XIV. Валідаційні випробування FSTD

1. Вступ

1.1 Характеристики і робота систем FSTD повинні пройти об'єктивну оцінку шляхом порівняння результатів випробувань FSTD з Валідаційні даними, якщо конкретно не обумовлено інше. Результати валідаційних, функціональних і суб'єктивних випробувань, необхідні для складання Керівництва по кваліфікаційним випробуванням (QTG), дозволяють експерту по оцінці проводити «вибіркову перевірку» характеристик FSTD з метою підтвердження того, що він відтворює вертоліт і може успішно використовуватися для проведення важливих видів підготовки, тестування і перевірок пілотів. Без такої «вибіркової перевірки» з використанням QTG неможливо перевірити характеристики FSTD в терміни, встановлені для його нормативної оцінки. Слід ясно розуміти, що QTG не забезпечує ретельної перевірки якості імітації у всіх областях польоту і роботи систем. Передбачається, що повний цикл випробувань проводиться виробником FSTD і персоналом експлуатанта перед поданням тренажерного пристрою для нормативної оцінки і до моменту включення результатів випробувань в QTG. Таке «поглиблене» тестування є найважливішою частиною повного циклу випробувань і, як правило, воно здійснюється з використанням документованих приймальних процедур, в яких реєструються результати випробувань. Такі процедури дозволяють перевірити функціональні можливості і ефективність імітації багатьох характеристик, які не розглядаються в QTG, а також таких компонентів, як наприклад, робоче місце інструктора і т. д. З метою полегшення перевірки FSTD з використанням QTG для запису результатів кожного валідаційного випробування, повинен використовуватися відповідний пристрій для реєстрації прийнятний для уповноваженого органу. Зроблені записи слід порівняти з валідаційними даними. Валідаційні випробування повинні оформлюватися в QTG, з огляду на таке:

а) У QTG має бути чіткий опис того, як встановлюється, налаштовується і функціонує FSTD при проведенні кожного випробування. У QTG також наполегливо рекомендується використовувати, коли це доцільно, програму керування для автоматичного проведення випробувань FSTD. Не передбачається і не допускається проведення випробувань кожної підсистеми FSTD окремо. Щоб гарантувати відповідність роботи повної системи FSTD запропонованим стандартам, повинні проводитися комплексні випробування FSTD при наявності вхідних сигналів на важелях управління пілота;

с) Повинна забезпечуватися можливість проведення в ручному режимі всіх валідаційних випробувань QTG, заснованих на даних льотних випробувань, для можливості перевірки результатів автоматичного тестування. Нетривалі за часом випробування з вхідними сигналами простої

1

форми повинні легко проводитися в ручному режимі. Набагато важче повторювати тривалі за часом випробування з вхідними сигналами складної форми.

1.2 Деякі випробування системи візуалізації та системи рухливості, наведені в цьому доповненні, не обов'язково базуються на валідаційних даних з встановленими допусками. Проте, ці випробування включені тут для повноти картини, а замість перевірки відповідності встановленим допускам, повинні задовольнятися необхідні критерії.

1.3. Для кожного випробування повинна бути представлена методика його проведення в ручному режимі з точним описом усіх етапів. Випробування в ручному режимі потрібні для підтвердження того, що результати проведених автоматизованих випробувань ідентичні тим, які відчував би пілот при аналогічному льотному випробуванні, при таких же керуючих вхідних сигналах, які застосовувалися пілотом вертольота, валідаційні дані льотних випробувань якого були зареєстровані. Результати проведених в ручному режимі випробувань повинні бути отримані з тими ж допусками, які використовувалися для випробувань в автоматичному режимі. Результати випробувань в ручному режимі можуть не відповідати допускам, в цьому випадку інспектор ДАС повинен переконатися, що відповідність може бути досягнута, якщо буде докладено достатніх зусиль для точного відтворення керуючих дій пілота.

1.4. Подання на затвердження даних, що відрізняються від даних льотних випробувань, повинно включати доказ їх валідності щодо наявних даних льотних випробувань. Випробування і допуски, зазначені цим Додатком, повинні включатися в QTG FSTD. З керівництвом з кваліфікаційних випробувань (QTG) повинна представлятися «Дорожна карта» валідаційних даних (VDR), опис якої наведено в розділі 16. Бажано подання постачальниками даних VDR для типу вертольотів, сертифікованих до 1 січня 2012 року.

1.5. У таблиці валідаційних випробувань FSTD, що міститься в цьому доповненні, вказані необхідні випробування. За відсутності іншої домовленості, при випробуваннях FSTD повинні відтворюватися льотно-технічні характеристики і характеристики керованості вертольота при експлуатаційних значеннях маси і положенні центру ваги (CG), типових для нормального виконання польотів. Якщо у випробуванні використовуються дані вертольота при одному граничному значенні маси або положення центра ваги, то слід провести ще одне випробування з використанням даних вертольота при середніх значеннях маси і центра ваги або, по можливості, максимально близьких до іншого граничного значення. Певні випробування, які релевантні тільки при одному граничному значенні маси або положенні центру ваги, не потрібно повторювати з іншим граничним значенням. Випробування з оцінки характеристик керованості повинні включати перевірку пристроїв поліпшення стійкості.

2. ВИМОГИ ДО ВИПРОБУВАНЬ

2.1. У таблиці валідаційних випробувань FSTD перераховані наземні і льотні випробування, які необхідно проводити для кваліфікаційної оцінки FSTD. По кожному випробуванню FSTD слід представляти згенеровані комп'ютером результати перевірок. Ці результати повинні відтворюватися на відповідному регистрирующем устрої, яке прийнятне для НАА. Реєстровані параметри потрібно представляти в формі графіка зміни за часом, якщо інше не обумовлено в таблиці валідаційних випробувань FSTD.

2.2. У випадках, коли результати об'єктивних випробувань замість графіка зміни за часом дозволено представляти у вигляді «кадра» моментального стану або серії «кадрів» моментального стану, постачальник даних повинен забезпечувати сталий режим в той момент часу, коли робиться «кадр» моментального стану. Виконання цієї вимоги перевіряється демонстрацією наявності усталеного режиму протягом певного періоду часу до початку «кадра» моментального стану, і потім деякого періоду після його закінчення. Найчастіше цей період часу становить 5 с до «кадра» моментального стану і додатково 2 с після безпосередньо зафіксованого моменту «кадра» моментального стану. Оскільки дані, отримані на вертольоті, часто коливаються щодо балансувальних значень, альтернативним методом визначення цільових параметрів «кадра» моментального стану є вибір тимчасового вікна тривалістю приблизно 5 с, протягом якого в якості цільового балансування значення вибирається середнє за часом значення відповідних зареєстрованих параметрів в зазначений період часу. Цей припис в основному стосується валідаційних даних і методу, за допомогою якого постачальник даних гарантує, що сталий режим характерний для цього «кадра» моментального стану. Наведене в переліку термінологій визначення кадру моментального стану в деякий момент часу як і раніше відноситься до результатів, отриманих при випробуваннях FSTD.

2.3. Дані льотних випробувань, які відображають швидкі зміни параметрів, що вимірюються, можуть вимагати інженерної оцінки при визначенні придатності FSTD. Така оцінка не повинна обмежуватися одним параметром. Для повної оцінки повинні представлятися всі відповідні параметри, пов'язані з конкретним маневром або режимом польоту. У тих випадках, коли за графіками зміни параметрів у часі важко або неможливо порівняти дані FSTD з даними вертольота, відмінності повинні обґрунтовуватися за допомогою порівняння інших змінних параметрів режиму, що оцінюється.

2.4. Параметри, допуски і режими польоту. У таблиці валідаційних випробувань FSTD вказані параметри, допуски і режими польоту для оцінки придатності FSTD. У випадках, коли для параметра наводяться два значення допуску, може використовуватися менш жорстке, якщо інше не обумовлене.

