что такое изменение не повлияет на качество обучения

4.а.1

Зона обзора изображения

Система визуализации, обеспечивающая одновременно каждому пилоту непрерывную зону обзора с углом, минимум, 45° по горизонтали и, минимум, 30° по вертикали, если эти параметры не ограничены типом вертолета.

Принимая во внимание центровку изображения относительно осевой линии вертолета, смещение от точки положения глаз каждого пилота не должно превышать 10°

Неприменимо

+

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

Зоны обзора в 30° по вертикали может быть недостаточно для обеспечения соответствия требованиям в отношении видимого участка земли (если требуется). Это должно учитываться при расчете зоны обзора

Ограничение в 10° может быть увеличено до 12° по практическим соображениям (по причине размера купола кабины экипажа с двойным управлением)

Эксплуатант тренажера должен доказать уполномоченным органом, что такое изменение не повлияет на качество обучения

4.а.2.а.1

Геометрия системы визуализации. Положение изображения

Для каждой точки положения глаз пилотов центр изображения должен находиться между 0° и 2° в горизонтальной плоскости с центровкой изображения относительно осевой линии вертолета и в пределах ±0,25° по вертикали для коллимированных дисплеев.

Для экранов с прямой проекцией: Для каждой точки положения глаз пилотов центр изображения должен находиться между 0° и 10° в горизонтальной плоскости с центровкой изображения относительно осевой линии вертолета и в пределах ±0,25° по вертикали и ±0,5° по горизонтали

Неприменимо

+

+

+

+

Положение изображения следует проверять относительно осевой линии тренажера. Если в центр изображения по вертикали внесена расчетная поправка, это должно указываться в ЗОС

4.а.2.а.2

Геометрия системы визуализации. Абсолютная геометрия

В указанной минимальной зоне обзора все точки на сетке с шагом 5° должны находиться в пределах 3° расчетного положения, измеренного из точки положения глаз каждого пилота, когда изображение выровнено относительно точки положения глаз пилота

Неприменимо

+

+

+

+

В системах визуализации с зоной обзора, превышающей минимальное значение, геометрия за пределами центральной зоны не должна иметь никаких отвлекающих внимание неоднородностей

4.а.2.а.3

Геометрия системы визуализации. Относительная геометрия

Измерения относительных положений точек следует проводить через каждые 5°

В зоне от -10° до самой нижней видимой точки, для каждого пилота при азимуте 15° в сторону плоскости симметрии вертолета и 0°, 30°, 60° и 85° в противоположную сторону следует проводить вертикальные измерения каждые 1° до края видимого изображения

Относительное положение от одной точки до другой не должно превышать:

зона 1: 0,075°/градус;

зона 2: 0,15°/градус;

зона 3: 0,2°/градус

Неприменимо

+

+

+

+

При проведении периодического испытания в ходе проверок рекомендуется используется простой предельный калибр

4.a.2.b

Геометрия изображения не должна иметь отвлекающих внимания неоднородностей

+

4.a.3

Разрешающая способность

Не более 2 угловых минут

Неприменимо

+

+

+

+

Разрешающая способность демонстрируется испытанием

(детектирование объектов)

Не более 4 угловых минут

+

объектов, которые занимают требуемый визуальный угол в каждом визуальном канале, используемом в картине, из точки положения глаз пилота. Объект, противолежащий глазу пилота, должен соответствовать допуску. 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.4

Размер точечного источника света

Не более 5 угловых минут

Неприменимо

+

+

+

+

Размер точечного источника света должен измеряться с

Не более 8 угловых минут

+

помощью тестового шаблона, состоящего из одного ряда световых точек белого цвета, отображаемого горизонтальной и вертикальной строками. Должна предусматриваться возможность перемещения световых точек относительно точки положения глаз пилота 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

Не менее чем 8:1

Неприменимо

+

+

+

+

Коэффициент контрастности поверхности следует измерять

растрового изображения поверхности

Не менее чем 4:1

+

с помощью растрового тестового шаблона, заполняющего все визуальное изображение (все каналы). Тестовый шаблон должен состоять из квадратов черного и белого цвета размерами не более 10° (для типов тренажера II-V)/5° (для типа I) с белым квадратом в центре каждого канала

