Авиационные правила. Часть 36. Сертификация воздушных судов по шуму на местности

(Вместе с <Измерением, оценкой, уровнями шума дозвуковых самолетов транспортной категории>, <Требованиями по шуму для легких, сверхлегких винтовых самолетов и компьютерной категории, вертолетов легких транспортной категории, вспомогательных силовых установок>)

(Приняты 31.10.2002 на 22-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства)

Утверждены Постановлением 22-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства от 31 октября 2002 года

МЕЖГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМИТЕТ

АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА

ЧАСТЬ 36

СЕРТИФИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ПО ШУМУ НА МЕСТНОСТИ

Лист учета изменений к Части 36 АП. Сертификация воздушных судов по шуму на местности

Настоящее 2-е издание Части 36 Авиационных правил «Сертификация воздушных судов по шуму на местности» (АП-36) включает поправку 36-1 к изданию АП-36 1995 года.

Настоящие Авиационные правила, Часть 36 «Сертификация воздушных судов по шуму на местности», включающие поправку 36-1 к изданию АП-36 1995 года, утверждены Постановлением 22-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства 31 октября 2002 г.

Первая редакция Части 36 Авиационных Правил «Сертификация воздушных судов по шуму на местности» была разработана в России в 1995 году.

Часть 36 была создана как обобщение ряда нормативных документов: соответствующего раздела Авиационных правил США (FAR), стандарта ИКАО «Международные стандарты и рекомендуемая практика. Охрана окружающей среды», Приложение 16 к Конвенции о международной гражданской авиации, том 1 «Авиационный шум», ИКАО, 3-е издание, 1993, а также отечественных государственных стандартов, регламентирующих предельно допустимые уровни шума самолетов и вертолетов на местности и методы, определяющие соответствие уровней шума воздушных судов требованиям норм.

За прошедшее после 1995 года пятилетие в рабочих группах Комитета ИКАО по защите окружающей среды от воздействия авиации были наработаны многочисленные дополнения и изменения действующих стандартов, которые нашли отражение в Поправках № 5 и 6 к 3-му изданию стандарта ИКАО.

В связи с этим возникла необходимость в подготовке второй редакции АП-36, где учтены следующие основные изменения и дополнения:

• даты и области применения отдельных нормативных положений для различных типов воздушных судов приведены в соответствие с датами и областями применения, установленными в стандарте ИКАО;
• в методике определения уровня шума магистрального самолета в контрольной точке на местности, расположенной сбоку от ВПП, отражена методология, изложенная в стандарте ИКАО;
• для самолетов с ТВД введена новая контрольная точка на местности для измерения шума, расположенная под траекторией взлета самолета;
• в новой редакции изложена методика корректировки результатов измерений шума на местности, которая отражает методику корректировки, принятую в стандарте ИКАО;
• в основной текст АП внесены алгебраические соотношения и необходимые табличные данные для расчета коэффициентов атмосферного поглощения звука;
• расширена область действия нормативных требований к самолетам акробатической (спортивной) категории;
• введены новые нормы уровней шума на местности для самолетов транспортной категории 4-й ступени;
• введены новые нормы уровней шума на местности для однодвигательных винтовых самолетов;
• метод измерения шума на местности легких винтовых самолетов приведен в соответствие с методом, принятым в стандарте ИКАО.

Помимо отмеченного, во всех Приложениях терминология типов воздушных судов и сертификатов приведена в соответствие с терминологией, принятой в АП-21. Уточнены формулировки номенклатуры скоростей полета и режимов работы двигателей воздушных судов, откорректированы некоторые рисунки Приложений A, G, H.

Раздел A

Основные положения

36.1. Применение и определения

(a) В настоящей Части АП представлены требования к воздушным судам (ВС) по шуму на местности, которые должны быть выполнены при выдаче следующих сертификатов в соответствии с АП-21: Раздел B, глава 4, пункты 4.3, 4.5 — 4.8; Раздел E, главы 13, 14; Раздел H, пункт 21.177:

(₁) сертификата типа воздушного судна транспортной, нормальной, многоцелевой, акробатической и коммьютерной категорий и дополнений к этому сертификату;

(2) сертификата типа воздушного судна ограниченной категории и дополнений к этому сертификату, а также сертификата летной годности (экземпляра ВС);

(3) исключение составляют ВС, специально сконструированные для борьбы с пожарами, применения в сельском хозяйстве и для других специальных целей в соответствии с требованиями 36.1583.

(b) Заявитель, обращающийся в соответствии с АП-21 за получением сертификата типа или сертификата летной годности (экземпляра), должен показать соответствие ВС предписаниям данной Части дополнительно к требованиям АП в отношении летной годности. Соответствие требованиям данной Части АП должно быть подтверждено сертификатом типа ВС по шуму на местности. В отдельных случаях Авиарегистром может быть выдан сертификат по шуму на местности на экземпляр ВС.

(c) Заявитель, обращающийся за получением Дополнения к сертификату типа в связи с изменением типовой конструкции (в том числе и акустическим), должен показать выполнение требований настоящей Части АП.

(d) Заявитель, первоначально запрашивающий сертификат летной годности (экземпляра) самолета транспортной категории (в соответствии с АП-21, независимо от даты подачи заявки), для которого было впервые выдано удостоверение летной годности отдельного экземпляра до 18 сентября 1995 г., должен показать соответствие требованиям Приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации, том 1, 3-е издание, 1993.

(e) Заявитель, первоначально запрашивающий сертификат летной годности экземпляра в соответствии с АП-21 или сертификат летной годности ограниченного действия для винтового самолета коммьютерной категории, легкого или сверхлегкого винтового самолета, для которого удостоверение летной годности отдельного экземпляра не было выдано до даты введения в действие настоящих Правил, должен показать соответствие установленным положениям данной Части АП.

(f) Для подтверждения соответствия требованиям данной Части АП самолета транспортной категории независимо от категории ВС приняты следующие обозначения:

(1) уровни шума 1-й ступени — уровни шума самолета в точках местности, расположенных сбоку от ВПП и под траекториями набора высоты и захода на посадку, которые превышают максимальные уровни шума 2-й ступени, регламентированные C36.5 (a)(2) Приложения C к данной Части АП;

(2) самолет 1-й ступени — самолет, уровни шума которого соответствуют уровням шума 1-й ступени и превышают уровни, установленные данной Частью АП для самолетов 2 и 3-й ступеней;

(3) уровни шума 2-й ступени — уровни шума, которые равны или меньше предельно допустимых уровней шума 2-й ступени, регламентированных C36.5 (a)(2) Приложения C к данной Части АП, но больше, чем предельно допустимые уровни шума 3-й ступени, установленные C36.5 (a)(3) Приложения C к данной Части АП;

(4) самолет 2-й ступени — самолет, уровни шума которого соответствуют предельно допустимым уровням шума 2-й ступени, регламентированным C36.5 Положения C к данной Части АП (включая допустимые превышения уровней шума) и превышают предельно допустимые уровни шума 3-й ступени;

(5) уровни шума 3-й ступени — уровни шума, которые равны или меньше предельно допустимых уровней шума 3-й ступени, регламентированных C36.5 (a)(3) Приложения C к данной Части АП (включая допустимые превышения предельно допустимых уровней шума);

(6) самолет 3-й ступени — самолет, уровни шума которого соответствуют предельно допустимым уровням шума 3-й ступени, регламентированным C36.5 Приложения C к данной Части АП (включая допустимые превышения предельно допустимых уровней шума);

(7) уровни шума 4-й ступени — уровни шума, которые равны или меньше предельно допустимых уровней шума 4-й ступени, регламентированных C36.5 (a)(4) Приложения C к данной Части АП;

(8) самолет 4-й ступени — самолет, уровни шума которого соответствуют предельно допустимым уровням 4-й ступени, регламентированным C36.5 Приложения C к данной Части АП;

(9) дозвуковой самолет — самолет, у которого число Маха (М) максимально допустимой эксплуатационной скорости не превышает 1;

(10) сверхзвуковой самолет — самолет, число Маха (М) максимально допустимой эксплуатационной скорости которого превышает 1.

(g) При демонстрации соответствия требованиям данной Части АП самолет независимо от категории не может быть определен как отвечающий одновременно более чем одной ступени или более чем одной конфигурации.

(h) Для показа соответствия требованиям данной Части АП вертолета транспортной категории и легкого вертолета установлено, что легкий вертолет — это вертолет, максимальная разрешенная взлетная масса которого не превышает 2730 кг, и приняты следующие обозначения:

(1) уровни шума 1-й ступени — уровни шума соответственно при пролете, наборе высоты или заходе на посадку, превосходящие предельно допустимые уровни шума 2-й ступени, регламентированные H36.305 Приложения H к данной Части АП для вертолетов транспортной категории и J36.305 - для легких вертолетов;

(2) вертолет 1-й ступени — вертолет, который не показал соответствия требованиям данной Части АП в отношении предельно допустимых уровней шума, предъявляемым:

(i) к вертолетам транспортной категории 2-й ступени при пролете, наборе высоты и заходе на посадку;

(ii) к легким вертолетам при пролете;

(3) уровни шума 2-й ступени — уровни шума, не превосходящие предельно допустимых уровней шума, которые регламентированы:

(i) для вертолетов транспортной категории - H36.305 (a)(2) Приложения H к данной Части АП;

(ii) для легких вертолетов - J36.305 Приложения J к данной Части АП;

(4) вертолет 2-й ступени — вертолет, уровни шума которого соответствуют уровням шума 2-й ступени (включая допустимые превышения уровней шума), регламентированным H36.305 Приложения H к данной Части АП для вертолетов транспортной категории, и J36.305 - для легких вертолетов.

(i) Для показа соответствия требованиям данной части АП легкого винтового самолета нормальной, многоцелевой, акробатической или коммьютерной категории устанавливается, что это — самолет, взлетная масса которого не превышает 8620 кг.

(j) Для показа соответствия требованиям данной Части АП сверхлегкого самолета установлено, что это — самолет, максимальная разрешенная взлетная масса которого не превышает 390 кг, нагрузка на крыло не превышает 25 кгс/м2, а максимальный запас топлива — не более 50 л.

(k) В настоящей Части АП представлены инструктивные материалы (Приложение N), которые при необходимости могут использоваться для сертификации по шуму вспомогательных силовых установок (ВСУ) и связанных с ними бортовых систем, установленных:

(1) на всех воздушных судах, в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на сертификацию летной годности прототипа или выполнена другая аналогичная установленная процедура после 18 сентября 1995 г.;

(2) на воздушных судах существующих типов, в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на сертификацию ввиду изменения типовой конструкции ВСУ или выполнена другая аналогичная установленная процедура после 18 сентября 1995 г.

36.2. Специальные требования по взаимосвязи с другими частями АП

(a) В соответствии с требованиями АП-21, 4.4.3, каждый заявитель, обращающийся за сертификатами типа:

(1) самолета, на который распространяются требования данной Части АП, независимо от даты подачи заявки,

(2) вертолета, на который распространяются требования данной Части АП -

должен показать соответствие положениям данной Части АП, относящимся к данным типам ВС.

(b) Заявитель, обращающийся в соответствии с АП-21, 13.1.4, за разрешением на акустическое изменение в типовой конструкции, должен показать соответствие требованиям настоящей Части АП, относящимся к данному случаю.

36.3. Совместимость с требованиями летной годности

Должно быть показано, что ВС удовлетворяет Нормам летной годности, которые составляют основу сертификационного базиса ВС при всех условиях данной Части АП, и что все процедуры, используемые для обеспечения требований данной Части АП, а также все процедуры и информация для летного экипажа, которые разработаны в соответствии с настоящей Частью АП, соответствуют требованиям разделов Норм летной годности, представленных в сертификационном базисе ВС.

36.5. Ограничение Части

Регламентируемые данной Частью АП уровни шума установлены настолько низкими, насколько это экономически оправдано, технологически выполнимо и применимо к типу ВС, к которому они относятся. Требования настоящей Части АП относятся исключительно к ВС и их акустическим характеристикам, но не распространяются на аэропорты и прилегающее к ним пространство.

36.6. Положение о справочных материалах

(a) Основные положения. Данная Часть АП регламентирует соблюдение некоторых стандартов и процедур, которые полностью в АП не изложены. Эти стандарты и процедуры содержатся в опубликованных материалах, которые являются достаточно доступными для соответствующих категорий специалистов и утверждены сертифицирующим органом для включения в качестве ссылочных.

(b) Включенные материалы.

(1) Выходные данные любой публикации или части публикации, на которую делается ссылка, но которая не помещается полностью в тексте, приведены в пункте (c) данного параграфа. Таким образом, данные публикации входят в настоящую Часть АП в качестве ссылочного материала, утвержденного сертифицирующим органом.

(2) Изменения во включенную справочную документацию вводятся специальной ссылкой с указанием об ее утверждении.

(c) Утвержденные справочные документы. В данной Части АП используются следующие справочные документы, полное или сокращенное название которых приводится ниже:

(1) публикации Международной Электротехнической Комиссии (МЭК):

(i) № 179 «Прецизионные шумомеры», 1973;

(ii) № 1260 «Электроакустические октавные и дробные фильтры, предназначенные для анализа звуков и вибраций», 1995;

(iii) № 651 «Прецизионные шумомеры», 1979;

(iv) № 1265 «Электроакустические приборы для сертификации воздушных судов по шуму», 1976;

(v) № 804 «Интегрирующие осредняющие шумомеры», 1985.

(2) публикации Общества инженеров самодвижущегося транспорта (SAE): SAE ARP 866A «Стандартные величины атмосферного поглощения как функция температуры и влажности для применения при оценке пролетного шума воздушного судна», 1975;

(3) международные Стандарты и Рекомендуемая практика «Охрана окружающей среды», Приложение 16, том 1, 1993;

(4) техническое руководство ИКАО по окружающей среде, регламентирующее использование методик при сертификации воздушных судов по шуму (Doc 9501-AN/929, 1995).

36.7. Акустическое изменение: самолеты транспортной категории

(a) Применимость. Данный параграф относится ко всем самолетам транспортной категории, для которых утверждено акустическое изменение в соответствии с АП-21.

(b) Основные требования. Для каждого самолета, на который распространяется действие данного параграфа, за исключением специально оговоренных случаев, необходимо выполнять следующие требования:

(1) при демонстрации соответствия нормам уровни шума ВС должны быть измерены и оценены согласно установленным процедурам и условиям, регламентированным Приложениями A и B к данной Части АП;

(2) должно быть показано соответствие уровней шума ВС, определенных согласно требованиям C36.7 и C36.9 Приложения C к данной Части АП, предельно допустимым уровням шума, установленным в C36.5 Приложения C.

(c) Самолеты 1-й ступени. Для каждого самолета, который до изменения конструкции являлся самолетом 1-й ступени, в дополнение к положениям пункта (b) данного параграфа необходимо выполнение следующего:

(1) уровни шума такого самолета не должны после изменения в конструкции превосходить уровней шума, имевших место до изменения в конструкции. Правила компенсации не могут быть использованы для увеличения уровней шума 1-й ступени, если самолет после изменения типовой конструкции квалифицируется как самолет 2-й ступени;

(2) дополнительно для самолета, заявка на выдачу сертификата которого подана после 18 сентября 1995 г.:

(i) при проведении испытаний до и после изменения в типовой конструкции не должно быть уменьшения наибольших значений мощности или тяги, определенной из условий обеспечения летной годности;

(ii) во время испытаний по определению шума при взлете, сбоку от ВПП и при наборе высоты, проводимых до изменения в типовой конструкции, должна применяться конфигурация, удовлетворяющая требованиям летной годности при минимальном шуме для наибольшей взлетной массы.