3

Незалежно від цього, випробування повинне продемонструвати правильні тенденції. Результати випробувань FSTD повинні бути оформлені з використанням зазначених допусків і одиниць вимірювання з урахуванням наступного:

а) допуски для деяких об'єктивних випробувань зведені до «вірних напрямків і величини» (ВНВ). Використання ВНВ не слід сприймати як вказівку на те, що деякі характеристики можуть не моделюватися. При проведенні таких випробувань функціональні характеристики тренажерного пристрою повинні бути відповідними і типовими для вертольота, що моделюється, і ні за яких обставин не приводити до негативних результатів навчання;

- допуски, зазначені в таблиці випробувань як ВНВ, застосовуються для періодичної оцінки FSTD з метою гарантувати, що тренажерний пристрій відповідає присвоєному кваліфікаційному рівню. Щоб уникнути можливих розбіжностей суб'єктивних думок в ході проведення періодичних випробувань з встановленим допуском ВНВ, для «фіксування» базових результатів необхідно застосовувати автоматичну систему реєстрації;

- для параметрів, які зазвичай вимірюються у відсотках (наприклад, крутний момент, частота обертання двигуна (Ng) або силовий турбіни (Np)) або для допуску, встановленого тільки у відсотках, допуск повинен застосовуватися як абсолютний допуск для звичайного експлуатаційного діапазону параметра, виміряного від його нульового значення (тобто для спостережуваних 50% крутного моменту і допуску 3% прийнятний діапазон складе від 47% до 53%). Допуск, виражений в процентних величинах, в таблиці валідаційних випробувань застосовується до таких параметрів, якщо не вказано інше:

1) частота обертання несучого гвинта: абсолютна величина в процентах при індикації на шкалі діапазоном 100%, або величина номінальної частоти оборотів на хвилину (RPM), якщо цей показник на індикаторі в кабіні льотного екіпажу не виражений у відсотках;

2) частота обертання силової турбіни: абсолютна величина в процентах при індикації на шкалі діапазоном 100%, або величина номінальної частоти оборотів на хвилину (RPM), якщо цей показник на індикаторі в кабіні екіпажу не виражений у відсотках

3) частота обертання ротора турбокомпресора: абсолютна величина в процентах при індикації на шкалі діапазоном 100%, або величина номінальної частоти обертання ротора турбокомпресора на максимально тривалому режимі одного двигуна, якщо цей показник на індикаторі в кабіні льотного екіпажу не виражений у відсотках;

4) крутний момент: абсолютна величина в процентах при індикації на шкалі діапазоном 100%, або величина крутного момент на максимально тривалому режимі одного двигуна, якщо цей показник на індикаторі в кабіні льотного екіпажу не виражений у відсотках;

5) положення важеля поздовжнього керування: абсолютна величина, виражена у відсотках від повного ходу;

6) положення важеля поперечного керування: абсолютна величина, виражена у відсотках від повного ходу;

7) положення важеля управління спільним кроком: абсолютна величина, виражена у відсотках від повного ходу;

8) положення органів управління у напрямку: абсолютна величина, виражена у відсотках від повного ходу.

d) для параметрів, які не виражаються в процентах і не зазначених вище (п. 7.2.4 c) вище, допуск, виражений тільки у відсотках, під час випробувань буде тлумачитися як процентна частина встановленої вихідної величини цього параметра, за винятком параметрів, що мають близьке до нульового значення, щодо яких мінімальне абсолютне значення має узгоджуватися з ДАС.

e) в тих випадках, коли допуск вказано і як процентна величина і як абсолютна величина, допуск в процентах тлумачиться як процентна величина миттєвої вихідної величини цього параметра. Може використовуватися найменш жорсткий з допусків. Це відноситься до всіх параметрів, що не наведені вище (п. 7.2.4 c);

f) для режимів, при яких конструкція системи органів управління польотом не має на увазі ніяких відмінностей в положеннях кроку лопаті повітряного гвинта для включеною і вимкненою системи підвищення стійкості і керованості, валідаційні дані для випадку, коли така система вимкнена, не потрібні. Повинен подаватися для обгрунтування того, які випробування не проведені.

2.5. Перевірка режиму польоту. Для порівняння перерахованих параметрів з відповідними параметрами вертольота повинне надаватися достатній кількість даних для перевірки правильності режиму польоту. Наприклад, для демонстрації того, що при випробуваннях на статичну стійкість зусилля на важелі управління знаходяться в межах ± 0,222 даН (0,5 фунт-сила), мають бути подані також дані про дійсні значення повітряної швидкості, потужності, тяги або крутного моменту і дані про конфігурації вертольота, висоту і інші відповідні параметри. При порівнянні характеристик реагування за короткий період для встановлення їх відповідності характеристикам вертольота може бути використаний такий

5

параметр, як нормальне перевантаження, і, крім того, необхідно також представляти дані про повітряну швидкість, висоту, зусиллях на важелях управління, конфігурації вертольота і т. д. всі значення повітряної швидкості повинні чітко позначатися як приладова повітряна швидкість, індикаторна швидкість і т. д., і для порівняння використовуються однакові одиниці виміру.

2.6. Визначення режимів польоту. Режими польоту, зазначені в таблиці валідаційних випробувань FSTD, випробування 1 (льотно-технічні характеристики) і випробування 2 (характеристики стійкості і керованості), (в деяких інших випробуваннях), визначаються в такий спосіб:

a) наземний - на землі;

b) відрив - шасі випущено, перехід від режиму на землі до режиму висіння;

c) зліт - шасі випущено, якщо може бути застосовано;

d) висіння в зоні впливу землі (IGE) - шасі випущено, якщо може бути застосовано;

e) висіння поза зоною впливу землі (OGE) - шасі випущено, якщо може бути застосовано;

f) висіння - шасі прибране або випущено, якщо може бути застосовано;

g) набір висоти / зниження - шасі прибрано, якщо можна застосувати, з нормальною швидкістю набору висоти / зниження;

h) режим авторотації - шасі прибране або випущено, якщо є, на швидкості авторотації;

i) конфігурація з прибраною механізацією - шасі прибрано, якщо може бути застосовано;

j) крейсерський режим - конфігурація з прибраною механізацією на висоті і повітряної швидкості крейсерського польоту;

k) заходження на посадку - шасі прибране або випущено, якщо є, на нормальній швидкості заходу на посадку;

l) посадка - шасі випущено, якщо є, до режиму висіння в зоні впливу землі;

m) дотик - шасі випущено (якщо є) з режиму висіння до контакту з землею.

2.7. Відносний вітер (під час випробувань на землі, при зльоті, посадці і в режимі висіння). Якщо відносний вітер присутній в об'єктивних даних (сила і напрямок), то повинно бути чітко зазначено, що це є частиною поданих в звичайній термінології даних, пов'язаних з ВПС, що виеористовуэться для випробування.

3. ІНФОРМАЦІЯ ДЛЯ ВАЛІДАЦІЙНИХ ВИПРОБУВАНЬ

3.1. Загальна інформація. Основний вплив на стійкість і керованість вертольота надають характеристики системи управління польотом. Важливим фактором при оцінці пілотом придатності вертольота є відчуття зусиль на важелях управління. Значні зусилля витрачаються на створення такої системи завантаження важелів управління, яка дозволяє пілотам комфортно управляти вертольотом і викликає у них бажання пілотувати такий вертоліт. FSTD має імітувати пілотові відповідні відчуття з управління у польоті, що моделюється, ідентичні відчуттям, що виникають на реальному вертольоті. Для перевірки відповідності цій вимозі необхідно порівняти дані реєстрації динамічних характеристик відчуттів на важелях управління в FSTD з фактичними вимірами цих параметрів на реальному вертольоті у злітній, крейсерській і посадкової конфігураціях.

