32
режима работы двигателей при характерной конфигурации самолета.
1.3. При использовании эквивалентного метода определения максимального шума уровни шума сбоку от ВПП измерения проводят в процессе выполнения пролетов самолета на одной или более высотах между двумя точками измерения, расположенными симметрично относительно траектории взлета.
1.3.1. Для реактивных самолетов по ГОСТ 17228-78 используют следующие условия испытаний:
микрофоны устанавливаются симметрично по обе стороны траектории полета самолета на расстоянии 450 м или 650 м в зависимости от требований разд. 2 ГОСТ 17228-78;
относительная высота пролета в момент прохождения плоскости установки микрофонов должна составлять 300 м с погрешностью не более ± 50 м;
пролеты выполняют при взлетном режиме работы двигателей, конфигурация и скорость пролета соответствуют п. 1.3.1 настоящего стандарта;
корректировку уровней измеряемого шума производят с учетом исходных условий в соответствии с требованиями, изложенными в основной части настоящего стандарта.
1.3.2. Для тяжелых винтовых самолетов используют те же условия, за исключением того, что с целью учета асимметрии распространения шума воздушных винтов пролеты выполняют на различных относительных высотах.
Диапазон высот при определении шума сбоку от ВПП должен обеспечивать 90%-ный доверительный интервал в 1,5 дБ.
Максимальный уровень шума определяют по кривой изменения шума сбоку от ВПП, построенной по данным об относительной высоте пролета над контрольной точкой.
2. Эквивалентные методы наземных испытаний используют для определения влияния конструктивных изменений силовой установки на акустические характеристики самолета. Оценку ожидаемых уровней шума в контрольных точках при внедрении конструктивных изменений производят на основании результатов наземных испытаний и сопоставления их с результатами испытаний типа по методике, утвержденной сертифицирующим органом.
3. Аналитические методы эквивалентности утверждаются органами, ответственными за сертификацию, и основываются на использовании экспериментальных данных по шуму и летно-технических характеристик самолета и позволяют определить:
значение изменений уровней шума, обусловленных конструктивными изменениями;
зависимость шума от тяги;
методы поправок на изменения скорости и высоты.
ПРИЛОЖЕНИЕ 4
Рекомендуемое
МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ ТАБЛИЦ ВОСПРИНИМАЕМОЙ ШУМНОСТИ (для расчетов на ЭВМ)
Зависимость логарифма воспринимаемой шумности lg n от уровня звукового давления в третьоктавной полосе SPL может быть представлена в виде ломаной линии на чертеже.
Основными параметрами математического описания зависимости логарифма воспринимаемой шумности от уровня звукового давления являются:
наклоны прямых линий М (b), М (с), М (d) и М (е);
точки пересечения этих линий с осью SPL: SPL (b) и SPL (с);
координаты точек излома: SPL (a) и lg n (a); SPL (d) и lg n (d) = -1,0; SPL (е) и lg n (e) = lg 0,3.
Формулы имеют следующий вид:
а) SPL ? SPL (a), n = anti lg [M (c) (SPL - SPL (c))];
б) SPL (b) ? SPL < SPL (a), n = anti lg [M (b) (SPL - SPL (b))];