(d) Самолеты 2-й ступени. Если самолет до изменения в типовой конструкции представлял собой самолет 2-й ступени, то дополнительно к положениям пункта (b) данного параграфа необходимо выполнение следующего:

(1) турбореактивный самолет с двигателями высокой степени двухконтурности, который до изменения в типовой конструкции был оборудован турбореактивными двигателями со степенью двухконтурности 2 и более:

(i) после изменения в типовой конструкции должен соответствовать в каждой контрольной точке уровню шума меньшему из следующих:

• превышающий предельно допустимый уровень шума 3-й ступени не более чем на 3 EPNдБ;
• не превышающий предельно допустимый уровень шума 2-й ступени;

(ii) должен удовлетворять требованию компенсации, определенному C36.5 (b) Приложения C, по согласованию с данным параграфом в зависимости от того, что применяется: допустимые уровни шума 2 или 3-й ступени плюс 3 EPNдБ;

(iii) во время испытаний по шуму при взлете, проводимых перед изменением в типовой конструкции, должна быть применена конфигурация, удовлетворяющая требованиям летной годности при минимальном шуме для наибольшей утвержденной взлетной массы;

(2) самолет, который до изменения в типовой конструкции имел турбореактивные двигатели со степенью двухконтурности менее 2:

(i) после изменения в типовой конструкции не может представлять самолет 1-й ступени;

(ii) во время испытаний по шуму при взлете и при наборе высоты, проведенных перед изменением в типовой конструкции, должен использовать конфигурацию, удовлетворяющую требованиям летной годности при минимальном шуме для наибольшей утвержденной взлетной массы.

(e) Самолеты 3-й ступени. Если до изменения в типовой конструкции самолет представляет собой самолет 3-й ступени, то дополнительно к положениям пункта (b) данного параграфа необходимо выполнить следующее:

(1) если до изменения в типовой конструкции не требуется соответствие уровням шума 3-й ступени, самолет должен:

(i) представлять собой после изменения в типовой конструкции самолет 2-й ступени, при этом должно быть показано выполнение требований соответствующего пункта - (d)(1) или (d)(2) данного параграфа;

(ii) оставаться после изменения в типовой конструкции самолетом 3-й ступени, при этом должно быть показано выполнение пункта (e)(2) данного параграфа;

(2) если до изменения в типовой конструкции требуется соответствие уровням шума 3-й ступени, то после изменения в типовой конструкции самолет должен представлять собой самолет 3-й ступени.

(f) Самолеты 4-й ступени. Если до изменения в типовой конструкции самолет представляет собой самолет 4-й ступени, то дополнительно к положениям пункта (b) данного параграфа необходимо выполнить следующее:

(1) если до изменения в типовой конструкции не требуется соответствие уровням 4-й ступени, самолет должен:

(i) представлять собой после изменения в конструкции самолет 3-й ступени, при этом должно быть показано выполнение требований соответствующего пункта - (e)(1) или (e)(2) данного параграфа;

(ii) оставаться после изменения в типовой конструкции самолетом 4-й ступени, при этом должно быть показано выполнение пункта (f)(2) данного параграфа;

(2) если до изменения в типовой конструкции требуется соответствие уровням шума 4-й ступени, то после изменения в типовой конструкции самолет должен представлять собой самолет 4-й ступени.

36.9 Акустическое изменение: легкие винтовые самолеты, самолеты коммьютерной категории и сверхлегкие самолеты

Для легких винтовых самолетов нормальной, многоцелевой, акробатической и коммьютерной категорий и сверхлегких самолетов, для которых заявка на утверждение акустического изменения в соответствии с АП-21 была подана после 18 сентября 1995 г.:

(a) если до изменения в типовой конструкции на самолет был выдан сертификат типа в соответствии с данной Частью АП, то в дальнейшем не допускается превышение уровней шума, установленных в 36.501 для легких винтовых самолетов и в 36.1001 - для сверхлегких;

(b) если до изменения в типовой конструкции на самолет не выдавался сертификат типа в соответствии с данной Частью АП, то не должна превышаться наибольшая из следующих величин:

(1) предельно допустимый уровень шума, установленный в 36.501 для легких винтовых самолетов и в 36.1101 - для сверхлегких;

(2) уровень шума, имевший место до изменения в типовой конструкции, который был откорректирован в соответствии с 36.501 для легких винтовых самолетов и 36.1101 - для сверхлегких.

36.11. Акустическое изменение: вертолеты транспортной категории и легкие вертолеты

Данный параграф применяется ко всем вертолетам транспортной категории и к легким вертолетам, для которых заявка на утверждение акустического изменения в соответствии с АП-21 подана после 18 сентября 1995 г.

(a) Основные требования. Для утверждения акустических изменений вертолетов и легких вертолетов, на которые распространяются положения данного параграфа, должны выполняться (если не заданы специальные) следующие требования:

(1) уровни шума должны быть измерены, оценены и рассчитаны в соответствии с применяемыми процедурами и условиями, предписанными частями B и C Приложения H для вертолетов транспортной категории или частями B и C Приложения J для легких вертолетов;

(2) соответствие требованиям H36.305 для вертолетов транспортной категории и J36.305 для легких вертолетов должно быть подтверждено процедурами, указанными в разделах H и J к данной Части АП.

(b) Вертолеты 1-й ступени. Для каждого вертолета (за исключением указанных в 36.805 (c)), представляющего собой до изменения в типовой конструкции вертолет 1-й ступени, уровни шума после изменения не могут превосходить уровней шума, регламентируемых H36.305 (a)(1) Приложения H для вертолетов транспортной категории и J.36.305 Приложения J — для легких вертолетов. Допустимое превышение предельно допустимого уровня шума, установленное в H36.305 (b), не может быть использовано для увеличения уровня шума 1-й ступени.

(c) Вертолеты 2-й ступени. Любой вертолет, представляющий собой до изменения в типовой конструкции вертолет 2-й ступени, должен оставаться вертолетом 2-й ступени и после изменения в типовой конструкции.

36.13. Акустическое изменение: вспомогательные силовые установки (ВСУ)

Для всех воздушных судов существующих типов, в отношении которых подана заявка на сертификацию ввиду изменения типовой конструкции основной ВСУ или выполнена другая аналогичная установленная процедура после 18 сентября 1975 г., уровни шума, создаваемые ВСУ и связанными с ними бортовыми системами, не должны превышать уровней, существовавших до этого изменения в соответствии с предписаниями раздела N (36.1401).

Раздел B

Измерение и оценка шума самолетов транспортной категории (определение - 36.1 (f))

36.101. Измерение шума

Для самолетов транспортной категории создаваемый шум должен быть измерен в соответствии либо с Приложением A к данной Части АП, либо с утвержденной эквивалентной процедурой.

36.103. Оценка шума

Для самолетов транспортной категории информация по измеренным уровням шума, полученная в соответствии с требованиями 36.101, должна быть оценена либо с помощью методик Приложения B к данной Части АП, либо в соответствии с утвержденной эквивалентной процедурой.

Раздел C

Ограничения по шуму для дозвуковых самолетов транспортной категории (определение - 36.1 (f)(9))

36.201. Ограничения по шуму

(a) Для дозвуковых самолетов транспортной категории соответствие требованиям данного параграфа показывается по измеренным уровням шума, определенным согласно разделу B данной Части АП и полученным в контрольных точках на местности либо в условиях летных испытаний, которые регламентированы в C36.7 и C36.9 Приложения C к данной Части АП, либо согласно утвержденной эквивалентной процедуре.

(b) Для дозвуковых транспортных самолетов с турбореактивными двигателями:

(1) оснащенных ТРДД со степенью двухконтурности менее 2 и в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на выдачу сертификата типа или впервые выдано удостоверение летной годности экземпляра до 1 января 1977 г.,

(2) оснащенных ТРДД со степенью двухконтурности 2 или более и для которых удостоверение летной годности (экземпляра) впервые было выдано до 1 января 1977 г.,

(3) модифицированных вариантов самолетов, предусмотренных в пункте (b)(2) настоящего параграфа, в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат в связи с изменением типовой конструкции или выполнена другая аналогичная процедура 26 ноября 1981 г. или позже -

• уровни шума на местности определяются требованиями раздела A (36.1 (f) и 36.7 (d)) данной Части АП.

(c) Для дозвуковых самолетов транспортной категории:

(1) с ТРДД, включая модифицированные варианты, в отношении которых сертифицирующим органом была (будет) принята заявка на сертификат типа или выполнена другая аналогичная процедура 6 октября 1977 г. или позже и до 1 января 2006 г.,

(2) с турбовинтовыми двигателями, включая модифицированные варианты, с максимальной сертифицированной массой свыше 5700 кг, в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат типа 1 января 1985 г. или позже и до 17 ноября 1988 г., за исключением случаев, когда применяются стандарты приложения G,

(3) с турбовинтовыми двигателями, включая модифицированные варианты, с максимальной сертифицированной массой более 9000 кг, в отношении которых сертифицирующим органом была (будет) принята заявка на сертификат типа или выполнена другая аналогичная процедура 17 ноября 1988 г. или позже и до 1 января 2006 г. -

• уровни шума на местности определяются требованиями раздела A (36.1 (f)(5) и 36.7 (e)) данной Части АП;

(4) с ТРДД, включая их модифицированные варианты, с ТВД для самолетов с максимальной взлетной массой 8618 кг и более, включая их модифицированные варианты, в отношении которых сертифицирующим органом была (будет) принята заявка на сертификат летной годности прототипа или выполнена другая аналогичная процедура 1 января 2006 г. или позже -

• уровни шума на местности определяются требованиями раздела A (36.1 (f)(7) и 36.7 (f)) данной Части АП.

Раздел D

Ограничения по шуму для сверхзвуковых самолетов транспортной категории (определение - 36.1(f)(10))

36.301. Ограничения по шуму

(a) Основные положения. Для сверхзвуковых самолетов соответствие требованиям данного раздела показывается по измеренным уровням шума, определенным согласно разделу B данной Части АП и полученным в контрольных точках на местности либо в условиях летных испытаний, регламентированных в C36.7 и C36.9 Приложения C к данной Части АП, либо согласно утвержденной эквивалентной процедуре.

(b) Ограничение по шуму. Уровни шума на местности сверхзвуковых самолетов транспортной категории и их модифицированных вариантов, в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат летной годности или выполнена другая аналогичная установленная процедура в сроки:

(1) до 1 января 1975 г. — определяются требованиями раздела A (36.1 (f)(1), 36.7) данной Части АП как уровни шума 1-й ступени;

(2) после 1 января 1975 г. — определяются требованиями раздела A (36.1 (f)(5), 36.7) данной Части АП как уровни шума 3-й ступени.

Раздел E [Зарезервировано]

Раздел F

Легкие винтовые самолеты и самолеты коммьютерной категории (определение - 36.1 (i))

36.501. Ограничения по шуму

(a) Для самолетов с максимальной сертифицированной массой, не превышающей 8620 кг, должно быть показано соответствие требованиям данного параграфа:

(1) легких винтовых самолетов нормальной, многоцелевой, акробатической и коммьютерной категорий (за исключением самолетов, специально сконструированных для использования в сельском хозяйстве или для борьбы с пожарами), в отношении которых:

(i) сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат типа или выполнена другая аналогичная процедура 1 января 1975 г. или позже и до 17 января 1988 г. (за исключением модифицированных вариантов самолетов, в отношении которых сертифицирующим органом принята заявка на сертификат типа или выполнена другая аналогичная процедура 17 ноября 1988 г. или позже), и в этом случае применяются требования норм Приложения G данной Части АП;

(ii) сертификат летной годности для отдельного экземпляра самолета впервые был выдан 1 января 1980 г. или позже;

(2) легких винтовых самолетов нормальной, многоцелевой, акробатической и коммьютерной категорий (за исключением самолетов, специально сконструированных для использования в сельском хозяйстве или для борьбы с пожарами, мотопланеров и самолетов, указанных в пункте (3) настоящего параграфа), в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат типа или всех модифицированных вариантов, или выполнена другая аналогичная процедура 17 ноября 1988 г. или позже;

(3) однодвигательных легких винтовых самолетов нормальной, многоцелевой, акробатической и коммьютерной категорий (за исключением самолетов, специально сконструированных для использования в сельском хозяйстве или для борьбы с пожарами, мотопланеров, поплавковых гидросамолетов и самолетов-амфибий), в отношении которых:

(i) сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат типа или их модифицированных вариантов или выполнена другая аналогичная процедура 4 ноября 1999 г. или позже;

(ii) сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат модифицированного варианта самолета или выполнена другая аналогичная процедура 4 ноября 1999 г. или позже, но в отношении которых сертифицирующим органом была принята заявка на сертификат типа до 4 ноября 1999 г.;

(iii) выполняются требования пункта (3)(ii), но заявка на сертификат модифицированного варианта была подана до 4 ноября 1999 г.

(b) Для воздушных судов, относящихся к пункту (a)(1) данного параграфа, должно быть показано соответствие методике измерения уровней шума, регламентированной частями B и C Приложения F или установленной утвержденными эквивалентными процедурами. Должно быть показано, что уровень шума, создаваемого самолетом, не превосходит предельно допустимого значения, регламентированного частью D Приложения F.

(c) Для воздушных судов, относящихся к пункту (a)(2) данного параграфа, должно быть показано соответствие методике измерения уровней шума, регламентированной частями B и C Приложения G, или методике, установленной утвержденными эквивалентными процедурами. Должно быть показано, что уровень шума, создаваемого самолетом, не превосходит предельно допустимого значения, регламентированного частью D (G36.301 (c)) Приложения G.

(d) Для самолетов, относящихся к пункту (a)(3)(i) и (ii) данного параграфа, должно быть показано соответствие методике измерения уровней шума, регламентированной частями B и C Приложения G, или методике, установленной утвержденными эквивалентными процедурами. Должно быть показано, что уровень шума, создаваемого самолетом, не превосходит предельно допустимого уровня шума, регламентированного частью D (G36.301 (c)) Приложения G.

(e) Для самолетов, относящихся к пункту (a)(3)(iii) данного параграфа, если они не отвечают требованиям к предельно допустимым уровням шума G36.301 (c), должно быть показано, что их уровень шума не превосходит предельно допустимых значений, установленных G36.301 (c) части D Приложения G.

Раздел G [Зарезервировано]

Раздел H

Вертолеты транспортной категории (определение - 36.1 (h))

36.801. Измерение шума

Для вертолетов транспортной категории шум, создаваемый ими, должен измеряться в контрольных точках и при условиях испытаний, которые регламентированы частью B Приложения H к данной Части АП, или в соответствии с эквивалентной процедурой, утвержденной сертифицирующим органом.

36.803. Оценка и расчет шума

Результаты измерения шума, полученные в соответствии с 36.801, должны быть скорректированы применительно к исходным условиям и оценены в соответствии с частью C Приложения H к данной Части АП или с эквивалентной процедурой, утвержденной сертифицирующим органом.

36.805. Ограничения по шуму

(a) Требования к уровням шума на местности применимы ко всем вертолетам, за исключением вертолетов, сконструированных специально для использования в сельском хозяйстве, для борьбы с пожарами или транспортировки грузов на внешней подвеске. Для вертолетов, в отношении которых сертифицирующим органом принята заявка на выдачу сертификата типа или выполнена другая аналогичная процедура после 1 января 1985 г., или принята заявка на изменение типовой конструкции, которое неблагоприятно влияет на сертификационные уровни шума вертолета, после 17 октября 1988 г., должно быть показано соответствие уровням шума 2-й ступени, регламентированным частью D Приложения H к данной Части АП (H36.305 (a)(2)).