3.2. Для оцінки динамічних характеристик електромеханічних систем традиційно використовується вимір і реєстрація вільних відповідних коливань на імпульсну або ступінчасту функцію. У будь-якому випадку, динамічні характеристики можна тільки оцінити, оскільки справжні вхідні сигнали і відповідні коливання теж тільки оцінюються. У зв'язку з цим, вкрай важливо зібратїи максимально достовірні дані по завантаженню важелів управління на вертольоті для забезпечення близько відповідності завантаженню важелів управління, що імітується на FSTD. Необхідні випробування динамічних характеристик системи управління вказані в п. 2.a. 5) таблиці валідаційних випробувань FSTD.

3.2.1. Випробування з оцінки динамічних характеристик системи управління зазвичай проводяться шляхом подачі ступеневого або імпульсного вхідного сигналу для активізації системи і подальшої оцінки вільних відповідних коливань на важелях управління. Процедуру слід виконувати у злітній, крейсерській і посадковій конфігураціях і цих режимах польоту.

3.2.2. Для вертольотів з незворотними системами управління, такі вимірювання можуть проводитися на землі, якщо забезпечуються відповідні сигнали від приймачів повного і статичного тиску для відтворення значень повітряних швидкостей, характерних для реального польоту. Аналогічним чином може бути продемонстровано, що для деяких вертольотів злітна, крейсерська і посадкова конфігурації мають однаковий вплив на динамічні характеристики системи управління. Отже, результатів випробувань в одній

7

конфігурації може бути досить. Якщо використовується один з цих двох підходів або обидва відразу, то має бути викладена інженерна оцінка або висновок виробника вертольота в якості обґрунтування для проведення наземних випробувань або для виключення конфігурації. FSTD, для яких необхідне проведення випробувань статичних і динамічних характеристик на важелях управління, при первинній оцінці та оцінці після модернізації не буде потрібно використання спеціальних випробувальних стендів, якщо в QTG будуть приведені результати проведених на стенді випробувань і результати застосування альтернативного підходу, наприклад, комп'ютерні графіки результатів випробувань, які генерувалися одночасно і демонструють достатню узгодженість. У цьому випадку, для задоволення вимог цього випробування буде досить ще раз застосувати альтернативний метод під час початкової оцінки.

3.2.3. Оцінка динамічних характеристик управління. Динамічні характеристики систем управління часто визначаються у вигляді частоти, коефіцієнта демпфірування і ряду інших загальноприйнятих вимірювань, які можна знайти в різних документах по системам управління. Для визначення узгоджених засобів підтвердження результатів випробування пристроїв системи завантаження важелів управління FSTD необхідні критерії, які чітко визначають тлумачення вимірювань і допусків, що застосовуються. Критерії потрібні для систем з недостатнім демпфуванням, критичним демпфуванням і систем з надлишковим демпфуванням. Для систем з недостатнім демпфуванням, класифікованих як слабке демпфірування, характеристики системи можуть бути виражені в кількісних значеннях частоти і демпфірування. У системах з критичним або надмірним демпфуванням важко виміряти частоту і демпфірування на основі графіка реакції за часом. Тому необхідно використовувати вимірювання інших параметрів.

3.2.4. Випробування FSTD, що виконуються для підтвердження відповідності динамічних характеристик системи завантаження важелів управління вертолітним даним, повинні показати, що цикли динамічного демпфірування (вільні відповідні коливання важелів управління) узгоджуються з аналогічними на вертольоті в межах встановлених допусків. Метод оцінки реакції і застосовуваного допуску описаний для випадків недостатнього і критичного демпфірування:

a) Характеристики системи з недостатнім демпфуванням: Потрібно виконати два вимірювання для періоду, що визначається часом до першого перетину нульового рівня (при наявності обмеження по кутовий швидкості) і подальшою частотою коливань. У разі присутності в реакції нерівномірних періодів, необхідно вимірювати період кожного коливання. При цьому кожен період окремо порівнюється з відповідним періодом в системі управління вертольота, із застосуванням відповідного повного допуску для цього періоду.

Допуск на демпфірування повинен примінятися до перерегулювання на індивідуальній основі. При малих значеннях перерегулювання, допуск слід

застосовувати обережно, оскільки значимість таких перерегулювань стає сумнівною. Слід розглядати тільки такі амплітуди, які перевищують більш ніж на 5% загальне початкове відхилення. Допуск на стале значення амплітуди коливань, позначений на рис. 7.1 T (Ad), становить ± 5% від амплітуди початкового зсуву Ad або ± 0,5% повного ходу важеля управління (від упору до упору). Значущими вважаються тільки коливання за межами допуску. Порівняння даних FSTD з даними вертольота слід починати з накладення або поєднання значень переміщення FSTD і вертольота, а потім порівняти амплітуди максимальних значень коливань, час до першого перетину нульового рівня і окремі періоди коливань. Число значущих перерегулювань, отриманих на FSTD і вертольоті, має збігатися з точністю до одного. Методика проведення оцінки реакції показана на рис. 7.1.

b) Характеристики системи з критичним і надлишковим демпфуванням. У зв'язку з особливостями реакції з критичним і надлишковим демпфуванням (без перерегулювання) значення інтервалу часу від 90% початкового зсуву до 10% встановленої стану (нейтрального положення) має відповідати таким же значенням для вертольота в межах ± 10% або ± 0,05 с. Методика проведення оцінки реакції показана на рис. 7.2.

с) Особливості. Системи управління, характеристики яких відрізняються від традиційних систем реакції при надмірному або недостатньому демпфіруванні, повинні відповідати встановленим допускам. Крім того, особливу увагу слід приділяти збереженню важливих тенденцій.

Рис. 7.1. Характеристика перехідного процесу з недостатнім демпфуванням

9

3.2.5. Допуски. У наведеній нижче таблиці вказані допуски (Т) для систем з недостатнім демпфуванням. На рис. 7.1 показані вихідні вимірювання.

T(P0) ± 10% від P0 або ± 0,05 сT(P1) ± 20% від P1 або ± 0,05 сT(P2) ± 30% від P2 або ± 0,05 сT(Pn) ± 10 * (n + 1)% від Pn або ± 0,05 сT(An) ± 10% від Amax, де Amax - найбільша амплітуда або ± 0,5% від повного ходу важеля

управління (від упору до упору).T(Ad) ± 5% від Ad де Ad - залишкова смуга або ± 0,5% від максимального ходу важеля

управління -залишкова смуга± 1 значних виходів за допуск (мінімум 1 значний вихід) Сталий стан в

межах залишкової смуги.

Примітка 1. Допуски на період або амплітуду не застосовуються після останнього значимого перерегулирования.

Примітка 2. Коливання в межах допуску не зважають значущими і допуски до них не застосовуються.

Рис. 7.2. Характеристика перехідного процесу з критичним демпфуванням

Наступний допуск застосовується лише до систем з надлишковим і критичним демпфуванням.

На рис. 7.2 показані вихідні вимірювання. T (P0)±10% від P0 або ± 0,05с.

3.3. Альтернативний метод оцінки динамічних характеристик необоротних систем управління. Один з виробників вертольотів запропонував (і його пропозиція була прийнята ДАС) альтернативний метод вирішення питань, пов'язаних з динамічними характеристиками систем управління. Цей метод застосовується для вертольотів з гідравлічною системою органів управління польотом і системами штучного завантаження важелів управління. Метод оцінки системи базується на вимірюванні зусиль на важелях управління та швидкості їх переміщення, а не на вимірі вільних відповідних коливань.

3.3.1. Ці випробування повинні виконуватися для типових режимів, а саме рулювання, зліт, крейсерський політ і посадка. Щодо кожної осі (по тангажу, крену і рисканню) до важеля управління прикладається зусилля для його переміщення в максимальні крайні положення при дотриманні наступних обов'язкових умов:

a) Статичне випробування. Повільно переміщувати важіль управління до повного відхилення таким чином, щоб це виконувалося приблизно за 100 с. Повне відхилення визначається як переміщення важеля управління з нейтрального положення до упору, зазвичай до заднього або правого упору, потім до протилежного упору, після чого важіль повертається в нейтральне положення;

a) Повільне динамічне випробування. Повне відхилення виконується приблизно за 10 с;

b) Швидке динамічне випробування. Повне відхилення виконується приблизно за 4 с.

