曝光臺 注意防騙
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外時：
A l= 2210g(H rHn)
式中Hr足飛機在噪盧測盤點正上方時
的高度，HR是飛機在測拭點上方的基準高度．
c)如果飛機螺旋槳葉尖的螺旋方向馬赫數為下
列數值：則不需要對螺旋方向馬赫數的變化作
調整：
1) 0.70或阻下，且試驗的螺旋方向葉尖馬
赫數足在基準的螺旋方向葉尖烏赫數0.007
之內；
2)大干0.70但等于或小于0.80，且試驗的
螺旋方向葉尖馬赫數在基準的螺旋方向葉尖
馬赫數0.007之內：
3)大于0.80，且試驗的螺旋方向葉尖馬
赫數在基準的螺旋方向葉尖馬赫投0..005之
內．對于機械式轉速表，如果螺旋方向葉尖馬
赫數大于0.8,且試驗的螺旋方向葉尖馬赫數
在基準的螺旋方向葉尖馬赫數0.008之內．
在這些極限之外，實測的噪聲級必須對螺
旋方向葉尖馬赫數調整一個增蠡△，：
d 1 - K:log(M UMT) j
此增量必須以代數方式加到實測的噪聲
級上，式中Mr和MR分別是試驗和基準的螺
旋方向葉尖馬赫數．K，值必須從試驗飛機的
經批準的數據確定。在沒有飛行試驗數據
時，發證當局陜定，對于Mr小于MR，可以用
Kz=150逭個值：绱而，對于Mr大干或等于
MR，則不加修正．
注：基準螺旋方『卸葉生l1]蚌數Mn妊對應丁測量點上方
腫軸準條f的那個Mn:
|【N】’+vr
MR= -
式中D是螺旋槳直徑，以米計
VT是在基準條件下飛機的真空速，以每秒米
計
N是在基準條件下螺旋槳轉速，以每分鐘轉
數計
口是基準日在飛機高度上的音速，以每秒米
計．
d)實測的聲級必須對發動機功率作調整，方法是
按代數方式加上一個增盤}△，
‘A)=K】log(PR}Pr)
式中PT和PR分別是試驗和基準發動機
功率，從進氣壓力表或扭矩表和發動機轉速表
獲得．K值必須從試驗飛機的經批準的數據
確定．在沒有‘乜行試驗數據時，由發證當局陜
定，可以用K，=1 7這個值．
6．向發證當局報告數據和結果的有效性
6.1 數據報告
6.1.1 從符合于車附錄第4節所述規格的設備
所狀得的實測和修正的聲壓級必須報告．
6.1.2 用以測量和分析所有聲學的飛機性能和
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瞄6-1 無吸收修正的剝丘范圈
氣象數據的設備型號必須報告．
6.1.3 在每次即將試驗之前，緊接試驗之后或在
試牲期間，在本附錄第2節規定的觀測點實測到
的下列大氣環境數據必須報告：
a)空氣溫度和相對濕度；
b)風速和風【向；
c大氣壓力．
6.1.4 當地的地形，地面覆蓋情況，和可能干擾
錄音的班情，都必須報告．
6.1.5 下列飛機數據必須報告：
a)飛機，發動機（一個或多個）螺旋槳（一個或多
個）的類型，型號和序號；
b)任何會影響飛機噪聲特性的改裝和非標準設
。缶；
c)最大審定起飛質贊；
d)對于每次飛越，用恰當地校準過的儀表所測定
． 的飛越高度上的空速和氣溫；
c)對于每次飛越，用恰當地校準過的儀表測得
的發動機性能如進氣壓力或功率，以每分鐘
轉數計的螺旋槳轉速和其他有關參數}
I)飛機在測量點上方的高度；
g)對于與上述d），e）及0有關的基準條件下的對
應的制造廠的數據．
6.2 結果的有效性
6.2.1 測量點必須被飛越至少6歡．試驗結果必
頹產生一個平均噪聲級(L^一)值和其90%置信界
限，噪聲級是對于所有飛越測量點的有效試驗的修正
后的聲學測量值的算術平均數．
6.2.2 樣率敞不必須足夠大，以確立統計上的90%
置信界限不超過士1.5 dB(A)。在平均處理中不得略去
任何試驗結果，除非發證當局另有規定．
附篇A 作為起飛質量的函數的噪聲級的計算公式
M-最大起飛質量(IO∞公斤)
注：請參見第Ⅱ部分24.1. 2A.2, 3.4.1. 5.4.1．丑8.4.1
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1．第2章2A1節所述條件
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┃ 橫側 ┃ ┃ ┃ ┃
┃ (EPNdB) ┃ 102 ┃91,83+矗 64 Log M ┃ l嘴 ┃
┃ 噪聲組 ┃ ┃ ┃ ┃
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環境保護卷一 第二版 1988(105)