Следует проводить измерения яркости белых квадратов, используя апертурный фотометр с полем зрения 1°, и вычислять среднее значение. Величина минимальной яркости белых квадратов должна составлять 7 кд/м (2 фут-ламберт). Аналогично проводится измерение яркости черных квадратов

Коэффициент контрастности составляет среднюю величину яркости белого квадрата, деленную на среднюю величину яркости черного квадрата

При тестировании коэффициента контрастности уровни общего освещения задней части кабины и кабины экипажа тренажера должны быть минимально возможными. Измерения следует проводить в центре квадратов, чтобы не допустить проникновения паразитного света в измерительный прибор

4.а.6

Коэффициент контрастности

Не менее чем 25:1

Неприменимо

+

+

+

+

Коэффициент контрастности точечного источника света

точечного источника света

Не менее чем 8:1

+

следует измерять с помощью тестового шаблона, показывающего область более 1° площади, 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 зоны обзора фотометра

При тестировании коэффициента контрастности уровня общего освещения задней части кабины и кабины экипажа тренажера должны быть минимально возможными

4.а.7

Яркость точечного источника света

Не менее чем 30 кд/м (8,8 фут-ламберт)

Неприменимо

+

+

+

+

Точечные источники света должны воспроизводиться в виде матрицы, образующей квадрат

В каллиграфических системах точечные источники света должны слегка сливаться

На растровых системах точечные источники света должны перекрываться таким образом, чтобы квадрат был сплошным (отдельные точечные источники света не видны)

4.а.8

Яркость поверхности

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

Неприменимо

+

+

+

+

Яркость поверхности следует измерять на белом растре, используя апертурный фотометр с полем зрения 1°

Точечные источники света не применяются

Допускается использование каллиграфических возможностей для усиления яркости растрового изображения

4.а.9

Уровень черного и последовательная контрастность

Интенсивность черного:

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

Последовательная контрастность:

яркость белого многоугольника и яркость черного многоугольника - (яркость фона) > 2000:1

Неприменимо

+

+

+

+

Фотометр должен устанавливаться неподвижно с обзором передней центральной части каждого дисплея

Все проекторы должны быть выключены и в кабине создана максимально возможная темнота. Следует снять основные показания оставшегося окружающего освещения экрана

После этого следует включить проекторы, чтобы отобразился черный многоугольник, а затем вторично снять показания и зафиксировать различия между этими показаниями и данными об уровне окружающего освещения.

После этого следует измерить полную яркость белого многоугольника для тестирования последовательной контрастности

Это испытание обычно требуется проводить только для светоклапанных проекторов.

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

4.а.10

Размытость движения

Модуляция между белыми квадратами должна быть видимой с зазорами, составляющими 3 угловые минуты или меньше, при вращении шаблона со скоростью 10°/с

Неприменимо

+

+

+

+

Тестовый шаблон представляет собой решетку, состоящую из пяти квадратов самого яркого белого цвета и уменьшающихся по ширине черных зазоров между ними.

Диапазон ширины черных зазоров должен выходить за пределы требуемого различимого зазора выше и ниже с шагом в 1 угловую минуту

Ширина самых ярких белых квадратов должна быть в 4 раза больше ширины черных зазоров, чтобы избежать временных искажений

Шаблон вращается с требуемой скоростью.

Для проведения испытания по двум осям следует использовать два набора квадратов, один вращающийся по курсу, а второй по тангажу

Ряд стационарных чисел определяет размер зазоров

Это испытание может быть ограничено техническими возможностями визуализации. В отношении таких ограничений необходимо консультироваться с уполномоченным органом

Это испытание обычно требуется проводить только для светоклапанных проекторов

Если испытание не проводится, следует представлять ЗОС с указанием причин

4.а.11

Текстура/пятнистость (спекл-тест)

Контрастность текстуры должна быть < 10%

Неприменимо

+

+

+

+

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.а.12

Уровень черного при использовании для подготовки моделируемых очков ночного видения (далее - ОНВ) (только для устройства EFVS типа 3)

Яркость черного многоугольника 0,001 кд/м (0,0003 фут-ламберт)

Неприменимо

+

+

+

+

Данное испытание следует проводить с нормально работающими проекторами обзора внекабинной обстановки. При проведении этого испытания инфракрасные проекторы должны быть выключены.