(b) Для вертолетов, в отношении которых заявка на выдачу первоначального сертификата типа была подана до 1 января 1985 г., а также для вертолетов, которые представляют собой первые гражданские варианты вертолетов, спроектированных, построенных и используемых Вооруженными Силами до 1 января 1985 г., должно быть показано, что их уровни шума не превосходят предельно допустимых, установленных в H36.305 (a)(1)(ii) Приложения H к данной Части АП. Последующие гражданские варианты должны отвечать требованиям 2-й ступени.

(c) Сертификация вертолетов, способных перевозить груз на внешней подвеске или внешнее оборудование, проводится без таких грузов или без установки специального оборудования.

Для вертолетов, которые соответствуют стандартам для перевозки грузов на борту, может быть сделано исключение при перевозке грузов на внешней подвеске или внешнего оборудования в том случае, если такие полеты производятся при значениях полетной массы или другого эксплуатационного параметра, превышающих значения, полученные при сертификации на летную годность с грузом на борту.

(d) В том случае, если вертолет имеет максимальную сертифицированную взлетную массу 2730 кг или менее, подающий заявку может, как вариант, подтвердить соответствие требованиям раздела J вместо раздела H.

Раздел I [Зарезервировано]

Раздел J

Легкие вертолеты (определение - 36.1 (h))

36.1001. Измерение шума

Для легких вертолетов шум должен измеряться в контрольной точке на местности и при условиях испытаний, которые регламентированы частью B Приложения J к данной Части АП или в соответствии с эквивалентной процедурой, утвержденной сертифицирующим органом.

36.1003. Оценка и расчет шума

Результаты измерений, полученные в соответствии с 36.1001, должны быть скорректированы применительно к исходным условиям сертификации и оценены в соответствии с частью C Приложения J к данной Части АП или с эквивалентной процедурой, утвержденной сертифицирующим органом.

36.1005. Ограничения по шуму

(a) Для легких вертолетов, в отношении которых сертифицирующим органом выдан сертификат типа или выполнена другая аналогичная процедура после 11 ноября 1993 г., должно быть показано соответствие уровням шума, регламентированным частью D Приложения J к данной Части АП.

(b) Для вертолетов, представленных настоящим параграфом, должно быть показано, что их уровни шума не превосходят предельно допустимых значений, которые регламентированы J36.305 Приложения J к данной Части АП.

Раздел K

Сверхлегкие винтовые самолеты (определение - 36.1 (j))

36.1101. Ограничения по шуму

(a) Должно быть показано соответствие требованиям данного параграфа:

(1) сверхлегких винтовых самолетов, для которых заявка на выдачу сертификата типа или дополнения к нему подана после 18 сентября 1995 г.;

(2) сверхлегких винтовых самолетов, для которых подана заявка на получение сертификата летной годности до 18 сентября 1995 г.

(b) Для сверхлегких самолетов, сертификационные испытания которых завершены до 18 сентября 1995 г., должно быть показано соответствие методике измерения уровней шума, регламентированной частями B и C Приложения F к данной Части АП или установленной утвержденными эквивалентными процедурами. Должно быть показано также, что уровень шума, создаваемого самолетом, не превосходит предельно допустимых уровней, определенных частью D Приложения F к данной Части АП.

(c) Для сверхлегких самолетов, сертификационные испытания которых завершены после 18 сентября 1995 г., должно быть показано соответствие методике измерения шума, регламентированной частями B и C Приложения K к данной Части АП или установленной утвержденными эквивалентными процедурами. Должно быть показано, что уровни шума, создаваемого самолетом, не превосходят предельно допустимых значений, определенных частью D Приложения K к данной Части АП.

Раздел L [Зарезервировано]

Раздел M [Зарезервировано]

Раздел N

Вспомогательные силовые установки (ВСУ)

36.1401. Измерение и оценка шума

Для всех воздушных судов шум ВСУ должен измеряться в контрольных точках и при условиях испытаний, которые регламентированы частью B Приложения № к данной Части АП.

36.1405. Ограничения по шуму

Рекомендуется, чтобы уровни шума ВСУ, измеренные в соответствии с частью B Приложения N, не превышали значений, приведенных в качестве инструктивного материала в части C Приложения № к данной Части АП.

Раздел O

Эксплуатационные ограничения и информация

36.1501. Процедуры, уровни шума и информация

(a) Должны быть определены и утверждены все процедуры, массы, конфигурации и другая информация или данные, применяемые для определения соответствия уровней шума ВС сертификационным требованиям, которые регламентированы данной Частью АП, включая утвержденные эквивалентные процедуры, реализуемые в полетах, при испытаниях и расчетах. Уровни шума, установленные при сертификации типа ВС, должны быть включены в утвержденное Руководство по летной эксплуатации самолета (вертолета).

(b) Должны быть установлены и утверждены те испытания, конфигурация, процедуры и другая информация, которые служат для получения дополнительных данных. Дополнительные данные (такие, как акустические), которые получены при стендовых испытаниях, утвержденные для изменения и расширения существующей базы летных данных, используются при сертификации акустических изменений.

36.1581. Руководство по летной эксплуатации (РЛЭ) и информация

(a) Руководство по летной эксплуатации самолета или вертолета должно содержать перечисленную ниже информацию дополнительно к установленной в 36.1583 данной Части АП:

(1) Для самолетов транспортной категории должна быть приведена информация об уровнях шума при взлете сбоку от ВПП, при наборе высоты и при заходе на посадку, определенных в соответствии с требованиями Приложения C к данной Части АП, для максимальных взлетной и посадочной масс при заданной конфигурации.

(2) Для легких винтовых самолетов должна быть приведена информация об уровнях шума, определенных в соответствии с требованиями Приложения F или G к данной Части АП для максимальной взлетной массы и заданной конфигурации.

(3) Для сверхлегких винтовых самолетов должна быть приведена информация об уровнях шума, определенных в соответствии с требованиями Приложений F или K к данной Части АП для максимальной взлетной массы и заданной конфигурации.

(4) Для вертолетов транспортной категории и легких вертолетов должна быть приведена информация об уровнях шума, определенных в соответствии с требованиями Приложений H или J к данной Части АП для максимальной взлетной массы и заданной конфигурации.

(b) Если в Руководство по летной эксплуатации включена дополнительная информация об уровне шума в условиях эксплуатации, то она должна быть выделена, обозначена как дополнительная информация к сертификационным уровням шума и должна четко отличаться от информации, требуемой 36.1581 (a).

(c) В Руководстве по летной эксплуатации рядом с информацией об уровнях шума ВС на местности, определенной в соответствии с требованиями данной Части АП, должно быть указано, что приводимые уровни шума не следует оценивать как приемлемые или неприемлемые для территории аэропорта или прилегающей к нему территории.

(d) Если для самолетов транспортной категории масса, принятая для обеспечения требований по шуму данной Части АП при наборе высоты и посадке, меньше максимальной массы, установленной требованиями летной годности, то эта меньшая масса должна быть представлена как эксплуатационное ограничение в разделе «Эксплуатационные ограничения» Руководства по летной эксплуатации самолета. Кроме того, максимальная взлетная масса не должна превышать взлетную массу, которая является наиболее критической в контрольной точке при наборе высоты.

(e) Если для легких винтовых самолетов нормальной, многоцелевой, акробатической и коммьютерной категорий и сверхлегких самолетов масса, принятая в соответствии с требованиями по шуму данной Части АП при пролете, меньше максимальной массы на величину, превосходящую массу топлива, необходимого для проведения испытаний, то эта меньшая масса должна быть представлена как эксплуатационное ограничение в разделе «Эксплуатационные ограничения» Руководства по летной эксплуатации и в нормативных документах, которые утверждены сертифицирующим органом.

(f) Для вертолетов транспортной категории и для легких вертолетов, если масса ВС, соответствующая требованиям данной Части АП по шуму, меньше, чем максимальная взлетная масса, принятая при сертификации и установленная в соответствии с АП-21, то эта меньшая масса должна быть представлена как эксплуатационное ограничение в разделе «Эксплуатационные ограничения» Руководства по летной эксплуатации вертолета и в нормативных документах (или рекламе), которые утверждены сертифицирующим органом.

(g) Никаких эксплуатационных ограничений, за исключением предусмотренных пунктами (c), (d), (e) и (f) настоящего параграфа, в данном параграфе не приводится.

36.1583. Самолеты для специальных целей эксплуатации, на которые не распространяются требования данной Части АП

(a) Данный параграф относится к легким винтовым самолетам:

(1) которые спроектированы специально для применения в сельском хозяйстве с целью распыления ядохимикатов и удобрений, подкормки растений, обработки почвы и др. или рассеивания огнегасящих материалов;

(2) которые не показали соответствия уровням шума, регламентированным в Приложении F к данной Части АП:

(i) для которых подана заявка на выдачу сертификата после изменения в типовой конструкции и на которые не выдавался сертификат летной годности экземпляра до 18 сентября 1995 г.;

(ii) в отношении которых подана заявка на утверждение акустического изменения или на которые выдан стандартный сертификат летной годности экземпляра после изменения в типовой конструкции и на которые не выдавался сертификат летной годности экземпляра с измененной конфигурацией до 18 сентября 1995 г.

(b) Для самолетов, на которые распространяется действие данного параграфа, изложение эксплуатационных ограничений должно быть представлено в соответствии с 36.1581 следующим образом: «Снижение шума: для данного самолета не было показано соответствие предельно допустимым уровням шума Части 36 АП, и он должен эксплуатироваться согласно эксплуатационным ограничениям по шуму, регламентированным в пунктах (c) и (d) параграфа 36.1583 АП-36».

(c) Сельскохозяйственные самолеты и самолеты для борьбы с пожарами должны иметь сертификат типа ВС ограниченной категории.

(d) Если в Руководстве по летной эксплуатации или других утвержденных документах на данный самолет указано, что он не отвечает требованиям АП-36, то этот самолет может эксплуатироваться только:

(1) по выполнению работ, для которых он предназначен;

(2) при условии, что члены экипажа прошли специальную тренировку по выполнению работ, для которых самолет предназначен.

ПРИЛОЖЕНИЯ

Приложение A

ИЗМЕРЕНИЕ ШУМА САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ (ПРИМЕНИМОСТЬ - 36.101)

A36.1. Сертификационные испытания по шуму и условия измерений

(a) Общие положения. В данном параграфе регламентируются условия, при которых должны быть проведены сертификационные испытания самолета по шуму, и методики, которые следует использовать при измерениях шума, производимого самолетом, во время каждого испытания.

(b) Требования к испытаниям.

(1) Испытания для демонстрации соответствия установленным предельно допустимым уровням шума должны состоять из серии взлетов и заходов на посадку (или стабилизированных участков их траекторий), при которых должны быть произведены измерения в точках, указанных в C36.3 Приложения C к данной Части АП. На каждом участке траектории измерения должны проводиться как минимум в течение всего периода времени, когда уровень записанного шума находится в диапазоне PNLTM \div (PNLTM - 10)TPN\text{дБ} . Если используется эквивалентная методика испытаний, отличающаяся от исходной методики, то такая методика и все методы коррекции результатов, с целью приведения их в соответствие с исходной методикой, утверждаются сертифицирующим органом. Инструктивный материал по использованию эквивалентных методик приводится в Техническом руководстве по окружающей среде, включенном в качестве ссылочного материала в 36.6 данной Части АП.

(2) При каждом испытательном взлете производятся одновременные измерения шума в контрольных точках сбоку от ВПП по обе ее стороны, а также в точке под траекторией взлета. Однако если конкретные условия испытаний не обеспечивают возможности одновременного измерения шума в контрольных точках сбоку от ВПП и под траекторией взлета или если не выполняется каждое из других требований к измерению шума сбоку от ВПП, то могут быть произведены независимые измерения сбоку от ВПП при использовании метода имитации траектории полета. При определении уровня шума сбоку от ВПП или в альтернативной контрольной точке (последнее — для самолетов с ТВД), расположенной под траекторией набора высоты, взлет осуществляется на режиме полной тяги/мощности двигателей без уменьшения тяги/мощности.

(3) Если высота земной поверхности в точке измерения шума отличается от высоты ближайшей точки на ВПП более чем на 6 м, надо ввести поправки из A36.5 (d) данного Приложения.

(4) Точки измерения шума должны быть окружены относительно плоской поверхностью, не обладающей характеристиками повышенного поглощения звука, которые могут быть обусловлены густой, слежавшейся или высокой травой, кустарником или лесистыми участками.

(5) Диспетчерский пункт аэропорта или другое сооружение, используемое для получения требуемых результатов измерений метеорологических параметров на месте испытаний, должно быть утверждено в данном качестве в соответствии с A36.9 (b)(1) данного Приложения.

(6) При измерении шума на местности в период времени, когда измеренные значения уровней шума находятся в диапазоне PNLTM \div (PNLTM - 10)TPN\text{дБ} , на пути распространения звука от самолета до микрофона не должно быть никаких препятствий, которые могут значительно влиять на звуковое поле, создаваемое самолетом:

(i) для точек измерения шума под траекторией взлета и под траекторией захода на посадку — это внутри конуса с вершиной в точке на земле, расположенной под микрофоном, с осью, перпендикулярной земле, и углом полураскрытия 80°;

(ii) для точки измерения шума сбоку от ВПП — над линией, соединяющей точку измерения шума и самолет.

(7) Максимальные уровни шума самолета в точке, расположенной сбоку от ВПП в соответствии с C36.3 (c), определяются следующим образом:

(i) реактивные и винтовые самолеты 2-й ступени и реактивные самолеты 3 и 4-й ступеней:

для определения местоположения на линии, параллельной оси ВПП, точки с максимальной величиной EPNL, используется достаточное число точек измерения шума; при этом по крайней мере одна точка измерения располагается с противоположной стороны от ВПП, чтобы установить возможное наличие асимметрии звукового поля; при каждом испытательном взлете одновременно производятся измерения шума в симметричных относительно оси ВПП точках и в точке, расположенной под траекторией взлета самолета;

(ii) винтовые самолеты 3 и 4-й ступеней:

оценка шума при максимальном режиме работы двигателей выполняется либо в точке, расположенной сбоку от ВПП, либо в альтернативной точке, расположенной под траекторией взлета. Положение альтернативной точки измерения шума определено C36.3 (c)(3). При измерении шума сбоку от ВПП проводится одновременная регистрация шума в каждой точке, расположенной симметрично (в пределах +/- 10 м параллельно оси ВПП) контрольной точке с противоположной стороны от ВПП. Отклонение высоты полета воздушного судна при прохождении точек измерения шума должно быть в пределах от 0 до + 100 м относительно заданной высоты; допускается, по согласованию с сертифицирующим органом, от — 50 до + 100 м;

(iii) по согласованию с сертифицирующим органом разрешается проводить измерения уровня шума самолета сбоку от ВПП только в двух симметричных относительно оси ВПП точках, располагаемых в соответствии с C36.3 (c); однако при этом высота пролета самолета над линией, соединяющей точки измерения шума, должна быть:

• для реактивных самолетов:

2-й ступени — 439 м;

3 и 4-й ступеней — 305 м;

• для винтовых самолетов — установлена экспериментальным путем; допускается отклонение высоты полета самолета при испытаниях от высоты полета в исходных условиях сертификации не более чем + 150 м.

(c) Погодные ограничения. Испытания должны проводиться при следующих атмосферных условиях:

(1) Отсутствует дождь или другие осадки.