Примітка. Динамічні переміщення можуть бути обмежені зусиллями, що не перевищують 44,5 даН (100 фунт-сила) або коли вони обмежені системою управління вертольотом.

3.3.2. Допуски:

a) Статистичне випробування. Див. Пп. 2.а.1, 2.а.2 і 2.а.3 в таблиці валідаційних випробувань FSTD.

b) Динамічне випробування. Допуск становить ± 0,9 даН (2 фунт-сила) або ± 10% від динамічного збільшення, що перевищує величину статичного випробування.

11

3.3.3 Уповноважені органи зазвичай не заперечують проти застосування таких альтернативних методів, як метод, описаний в п. 7.3.2.3. Однак застосування альтернативних методів повинне обґрунтовуватися. Наприклад, описаний тут метод випробувань може бути застосований не до всіх розроблених систем завантаження і, звичайно, не до вертольотів з оборотними системами управління. Отже, кожен конкретний випадок має розглядатися індивідуально. Якщо ДАС визначила, що альтернативні методи не приведуть до задовільних результатів, то повинні використовуватися загальноприйняті методи випробувань.

3.3.4. Альтернатівний метод оцінки динамічних характеристик важелів управління з нетиповою реакцією. Динамічні реакції нетипового характеру, які часто спостерігаються в оборотних системах управління, можна оцінювати з використанням більш придатною в таких випадках альтернативною лінією відліку. Альтернативна лінія відліку грунтується на найдинамічнішій реакції і характеризується прагненням до більш точному наближенню до істинного вихідного положення важеля управління протягом усього процесу ступінчастою реакції. Докладне пояснення по обчисленню альтернативної лінії відліку наведено у додатку N до цієї частини. Остаточний результат, а також методика застосування допусків з використанням нової бази відліку показані на рис. 7.3.

Рис. 7.3. Допуски, що застосовуються з використанням альтернативної лінії відліку

3.3.5 Динамічна реакція на відхилення важелів управління вважається нетиповою, якщо не виявляються властивості класичної системи другого порядку. Для систем з недостатнім демпфуванням характерні такі ознаки: постійний період, перерегулювання, що убуває (кожне наступне

перерегулювання завжди менше, ніж попереднє) і фіксований сталий стан. У системах з надлишковим демпфуванням на важелях управління демонструється поступове експоненціальне загасання від початкового зсуву в напрямку фіксованого усталеного стану.

4 Вплив землі

FSTD, що використовується для відриву і торкання, має точно відтворювати зміни аеродинамічних характеристик, що відбуваються в умовах впливу землі. Для оцінки ефекту впливу землі не проводяться спеціальні випробування, оскільки вважається, що його можна в повній мірі оцінити при проведенні випробувань рулювання по повітрю, якщо є, і більш конкретно при випробуваннях переходу від відриву до висіння, характеристик висіння і характеристик керованості при низькій швидкості. Параметри, вибрані для валідації FSTD, повинні бути характерними для таких змін. Основні параметри валідаційних випробувань характеристик в умовах впливу землі включають таке:

a) положення важелів поздовжнього, поперечного управління, органів шляхового керування і важеля загального кроку;

b) крутний момент, що необхідний для підтримки висоти;

c) відносну висоту;

d) повітряну швидкість;

e) положення по тангажу;

f) положення по крену.

5 Валідаційні дані інженерного моделювання

5.1 Якщо модель імітації польоту, яка повністю пройшла валідаційні льотні випробування, модифікується внаслідок змін, внесених в конфігурацію імітованого вертольота, то сертифікований виробник вертольотів за попереднім погодженням з ДАС повинен:

a) представити валідаційні дані, отримані за допомогою перевіреного інженерного тренажера / моделі, для вибіркового доповнення даних льотних випробувань. Ця процедура стосується змін, які за своїм характером є поетапними, і при цьому легко зрозумілими і точно визначеними;

b) підготувати новий пакет даних, використовуючи валідаційні дані інженерного тренажера і дотримуючись тільки останніх вимог до проведення випробувань.

13

Після узгодження з ДАС відповідних валідаційних даних, отриманих від затвердженого постачальника даних, експлуатант може затвердити використання випробувань і відповідних допусків, описаних в діючих кваліфікаційних стандартах, для продовження кваліфікаційного рівня FSTD, який раніше пройшов кваліфікаційну оцінку. Результати та допуски таких нових випробувань повинні стати постійною частиною MQTG.

5.2 Виробники вертольотів або інші затверджені постачальники даних, які бажають отримати право на надання валідаційних даних інженерних тренажерів, повинні:

a) надати підтверджені відомості про успішну розробку пакетів таких даних;

b) продемонструвати високоякісні методи прогнозування шляхом порівняння прогнозованих даних з даними, підтвердженими в ході льотних випробувань;

c) мати інженерний тренажер, в якому:

1) забезпечується комплексне використання імітаторів;

2) застосовуються ті ж моделі, що і в організаціях, що займаються навчанням (використовуються також для випуску документів незалежного підтвердження відповідності та контрольної перевірки); і

3) який використовується для забезпечення розробки і сертифікації вертольотів;

d) забезпечувати використання інженерного моделювання для створення типового набору інтегрованих доказів відповідності;

e) мати прийнятну систему контролю конфігурації інженерного тренажера і всіх інших відповідних засобів інженерного моделювання.

5.3 Виробники вертольотів, які бажають скористатися цією додатковою можливістю, повинні в найкоротший термін звернутися у відповідну ДАС.

5.4 При першому зверненні з таким проханням, кожен заявник повинен, згідно з рекомендаціями, перерахованим в даному доповненні і додатку B до даної частини керівництва, продемонструвати свою відповідність вимогам ДАС.

6 Система рухливості

6.1 Загальні положення

6.1.1 Для регулювання стану вертольота, пілоти безперервно використовують інформаційні сигнали. З урахуванням приладової і зовнішньої візуальної інформації, визначальне значення для управління пілотом динамікою вертольота, особливо при наявності зовнішніх збурень, має загальна реакція у вигляді руху всього планера вертольота. Отже, система рухомості тренажера повинна відповідати об'єктивним критеріям льотно-технічних характеристик, а також повинна забезпечуватися можливість її налаштування на відтворення акселерационної інформації в місці розташування крісла пілота, щоб відтворювалися лінійні і кутові прискорення вертольота, що суб'єктивно відчуваються пілотом при виконанні запропонованого мінімального набору маневрів і зовнішніх умов. Крім того, реакція системи відтворення акселеративних впливів повинна бути повторюваною.

6.1.2 Об'єктивні валідаційні випробування, опис яких наведено в цьому доповненні, призначені для кваліфікаційної оцінки системи рухомості FSTD як з точки зору технічних характеристик, так і в плані точності відтворення відчуттів руху.

6.2 Випробування системи рухомості. Метою випробувань, перерахованих в таблиці валідаційних випробувань FSTD, а саме: 3.а - частотні характеристики і 3.b - перевірки зворотного руху системи рухомості, є демонстрація функціонування апаратного обладнання системи рухомості і перевірка цілісності настройки, щодо калібрування і зносу. Дані випробувань не залежать від програмного забезпечення системи рухомості і повинні розглядатися як робототехнічні випробування.

6.3 Частотні характеристики. Випробування повинно продемонструвати частотні характеристики системи рухомості.

6.4 Перевірка зворотного руху системи рухомості. Випробування повинно продемонструвати плавний зворотний рух (зміна напрямку руху на протилежне) системи рухомості, як зазначено заявником на проведення кваліфікаційної оцінки FSTD.

