（e）操縱系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性評定的替代方法。
（1）對于有液壓傳動(dòng)操縱裝置和人工感覺系統(tǒng)的飛機(jī)，可以采用替代方法來測量操縱系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性。不使用自由響應(yīng)測試方法，而是通過測量操縱力和移動(dòng)速率的方法來驗(yàn)證。
（2）對于俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航每一個(gè)軸，都應(yīng)按下列不同的速率，用力將操縱裝置移到最大極限位置。這些測試應(yīng)當(dāng)在典型的滑行、起飛、巡航和著陸條件下進(jìn)行。
（i）靜態(tài)測試，緩慢地移動(dòng)操縱裝置，以大約100秒的時(shí)間完成全行程操縱。全行程操縱定義為從中立位置移動(dòng)到止動(dòng)點(diǎn)，通常為后止動(dòng)點(diǎn)或右止動(dòng)點(diǎn)，隨后再通過中立位置移到相反的止動(dòng)點(diǎn)，最后回到中立位置；
（ii）慢速動(dòng)態(tài)測試，以大約10秒的時(shí)間完成全行程操縱；
（iii）快速動(dòng)態(tài)測試，以大約4秒的時(shí)間完成全行程操縱。
注意：作動(dòng)態(tài)測試，操縱力不應(yīng)超過44.5daN（100磅）。
（f）容差。
（1）對于靜態(tài)測試，參見本附件的第60.A.2.3條模擬機(jī)客觀測試標(biāo)準(zhǔn)中第2條(a)(1)、(2)和(3)款中規(guī)定的容差。
（2）對于動(dòng)態(tài)測試，為±0.89daN（2磅）或高于靜態(tài)測試的操縱力增量的±10%。
（g）運(yùn)營人可以采用類似于上面介紹的替代方法。這類替代方法應(yīng)當(dāng)經(jīng)證明是有效并適用的。例如，上面提到的替代方法可能就不適合所有制造廠家的系統(tǒng)，并且對帶可逆操縱系統(tǒng)的飛機(jī)肯定不適用。因此對每種情況都應(yīng)在特定的基礎(chǔ)上分析替代方法的優(yōu)缺點(diǎn)。如果模擬機(jī)鑒定人員發(fā)現(xiàn)該替代方法不能得到令人滿意的模擬機(jī)性能測試結(jié)果，那就應(yīng)當(dāng)采用更普遍接受的測試方法。
圖2 臨界阻尼階躍響應(yīng)
第60.A.2.7條地面效應(yīng)
（a）在起飛和著陸期間，飛機(jī)有一短暫的近地飛行過程。由于流過飛機(jī)的氣流受地面影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性發(fā)生變化。貼近地面飛行時(shí)，地面對與產(chǎn)生升力有關(guān)的下洗氣流造成阻礙，使下洗氣流減弱。下洗氣流的作用隨高度變化而變化，當(dāng)高度大于約一個(gè)翼展長度時(shí)，其作用可以忽略不計(jì)。下洗氣流的減弱會(huì)造成三個(gè)主要影響：
（1）對于常規(guī)構(gòu)型，水平尾翼的氣流下洗角減�。�
（2）由于升力系數(shù)與迎角關(guān)系的變化（升力曲線的斜率增大），機(jī)翼和水平尾翼的升力都增大；
（3）誘導(dǎo)阻力減小。
（b）在給定迎角的情況下，相對于無地面效應(yīng)飛行，這些影響會(huì)導(dǎo)致地面效應(yīng)中的飛機(jī)能產(chǎn)生更大的升力，并且使保持平飛的需用功率減少。由于對安定性方面產(chǎn)生了關(guān)聯(lián)影響，貼近地面平飛還會(huì)導(dǎo)致升降舵（或水平安定面）角度和保持特定的升力系數(shù)所需的駕駛桿力發(fā)生顯著變化。