Если для моделирования обзора внекабинной обстановки и очков ночного видения используется только один проектор, испытание должно проводиться именно с таким проектором, работающим в режиме ОНВ с использованием соответствующих фильтров

Фотометр должен быть установлен неподвижно и обеспечивать обзор передней центральной части каждого дисплея

Все проекторы должны быть выключены и в кабине создана максимально возможная темнота. Следует снять основные показания оставшегося окружающего освещения экрана

После этого следует включить проекторы обзора внекабинной обстановки, чтобы отобразился черный многоугольник, а затем вторично снять показания и зафиксировать различия между этими показаниями и данными об уровне окружающего освещения

4.а.13

Яркость точечного источника при использовании для подготовки моделируемых ОНВ (только для тренажера EFVS типа 3)

Не менее чем 10 кд/м (2,9 фут-ламберт)

Неприменимо

+

+

+

+

Данное испытание следует проводить с нормально работающими ИК проекторами. При проведении этого испытания проекторы обзора внекабинной обстановки должны быть выключены

Если для моделирования обзора внекабинной обстановки и для работы с ОНВ используется только один проектор, испытание должно проводиться именно с этим проектором, работающим в режиме ОНВ, с использованием соответствующих фильтров

Точечные источники света должны быть представлены в виде матрицы, образующей квадрат

Для каллиграфических систем точечные источники должны слегка сливаться.

Для растровых систем точечные источники должны перекрываться таким образом, чтобы образованный квадрат был сплошным (не должно быть видно отдельных источников света)

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. Допуск ±6 угловых минут

+

+

+

+

Требование по выравниванию относится только к пилоту, выполняющему полет

4.b.2

Индикация параметров систем вертолета

Должно демонстрироваться функционирование в полном объеме на всех режимах полета

+

+

+

+

Следует представить заявление о возможностях системы и продемонстрировать эти возможности

4.b.3

Пространственное положение вертолета согласно ИЛС по сравнению с индикатором положения тренажера (тангаж и крен по горизонту)

Тангаж и крен согласовываются с показаниями приборов вертолета и обзором внекабинной обстановки. Допуск ±1°

В полете

+

+

+

+

Требование к выравниванию относится только к пилоту, выполняющему полет

4.c

Бортовая система технического зрения с расширенными возможностями визуализации (EFVS)

4.c.1

Регистрационное испытание

Выравнивание изображения системы EFVS и обзора внекабинной обстановки должно воспроизводить выравнивание, типичное для вертолета и типа системы

Точка взлета и захода на посадку на высоте 60 м (200 фут) над уровнем земли

+

+

+

+

Учитываются эффекты допусков на выравнивание, указанные в испытании 4.b.1

4.c.2

Дальность видимость на ВПП и калибровка видимости при использовании системы EFVS

Изображение системы EFVS представляет вид с высоты 350 м (1200 футов) и дальность видимости на ВПП 1600 м (1 статутная миля), включая правильную интенсивность света

В полете

+

+

+

+

Визуальная картина в инфракрасном диапазоне, характерная для высоты 350 м (1200 футов) и дальности видимости на ВПП 1600 м (1 ст. миля)

Визуальная картина может быть убрана

4.с.3

Тепловой переход

Демонстрируются эффекты теплового изменения во время перехода от дня к ночи

День и ночь

+

+

+

+

Визуальная картина должна правильно отображать характеристики теплового изменения в период перехода от дня к ночи

4.d

Видимый участок земли

4.d.1

Видимый участок земли. Это испытание проводится только для вертолетов, оборудованных системой посадки по приборам. В тех случаях, когда угол обзора прямо по курсу вниз из кабины пилотов превышает отображаемую зону обзора (нижнюю его часть), то при испытании должен использоваться угол обзора отображения вниз

Ближний конец: должно быть видно правильное количество огней приближения в расчетном видимом участке земли.

Дальний конец: ±20% от расчетного видимого участка земли.

В тренажере должны быть видны те входные огни ВПП, которые должны быть видны согласно расчетам

Балансировка в посадочной конфигурации на высоте колес (полозкового шасси) 30 м (100 футов) над зоной приземления ВПП на глиссаде при установке ВПП 300 м (1000 футов) или 350 м (1200 футов)

+

+

+

+

Это испытание предназначено для оценки факторов, влияющих на точность визуальной картины, воспроизводимой для пилота на высоте принятия решения при заходе на посадку по ILS. Эти факторы включают:

1) дальность видимости на ВПП;

2) точность моделирования наклона глиссады и курсового посадочного маяка (положение и наклон) при выполнении посадки по ILS;

3) определенные массы, конфигурации и скорости, характерные для точки в пределах области эксплуатационных режимов нормального захода на посадку и посадки;

4) радиовысотомер

Для неопределенных по типу ВС тренажеров следует использовать угол наклона траектории, характерный для данной группы вертолетов.