6.5 Стабільність системи рухомості. Це випробування проводиться з метою підтвердити, що з плином часу якість програмного і апаратного забезпечення системи рухомості не змінилося і не погіршилося. Випробування дозволяє більш точно визначити ті зміни, які негативно вплинули на рівень важливого для тренувань пілотів відтворення акселеративного впливу, який був сертифікований під час початкової кваліфікаційної оцінки. Нижче наведено опис методики, яка повинна застосовуватися для проведення цього випробування:

a) Умови випробувань:

15

1) одне випробування на землі - визначає експлуатант;

2) одне випробування в польоті - визначає експлуатант.

b) Вхідний сигнал. Для забезпечення адекватного аналізу вихідних сигналів вхідні сигнали прискорення обертання / кутової швидкості і лінійного прискорення повинні вводитися з мінімальною амплітудою 5 °/с2, 10 °/с і 0,3g, відповідно, до перерахунку їх значень від центра ваги вертольота до точки розташування пілота.

c) Рекомендований вихідний сигнал:

1) фактичні лінійні прискорення платформи; вихідний сигнал повинен включати прискорення, що виникають за рахунок прискорення лінійного руху і обертання;

2) положення приводів системи рухомості.

При забезпеченні однакового вхідного сигналу, результати випробувань повинні бути стабільні в межах ± 0,05g реального лінійного прискорення платформи по кожній осі.

6.6 Випробування по оцінці адекватності відтворення акселеративних ефектів

6.6.1 Об'єктивне випробування акселеративних впливів по частоті

6.6.1.1. Вихідна інформація. В розділі 09 до даної частини наведено повний опис об'єктивного випробування акселеративних впливів по частоті. В даному випробуванні визначаються кількісні характеристики реакції системи відтворення акселеративних впливів від вихідного сигналу імітатора динаміки польоту до реакції рухомої платформи. Інші випробування системи рухомості, такі як визначення реакції системи рухомості в залежності від частоти вхідного сигналу, зосереджені тільки на механічних характеристиках апаратного обладнання системи рухливості. Мета цього випробування в тому, щоб підготувати записи про кількісні характеристики реакції всієї системи рухливості в залежності від частоти вхідного сигналу у вигляді передавальних співвідношень для характерних ступенів свободи в певному діапазоні частот. Діапазон повинен бути характерним для діапазону режимів ручного керування для конкретного типу вертольота і FSTD, який визначений на час кваліфікаційних випробувань. Вимірювання в даних випробуваннях повинні включати комбінований вплив алгоритму акселеративних впливів, динамічні характеристики платформи системи рухливості і транспортну затримку, пов'язані з відтворенням акселеративних впливів і системи управління. У перелік вимірювань слід включати характерні частотні характеристики, що визначають здатність FSTD відтворювати поступальний і обертальний рух вертольота, а також

перехресні залежності. При моделюванні поздовжнього прискорення, FSTD також миттєво прискорюється вперед в поздовжньому напрямку, відтворюючи початковий вплив. Це є прямою передавальною залежністю. Одночасно з цим носова частина тренажера піднімається вгору внаслідок використання фільтра низьких частот для створення стійкої характерної сили. Нахил, що створюється стійким характерним навантаженням, і кутові швидкості і прискорення, що з'являються з її виникненням, є взаємопов'язаними. Характерна сила необхідна для сприйняття стійкого характерного перевантаження на вертольоті, в той час як кутові швидкості і прискорення не виникають на вертольоті і повинні бути мінімізовані.

6.6.1.2. Перелік випробувань. При проведенні таких випробувань потрібно вимірювати частотні характеристики системи відтворення акселеративних впливів. Перед обчисленням акселеративних впливів вводяться синусоїдальні сигнали, відповідні місцю розташування пілота в кабіні. Реєструється реакція платформи системи рухливості за відповідною мірою свободи (прямі передавальні залежності), а також руху, що виникають в результаті перехресних взаємозв'язків. Вони представлені в таблиці 7.1. Ці випробування є важливими для перевірки відчуттів руху пілотом і є загальними випробуваннями, що проводяться для всіх типів вертольотів. Ці випробування можуть проводитися в будь-який час, який вважатиме прийнятним ДАС, до і / або під час кваліфікаційної оцінки.

Таблиця 7.1. Матриця проведення випробувань передавальних залежностей в системі рухливості

Відповідна реакція FSTD

Вхідний сигнал ПС Тангаж Крен Рискання Повздовжній рух

Поперечний рух

Рух по вертикалі

Тангаж 1 2Крен 3 4Рискання 5Повздовжній рух 7 6Поперечний рух 9 8Рух по вертикалі 10

Нижче пояснюються залежності для кожного окремого випробування, зазначеного в таблиці 7.1:

1) Реакція FSTD по тангажу на вхідний сигнал тангажу вертольота;

2) Реакція FSTD по горизонтальному переміщенню в поздовжньому напрямку на вхідний сигнал тангажу вертольота;

3) Реакція FSTD по крену на вхідний сигнал крену вертольота;17

4) Реакція FSTD по горизонтальному переміщенню в поперечному напрямку на вхідний сигнал крену вертольота;

5) Реакція FSTD по рисканню на сигнал рискання вертольота;

6) Реакція FSTD в поздовжньому поступальному русі на вхідний сигнал поздовжнього переміщення вертольота;

7) Реакція FSTD по кутовий швидкості і кутовому прискоренню тангажу на вхідний сигнал поздовжнього поступального переміщення вертольота;

8) Реакція FSTD в поперечному поступальному русі на вхідний сигнал поперечного поступального переміщення вертольота;

9) Реакція FSTD по швидкості крену і кутовому прискоренню тангажу на вхідний сигнал поперечного поступального переміщення вертольота;

10) Реакція FSTD в вертикальному напрямку на вхідний сигнал вертикального переміщення вертольота.

Випробування 1, 3, 5, 6, 8 і 10 демонструють прями передавальні залежності, а випробування 2, 4, 7 і 9 - перехресні залежності.

6.6.1.3. Частоти. Випробування повинні проводитися шляхом подачі в точці вихідного сигналу імітатора динаміки польоту синусоїдальних вхідних сигналів з дискретними частотами, перетвореними з урахуванням місця розташування пілота, безпосередньо перед розрахунками формування акселеративних впливів і вимірювання реакції платформи FSTD. Значення частот для цих випробувань наведені в таблиці 7.2. Взаємозв'язок між частотою і відповідним модулем і фазою визначає передавальну функцію системи. Під час випробування повинні проводитися вимірювання для кожного ступеня свободи на 12 зазначених частотах.

Таблиця 7.2. Рекомендовані частоти вхідних сигналів випробування і необхідні вимірювання вихідних сигналів (модуль і фаза) для кожного випробування, зазначеного в таблиці 7.1.

Номер частотного

сигналу

Частота[рад/с]

Частота[Гц]

Модуль[без розміру] Фаза [°]

1 0,100 0,01592 0,158 0,02513 0,251 0,03994 0,398 0,06335 0,631 0,10046 1,000 0,1591

7 1,585 0,2518 2,512 0,3999 3,981 0,63310 6,310 1,00411 10,000 1,59112 15,849 2,515

6.6.1.4 Амплітуди вхідних сигналів. Випробування, проведені в даному випадку по відношенню до системи формування акселеративних впливів, призначені для кваліфікаційної оцінки її реакції на звичайні вхідні сигнали управління при маневруванні (тобто за відсутності різких або надмірно сильних вхідних сигналів управління). Необхідно приводити систему в дію таким чином, щоб відповідна реакція вимірювалася з високим відношенням сигналу до перешкод, і щоб надмірно не були задіяні можливі нелінійні елементи в системі формування акселеративних впливів. Амплітуди синусоїдальних вхідних сигналів визначені в таблицях 7.3 і 7.4.

6.6.1.5 Реєстрація даних. Вимірюваня параметрів кожного з випробувань, визначених у таблиці 7.1, повинні включати модуль і фазу, зазначені в таблиці 7.2. Модуль позначає абсолютне значення коефіцієнта амплітуди, рівного відношенню вихідного сигналу до вхідного сигналу, вираженого в безрозмірних величинах. Фаза характеризує запізнювання по частоті між вихідним і вхідним сигналами і виражається в градусах.