(2) Температура окружающего воздуха в диапазоне 2 \div 35ºC включительно над частью пути распространения звука между самолетом и точкой на высоте 10 м над уровнем земли у места измерения шума; допускается, по согласованию с сертифицирующим органом, от — 10 до 35 °C.

(3) Относительная влажность окружающего воздуха 20 — 95% включительно. При этом относительная влажность и окружающая температура на пути распространения звука между самолетом и точкой, находящейся на высоте 10 м у места измерения шума, должны быть такими, чтобы поглощение звука в третьоктавной полосе с центральной частотой 8 кГц составляло не более 12 дБ/100 м.

(4) Скорость ветра на высоте 10 м над землей не должна превосходить 6,2 м/с, а поперечная составляющая — 3,6 м/с в продолжение временного интервала, соответствующего времени звучания верхних 10 EPNдБ шума самолета. Эти предельные величины соответствуют анемометрам с временем осреднения 30 с. Если для измерения скорости ветра применяется прибор с меньшим временем осреднения, то допустимая максимальная скорость ветра в порыве составляет 7,8 м/с, а боковая составляющая скорости ветра не должна превышать 5 м/с; при этом средние значения продольной и поперечной составляющих скорости ветра не должны превышать соответственно 6,2 и 3,6 м/с.

(5) Не должно быть никаких аномальных метеорологических условий (включая турбулентность), которые значительно влияют на уровень регистрируемого шума самолета.

(d) Методика испытаний самолета.

(1) Измерения шума должны производиться и обрабатываться стандартным способом с целью получения оценки шума в уровнях EPNL (эффективный уровень воспринимаемого шума), измеряемых в EPNдБ, как описано в Приложении B к данной Части АП.

(2) Высота полета и боковое отклонение самолета относительно продолжения оси ВПП должны быть определены методом, утвержденным сертифицирующим органом и не зависящим от обычной самолетной аппаратуры, таким, как радиолокационное сопровождение, теодолитная триангуляция, лазерное измерение, масштабный фотометод и др.

(3) Положение самолета по траектории полета должно быть связано с шумом, записанным в контрольных точках, с помощью сигналов синхронизации с утвержденными интервалами времени между ними. Должно быть зарегистрировано положение самолета относительно ВПП в течение всего временного интервала, когда зарегистрированный сигнал находится в диапазоне PNLTM \div (PNLTM - 10)TPN\text{дБ} . Измерительная аппаратура и аппаратура, обеспечивающая синхронизацию, должна быть утверждена сертифицирующим органом.

(4) Каждое испытание при взлете должно соответствовать условиям C36.7 Приложения C данной Части АП.

(5) Если серия испытаний при взлете проведена с массой, отличающейся от максимальной взлетной массы, для которой делается заявка на получение сертификата, то значение соответствующей поправки к EPNL, рассчитанному по результатам измерений сбоку от ВПП и под траекторией взлета, не должно превышать 2 EPNдБ для каждой измерительной точки.

С целью определения зависимости EPNL от массы для условий испытаний как при взлете, так и при заходе на посадку используются данные, утвержденные сертифицирующим органом.

(6) Каждое испытание на режиме захода на посадку должно быть проведено при стабилизированном полете самолета по глиссаде с углом наклона 3 +/- 0,5° и отвечать требованиям C36.9 Приложения C к данной Части АП.

(7) Если серия испытаний при снижении на посадку выполнена с массой, отличающейся от максимальной посадочной массы, для которой делается заявка на получение сертификата, то значение соответствующей поправки к EPNL, рассчитанному по результатам измерений, не должно превышать 1 EPNдБ. Необходимая поправка к EPNL на отклонение траектории полета при заходе на посадку от исходной траектории полета не должна превышать 2 EPNдБ.

(8) Параметры траектории полета самолета и режима работы его силовой установки, достаточные для выполнения коррекции, требующейся в соответствии с A36.5 данного Приложения, должны регистрироваться через утвержденные интервалы времени между замерами с применением аппаратуры, утвержденной сертифицирующим органом.

A36.3. Измерение шума, воспринимаемого на земле

(a) Общие положения.

(1) Измерения, регламентированные в настоящем параграфе, позволяют определить в каждой контрольной точке на местности уровни шума самолета в третьоктавных полосах частот в зависимости от времени, которые необходимы для расчета величины EPNL в соответствии с методикой, изложенной в Приложении B к данной Части АП.

(2) Данные об уровнях звукового давления для целей сертификации по шуму должны быть получены с применением утвержденной акустической аппаратуры и методики измерения.

(3) Пункты (b), (c) и (d) данного параграфа регламентируют технические условия на измерительную аппаратуру. Пункты (e) и (f) регламентируют методики калибровки и измерений, требующиеся для каждой серии сертификационных испытаний.

(b) Измерительная система. Акустическая измерительная система должна состоять из утвержденной аппаратуры, эквивалентной следующей:

(1) микрофонная система с частотной характеристикой и направленностью, совместимыми по точности с измерительной и анализирующей системой, регламентированной в пунктах (c) и (d) данного параграфа;

(2) треноги или аналогичные микрофонные стойки, которые оказывают минимальное воздействие на измеряемую звуковую энергию;

(3) записывающая и воспроизводящая аппаратура, частотная характеристика и динамический диапазон которой соответствуют требованиям пункта (c) данного параграфа;

(4) акустический калибратор, использующий синусоидальный сигнал или «розовый шум» известных уровней; если используется «розовый шум» (определение которого дано в пункте (e)(1) данного параграфа), сигнал должен описываться своими среднеквадратичными значениями;

(5) анализирующая аппаратура с чувствительностью и точностью, соответствующими требованиям пункта (d) данного параграфа;

(6) аттенюаторы, применяемые для смены диапазонов при записи-воспроизведении или анализе шума, производимого самолетом должны обеспечивать возможность работы при постоянных переключаемых уровнях (дБ) с погрешностью между двумя любыми уровнями не более 0,2 дБ.

(c) Приемная, записывающая и воспроизводящая аппаратура.

(1) Микрофонная система состоит из микрофона, предусилителя и ветрозащитного экрана, отвечающих техническим требованиям, изложенным в пунктах (2)(i), (ii), (iii), (iv), (v) настоящего параграфа. Другие системы могут быть утверждены сертифицирующим органом как эквивалентные на основании полученных эквивалентных общих характеристик. В том случае, если применяются две или несколько аналогичных микрофонных систем, достаточно продемонстрировать, что по крайней мере одна система отвечает предъявляемым требованиям.

(2) Микрофон должен быть емкостного типа или его утвержденный эквивалент, например микрофон свободного звукового поля с корректировкой угла падения звуковых волн:

(i) После достаточного периода «прогревания» (по крайней мере, настолько длительного, насколько это определено изготовителем аппаратуры) выходной сигнал системы при постоянном входном акустическом сигнале должен изменяться не более чем на 0,3 дБ в пределах любого часа и не более чем на 0,4 дБ в течение 5 ч.

(ii) Изменение чувствительности системы «микрофон-предусилитель» в пределах угла +/- 30° от скользящего направления (60 — 120° от нормали к диафрагме) не должно превышать следующих значений:

При установленном ветрозащитном экране изменение чувствительности в плоскости диафрагмы микрофонной системы не должно превосходить 1,0 дБ в диапазоне частот 45 — 11200 Гц.

(iii) Частотная характеристика микрофонной системы свободного поля при исходном направлении угла падения должна находиться в следующих пределах:

Примечание. Требования данного пункта могут быть обеспечены калибровкой чувствительности по давлению (при использовании электростатического калибратора с учетом представленных изготовителем корректировок) или безэховым устройством со свободным звуковым полем.

(iv) Требования в отношении чувствительности к внешним воздействиям, таким, как температура, относительная влажность и вибрация, должны соответствовать рекомендациям публикации МЭК № 651 «Прецизионные шумомеры» (ссылка на которую сделана в 36.6 данной Части АП).

(v) Если скорость ветра превышает 3,1 м/с, то при всех измерениях шума, производимого самолетом, микрофон должен использоваться с ветрозащитным экраном. При наличии ветрозащитного экрана изменение чувствительности в плоскости мембраны микрофона не должно превышать 1 дБ в диапазоне частот 45 — 12000 Гц.

(vi) Каждая микрофонная система калибруется, как это указано в пункте (e) настоящего параграфа, и поправка на частотную характеристику микрофонной системы учитывается при определении уровня шума.

(3) Если для записи данных с целью последующего анализа применяется запись на магнитную ленту, то система записи-воспроизведения (включая ленту) должна отвечать следующим требованиям:

(i) Электрический фоновый шум, производимый системой в каждой третьоктавной полосе, должен быть по крайней мере на 35 дБ ниже номинального уровня записи; последний должен быть либо на 10% ниже уровня, при котором нелинейные искажения при прямой записи достигают 3%, либо соответствовать отклонению при записи с частотной модуляцией +/- 40%.

(ii) При номинальном уровне записи скорректированная частотная характеристика в любой выбранной третьоктавной полосе частот должна быть плоской; погрешности для диапазона 45 — 180 Гц должны быть в пределах +/- 0,75 дБ, для диапазона 180 — 11200 Гц — в пределах +/- 0,25 дБ. Амплитудные колебания синусоидального сигнала с частотой 1 кГц, записанного при стандартном уровне записи, должны находиться в пределах +/- 0,5 дБ на любой бобине используемой магнитофонной ленты.

(iii) Если система в целом удовлетворяет требованиям пункта (c)(2)(ii) данного параграфа и если динамический диапазон аппаратуры недостаточен для получения соответствующей информации о спектре, то допускается предварительное усиление записи высоких частот с последующим ослаблением при воспроизведении. Если используется предварительное усиление, то мгновенное значение записанного уровня звукового давления в диапазоне 800 — 11200 Гц, соответствующее максимальному измеренному звуковому сигналу, не должно изменяться более чем на 20 дБ относительно уровней, лежащих между максимальным и минимальным значениями третьоктавных полос.

(d) Анализирующая аппаратура.

(1) Анализирующая система в результате обработки записанных замеров шума выдает значения уровней звукового давления в третьоктавных полосах частот в зависимости от времени. Частотный анализ акустических сигналов должен производиться с применением третьоктавных фильтров, которые соответствуют рекомендациям публикации МЭК № 1260 «Октавные полуоктавные и третьоктавные полосовые фильтры, предназначенные для анализа звуков и вибраций» (включена в качестве ссылочного материала в 36.6 данной Части АП).

(2) Следует использовать набор из 24 последовательных третьоктавных фильтров. Первый фильтр должен быть настроен на среднегеометрическую частоту 50 Гц, последний — на среднегеометрическую частоту 10000 Гц:

(i) Выход каждого фильтра должен иметь нижний уровень пульсации менее 0,5 дБ.

(ii) Корректировка эффективной ширины полосы частот, относящаяся к характеристике при центральной частоте, может быть определена для каждого третьоктавного полосового фильтра либо измерением чувствительности фильтра к синусоидальным сигналам по меньшей мере на 20 частотах, равнорасположенных между двумя смежными предпочтительными третьоктавными частотами, либо применением утвержденной эквивалентной процедуры.

(3) Индикаторный прибор анализатора должен быть аналогового или цифрового типа или представлять их комбинацию. Рекомендуемая последовательность обработки сигналов:

(i) квадрирование сигналов третьоктавных фильтров;

(ii) осреднение или интегрирование;

(iii) преобразование линейного значения в логарифмическое.

(4) Каждый детектор должен работать в диапазоне, превосходящем минимальный динамический диапазон 60 дБ, и действовать как устройство воспроизведения истинных значений среднеквадратичных импульсов синусоидально меняющегося тона с коэффициентом амплитуды по крайней мере 3 в следующих динамических диапазонах:

(i) от максимального значения до значения на 30 дБ ниже максимального — с точностью +/- 0,5 дБ;

(ii) на 30 — 40 дБ ниже максимального — с точностью +/- 1,0 дБ;

(iii) ниже 40 дБ от максимального с точностью +/- 2,5 дБ.

Выполнение этого условия определяется методом, указанным в Добавлении K к публикации МЭК № 179A (выпущена в 1973 году в качестве дополнения к публикации МЭК № 179), с использованием сигналов, подаваемых поочередно непосредственно на вход каждого детектора.

(5) Осредняющие свойства интегратора должны быть проверены следующим образом:

(i) «белый шум» должен пропускаться через 200 Гц третьоктавный полосовой фильтр и после фильтра поочередно поступать к каждому детектору-интегратору. Затем должно быть определено стандартное отклонение замеренных уровней на основании большого количества замеров профильтрованного «белого шума», сделанных с интервалами не менее 5 с. Стандартное отклонение должно быть 0,48 +/- 0,06 дБ при 95%-ном доверительном интервале. Когда не удается легко обеспечить подачу испытательных сигналов непосредственно на каждый детектор-интегратор, тогда может быть введен утвержденный эквивалентный метод;

(ii) чувствительность каждого детектора-интегратора к резкому нарастанию или спаду синусоидального сигнала постоянной амплитуды при центральной частоте соответствующей третьоктавной полосы должна измеряться через заданные интервалы после возникновения или исчезновения сигнала; значения нарастания сигнала до достижения установившегося уровня:

(iii) характеристика спада сигнала должна быть такой, чтобы сумма показаний (дБ), зафиксированных ниже первоначально установившегося уровня, и соответствующих показаний при нарастании сигнала составляла 6,5 +/- 1,0 дБ в любой момент снятия показаний; это соответствует процессу экспоненциального осреднения («медленная» реакция) при нормальной постоянной времени 1 с (т.е. время осреднения равно 2 с);

(iv) анализаторы, в которых применяется точное интегрирование, не могут непосредственно отвечать требованиям пунктов (d)(5)(i), (ii), (iii), поскольку их общее время осреднения больше интервала между снятиями показаний. Для данных анализаторов соответствие требованиям должно быть показано эквивалентной величиной, выдаваемой устройством обработки данных. Кроме того, в случаях когда считывание данных и возврат в исходное положение обусловливают существование времени нечувствительности в процессе получения данных, доля потери суммы данных не должна превосходить 1%.

(6) Интервал между последовательными считываниями сигнала не должен превышать 500 мс, и его значение должно быть известно с точностью +/- 1,0%. Момент времени, которым характеризуется считывание данных, должен представлять среднюю точку периода осреднения (период осреднения определяется как удвоенная постоянная времени анализатора) и наступает на 0,75 с раньше, чем фактическое время считывания при интервале выборки 2 с.

(7) Разрешающая способность анализатора по амплитуде должна быть не менее 0,25 дБ.

(8) Каждый выходной сигнал анализатора, после того как устранены все систематические ошибки, должен иметь точность относительно входного сигнала +/- 1,0 дБ. Суммарные систематические ошибки для каждого выходного уровня не должны превышать +/- 3 дБ. Для смежных систем фильтров систематическая поправка между соседними третьоктавными полосами не должна превышать 4 дБ.

(9) Динамический диапазон анализатора (под которым понимается разность между наибольшим выходным уровнем и максимальным уровнем шума анализирующей аппаратуры) при анализе шума при одном пролете воздушного судна должен быть не менее 60 дБ.

(e) Калибровки.

(1) В пределах 5 календарных дней до начала каждой серии испытаний измерительная система (в составе, в котором она устанавливается в полевых условиях, включая кабели) должна подвергнуться электрической калибровке по частоте и амплитуде с применением сигнала «розовый шум» известных амплитуд, перекрывающего диапазон уровней сигнала, поступающего от микрофона. Понятие «розовый шум» в данном параграфе — это шум, для которого отношение «энергия шума/единица частоты» обратно пропорционально частотам в диапазоне 44 — 11200 Гц. Применяемый сигнал должен быть описан своими среднеквадратичными значениями для неперегруженного уровня сигнала. Данная калибровка должна быть повторена в течение 5 последних дней каждой серии испытаний или в соответствии с требованиями сертифицирующего органа.