Если используется неоднородный туман, то в расчет видимости наклонной дальности, используемой для вычисления параметров видимого участка земли, должно быть включено вертикальное изменение горизонтальной видимости и его описание

4.e

Производительность системы визуализации

4.e.1

Производительность системы: день, сумерки, ночь

Не менее 10000 видимых текстурированных поверхностей, 5000 точечных источников света, 16 движущихся объектов

Неприменимо

+

+

+

+

Демонстрируется путем использования визуальной картины, передаваемой теми же режимами формирования изображений, которые используются для создания визуальных картин при обучении пилотов

Необходимые поверхности, точечные источники света и движущиеся объекты должны воспроизводиться одновременно

Указанная производительность должна обеспечивать воспроизведение условий в любое время дня

4.e.3

Производительность системы: день, сумерки, ночь

Не менее 6000 видимых текстурированных поверхностей, 1000 точечных источников света

Неприменимо

+

5.

СИСТЕМА ИМИТАЦИИ АКУСТИЧЕСКИХ ЭФФЕКТОВ

5.a

Основные требования

Измерения уровней звукового давления должны производиться шумомером 1 класса точности с анализатором спектра, соответствующего требованиям 1 класса точности

Оборудование для моделирования шума в тренажерах вертолетов типов V и IV должны иметь возможность выравнивания частотной характеристики акустической системы в треть октавных полосах частот с соответствующими допусками

Усилители мощности акустической системы должны обеспечивать пиковый фактор не менее 12 дБ при воспроизведении звуков с наибольшими звуковыми давлениями

Все измерения звукового давления на соответствие данным проверочной контрольной библиотеки для типов тренажеров IV-V в данном разделе должны проводиться в треть октавных полосах частот в диапазоне от 20 Гц до 10 кГц.

Измерения следует проводить в контрольных точках, соответствующих утвержденному набору данных

Следует проводить измерение в месте, соответствующем утвержденному набору данных

Утвержденный набор данных и результаты испытаний тренажера, должны готовиться с использованием методов анализа сопоставимых данных

Измерения для типов тренажеров I, II и III в данном разделе производятся по уровню звука А

Продолжительность измерений звукового давления в контрольных точках, соответствующих утвержденному набору данных, должно быть не менее 180 с для стационарных режимов полёта

5.а.

1) Готовность к запуску двигателя

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка: различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

На земле

+

Нормальный режим перед запуском двигателей

По мере необходимости должна быть запущена ВСУ

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука.

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

+

Соответствие шумовых характеристик кратковременных режимов полета на фоне

Периодическая оценка: различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавных полосе частот

соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

5.a.

2) Работа всех двигателей на нормальном режиме малого газа

a) НВ не вращается (если применимо);

b) НВ вращается

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

На земле

+

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука. Соответствие шумовых характеристик кратковременных режимов полета на фоне соответствующего основного

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц,

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в октавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в октавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

3) Нормальный режим работы всех двигателей в полете

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

На земле

+

Нормальный режим перед отрывом от земли

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука.
Соответствие шумовых характеристик

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

кратковременных режимов полета на фоне соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и
±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

5.а.

4) В режиме висения:

а) в зоне влияния земли; м

б) вне зоны влияния земли

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка: различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

Висение

+

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука. Соответствие шумовых характеристик кратковременных режимов полета на фоне соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
 ±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

5.а.

5) При наборе высоты

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

Набор высоты при выполнении полета по маршруту

+

Средняя высота полета

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука. Соответствие шумовых характеристик кратковременных режимов

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

полета на фоне соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

5.а.

6) В полете на крейсерском режиме

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

Полет в крейсерском режиме

+

Нормальная конфигурация крейсерского полета.

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука. Соответствие шумовых характеристик

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

кратковременных режимов полета на фоне соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

5.а.

7) Установившийся разворот

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в треть октавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

Полет в крейсерском режиме

+

Углы крена от 30° до 45°.