Таблиця 7.3. Амплітуда лінійних прискорень вхідного сигналу

Номер частотного

сигналу

Частота[рад/с]

Частота[Гц]

Амплітуда прискорення

[м/с2]1 0,100 0,0159 1,002 0,158 0,0251 1,003 0,251 0,0399 1,004 0,398 0,0633 1,005 0,631 0,1004 1,006 1,000 0,1591 1,007 1,585 0,251 1,008 2,512 0,399 1,009 3,981 0,633 1,0010 6,310 1,004 1,0011 10,000 1,591 1,0012 15,849 2,515 1,00

19

Таблиця 7.4. Амплітуди вхідних сигналів обертання, обмежені кутовим положенням, кутовою швидкістю або кутовим прискоренням

Номер частотного сигналу

Частота[рад/с]

Частота[Гц]

Амплітуда кутового

положення [°]

Амплітуда кутової

швидкості [°/с]

Амплітуда кутового

прискорення[°/с2]

1 0,100 0,0159 6,000 0,600 0,0602 0,158 0,0251 6,000 0,948 0,1503 0,251 0,0399 3,984 1,000 0,2514 0,398 0,0633 2,513 1,000 0,3985 0,631 0,1004 1,585 1,000 0,6316 1,000 0,1591 1,000 1,000 1,0007 1,585 0,251 0,631 1,000 1,5858 2,512 0,399 0,398 1,000 2,5129 3,981 0,633 0,251 1,000 3,98110 6,310 1,004 0,158 1,000 6,31011 10,000 1,591 0,100 1,000 10,00012 15,849 2,515 0,040 0,631 10,000

6.6.1.6 Система координат. Вимірювання реакції FSTD повинні перетворюватися в розрахункові вимірювання в системі координат пілота. Вона визначається як точка на висоті приблизно 35 см нижче рівня очей пілота, що віртуально прикріплюється до FSTD в площині симетрії кабіни. Вісь Х спрямована вперед, а вісь Z - вниз.

6.6.1.7 Характеристики вертольота. Випробування повинні проводитися в конфігурації FSTD, що представляє алгоритм управління переміщеннями платформи під час виконання польоту в певному режимі. Якщо параметри алгоритму управління переміщеннями платформи відрізняються в наземному режимі (наприклад, при рулюванні або розбігу при зльоті), випробування необхідно повторити для цієї конфігурації.

6.6.1.8 Представлення результатів. Виміряні модуль і фаза повинні вказуватися для наведених в таблиці 7.2 частот, а також для кожної з передавальних залежностей, наведених в таблиці 7.1. Результати для кожного компонента також повинні вказуватися в матриці проведення випробувань в таблиці 7.1, для модуля в діапазоні від 0,0 до 1,0 по горизонтальній осі, а для абсолютної величини фази - від 0 до 180 по вертикальній осі.

6.6.1.9 Допуски. Допуски, пов'язані з цим випробуванням, будуть введені в дію за допомогою механізму Міжнародного комітету з сертифікації FSTD (ICFQ) (див. Додаток D до тому ІІ Дос 9625 AN/938).

6.6.2 Критерій тимчасової області.

6.6.2.1 Вихідна інформація. Підлягає визначенню.

6.6.2.2 Перелік випробувань. Підлягає визначенню.

6.6.2.3 Пріоритетність. Підлягає визначенню.

6.6.2.4 Реєстрація даних. Підлягає визначенню.

6.7 Вібрації

6.7.1 Представлення результатів. Характерні вібрації при русі є засобом перевірки того, що FSTD може відтворювати частотні характеристики вертольота при виконанні польоту в певних умовах. Результати випробувань повинні представлятися у вигляді графіка спектральної щільності потужності (СЩП), де частоти показані на горизонтальній осі, а амплітуда - на вертикальній. Дані вертольота і FSTD повинні представлятися в одному форматі і масштабі для діапазону частот, як правило, від 3 Гц до 50 Гц. Алгоритми, що використовуються для генерування даних FSTD, повинні бути такими ж, як і для даних вертольота. Якщо вони не однакові, то алгоритми, що використовуються для даних FSTD, слід перевіряти на достатню відповідність. Як мінімум, повинні представлятися дані про результати рівнів вібрації по основних осях вертольота і обгрунтування, чому не видаються дані по інших осях.

6.7.2 Пояснення результатів. У ході уважного розгляду переважаючих частот, необхідно проаналізувати загальну тенденцію графіка СЩП. Слід менше приділяти уваги розбіжностям між частинами графіка з високою частотою і низькою амплітудою. При аналізі слід враховувати, що в деяких структурних компонентах FSTD використовуються резонансні частоти, які фільтруються і, з цієї причини, можуть бути відсутніми на графіку СЩП. Якщо така фільтрація необхідна, то смуга пропускання фільтра повинна обмежуватися 1 Гц, щоб виключити її негативний вплив на відчуття тряски. Крім цього, слід подавати докази того, що фільтрація не робить негативного впливу на характерну вібрацію. Амплітуда повинна відповідати даним вертольота, згідно з поданим описом. Однак, якщо з яких-небудь суб'єктивних причин графік СШП був змінений, то повинно надаватися обґрунтування внесених змін. Якщо графік представлений у логарифмічній шкалі, то можуть виникнути труднощі при поясненні амплітуди вібрації з точки зору прискорення. 1 х 10-3 (gскв)2/Гц буде характеризувати сильну тряску. З іншого боку бафтинг 1 х 10-6 (gскв)2/Гц практично не сприймається, але може характеризувати тряску закрилків на малій швидкості. Два наведених приклади відрізняються за величиною на 1000. На графіку СЩП це представляє три розряди (один розряд - зміна порядку величини 10; два розряди - зміна порядку величини 100 і т. д.).

21

7 СИСТЕМИ ВІЗУАЛІЗАЦІЇ

7.1 Загальні положення. Випробування систем візуалізації повинні проводитися відповідно до п. 4 таблиці валідаційних випробувань FSTD. Випробування проводяться з точки, відповідної положенню очей пілота(ів), що управляє (ють) вертольотом.

7.2 Видима ділянка землі.

a) Для оцінки вибираються відносна висота і дальність видимості на ЗПС (RVR) для створення візуальної картини, що дозволяє без труднощів оцінити точність відтворення впливів (калібрування RVR), і по якій можна легко визначити точність просторового положення вертольота, що моделюэться (осьову лінію і нахил глісади), використовуючи вогні підходу / вогні ЗПС і приладове обладнання кабіни пілотів.

b) У QTG повинне бути вказаним джерело даних, тобто опублікована висота прийняття рішення, аеропорт і ЗПС, що використовуються, розташування гліссадної антени системи посадки за приладами (ILS) (в аеропорту і на вертольоті), вихідна точка положення очей пілота, кут відсічення кабіни екіпажу і т. д., які використовуються для точних розрахунків змісту картини видимої ділянки землі (VGS) (див. рис. B-4).

с) Рекомендується автоматичний висновок вертольота, що моделюється, в задану точку, згідно зі схемою посадки за приладами. Після виконання такого висновку слід проявляти особливу скурпульохність, щоб просторове положення і кут тангажу вертольота були правильними. Виконання заходу на посадку в ручному режимі або на автопілоті також має давати прийнятні результати.

7.3 Геометричні параметри зображень

Геометричні параметри остаточного зображення, яке представляють кожному пілоту, повинні відповідати встановленим критеріям. Це передбачає, що окремі оптичні компоненти пройшли перевірку і продемонстрували досить адекватні характеристики, щоб забезпечити необхідний кінцевий результат.

Рис. 7.4. Розрахунки вмісту видимої ділянки землі

7.3.1 Положення зображення.