(2) Непосредственно перед или после испытаний, проведенных в течение каждого рабочего дня, должна быть проведена зарегистрированная акустическая калибровка системы в поле посредством акустического калибратора с целью проверки чувствительности системы и получения акустического уровня отсчета для анализа данных по уровню звукового давления. Характеристики аппаратуры, входящей в систему, должны считаться удовлетворительными, если в течение каждых календарных суток испытаний изменение чувствительности не превышает 0,5 дБ. Потери, вносимые ветрозащитным экраном, также проверяются в используемом диапазоне частот на соответствие стандарту в пределах 6-месячного периода, охватывающего серию испытаний: допустимые отклонения вносимых потерь не превышают 0,4 дБ. Потери, вносимые ветрозащитным экраном в диапазоне частот 40 — 12500 Гц, также определяются на соответствие требованиям сертифицирующего органа.

(3) Калибровка системы «микрофон-предусилитель» при нормальном спаде звуковой волны должна производиться с синусоидальными колебаниями звуковой частоты при каждой предпочтительной третьоктавной частоте в диапазоне 50 — 10000 Гц. Данная калибровка должна быть завершена не менее чем за 90 дней до начала каждой серии испытаний.

(4) Каждая кассета магнитной ленты должна:

(i) быть откалибрована с использованием пистонфона;

(ii) иметь в начале и в конце калибровочные сигналы, состоящие из одиночных сигналов «розового шума» (в соответствии с пунктом (e)(1) данного параграфа) общей продолжительностью не менее 30 с.

(5) Данные, полученные на основании сигналов магнитофонной записи, не считаются надежными, если разность между уровнями сигналов «розового шума» до и после испытаний в каждой из третьоктавных полос превышает 0,75 дБ.

(6) Должно быть показано, что третьоктавные фильтры соответствуют рекомендациям публикации МЭК № 1260 (дана в качестве ссылочного материала в 36.6 данной Части АП) в течение 6 календарных месяцев, предшествующих началу каждой серии испытаний. Однако для каждого фильтра может быть сделана поправка на эффективную ширину полосы для частотной характеристики при центральной частоте:

(i) измерением чувствительности фильтров к синусоидальным сигналам по меньшей мере 20 частот, равнорасположенных между двумя примыкающими предпочтительными частотами третьоктавных полос;

(ii) применением утвержденной альтернативной методики.

(7) В течение 6 календарных месяцев, предшествующих началу каждой дневной серии испытаний, должен быть произведен анализ калибровки характеристик каждого компонента калибровочной аппаратуры, включая пистонфоны, эталонные микрофоны, дополнительные электрические устройства. Результаты каждой калибровки должны сообщаться в Национальное бюро стандартов.

(f) Методика измерения шума.

(1) В каждой точке измерения шума микрофон должен быть установлен таким образом, чтобы диафрагма была точно ориентирована в плоскости, определяемой траекторией полета самолета и точкой измерения шума, а чувствительный элемент — находиться на высоте приблизительно 1,2 м над уровнем земли.

(2) Для проверки акустического уровня с целью анализа данных по уровню шума непосредственно перед и сразу после каждой серии испытательных полетов и всех испытаний, проводимых в течение дня, должна быть выполнена в полевых условиях и зарегистрирована акустическая калибровка системы, регламентированная в A36.3 (e)(2) данного Приложения. Фоновый шум должен регистрироваться по меньшей мере в течение 10 с и представлять собой акустический фон (включая электрический шум системы), который существует в период испытаний при пролете самолета. В этот период регистрации каждый компонент системы должен быть отрегулирован на то усиление, которое используется при измерении шума, производимого самолетом.

(3) Средний спектр фонового шума должен содержать уровни звукового давления, которые в каждой предпочтительной третьоктавной полосе частот в диапазоне 50 — 10000 Гц представляют собой средние величины звукового давления. При расчете PNL результирующий средний уровень фонового шума должен быть по крайней мере на 20 PNдБ ниже максимального уровня PNL шума самолета.

(4) Поправки на зарегистрированные уровни фонового шума допускаются в пределах, регламентированных в A36.5 (d)(3) данного Приложения.

A36.5. Представление и корректировка результатов измерений

(a) Общие положения. Данные, представляющие собой результаты физических измерений или поправки к ним, включая поправки на отклонение чувствительности оборудования, должны быть зарегистрированы в стандартной форме и приложены к данным регистрации шума. Каждая поправка должна быть представлена и утверждена сертифицирующим органом. Должна быть сделана оценка каждой индивидуальной погрешности, свойственной любой из операций, применяемых для получения окончательных данных.

(b) Представление данных.

(1) Измеренные и скорректированные уровни звукового давления должны быть представлены в виде уровней в третьоктавных полосах частот, полученных с помощью аппаратуры, соответствующей нормам, регламентированным в A36.3 данного Приложения.

(2) Следует указывать тип аппаратуры, используемой для измерения и анализа всех акустических характеристик самолета и метеоусловий.

(3) Должны быть указаны данные об окружающей среде, требующиеся для демонстрации соответствия требованиям A36.1 (c). Атмосферные параметры измеряются на протяжении всего периода испытаний в соответствии с требованиями A36.9 (b)(3) настоящего Приложения.

(4) Должна быть приведена информация о местной топографии, о покрытии земной поверхности и о явлениях, которые могли бы повлиять на запись звука.

(5) Должна быть приведена следующая информация о самолете:

(i) тип, модель и серийные номера (при наличии таковых) воздушного судна, двигателей, воздушных винтов или роторов (в части, их касающейся);

(ii) габаритные размеры воздушного судна и расположение двигателей и роторов;

(iii) максимальная масса воздушного судна при каждом испытании и диапазон положений центра тяжести при каждой серии испытаний;

(iv) конфигурация воздушного судна (в том числе положение закрылков, аэродинамических тормозов и шасси), а также углы установки лопастей воздушного винта (если есть);

(v) приборная скорость (км/ч);

(vi) рабочие параметры двигателя, влияющие на его акустические характеристики, определенные бортовой аппаратурой или по данным изготовителя, такие, как: для ТРДД — располагаемая тяга, степень повышения давления в двигателе, температура выхлопных газов и частота вращения вала вентилятора или компрессора (об/мин); для ТВД — эффективная мощность двигателя и остаточная тяга, крутящий момент двигателя и частота вращения винта;

(vii) траектория полета и путевая скорость воздушного судна при каждом демонстрационном испытании, определенные методом, утвержденным сертифицирующим органом и не зависящим от бортовой аппаратуры, таким, как радиолокационное сопровождение, теодолитная триангуляция, лазерное измерение, фотомасштабный метод, спутниковая навигационная система.

(6) Скорость полета, положение самолета на траектории полета, характеристики двигателя должны быть зарегистрированы через утвержденные промежутки времени, достаточные для приведения результатов измерений к исходным условиям сертификации по шуму, регламентированным в пункте (c) данного параграфа. Должны быть представлены данные о боковом смещении траектории полета самолета относительно продолжения оси взлетно-посадочной полосы, данные о конфигурации самолета и его взлетной массе.

(c) Исходные условия сертификации по шуму.

(1) Метеорологические условия. Положение самолета и данные о его характеристиках и измерениях шума должны быть приведены к следующим исходным атмосферным условиям сертификации по шуму:

(i) атмосферное давление на уровне моря 1013,25 гПа;

(ii) температура окружающего воздуха 25 °C;

(iii) относительная влажность воздуха 70%;

(iv) штиль.

(2) Условия испытаний самолета. Исходным условием для взлета является максимальная масса за исключением случаев, предусмотренных в 36.1581 (b). Исходными условиями для захода на посадку являются:

(i) максимальная посадочная масса, за исключением случаев, предусмотренных в 36.1581 (d);

(ii) самолет следует по глиссаде с углом наклона 3°;

(iii) высота самолета относительно поверхности земли над точкой измерения шума 120 м.

(d) Корректировка данных.

(1) Измеренные уровни шума самолета на местности приводятся к исходным условиям сертификации, регламентированным в пункте (c) настоящего Приложения. Измеренные атмосферные параметры должны соответствовать требованиям A36.1 (c) настоящего Приложения и пункта (b)(3) данного параграфа. Корректировка атмосферного поглощения звука должна быть сделана в соответствии с A36.9 настоящего Приложения.

(2) Поправки к измеренным уровням шума учитывают различия в условиях испытаний и в исходных условиях сертификации параметров траектории полета, во взлетной массе самолета, в режимах работы двигателей, в атмосферных условиях. Все необходимые для расчета поправок значения параметров и характеристик для исходных условий сертификации устанавливаются изготовителем и утверждаются сертифицирующим органом. Все необходимые для расчета поправок значения параметров и характеристик для фактических условий проведения испытаний измеряются и устанавливаются в ходе проведения сертификационных испытаний. Необходимые поправки, относящиеся к траектории полета самолета или к его характеристикам, могут быть определены и по другим утвержденным данным помимо сертификационных испытаний. Шум источника должен быть скорректирован на основании утвержденных данных с учетом различий между измеренными и исходными условиями работы двигателей, а также с учетом соответствующих допущений в отношении поглощения звука на расстоянии. Поправка на эффективный уровень воспринимаемого шума (EPNL) должна быть менее 2,0 EPNдБ для любой комбинации следующих условий:

(i) самолет не прошел точно над точкой измерения;

(ii) наличие любой разности между высотой 120 м и фактическим минимальным расстоянием от самолетной антенны ILS до контрольной точки измерения шума при заходе на посадку;

(iii) наличие любой разности между углом глиссады захода на посадку при испытаниях и исходным углом глиссады для сертификации по шуму;

(iv) выполнение любой корректировки измеренных уровней шума, которая отражает любую разность между тягой или мощностью двигателя при испытаниях и исходной тягой или мощностью двигателя при исходных условиях. Подробные требования к проведению корректировок регламентированы в A36.11 данного Приложения.

(3) Для использования в расчете общего уровня шума, производимого самолетом, уровни звукового давления в области PNLTM \div (PNLTM - 10)TPN\text{дБ} (описанной в B36.9 Приложения B) должны превосходить средние уровни звукового давления фонового шума, определенные в A36.3 (f)(3), по меньшей мере на 3 дБ в каждой третьоктавной полосе (или должны быть скорректированы в соответствии с методом, утвержденным сертифицирующим органом). Величина EPNL не может быть рассчитана или представлена на основании данных, из которых в соответствии с настоящим пунктом исключено более четырех третьоктавных полос в любом спектре в области PNLTM \div (PNLTM - 10)EPN\text{дБ} .

(4) Когда в пределах 3 дБ от уровней фонового шума содержится более семи третьоктавных полос, должна быть произведена частотно-временная интерполяция данных по шуму с применением утвержденной методики.

(5) Итоговые поправки не должны превышать 16 EPNдБ при взлете и 8 EPNдБ при заходе на посадку. Если значения отдельных поправок превышают соответственно 8 и 4 EPNдБ, то получающиеся в результате уровни шума не должны более чем на 2 EPNдБ превышать уровней шума, получаемых в соответствии с Приложением C, с учетом разрешенного превышения.

(e) Действительность результатов.

(1) По результатам испытаний должны быть получены три средних значения EPNL и их 90%-ные доверительные интервалы; каждое из этих значений является средним арифметическим скорректированных акустических измерений при всех действительных испытаниях в точках измерения шума при взлете, заходе на посадку и сбоку от ВПП соответственно. Если в какой-то одной точке измерения используется более одной акустической измерительной системы, то результирующие данные при каждом испытании должны осредняться и считаться одним измерением. При использовании более одного испытательного участка или более одной точки измерения шума каждый действительный испытательный полет должен включаться в расчет средних значений EPNL и их доверительных интервалов.

(2) Минимально допустимое количество замеров для каждого из трех сертификационных измерений (при взлете, заходе на посадку и сбоку от ВПП) равно шести. Число замеров должно быть достаточным, чтобы для каждого из трех средних сертифицируемых уровней шума 90%-ный доверительный интервал не превышал +/- 1,5 EPNдБ. Из процесса осреднения нельзя исключить ни одного результата испытаний, кроме случаев, специально оговоренных сертифицирующим органом.

(3) Должны представляться средние значения EPNL и их доверительные интервалы, полученные в соответствии с описанной в данном параграфе методикой. Они должны приниматься в качестве величин, по которым делается оценка соответствия шума, производимого самолетом, критериям сертификации по шуму.

(4) Если для сертификации самолета одного типа в нескольких конфигурациях на основании испытаний по определению шума должны применяться эквивалентные методики испытаний, то эти методики, методы анализа и коррекции результатов должны быть утверждены сертифицирующим органом. В заявке должны быть определены методики измерений при испытаниях, базы данных, конфигурация самолета, методики расчета и анализа, метод установления 90%-ного доверительного интервала и предлагаемые эквивалентные методики.

A36.7. Обозначения и единицы измерения

(a) Общие положения. Обозначения, используемые в Приложениях A и B к настоящей Части АП, имеют следующие определения:

Параметры

Характерные точки профиля полета

Расстояния, связанные с траекторией полета, м

A36.9. Атмосферное поглощение звука

(a) Общие положения. Измеренные уровни звукового давления в третьоктавных полосах частот должны соответствовать исходным атмосферным условиям, перечисленным в A36.5 (c) данного Приложения, или должны быть сделаны корректировки, приводящие к этим условиям. Каждая корректировка должна учитывать все расхождения в атмосферном поглощении звука на его пути от самолета к микрофону в исходных условиях и в условиях, при которых производились испытания. Если метеорологические условия не соответствуют регламентированным в A36.1 (c) данного Приложения, то результаты испытаний являются неприемлемыми.

(b) Метеорологические измерения.

(₁) Требующиеся в соответствии с данной Частью АП измерения скорости ветра, температуры и относительной влажности должны выполняться вблизи точек измерения шума. Места проведения метеорологических измерений должны быть утверждены сертифицирующим органом как представляющие атмосферные условия, имеющиеся вблизи поверхности земли в географической зоне, где выполняются измерения производимого самолетом шума. В некоторых случаях данному требованию может отвечать стационарная метеостанция (имеющаяся в аэропорту) или другое устройство.

(2) Температура и относительная влажность должны быть измерены на высоте от 10 м над поверхностью земли в месте расположения точки измерения шума до высоты полета самолета с применением только утвержденных аппаратуры и методов.

(3) Метеорологические измерения должны производиться в пределах 25 мин после каждого испытания по измерению шума. Метеорологические данные должны быть интерполированы для фактических моментов каждого измерения шума.

(c) Степень поглощения. Степень атмосферного поглощения звука в зависимости от расстояния для каждой третьоктавной полосы от 50 до 10000 Гц должна быть определена в соответствии с формулами и таблицами для коэффициентов атмосферного поглощения звука, опубликованными в SAE ARP 866A «Стандартные величины атмосферного поглощения как функция температуры и влажности для применения с целью оценки пролетного шума воздушного судна», либо с помощью соотношений, приведенных в публикации ИКАО «Международные стандарты и рекомендуемая практика. Охрана окружающей среды», Приложение 16, том 1, 1993 (ссылка на которую сделана в 36.6 данной Части АП).