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука. Соответствие шумовых характеристик кратковременных режимов

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

полета на фоне соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка: ±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

5.а.

8) В режиме РСНВ (авторотация)

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

РСНВ в стабильном режиме снижении

+

Номинальная частота вращения НВ.

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука. Соответствие шумовых характеристик

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка: различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

кратковременных режимов полета на фоне соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов.

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

5.а.

9) На конечном этапе захода на посадку

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

Посадка

+

Постоянная воздушная скорость

Для типов тренажеров IV и V соответствие пространственных характеристик определяется возможностями системы воспроизведения звука. Соответствие шумовых характеристик кратковременных режимов полета на фоне соответствующего основного режима и шума окружающей среды устанавливается по субъективной оценке экспертов.

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 40-160 Гц и ±2.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±1.5 дБ от первоначальной в любой третьоктавной полосе частот

+

Первоначальная оценка:
±6.0 дБ в третьоктавных полосах частот 80-160 Гц и ±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
±2.0 дБ от эквивалентного уровня звука А по сравнению с первоначальной оценкой

+

5.b

Особые случаи

5.b.1

Особые случаи продолжительностью более 300 с

Первоначальная оценка:
±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в третьоктавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка: различие не может превышать ±3 дБ по трем последовательным полосам по сравнению с первоначальной оценкой, а средняя величина абсолютных различий между результатами первоначальной и периодических оценок не может превышать 1.5 дБ

+

Первоначальная оценка:
±3.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в октавных полосах частот 200-10000 Гц.

Периодическая оценка:
различие не может превышать ±3 дБ по трем последовательным полосам по сравнению с первоначальной оценкой, а средняя величина абсолютных различий между результатами первоначальной и периодических оценок не может превышать 2.0 дБ

+

Первоначальная оценка:
±4.0 дБ в третьоктавных полосах частот 20-160 Гц и ±1.5 дБ в октавных полосах частот 200-10000 Гц,

Периодическая оценка: различие не может превышать ±3 дБ по трем последовательным полосам по сравнению с первоначальной оценкой, а средняя величина абсолютных различий между результатами первоначальной и периодических оценок не может превышать 2.0 дБ

+

5.b.2

Особые случаи продолжительностью менее 300 с

Оценка инструментальными методами не проводится. Соответствие устанавливается по субъективной оценке экспертов шумовых характеристик кратковременных режимов полета в особых случаях

Это особые случаи неустойчивого состояния, имеющие особое значение для пилота, которые важно учитывать при его обучении, или характерные для конкретного типа или модели самолета

Обучение должно производиться с применением авиагарнитур

5.c

Фоновый шум

5.c.1

Проникающий шум внешних источников из помещения, где установлен тренажер (далее - фоновый шум) при выключенном оборудовании тренажера (фон 1 на схеме 1)

Первоначальная оценка: уровни фонового шума не должны уровней спектра фон 1, представленных на схеме 1 после таблицы. Периодическая оценка:

Не более ±1 дБ в любой третьоктавной полосе по сравнению с первоначальной оценкой

+

+

+

Измерения уровней звукового давления должны производится шумомером 1 класса точности с анализатором спектра, соответствующего требованиям 1 класса точности

Измерения следует проводить в контрольных точках, соответствующих утвержденному набору данных.

5.с.2

Фоновый шум при включенном оборудовании тренажера без запуска программы обучения (фон 2 на схеме 1)

Первоначальная оценка: уровни фонового шума не должны уровней спектра фон 2, представленных на схеме 1 после таблицы. Периодическая оценка:

Не более ±1дБ в любой третьоктавной полосе по сравнению с первоначальной оценкой

+

+

+

Продолжительность измерений не менее 180 с

6

СИСТЕМНАЯ ИНТЕГРАЦИЯ

6.а

Время реакции систем

6.а.

Транспортная задержка

85 мс или менее после завершения перемещения рычага управления

Тангаж, крен и рыскание

+

+

+

Для каждой оси необходимо проводить одно отдельное испытание.

120 мс или менее после завершения перемещения рычага управления

+

+

Если установлена система EFVS, то система EFVS должна реагировать в диапазоне ±30 мс от времени реакции системы визуализации, но не ранее реагирования системы подвижности

Время запаздывания, вносимое электронными элементами системы EFVS вертолета, прибавляется к 30 мс допуска перед сравнением с точкой отсчёта для системы визуализации