 При проведенні вимірювань з точки положення очей першого і другого пілотів, центр зображення повинен розташовуватися між 0о і 2о по горизонталі і в межах ± 0,25о по вертикалі для коллімірованного дисплея і 0о і 10о по горизонталі і в межах ± 0о , 25о по вертикалі для дисплея прямої проекції щодо осьової лінії вертольота з урахуванням розрахункового вертикального зсуву.

Різниця вимірів з положення між точками розташування очей по горизонту не повинна перевищувати 1о.

Примітка. Допуски грунтуються на відстані між очима першого і другого пілотів до ± 63,5 см (± 25 дюймів). У разі перевищення зазначеної відстані повинно надаватися пояснення про необхідність додаткового допуску. У разі використання для цих перевірок неколлімірованних систем, зображення розміщується на осьової лінії вертольота.

7.3.2 Абсолютні геометричні параметри зображення.

Абсолютні геометричні параметри будь-якої точки зображення не повинні відрізнятися більш ніж на 3о від теоретичного положення, коли воно вирівняно з точкою положення очей пілота, випробування якого проводяться. Цей допуск відноситься до центральної ділянки з кутами огляду 180о на 60о. Для кутів огляду більшого розміру за межами цієї зони, не повинно бути відволікаючих розривів в зображенні.

23

7.3.3 Відносні геометричні параметри зображення.

Перевірка відносних геометричних параметрів проводиться з метою продемонструвати відсутність значних змін розміру в поданому зображенні на малих кутах огляду. При високому ступені деталізації зображення системи візуалізації, людське око дуже сприйнятливе до змін геометричних розмірів. При значному збільшенні зображення на невеликій площі картини, може виникнути ефект «ковзання» зображення при його пересуванні по дисплею.

У разі використання коллімірованних систем, типова система дзеркал на основі конфігурації Майлара зазвичай створює форму «ванни», яка може викликати збільшення або ефекти «напливу» в нижній і верхній частині зображення. Ці ефекти можуть особливо відволікати увагу в нижній половині зображення при відтворенні візуальної обстановки на завершальному етапі заходу на посадку і етапі висіння, і тому повинні бути мінімізовані. Існуючі технології ще не дозволяють виготовляти дзеркала ідеальної сферичної форми, і тому застосовуються допуски, призначені для обмеження дії цих ефектів до прийнятного рівня.

Поле огляду (FOV) розділене на 3 зони для встановлення допусків при випробуванні відносних геометричних параметрів зображення, що показано на рис. B-5.

Рис. 7.5. Схема випробувань відносних геометричних параметрів із зазначенням зон

Три зони на рис. 7.5 визначені в такий спосіб:

a) зона 1 охоплює ділянку від + 5о до -15о по вертикалі і ± 80о по горизонталі;

b) зона 2 охоплює ділянку від + 10о до -25о по вертикалі і ± 90о по горизонталі, виключаючи площу, що охоплюється зоною 1;

c) зона 3 охоплює ділянку від + 20о до -40о по вертикалі і ± 105о по горизонталі, виключаючи площу, що охоплюється зонами 1 і 2.

Випробування відносних геометричних параметрів повинно проводитися наступним чином:

 a) З точки положення очей пілота виміряти розташування кожної з видимих точок, розміщених з кроком 5о на вертикальних і горизонтальних лініях. На азимутах -15о, 0о, + 30о, + 60о і + 85о слід виміряти через 1о

положення всіх видимих точок, починаючи з -10о до найнижчої видимої точки;

b) З точки положення очей другого пілота виміряти розташування кожної з видимих точок, розміщених з кроком 5о на вертикальних і горизонтальних лініях. На азимутах -85о, -60о, -30о, 0о і + 15о слід виміряти через 1о положення всіх видимих точок, починаючи з -10о і до найнижчої видимої точки;

c) Відносна відстань між точками не повинна перевищувати таких допусків при порівнянні інтервалів між двома сусідніми парами точок:

Зона 1 <0,075 град/град;

Зона 2 <0,15 град/град;

Зона 3 <0,2 град/град.

d) При вимірах з інтервалами в 5о допуски слід множити на 5, наприклад, один інтервал 5о не повинен перевищувати (5 * 0,075) = 0,375о

більше або менше ніж сусідній інтервал в зоні 1;

e) Для полів огляду більшого розміру за межами зони, представленої на рис. 7.5 не повинно бути відволікаючих увагу розривів в зображенні.

При проведенні періодичних випробувань, рекомендується використовувати оптичний пристрій контролю. Це пристрій зазвичай являє собою портативний тестер з граничним калібром для перевірки збереження відносного розташування зображення.

7.4 Ступінь контрастності спекл-структури

Як правило, спекл пов'язаний з проекторами, в яких використовуються джерела освітлення з певним рівнем когерентності, наприклад, лазери, і вимірюється в тих випадках, коли ефекти можуть бути відволікаючими в остаточному зображенні. В процесі описаного в наведених нижче пунктах об'єктивного вимірювання ступеня контрастності спекл-структури, аналізується зерниста структура спекла, і при цьому особливу увагу

25

приділяється зміні яскравості, що вноситься самим спеклом. Контрастність спеклструктури досить часто вимірюється в багатьох застосуваннях. Слід зазначити, що в контрастності спеклструктури не враховується розмір зерен, тобто просторова довжина хвилі спекл-структури.

7.4.1 Визначення ступеня контрастності спекл-структури

Внаслідок своєрідного характеру спекла, адекватним заходом його кількісного виміру служить середньоквадратичне (RMS) відхилення, взяте з теорії статистики. При випадковому розподілі, середньоквадратичне відхилення кількісно виражає величину відхилення від середнього значення.

Стосовно до профілю інтенсивності освітленій поверхні, контраст спекла C є середньоквадратичним відхиленням, нормалізованим до середнього значення.

При профілі інтенсивності I(x, у) у полі огляду, що розглядається, контрастність спекла C можна визначити як:

де середній оператор <I>, діючий у профілі I (x, y), визначається як:

З цього слідує:

7.4.2 Вимірювання спекла

Профіль інтенсивності I (x, y) можна виміряти за допомогою ПЗС-камери. Налаштування вимірювання (вибір об'єктивів і матриці ПЗС) гарантує, що проблема гранулярності спекла може бути легко вирішена; отже, гранулярность чіпа ПЗС повинна бути більше розміру пікселя.

При дискретному характері чіпа ПЗС, I(x, y) переходить в матрицю

,

переходить в

.

З цього слідує:

Де:

Символ або значення Найменування Одиниці

Оператор складання Не застосовуєтьсяA Площа Довільні одиниціC Контрастність спекла Відсотки (%)

FOV Зона огляду ГрадусиI Інтенсивність Довільні одиниціm Кількість рядів пікселів в

межах зони огляду (FOV)Не застосовується

n Кількість стовпців пікселів в межах зони огляду (FOV )

Не застосовується

Оскільки визначення C також залежить від низькочастотних змін профілю зони огляду (FOV), то або освітленість і відбивна здатність екрану повинні бути однорідними, або вимірюваний профіль розподілу інтенсивності, повинен коригуватися з урахуванням цих змін. Це можна здійснити, використовуючи підходящий ВЧ-фільтр, наприклад, проводячи оцінку на досить малих FOV, в яких низькочастотні зміни незначні.

Щоб врахувати суб'єктивний характер спекла, слід використовувати f-число (або f#, яке іноді називають фокусним співвідношенням, що виражає діаметр D вхідного зіниці, поділений на фокусну довжину f, тобто D/f) об'єктива якомога ближче до людського ока. Рекомендується f# - 1/16.

7.4.3 Допуски для спекла.

Якщо контрастність спекла перевищує 10%, то починається порушення зображення. Відволікаюча модуляція у вигляді накладення зображення знижує сприйняття зображення, що проектується і, потім, погіршує сприйняття роздільної здатності. При контрастності спекла нижче 10% роздільна здатність і фокус залишаються без змін.