Величина атмосферного поглощения звука в третьоктавной полосе частот в зависимости от температуры и влажности воздуха определяется следующим образом:

где

\eta(\delta) , f0 — определяются по таблицам A1 и A2;

\alpha(i) — коэффициент поглощения (дБ/100 м);

\theta — температура (°C);

H — относительная влажность (%).

(d) Поправка на атмосферное поглощение.

(1) Величины EPNL, рассчитанные для замеренных данных, должны быть скорректированы в соответствии с A36.11 (b), (c) данного Приложения всякий раз, когда:

(i) атмосферные условия по температуре и относительной влажности не соответствуют исходным (25 °C и 70%);

(ii) измеренные взлетная траектория и траектория захода на посадку не соответствуют исходным траекториям.

(2) Если на протяжении пути распространения звука отличие коэффициента атмосферного поглощения в третьоктавной полосе 3150 Гц от коэффициента поглощения, полученного на основании метеорологических измерений, проведенных на высоте 10 м от поверхности земли, составляет не более +/- 0,5 дБ/100 м, то средние значения коэффициентов атмосферного поглощения звука на высоте 10 м от поверхности земли и на высоте полета воздушного судна при PNLTM могут быть применены для определения атмосферного поглощения в каждой третьоктавной полосе. Полученная в результате степень поглощения в атмосфере может быть применена для расчета поправки PNLTM в соответствии с A36.11 (b), (c) данного Приложения.

(3) Если условия пункта (d)(2) данного параграфа не выполняются, то поправки на атмосферное поглощение должны быть определены в соответствии со следующей процедурой, предусматривающей разбивку атмосферы на слои:

(i) атмосфера между самолетом и точкой на высоте 10 м над местом измерения шума делится на слои равной толщины; толщина слоев определяется по минимальной толщине слоя, дающего отклонение +/- 0,5 дБ/100 м коэффициента атмосферного поглощения в третьоктавной полосе с центральной частотой 3150 Гц на любом участке пути распространения шума при минимальной толщине слоя 30 м; среднее арифметическое значений коэффициента атмосферного поглощения на верхней и нижней границах каждого слоя может использоваться для характеристики поглощающих свойств каждого слоя;

(ii) коэффициент атмосферного поглощения должен быть определен в соответствии с пунктом (c) данного параграфа для каждой третьоктавной полосы на каждом участке пути распространения звука;

(iii) средняя степень атмосферного поглощения для всего пути распространения звука должна быть рассчитана для каждой третьоктавной полосы от 50 до 10000 Гц. Эти степени поглощения могут быть использованы для расчета поправок, требующихся в A36.11 (b)(b4) данного Приложения.

Таблица A1

Коэффициенты для расчета поглощения звука

Таблица A2

Значения частоты для расчета поглощения звука

A36.11. Подробные методики введения поправок

(a) Общие положения. Если условия испытаний не соответствуют регламентированным в A36.5 исходным условиям сертификации по шуму, то производится корректировка (приведение) результатов измерений к исходным условиям сертификации. Отличие фактических условий испытаний от исходных условий сертификации приводит к различиям в:

• траектории и скорости полета по отношению к точке измерения шума;
• поглощении звука в воздухе;
• параметрах, влияющих на механизмы генерации шума двигателем.

Корректировка результатов измерений осуществляется следующим образом:

(1) Если любое различие между исходными условиями и условиями испытаний приводит к положительной поправке, то она должна быть включена в величину EPNL, рассчитанную на основании результатов измерений. Условия, при которых может получиться положительная поправка, включают в себя:

(i) атмосферное поглощение звука при условиях испытаний больше, чем при исходных условиях;

(ii) высота полета при испытаниях больше, чем высота в исходных условиях;

(iii) масса самолета при испытаниях меньше максимальной сертифицированной массы.

(2) Если какое-либо различие между исходными условиями и условиями испытаний приводят к отрицательной поправке, то она может не вводиться в величину EPNL, рассчитанную на основании результатов измерений, за исключением случаев, когда поправка является следствием:

(i) меньшего поглощения звука в условиях испытаний, чем при исходных условиях;

(ii) меньшей, чем при исходных условиях, высоты полета.

(3) Для самолетов 2, 3 и 4-й ступеней применяются разные методы корректировки результатов измерений:

(i) упрощенный метод — для самолетов 2-й ступени;

(ii) упрощенный метод — для самолетов 3 и 4-й ступеней;

(iii) интегральный метод — для самолетов 3 и 4-й ступеней.

(4) Упрощенные методы корректировки для самолетов 2, 3 и 4-й ступеней принципиально одинаковы и отличаются друг от друга отдельными деталями. Упрощенный метод корректировки данных заключается во внесении поправки в значение эффективного уровня воспринимаемого шума (EPNL), вычисленное на основе измеренных данных (для учета влияния на шум различий между условиями испытаний и исходными условиями сертификации в момент времени, соответствующий максимальному уровню воспринимаемого шума (PNLTM) на земле), влияния на шум изменения времени звучания самолета (продолжительности верхних 10 TPNдБ шума) и режима работы силовой установки.

Интегральный метод корректировки для самолетов 3 и 4-й ступеней состоит в учете влияния различий между условиями испытаний и исходными условиями сертификационных испытаний на всю измеренную дискретизированную зависимость PNLT от времени в диапазоне PNLTM \div (PNLTM - 10) и в расчете нового значения EPNL по скорректированной дискретизированной зависимости PNLT от времени, а также различий в режимах работы силовой установки.

(5) Для самолетов 3 и 4-й ступеней при приведении к исходным условиям сертификации результатов измерений шума в точке, расположенной сбоку от ВПП, всегда применяется упрощенный метод. Интегральный метод используется для приведения результатов измерений в точках на местности, расположенных под траекториями взлета и захода на посадку, при следующих условиях:

(i) когда при использовании упрощенного метода значения поправок превышают 8 EPNдБ для измерений под траекторией взлета или 4 EPNдБ для измерений под глиссадой захода на посадку;

(ii) когда полученные по упрощенному методу скорректированные значения EPNL при взлете или при заходе на посадку превышают предельно допустимые значения уровней шума, определяемые C36.5 (a)(3), не более чем на 1 EPNдБ.

(6) При использовании одного из методов корректировки данных, указанных в пункте (4) настоящего параграфа, в измеренные уровни шума вносятся поправки, учитывающие следующие факторы:

(i) ослабление уровня звукового давления с расстоянием вследствие сферического расширения фронта звуковой волны и благодаря поглощению звуковой энергии в атмосфере;

(ii) изменение продолжительности звучания самолета вследствие изменения расстояния и скорости полета относительно точки измерения шума (по-разному учитывается для самолетов 2, 3 и 4-й ступеней);

(iii) отличие массы самолета при испытаниях от массы в исходных условиях сертификации (учитывается только для самолетов 2-й ступени);

(iv) изменение интенсивности источников шума двигателя вследствие изменения режима его работы (учитывается только для самолетов 3 и 4-й ступеней);

(v) влияние существенных различий между исходной воздушной скоростью полета и воздушной скоростью при испытаниях на интенсивность излучения источников шума в двигателе (учитывается для самолетов 3 и 4-й ступеней); если различие между воздушной скоростью при испытаниях и исходной воздушной скоростью превышает 28 км/ч, необходимо (на основе утвержденных сертифицирующим органом результатов испытаний и их анализа) провести количественную оценку последствий учета влияния воздушной скорости на итоговые сертификационные уровни шума.

(b) Упрощенный метод корректировки.

(b1) Общие положения. По данному методу корректировки определяются одна или более возможных поправок, которые необходимо алгебраически сложить с величиной EPNL, вычисленной из предположения, что испытания были проведены полностью в исходных сертификационных условиях. Должны быть выполнены требования:

(1) Траектории взлета и захода на посадку должны быть определены как для исходных условий, так и для условий испытаний. В соответствии с методом требуется выполнять регистрацию шума и траектории полета с применением синхронизирующего сигнала; траектория взлета для исходных условий сертификации может быть получена на основании данных изготовителя самолета, утвержденных сертифицирующим органом; исходная глиссада захода на посадку регламентируется пунктом (c)(2) данного параграфа.

(2) Протяженность пути распространения звука от самолета до микрофона определяется для условий испытаний и для исходных условий:

(i) для самолета 2-й ступени — при положении самолета на траектории полета в момент времени, соответствующий времени измерения PNLTM в точке на местности;

(ii) для самолетов 3 и 4-й ступеней — при положении самолета на траектории полета в момент излучения шума, измеряемого как PNLTM в точке на местности.

(3) Выполняется корректировка уровней звукового давления в третьоктавном спектре, соответствующем PNLTM, для учета влияния следующих факторов:

(i) изменения коэффициента поглощения звука в атмосфере вследствие изменения температуры и влажности воздуха;

(ii) изменения поглощения звука в атмосфере вследствие изменения расстояния от самолета до точки на местности;

(iii) изменения уровня звукового давления в связи с расширением фронта звуковой волны при распространении звука на различные расстояния в условиях испытаний и в исходных условиях.

(4) Для определения поправки на изменение продолжительности воздействия шума должны быть рассчитаны:

(i) для самолета 2-й ступени — минимальные расстояния от точки на местности до траектории полета самолета в условиях испытаний и в исходных условиях сертификации;

(ii) для самолета 3 и 4-й ступеней — расстояние от точки на местности до самолета на траектории в момент излучения шума, соответствующего PNLTM, и значение путевой скорости полета в условиях испытаний и в исходных условиях сертификации;

(iii) поправка на изменение продолжительности воздействия шума определяется только для результатов измерений в точках на местности, расположенных под траекториями взлета и захода на посадку, и должна быть алгебраически сложена с EPNL, рассчитанным по результатам измерений.

(5) По утвержденным сертифицирующим органом данным, представленным в виде таблиц или графиков, выражающих изменение EPNL в зависимости от массы самолета (для самолета 2-й ступени) или от режима работы двигателя (для самолета 3 и 4-й ступеней), определяются поправки, которые должны быть алгебраически прибавлены к EPNL, определенному по результатам измерений.

(6) По утвержденным сертифицирующим органом данным определяется и алгебраически суммируется с EPNL, рассчитанным по результатам измерений, поправка, учитывающая изменение уровня шума самолета вследствие отклонения угла наклона глиссады захода на посадку при акустических испытаниях от стандартного значения — 3° (для самолета 2-й ступени).

(b2) Траектория взлета.

(1) На рис. A1 представлена типичная траектория взлета:

(i) Самолет начинает разбег в точке A, отрывается в точке B и переходит в точке C на первый участок установившегося набора высоты с углом \beta . Дросселирование двигателя для уменьшения шума начинается в точке D и стабилизируется в точке E, где начинается второй участок установившегося набора высоты, определяемый углом у (обычно характеризуемым градиентом, \gamma %). Конец траектории взлета при сертификационных испытаниях по шуму соответствует положению F самолета, а ее вертикальная проекция на линию пути (на продолжении ВПП) есть точка M. Положение самолета должно быть зарегистрировано во всем интервале, в котором измеренный уровень шума, производимого самолетом, находится в диапазоне PNLTM \div (PNLTM - 10)TPN\text{дБ} . Точка K — точка измерения шума при взлете, расстояние AK до которой 6500 м. Однако если возникает необходимость уменьшить расстояние AK до значения меньшего, чем 6500 м, то должны быть выполнены действия, регламентированные в пункте (f) данного параграфа. Точка L (см. рис. A3) — точка измерения шума сбоку от ВПП, которая находится на линии, параллельной оси ВПП, и удалена от нее на расстояние 650 м — для самолетов 2-й ступени или на расстояние 450 м — для самолетов 3 и 4-й ступеней; положение точки L на линии определяется местом, где отмечается наибольший уровень шума при взлете.

Рис. A1. Измеренная траектория взлета

(ii) Траекторию взлета определяют пять параметров:

• AB — длина разбега;
• \beta — угол наклона первого участка установившегося набора высоты;
• \gamma — угол наклона второго участка установившегося набора высоты;
• \sigma , \epsilon — углы, определяющие положение на траектории точек D и E.

Эти пять параметров зависят от летно-технических характеристик, массы самолета и от атмосферных условий (температуры и давления воздуха, скорости и направления ветра).

(2) Если условия при испытаниях не соответствуют условиям, регламентированным как исходные условия в A36.5 (c) данного Приложения, то соответствующие параметры испытательного и исходного профилей изменяются как показано на рис. A2. Изменения параметров профиля, обозначенные как \Delta AB , \Delta\beta , \Delta\gamma , \Delta\sigma , \Delta\epsilon , могут быть определены на основании данных изготовителя (при утверждении их сертифицирующим органом) и использованы для определения профиля полета, приведенного к исходным условиям. Затем соотношения между измеренным и скорректированным профилями взлета должны быть использованы для определения поправок, которые, если они являются положительными, должны быть введены в EPNL, рассчитанный по результатам измерений.

Рис. A2. Сравнение измеренной и исходной траекторий взлета

Примечание. При исходных атмосферных условиях и сертифицированной взлетной массе градиент второго участка установившегося набора высоты с углом \gamma должен быть не менее 4%. Однако действительный градиент будет зависеть от атмосферных условий при испытаниях, если принять неизменными максимальную взлетную тягу и параметры, характеризующие постоянство режима работы двигателя (частоту вращения, степень повышения давления в двигателе или какой-либо другой параметр, на который воздействует пилот).

(3) На рис. A3 показаны участки измеренной и исходной траекторий взлета и основные геометрические соотношения, влияющие на распространение звука. Отрезок EF представляет собой второй участок установившегося набора высоты с углом \gamma , а EcFc представляет собой скорректированный второй участок установившегося набора высоты на исходной траектории, имеющий меньшую высоту и меньший угол набора высоты (\gamma - \Delta\gamma) . Точка Q представляет собой положение самолета на измеренной траектории взлета, для которого в точке измерения шума K имеет место PNLTM, а Qc — соответствующая точка на исходной траектории взлета. Пути распространения звука от измеренной и исходной траекторий взлета — соответственно KQ и KQc — образуют одинаковый угол \theta со своими траекториями полета. Условие постоянства угла \theta при определении протяженности пути распространения звука в условиях испытаний и в исходных условиях сертификации одинаково справедливо для измерений шума под траекторией полета и сбоку от ВПП. Точка R — точка на измеренной траектории полета, ближайшая к точке измерения шума K, а Rc — соответствующая точка на исходной траектории полета. Минимальное расстояние до измеренной и исходной траекторий полета указывается отрезками KR и KRc, которые перпендикулярны соответствующим траекториям полета. Точка Q — положение самолета на траектории взлета в момент времени:

Рис. A3. Параметры траектории взлета, влияющие на уровень шума

(i) для самолета 2-й ступени — соответствующий измерению PNLTM в точке на местности;

(ii) для самолетов 3 и 4-й ступеней — соответствующий излучению шума, измеренного как PNLTM в точке на местности.

(b3) Траектория захода на посадку.

1. На рис. A4 приведена типичная траектория захода на посадку:

(i) Начало глиссады захода на посадку при сертификации по шуму представлено положением G самолета, проекция которого на линию пути захода на посадку (продолжение оси ВПП) есть точка P. Положение самолета должно быть зарегистрировано на расстоянии OP от порога O ВПП, обеспечивающем регистрацию на всем участке, на котором замеренный шум самолета находится в диапазоне (PNLTM - 10) \div PNLTMTPN\text{дБ} .

Рис. А4. Измеренная траектория захода на посадку

(ii) Самолет заходит на посадку под углом \eta , пролетает над точкой измерения шума № на высоте NH, начинает выравнивание в точке I и приземляется в точке J. Расстояние ON принято равным 2000 м.

(iii) Профиль захода на посадку определяется углом глиссады и высотой NH, которые зависят от режима полета самолета, регулируемого пилотом. Если замеренные параметры профиля снижения отличаются от соответствующих параметров исходной траектории захода на посадку (3° и 120 м соответственно, как показано на рис. A5), то в EPNL, вычисленный по результатам измерений, следует ввести поправки, если они положительны.

Рис. A5. Сравнение измеренной и исходной траекторий захода на посадку

(2) На рис. A6 представлены участки измеренной и исходной траекторий захода на посадку и основные геометрические параметры, влияющие на распространение звука. GI представляет собой измеренную траекторию захода на посадку с углом \eta глиссады, GrIr — исходную траекторию захода на посадку с меньшей высотой и углом глиссады 3°. Точки S и Sr — положение самолета на измеренной и исходной траекториях захода на посадку в момент времени:

(i) для самолета 2-й ступени — соответствующий измерению PNLTM в точке на местности;

(ii) для самолета 3 и 4-й ступеней — соответствующий излучению шума, измеренному как PNLTM в точке на местности.

Рис. A6. Параметры траектории захода на посадку, влияющие на уровень шума

Пути распространения звука в условиях испытаний и в исходных условиях — это соответственно отрезки NS и NSr, образующие одинаковые углы со своими траекториями полета. Положение T — точка на измеренной траектории захода на посадку, ближайшая к контрольной точке измерения шума N, а Tr — соответствующая точка на исходной траектории захода на посадку. Минимальные расстояния до измеренной и исходной траекторий захода на посадку определяются отрезками NT и NTr, которые перпендикулярны своим траекториям полета.

(b4) Поправки к PNLT. Если окружающие атмосферные условия по температуре и относительной влажности отличаются от исходных условий, регламентированных в A36.5 (c) данного Приложения (25 °C и 70% соответственно), то должны быть рассчитаны поправки к EPNL на основании результатов измерений в соответствии с пунктом (a) данного параграфа.

(1) Траектория взлета. Для траектории взлета, представленной на рис. A3, третьоктавный спектр звукового давления, соответствующий измеренному уровню воспринимаемого шума PNLTM в точке K при положении самолета в точке Q, представляется в виде спектральных составляющих SPL(i):

(i) Этап 1. Скорректированные значения вычисляются следующим образом:

SPL(i)_{c} = SPL(i) + [\alpha(i) - \alpha(i)_{0}]KQ + \alpha(i)_{0}[KQ - KQ_{c}] + 20lg[KQ/KQ_{c}],

где SPL(i) и SPL(i)c — соответственно измеренные и скорректированные уровни звукового давления в i-й третьоктавной полосе. Первый поправочный член учитывает влияние на величину SPL(i) изменения коэффициента \alpha(i) поглощения звука в атмосфере, вызванного изменением температуры и влажности воздуха в условиях испытаний по сравнению с исходными условиями сертификации; \alpha(i) и \alpha(i)_{0} — коэффициенты поглощения звука соответственно для условий испытаний (определенных в A36.9 (d)) и для исходных атмосферных условий в i-й третьоктавной полосе частот, а KQ — измеренная протяженность пути распространения звука. Второй поправочный член учитывает влияние поглощения звука в атмосфере за счет изменения протяженности пути распространения шума; KQc — протяженность пути распространения звука в исходных условиях. Третий поправочный член учитывает изменение уровня звукового давления, происходящее вследствие расширения фронта волны и зависящее от изменения протяженности пути распространения звука.

(ii) Этап 2. По скорректированному спектру звукового давления SPL(i)c рассчитывается значение PNLT и определяется поправка:

\Delta l = PNLT - PNLTM

Поправка алгебраически прибавляется к EPNL, вычисленному по результатам измерений.

(iii) Если в результате измерений зарегистрированы ряд пиковых значений PNLT, которые находятся в пределах диапазона PNLTM — 2 TPNдБ, то методика корректировки спектра звукового давления, изложенная в пункте (1) настоящего параграфа, применяется к каждому пику и поправка \Delta l , определенная для каждого спектра, прибавляется к соответствующему пиковому значению PNLT. Если скорректированные пиковые значения PNLT превышают значение PNLT, полученное для момента времени PNLTM, то максимальное значение такого превышения прибавляется в качестве дополнительной поправки к EPNL, рассчитанному на основании результатов измерений.

(2) Траектория захода на посадку.

(i) Процедура расчета поправки \Delta l , регламентированная в пункте (b4) (1) данного параграфа для траектории взлета, применяется также и для траектории захода на посадку с той лишь разницей, что значения SPL(i)c связаны с параметрами траектории захода на посадку (показанной на рис. A6) формулой

SPL(i)_{c} = SPL(i) + [\alpha(i) - \alpha(i)_{0}]NS + \alpha(i)_{0}[NS - NSr] + 20lg[NS/NS_{r}],

где NS и NSr — соответственно измеренный и исходный пути распространения звука при заходе на посадку.

(ii) Остальная часть процедуры та же, что регламентирована в пункте (b4) (1)(ii) данного параграфа для траектории взлета.

(3) Траектория полета при измерении шума сбоку от ВПП.

(i) Процедура, регламентированная в пункте (b4) (1) данного параграфа для траектории взлета, применяется также и для корректировки результатов измерения шума сбоку от ВПП и выражается следующим образом:

• для самолетов 2-й ступени:

SPL(i)_{c} = SPL(i) + [\alpha(i) - \alpha(i)_{0}]LX;

• для самолетов 3 и 4-й ступеней:

SPL(i)_{c} = SPL(i) + [\alpha(i) - \alpha(i)_{0}]LX + \alpha(i)_{0}[LX - LX_{c}] + 20lg[LX/LX_{c}],

где LX — протяженность пути распространения шума сбоку от ВПП в условиях испытаний, причем положение самолета в точке X соответствует:

• времени измерения шума PNLTM на местности — для самолетов 2-й ступени;
• времени излучения шума, измеренного в точке на местности как PNLTM — для самолетов 3 и 4-й ступеней;

LXc — протяженность пути распространения звука в исходных условиях от самолета к точке на местности в момент измерения или излучения шума PNLTM соответственно для самолетов 2 или 3 и 4-й ступеней.

(ii) Ввиду того что уровень шума сбоку от ВПП для самолетов 3 и 4-й ступеней определяется по результатам измерений в симметричных относительно оси ВПП точках на местности, то в дополнение к процедуре, установленной в пункте (b4) (1), производится корректировка результатов измерений на симметричность акустического поля.

(iii) Для реактивных и винтовых самолетов 2-й ступени и реактивных самолетов 3 и 4-й ступеней:

• если симметрично расположенная точка измерения шума находится против точки, где получен наибольший уровень шума на базовой линии измерений, то сертификационный уровень шума представляет собой среднеарифметическое значение уровней шума, измеренных в этих двух точках;
• если при измерении шума сбоку от ВПП симметричная точка не располагается против точки с наибольшим уровнем шума на базовой линии, то принимается, что изменение уровня шума в зависимости от высоты полета самолета является одинаковым по обе стороны от ВПП (то есть имеется постоянная разница между графиками EPNL в зависимости от высоты полета по обе стороны от ВПП); сертификационный уровень шума в этом случае представляет собой максимальное среднее значение между сходственными точками этих графиков.

(iv) Для винтовых самолетов 3 и 4-й ступеней — поскольку измерения шума выполняются одновременно на двух линиях, расположенных с разных сторон от ВПП, в симметричных точках, то сертификационный уровень шума представляет собой максимальное среднее значение уровней шума в сходственных симметричных точках измерения шума.

(b5) Коррективы к поправке на продолжительность. Если измеренные траектории полета и/или путевые скорости в условиях испытаний отличаются от исходных траекторий полета и/или путевых скоростей в исходных условиях, то производится корректировка величины EPNL (рассчитанного по результатам измерений), которая учитывает влияние этих отличий на продолжительность воздействия шума.

(1) Траектория взлета.

(i) Для самолетов 2-й ступени поправка рассчитывается по формуле

\Delta 2 = - 7,51g(KR/KR_{c})

Поправка алгебраически суммируется с EPNL, вычисленным по результатам измерений, параметры KR и KRc представляют собой соответственно измеренное и исходное минимальные расстояния до измеренной и исходной траекторий полета от точки измерения шума K. Знак «минус» показывает, что если измеренная траектория полета проходит на большей высоте, чем исходная, то учет поправки на продолжительность приведет к уменьшению значения EPNL, вычисленного по результатам измерений.

(ii) Для самолетов 3 и 4-й ступеней поправка определяется по формуле

\Delta 2 = - 7,5lg(QK/Q_{c}K) + 10lg(V/V_{c}),

где V и Vc — путевая скорость полета самолета в условиях испытаний и скорректированная.

(2) Траектория захода на посадку. Для траектории захода на посадку, представленной на рис. A6, поправочный член рассчитывается по формулам:

(i) для самолетов 2-й ступени

\Delta 2 = - 7,51g(NT/120)

где NT — измеренное минимальное расстояние от точки измерения шума до измеренной траектории полета, 120 м — минимальное расстояние от точки № до исходной траектории полета;

(ii) для самолетов 3 и 4-й ступеней

\Delta 2 = - 7,5lg(NS/NS_{r}) + 10lg(V/V_{r})

где V и Vr — путевая скорость полета самолета в условиях испытаний и в исходных условиях.

(3) Траектория полета при измерении шума сбоку от ВПП. Для траектории полета при измерении шума сбоку от ВПП поправочный член рассчитывается по формулам:

(i) для самолетов 2-й ступени

\Delta 2 = - 7,51g(LX/LX_{c})

где LX и LXc — расстояния от точки измерения шума L до местоположения самолета на измеренной (X) и исходной (Xc) траекториях полета;

(ii) для самолетов 3 и 4-й ступеней

\Delta 2 = - 7,5lg(LX/LX_{c}) + 10lg(V/V_{c}),

(b6) Дополнительные поправки к EPNL.

(1) Для самолетов 2-й ступени дополнительно учитываются:

(i) поправка на отличие массы самолета в условиях испытаний и в исходных условиях сертификации. Если масса самолета во время сертификационных испытаний по шуму при взлете или при заходе на посадку отличается от соответствующей максимальной взлетной или посадочной массы, в значение EPNL, рассчитанное на основе результатов измерений, вносится поправка. Значение поправки определяется на основе представленных изготовителем данных (утвержденных сертифицирующим органом) в форме таблиц или графиков для исходных атмосферных условий сертификации;

(ii) поправка на угол глиссады. Если угол наклона глиссады, по которой движется самолет во время сертификационных испытаний по шуму при заходе на посадку, отличается от исходного угла наклона глиссады, в значение EPNL, рассчитанное на основе результатов измерений, вносится поправка. Значение поправки определяется на основе представленных изготовителем данных (утвержденных сертифицирующим органом) в форме таблиц или графиков для исходных атмосферных условий сертификации.

(2) Для самолета 3 и 4-й ступеней дополнительно вносится поправка к EPNL, рассчитанному на основе результатов измерений, для учета различий между параметрами, влияющими на измеряемый шум двигателя во время сертификационных летных испытаний, и параметрами, вычисленными для исходных условий сертификации. Поправка определяется на основе представленных изготовителем (утвержденных сертифицирующим органом) данных. Поправка \Delta 3 определяется вычитанием величины EPNL, соответствующей значению параметра режима работы двигателя в условиях летных испытаний, из величины EPNL, соответствующей значению параметра режима работы двигателя для условий сертификации, и алгебраически суммируется с EPNL, определенным на основании результатов измерений.

(c) Интегральный метод корректировки. Интегральный метод корректировки заключается в пересчете на исходные условия сертификации точек временного ряда значений PNLT, соответствующих измеренным точкам, полученным во время испытаний, и в вычислении EPNL непосредственно по новому временному ряду значений PNLT, соответствующего исходным условиям сертификации.

(c1) Вычисление PNLT.

(1) При обработке результатов измерений шума самолета на местности для последовательности моментов времени t1, t2, ... tn, следующих с шагом \Delta t = 0,5\text{с} , получаем:

• последовательность измеренных третьоктавных спектров звукового давления SPLk;
• последовательность координат положений самолета на измеренной траектории полета (QK, NS, LX соответственно для трех точек измерения шума на местности).

(2) На последовательности положений самолета (QK) на измеренной траектории полета определяются те, которым соответствуют измеренные значения уровня шума PNLT, отвечающие условию PNLT <= PNLTM — 10; при этом учитываются путевая скорость полета самолета по измеренной траектории, длина пути распространения звука от самолета до точки измерения шума, скорость распространения звука в условиях испытаний.

(3) Определяются положения самолета на исходной траектории полета, которые соответствуют положениям самолета на измеренной траектории в моменты времени tk, когда излучается шум PNLT(k) <= PNLTM — 10; при этом полагается, что для сходственных положений самолета на измеренной и исходной траекториях полета угол между траекторией и направлением распространения излучаемого звука (\theta_{k}) от самолета до точки измерения шума сохраняется неизменным.

(4) В частном случае измерения шума сбоку от ВПП на распространение звука оказывают влияние не только атмосферное поглощение и ослабление уровня звука с расстоянием, но и такие эффекты, как поглощение звуковой энергии земной поверхностью и отражение звука от земли, степень проявления которых в результатах измерений зависит главным образом от угла визирования самолета в точке измерения шума. Поэтому для точки сбоку от ВПП в качестве параметров, позволяющих перейти от положений самолета на измеренной траектории полета к положениям на исходной траектории, используются угол излучения звука (\theta_{k}) и угол визирования самолета . Если возникают различия между углами визирования самолета в условиях испытаний и в исходных условиях, то возможное влияние этих различий на величину корректировки спектра звукового давления SPLk учитывается с помощью метода, утвержденного сертифицирующим органом.

(5) Основой для приведения измеренных спектров звукового давления к исходным условиям сертификации служат расчетные значения расстояний от самолета до точки измерения шума, полученные для сходственных положений самолета на траекториях полета в условиях испытаний и в исходных условиях сертификации.

(6) Измеренные значения спектральных уровней звукового давления SPL(i,k) приводятся к значениям SPL(i,k)r в исходных условиях с учетом различий между измеренной и исходной длинами путей распространения шума, а также между измеренными и исходными атмосферными условиями с помощью методов, описанных в пункте (b4) настоящего параграфа, и вычисляются соответствующие значения PNLr.

(7) Для каждого приведенного к исходным условиям спектра звукового давления рассчитывается поправка на тональность C(k) с помощью методов, описанных в B36.5 данной Части АП. Эта поправка прибавляется к PNLr(k), чтобы получить PNLTr(k).

(c2) Поправка на продолжительность. Значения PNLTr(k), соответствующие значениям PNLTr в каждом полусекундном интервале, образуют последовательность дискретных значений PNLT в диапазоне PNLT(k) <= PNLTM — 10. Поправка на продолжительность звучания верхних 10 дБ шума самолета на местности определяется с помощью метода, изложенного в B36.9 данной Части АП.

(c3) Поправка на шум источника. Поправка на шум источника определяется по методу, изложенному в пункте (b6) (2) настоящего параграфа.