27

8 СИСТЕМА ІМІТАЦІЇ ЗВУКІВ

8.1 Загальні положення. Звукове середовище вертольота в цілому дуже складне і змінюється в залежності від атмосферних умов, конфігурації вертольота, повітряної швидкості, висоти, режимів роботи двигунів і т. д. Тому, звуки в кабіні пілотів є важливим компонентом функціонального середовища кабіни пілотів і забезпечують отримання екіпажем важливої інформації. Звукові впливи в польоті можуть або допомагати екіпажу, наприклад, як попередження про виникнення нештатної ситуації, або ускладнювати роботу екіпажу, відволікаючи або дратуючи його. Для забезпечення ефективної підготовки пілотів, FSTD має відтворювати звуки в кабіні пілотів, відповідні звукам, які сприймає пілот в кабіні реального вертольота в штатних, особливих і аварійних ситуаціях. Тому експлуатант FSTD повинен ретельно аналізувати фонові шуми. Для демонстрації відповідності вимогам до відтворення звуків були обрані, як описано в цьому додаванні, об'єктивні або валідаційні випробування, що дозволяють створити звукову обстановку, характерну для нормальних статичних умов і типову для сприйняття пілотом. Внаслідок особливостей звуків, об'єктивні критерії в ході попередніх оцінок, можливо, часто ігнорувалися. Важливим компонентом відтворення повного спектру звуків є дотримання об'єктивних критеріїв.

8.2 Альтернативна установка двигунів. Для FSTD з декількома конфігураціями двигунів, будь-який режим, зазначений у випробуванні 5 (система імітації звуків) таблиці валідаційних випробувань FSTD в розділі 07 і визначений виробником вертольота як такий, що значно відрізняється внаслідок зміни моделі установки двигунів, повинен представлятися для оцінки як частина QTG.

8.3 Дані та система збору даних

8.3.1 Інформація, яка надається виробнику FSTD, повинна відповідати документу RAeS «Вимоги до даних для проектування та оцінки характеристик комплексних тренажерних пристроїв гвинтокрилих ВС», перше видання, квітень 2004, з доповненнями. Ця інформація повинна включати дані про калібрування і частотні характеристики.

8.3.2 Система, яка використовується для проведення випробувань, перерахованих в розділі випробування в розділі 07 (система імітації звуків) таблиці валідаційних випробувань FSTD, повинна відповідати таким стандартам або перевищувати їх:

a) ANSI S1.11-2004 з поправками. Специфікація для наборів октавних, полуоктавних і третьоктавних полосових фільтрів;

b) IEC 1094-4-1995 з поправками. Вимірювальні мікрофони. Частотні характеристики мікрофона, що використовується для запису звуків FSTD,

повинні бути, принаймні, такими ж, як і біля мікрофона, що використовується для запису звуків затвердженого набору даних.

8.4 Гарнітура. Якщо при виконанні звичайних польотів вертольота використовується гарнітура, вона повинна використовуватися і при оцінці FSTD.

7.8.5 Відтворююче обладнання. Для початкової оцінки рекомендується мати таке обладнання відтворення, як ноутбук, навушники, а також записи затвердженого набору даних, щоб можна було провести суб'єктивне порівняння результатів, отриманих на FSTD, до затверджених даних.

8.6 Рівень гучності. Кваліфікаційна оцінка FSTD проводитися при максимальному рівні гучності, відповідному фактичному рівню гучності затвердженому набору даних. Якщо максимальний рівень гучності не обраний, то інструкторові повинна надаватися індикація про нештатну установку, щоб запобігти незапланованій роботі при такому рівні гучності.

8.7 Фоновий шум

8.7.1 Фоновий шум включає шум в FSTD, що створюється гідравлічною системою і системою охолодження FSTD, які не пов'язані з вертолітними шумами, а також сторонніми шумами з інших приміщень будівлі. Фоновий шум може чинити серйозний вплив на правильне моделювання звуків вертольота, тому необхідно забезпечувати, щоб рівень фонового шуму був нижче звуків, що створюються вертольотом. У деяких випадках для компенсації фонового шуму можна збільшувати рівень гучності звуків, що імітуються. Однак застосування такого підходу обмежується встановленими допусками і суб'єктивною думкою пілота, який проводить оцінку тренажерного пристрою.

8.7.2 Прийнятність рівнів фонового шуму залежить від нормальних рівнів звуків в відтворюваному вертольоті. Рівні фонового шуму, які менші, ніж вказані нижче, можуть вважатися прийнятними (див. Рис. 7.6):

a) 70 дБ @ 50 Гц; b) 55 дБ @ 1000 Гц; c) 30 дБ @ 16 кГц.

29

Рис. 7.6. Частота полоси в 1/3 октави (Гц)

Ці обмеження діють для рівнів шуму ненормованого діапазону полоси частот 1/3 октави. Відповідність фонового шуму цим обмеженням не забезпечує прийнятний рівень шуму FSTD. Звуки вертольота, нижче цих обмежень, вимагають ретельного розгляду і можуть вимагати встановлення більш низьких обмежень на фоновий шум.

8.7.3 Відповідно до п. 7.3.7.9, вимір фонового шуму може знову проводитися при періодичній оцінки. Застосовуються наступні допуски: амплітуди полоси 1/3 октави при періодичній оцінці не можуть відрізнятися від первинних результатів більш ніж на ± 3 дБ.

8.8 Частотні характеристики. При первинній оцінці повинні бути представлені графіки частотних характеристик для кожного каналу. Відповідно до п. 7.3.7.9 ці графіки можуть використовуватися і при періодичній оцінці. Застосовуються наступні допуски:

a) амплітуди для полоси частот 1/3 октави при періодичній оцінці не повинні відрізнятися більш ніж на ± 5 дБ для трьох послідовних смуг в порівнянні з початковими результатами;

b) середня величина суми абсолютних різниць між результатами первинної та періодичної оцінки не може перевищувати 2 дБ (див. таблицю 7.5).

Таблиця 7.5. Приклад допусків під час періодичних випробуваннях частотних характеристик

Середня частота полосы

Результати початкової

оцінки

Результаты періодичної

оцінки (дБSPL)

Абсолютна різниця

50 75,0 73,8 1,263 75,9 75,6 0,380 77,1 76,5 0,6100 78,0 78,3 0,3125 81,9 81,3 0,6160 79,8 80,1 0,3200 83,1 84,9 1,8250 78,6 78,9 0,3315 79,5 78,3 1,2400 80,1 79,5 0,6500 80,7 79,8 0,9630 81,9 80,4 1,5800 73,2 74,1 0,91000 79,2 80,1 0,91250 80,7 82,8 2,11600 81,6 78,6 3,02000 76,2 74,4 1,82500 79,5 80,7 1,23150 80,1 77,1 3,04000 78,9 78,6 0,35000 80,1 77,1 3,06300 80,7 80,4 0,38000 84,3 85,5 1,210000 81,3 79,8 1,512500 80,7 80,1 0,616000 71,1 71,1 0,0

Середнєчисло

1,1

8.9 Первинна і періодичні оцінки. Якщо результати періодичної оцінки частотних характеристик і фонового шуму FSTD не виходять за межі допуску щодо результатів початкової оцінки, і оператор може підтвердити, що не відбулося змін апаратного і програмного забезпечення, які могли б вплинути на результати випробувань, то проводити повторні перевірки під час періодичних оцінок не вимагається. Якщо під час періодичних оцінок випробування проводяться повторно, то результати можна порівнювати з результатами первинної оцінки, а не з основними даними вертольота.

8.10 Валідаційні випробування. При використанні встановлених допусків необхідно враховувати дефекти записів з вертольота, щоб

31

забезпечити характерну для вертольота імітацію. Приклади типових дефектів:

a) відмінності даних реєстраційних номерів;

b) частотна характеристика мікрофонів;

c) повторюваність вимірів;

d) сторонні звуки під час запису.

Примітка. Відмінності в атмосферному тиску між умовами збору даних і їх відтворення можуть впливати на суб'єктивне сприйняття.