Приложение B

ОЦЕНКА ШУМА САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ (ПРИМЕНИМОСТЬ — 36.103)

B36.1. Общие положения

Методы, описанные в настоящем Приложении, должны использоваться для выполнения количественной оценки уровня шума, называемого эффективным уровнем воспринимаемого шума (EPNL) согласно 36.103 и 36.803. EPNL представляет собой максимальный уровень воспринимаемого шума (PNLM) с поправками на неравномерность спектра звукового давления (поправка на тональность) и на продолжительность звучания верхних 10 TPNдБ шума. При акустических испытаниях измеряются три основные характеристики звукового давления: уровень, распределение по частотам и изменение во времени. При измерении авиационного шума для каждого полусекундного приращения времени получают мгновенный уровень звукового давления в каждой из 24 третьоктавных полос с центральными частотами в диапазоне 50 — 10000 Гц. Методика расчета PNL использует физические характеристики шума, измеренные как описано в Приложении A к настоящей Части АП, и заключается в следующем:

(a) Рассматривается массив третьоктавных спектров звукового давления, которые измерены с полусекундным интервалом во время пролета самолета над точкой измерения шума на местности. С помощью таблицы ноев уровни звукового давления в 24 третьоктавных полосах частот преобразуются в воспринимаемую шумность. Значения ноев суммируются и затем преобразуются в мгновенные уровни воспринимаемого шума PNL(k).

(b) Для каждого спектра рассчитывается поправка на тональность C(k), которая учитывает субъективную реакцию человека на наличие в спектре звукового давления неравномерностей.

(c) Определяются мгновенные значения уровня воспринимаемого шума с поправкой на тональность и его максимальное значение PNLTM:

PNLT(k) = PNL(k) + C(k)

(d) Поправка на продолжительность воздействия шума D находится путем интегрирования зависимости уровня воспринимаемого шума с поправкой на тональность от времени.

(e) Эффективный уровень воспринимаемого шума EPNL определятся посредством алгебраического суммирования максимального уровня воспринимаемого шума с поправкой на тональность и поправки на продолжительность воздействия шума:

EPNL = PNLTM + D

B36.3. Уровень воспринимаемого шума

Мгновенные уровни воспринимаемого шума PNL(k) рассчитываются по уровням звукового давления SPL(i,k) в третьоктавных полосах частот следующим образом:

Этап 1. Преобразование уровней SPL(i,k) в каждой третьоктавной полосе с центральной частотой от 50 до 10000 Гц в воспринимаемую шумность n(i,k) с помощью табл. B1 или математического описания таблиц ноев, данного в B36.13 настоящего Приложения.

Этап 2. Сложение уровней воспринимаемой шумности n(i,k), полученных на этапе 1, по следующей формуле:

N(k) = n(k) + 0,15[\sum_{i = 0}^{24} n(i,k) - n(k)] = 0,85n(k) + 0,15 \sum_{i = 0}^{24} n(i,k),

где n(k) — наибольшее из 24 значений n(i,k); N(k) — наибольшая воспринимаемая шумность.

Этап 3. Преобразование суммарной воспринимаемой шумности в уровень воспринимаемого шума PNL(k) по следующей формуле:

PNL(k) = 40,0 + 33,22 lg N(k)

Рис. B1. Зависимость уровня воспринимаемого шума от суммарной воспринимаемой шумности

График этой зависимости показан на рис. B₁. Значения воспринимаемой шумности n(i) в зависимости от уровня звукового давления и центральной частоты третьоктавной полосы приведены в табл. B₁.

B36.5. Поправки на неравномерность спектра

При заметной неравномерности спектра шума (например, при наличии дискретных составляющих) должна быть введена поправка C(k), которая определяется следующим образом:

(a) Этап 1. Начиная со скорректированного уровня звукового давления в третьоктавной полосе 80 Гц (3-я полоса), вычислите изменения уровня звукового давления (или «наклоны») в остальных третьоктавных полосах следующим образом:

S(3,k) — нет значения

S(4,k) = SPL(4,k) — SPL(3,k)

S(i,k) = SPL(i,k) — SPL(i-1,k)

S(24,k) = SPL(24,k) — SPL(23,k)

(b) Этап 2. Обводятся кружком значения наклона S(i,k), для которых абсолютная величина изменения наклона больше 5, т.е. для которых

|\Delta S(i,k)| = |S(i,k) - S(i - 1,k)|>5

(c) Этап 3.

(1) Если обведенное значение наклона S(i,k) положительно и алгебраически больше, чем наклон S(i — 1,k), то следует обвести кружком SPL(i,k).

(2) Если обведенное значение наклона S(i,k) равно нулю или отрицательно, а наклон S(i — 1,k) положителен, то следует обвести кружком SPL(i — 1,k).

(3) Во всех остальных случаях никакие уровни звукового давления не отмечаются.

(d) Этап 4. Все обведенные согласно этапу 3 величины SPL(i,k) отбросить и вычислить новые, исправленные уровни звукового давления SPL'(i,k) следующим образом:

(1) Для необведенных уровней звукового давления новые уровни звукового давления положите равными первоначальным, т.е.

SPL'(i,k) = SPL(i,k)

(2) Для обведенных уровней звукового давления в полосах 1 — 23 новый уровень звукового давления положите равным среднему арифметическому предыдущего и последующего уровней звукового давления:

SPL'(i,k) = 1/2 [SPL(i — 1,k) + SPL(i + 1,k)]

(3) Если уровень звукового давления в наивысшей полосе частот (i = 24) обведен кружком, то новый уровень звукового давления в этой полосе положите равным:

SPL'(24,k) = SPL(23,k) + S(23,k)

(e) Этап 5. Пересчитайте новые наклоны S(i,k), включая один дополнительный для условной 25-й полосы, следующим образом:

S'(3,k) = S(4,k)

S'(4,k) = SPL'(4,k) — SPL'(3,k)

S'(i,k) = SPL'(i,k) — SPL'(i — 1,k)

S'(24,k) = SPL'(24,k) — SPL'(23,k)

S'(25,k) = S(24,k)

(f) Этап 6. Для значений i от 3 до 23 вычислите среднее арифметическое трех соседних наклонов следующим образом:

\overline{S'}(i,k) = (l/3){S'(i,k) + S[(i + l),k] + S'(i + 2),k]}

(g) Этап 7. Вычислите окончательные скорректированные уровни звукового давления в третьоктавных полосах SPL«(i,k), начиная с 3-й полосы и кончая 24-й полосой, следующим образом:»

SPL«(3,k) = SPL(3,k)»

SPL"(4,k) = SPL"(3,k) + \overline{S'}(3,k)

SPL"(i,k) = SPL"[(i - l),k] + \overline{S'}[(i - l),k]

SPL"(24,k) = SPL"(23,k) + \overline{S'}(23,k)

(h) Этап 8. Вычислите разности F(i,k) между первоначальными и окончательными уровнями звукового давления следующим образом:

F(i,k) = SPL(i,k) — SPL«(i,k)»

и отметьте только те значения, которые больше 1,5.

(i) Этап 9. Для каждой из 24 третьоктавных полос определите поправки на тональность, используя разности уровней звукового давления F(i,k) и данные табл. B2.

(j) Этап 10. Обозначьте наибольшую из поправок, определенную на этапе 9, как C(k).

Пример расчета на тональность дан в табл. B3.

(k) Уровни воспринимаемого шума с поправкой на тональность PNLT(k) определяются путем прибавления величин C(k) к соответствующим значениям PNL(k):

PNLT(k) = PNL(k) + C(k)

(l) Для любой i-й третьоктавной полосы в любое k-е приращение времени (для которых есть подозрение, что поправка на тональность является результатом какого-то дополнительного фактора или какой-либо неравномерности спектра, помимо самолетного шума) может быть произведен дополнительный анализ с использованием фильтра с шириной полосы более узкой, чем 1/3 октавы. Если узкополосный анализ подтвердит эти предположения, то следует рассчитать новую величину уровня звукового давления SPL«(i,k) и использовать ее для расчета новой поправки на тональность F(i,k) для этой конкретной третьоктавной полосы.»

(m) Тоны в третьоктавных полосах с частотой 800 Гц и менее, являющиеся результатом отражения от поверхности земли, могут быть исключены из расчета поправок на спектральные неравномерности. Для проведения этого исключения псевдотоны должны быть четко идентифицированы как не относящиеся к шуму двигателя. Идентификация может быть выполнена либо сравнением результатов измерений с данными, полученными с помощью микрофона, установленного в плоскости земной поверхности, либо путем изучения характеристик доплеровского смещения тона в процессе изменения пролетного шума во времени. Поскольку псевдотоны связаны с отражением от земной поверхности, микрофон, установленный в плоскости земной поверхности, воспринимает спектр шума, который может отличаться от спектра, получающегося от установленного на высоте 1,2 м микрофона, в области частот, которые могут быть связаны с изменением влияния отражательной способности земли.

Идентификация путем доплеровского смещения, т.е. симметричного изменения частоты по времени, возможна, поскольку изменение доплеровских смещений приводит к увеличению частоты приходящего сигнала и уменьшению частоты удаляющегося сигнала. При частотах выше 800 Гц псевдотоны обычно не приводят к существенным корректировкам тона. Однако для полноты логики каждое значение корректировки тона должно быть включено в расчет неравномерностей спектра. При определении корректировки спектральной неравномерности тоны с частотой менее 800 Гц иногда могут быть проигнорированы, однако уровни звукового давления на этих частотах должны быть включены в расчет ноев, описанный в B36.13 данного Приложения.

(n) Необходимо проверить возможность маскировки тональной составляющей шума в случае, когда частота тона попадает на границу между двумя третьоктавными полосами частот и происходит распределение энергии тона на две соседние полосы частот, вследствие чего расчетная величина C(k) уже не отражает истинную субъективную реакцию человека на наличие тона в спектре излучения самолета.

С этой целью устанавливается центральная частота той третьоктавной полосы, в которой отмечается максимальная величина поправки C(k), для двух предшествующих и двух последующих 0,5 — с временных интервалов, взятых относительно момента времени, которому соответствует значение PNLTM. Если значение поправки на тональность C(k) для PNLTM меньше, чем среднее значение C(k) для пяти последовательных временных интервалов, то рассчитывается новое значение PNLTM на основании среднего значения C(k).

B36.7. Максимальный уровень воспринимаемого шума с поправкой на тональность

(a) Максимальный уровень воспринимаемого шума с поправкой на тональность PNLTM представляет собой максимальное значение полученного в расчете уровня воспринимаемого шума с поправкой на тональность PNLT(k), определенного в соответствии с процедурой, данной в B36.5 настоящего Приложения.

На рис. B2 представлен пример зависимости пролетного шума от времени, где четко указано максимальное значение. Полусекундные интервалы времени \Delta t достаточно малы для получения удовлетворительной зависимости шума от времени.

(b) Если в спектре отсутствуют неравномерности, то применение процедуры, изложенной в B36.5 данного Приложения, излишне, так как PNLT(k) равно PNL(k). В этом случае PNLTM будет равен максимальному значению PNL(k), обозначенному как PNLM.

Рис. B2. Пример зависимости уровня воспринимаемого шума с поправкой на тональность от времени

B36.9. Поправка на продолжительность

Поправка на продолжительность D, определяемая путем интегрирования, вычисляется по следующей формуле:

D = 10lg{(1/T) \int_{t1}^{t2} {}_{()}^{()}antilg[PNLT(10)dt]} - PNLTM,

где T — нормирующая постоянная времени;

PNLTM — максимальное значение PNLT;

t(1) и t(2) — граничные значения периода существенного шума.

(a) Поскольку PLNT рассчитывается по измеренным значениям SPL, то, вообще говоря, не существует готовой формулы зависимости PNLT от времени. Поэтому формула для поправки на продолжительность может быть переписана путем замены знака интегрирования знаком суммирования:

D = 10lg{(l/T) \sum_{k = 0}^{d\Delta t} {}^{/}antilg[PNLT(k)/10]} - PNLTM,

где \Delta t — интервал, равный приращениям времени, при которых вычислены PNLT(k);

d — округленный с точностью до 1,0 с интервал времени, в течение которого PNLT(k) остается в пределах заданного значения h от PNLTM.

(b) Полусекундные интервалы времени для \Delta t достаточно малы, чтобы получить удовлетворительную зависимость уровня воспринимаемого шума от времени. При указанных ограничениях и константах может быть выбран и более короткий временной интервал.

(c) Для расчета D должны использоваться следующие значения констант T, \Delta t и h:

T = 10 с; \Delta t = 0,5\text{с} (или соответствующий интервал между замерами); h = 10 дБ.

При этих значениях констант формула для D принимает вид:

D = 10lg{ \sum_{k = 0}^{2d} antilg[PNLT(k)/10]} - PNLTM - 13,

где d — округленный до 1 с интервал времени, в течение которого величина PNLT(k) остается больше либо равна PNLTM — 10.

(d) Если же пределы PNLTM — 10 оказываются между рассчитанными величинами PNLT(k) (обычно встречающийся случай), то значения PNLT(k), определяющие границы интервала продолжительности, выбираются из величин PNLT(k), ближайших к PNLTM — 10. В тех случаях, когда PNLT(k) имеет несколько максимумов, граничные значения следует выбирать так, чтобы получающаяся продолжительность была наибольшей.

(e) Методика акустических испытаний самолета должна обеспечивать регистрацию зависимости шума от времени для интервала времени, в течение которого величина PNLT(k) становится меньше (PNLTM — 10) TPNдБ.

B36.11. Эффективный уровень воспринимаемого шума

(a) Суммарное субъективное восприятие авиационного шума самолета называется эффективным уровнем воспринимаемого шума EPNL, который равен алгебраической сумме максимального значения воспринимаемого уровня шума с поправкой на тональность PNLTM и поправки на продолжительность D. Таким образом:

EPNL = PNLTM + D,

где PNLTM и вычисляются в соответствии с B36.7 и B36.9 настоящего Приложения.

(b) Если использовать формулу для D из A36.9 настоящего Приложения, то предыдущая формула принимает вид:

EPNL = 10lg{ \sum_{k = 0}^{2d} antilg[PNLT(k)/10]} - 13

(c) Если в процессе летных испытаний имеют место два или более пиковых значений PNLTM, находящихся в пределах (PNLTM — 2) TPNдБ, то для каждого из них, так же как и для PNLTM, должна быть рассчитана величина EPNL. Если в какой-либо момент времени величина EPNL превышает PNLTM, то максимальное значение данного превышения должно быть прибавлено в качестве дополнительной поправки к EPNL, рассчитанному на основании измерений.

B36.13. Математическое описание таблиц ноев

(a) Соотношение между уровнем звукового давления и воспринимаемой шумностью, данное в табл. B₁, иллюстрируется на рис. B₃. Зависимость SPL от lg (n) для данной третьоктавной полосы представляется в виде прямых линий, как показано на рис. B₃.

Основными параметрами математического описания являются:

(1) наклоны прямых линий M(b), M(c), M(d) и M(e);

(2) точки пересечения линий SPL(b) и SPL(c) с осью SPL;

(3) координаты точек излома:

SPL(a) и lg n(a);

SPL(d) и lg n = — 1,0;

SPL(e) и lg n = lg (0,3).

(b) Аналитические зависимости имеют вид:

(1) SPL > SPL(a)

n = antilg {M(c) [SPL — SPL(c)]}

(2) SPL(b) < SPL < SPL(a)

n = antilg {M(b) [SPL — SPL(b)]}

(3) SPL(c) < SPL < SPL(b)

n = antilg {M(e) [SPL — SPL(b)]}

(4) SPL(d) < SPL < SPL(e)

n = 0,1 antilg {M(d)[SPL — SPL(d)]}

(c) В табл. B4 перечисляются константы, используемые для расчета уровня звукового давления в зависимости от воспринимаемой шумности.

Рис. B3. Зависимость воспринимаемой шумности от уровня звукового давления

Таблица B1

Зависимость шумности, нои, от уровня звукового давления