Doc 9501. Том I - Сертификаты типа (МАК)

Опубликовано отдельными изданиями на русском, английском,испанском и французском языкахМЕЖДУНАРОДНОЙ ОРГАНИЗАЦИЕЙ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ.999 University Street, Montréal, Quebec, Canada H3C 5H7Информация о порядке оформления заказов и полный список агентов попродаже и книготорговых фирм размещены на веб-сайте www.icao.int.Издание первое, 2010.Doc 9501 ИКАО. Техническое руководство по окружающей среде.Том I, Методики сертификации воздушных судов по шумуНомер заказа: 9501-1ISBN 978-92-9231-722-5© ИКАО, 2010Все права защищены. Никакая часть данного издания не можетвоспроизводиться, храниться в системе поиска или передаваться ни вкакой форме и никакими средствами без предварительного письменногоразрешения Международной организации гражданской авиации.

ПОПРАВКИОб издании поправок сообщается в дополнениях к Каталогу изданийИКАО; Каталог и дополнения к нему имеются на веб-сайте ИКАОwww.icao.int. Ниже приводится форма для регистрации поправок.РЕГИСТРАЦИЯ ПОПРАВОК И ИСПРАВЛЕНИЙПОПРАВКИИСПРАВЛЕНИЯ№ Дата Кем внесено № Дата Кем внесено(iii)

ПРЕДИСЛОВИЕМатериал для данного руководства был подготовлен Комитетом ИКАО по охране окружающей средыот воздействия авиации (САЕР) Международной организации гражданской авиации (ИКАО) и утвержден вовремя его 8-го заседания (САЕР/8) в феврале 2010 года. Руководство периодически пересматривается в рамкахРуководящей группы САЕР, чтобы своевременно предоставлять самую последнюю информациюсертифицирующим органам, заявителям, желающим пройти сертификацию по шуму, и другимзаинтересованным сторонам; при этом ставится цель – обеспечить высочайшую степень согласованности.Такие пересмотренные Руководящей группой версии (SGR) будут размещаться на веб-сайте ИКАО(http://www.icao.int/) в разделе "Publications", пока последняя из утвержденных редакций не будет представленана рассмотрение САЕР для официального одобрения и последующей публикации Международнойорганизацией гражданской авиации (ИКАО).Замечания, касающиеся данного руководства, особенно в отношении его применения и полезности,будут с признательностью приняты от всех государств. Эти замечания будут учтены при подготовкепоследующих изданий. Замечания, касающиеся данного руководства, следует направлять по адресу:The Secretary GeneralInternational Civil Aviation Organization999 University StreetMontréal, Quebec H3C 5H7Canada.______________________(v)

ОГЛАВЛЕНИЕСтраницаАкронимы и сокращения .......................................................................................................................(ix)Глава 1. Введение .................................................................................................................................. 1-11.1 Цель ..................................................................................................................................... 1-11.2 Структура документа ......................................................................................................... 1-11.3 Пояснительная информация .............................................................................................. 1-11.4 Эквивалентные методики .................................................................................................. 1-21.5 Технические методики ....................................................................................................... 1-21.6 Перевод единиц .................................................................................................................. 1-31.7 Справочный материал ........................................................................................................ 1-3Глава 2. Общие инструктивные указания ....................................................................................... 2-12.1 Применимость текущих и предыдущих поправок к тому I Приложения 16 ................ 2-12.2 Изменения конструкций типа воздушного судна, относящиесяк "модифицированным вариантам" .................................................................................. 2-22.3 Изменения конструкций типа воздушного судна, при которых"отсутствуют акустические изменения" .......................................................................... 2-32.4 Повторная сертификация ................................................................................................... 2-62.5 Планы демонстрации соответствия по шуму .................................................................. 2-62.6 Отчеты о сертификации по шуму ..................................................................................... 2-8Глава 3. Технические методики, применимые для сертификации по шумунескольких типов воздушных судов .................................................................................................... 3-13.1 Выбор места испытаний .................................................................................................... 3-13.2 Измерение траектории полета ........................................................................................... 3-23.3 Получение полетных данных на борту ............................................................................ 3-203.4 Временная синхронизация измеренных данных ............................................................. 3-223.5 Расчет доверительных интервалов ................................................................................... 3-243.6 Корректировка уровней авиационного шума на воздействие фонового шума ............ 3-383.7 Системы снижения шума .................................................................................................. 3-483.8 Расчет скорости звука ........................................................................................................ 3-503.9 Справочные таблицы, используемые для расчета вручную эффективногоуровня воспринимаемого шума ........................................................................................ 3-51Глава 4. Инструктивные указания в отношении оценки дозвуковых реактивныхсамолетов, винтовых самолетов массой более 8618 кг и вертолетов в соответствии сдобавлением 2 тома I Приложения 16 .................................................................................................. 4-14.1 Пояснительная информация .............................................................................................. 4-1(vii)

(viii)Техническое руководство по окружающей средеСтраница4.2 Информация об эквивалентных методиках ..................................................................... 4-564.3 Информация о технических методиках ............................................................................ 4-95Глава 5. Инструктивные указания в отношении оценки винтовых самолетовмассой не более 8618 кг в соответствии с добавлением 6 тома I Приложения 16 ....................... 5-15.1 Пояснительная информация .............................................................................................. 5-15.2 Информация об эквивалентных методиках ..................................................................... 5-115.3 Информация о технических методиках ............................................................................ 5-18Глава 6. Инструктивные указания в отношении оценки вертолетов массойне более 3175 кг в соответствии с добавлением 4 тома I Приложения 16 ..................................... 6-16.1 Пояснительная информация .............................................................................................. 6-16.2 Информация об эквивалентных методиках ..................................................................... 6-13Глава 7. Инструктивные указания в отношении оценки воздушных судов с поворотнымивинтами в соответствии с дополнением F к тому I Приложения 16 .............................................. 7-17.1 Пояснительная информация .............................................................................................. 7-1Глава 8. Инструктивные указания в отношении "окон" параметров летных испытанийи корректировки данных о шуме для планирования землепользования, полученныхв результате измерений в соответствии с дополнением H тома I Приложения 16 ...................... 8-18.1 Пояснительная информация .............................................................................................. 8-18.2 Информация об эквивалентных методиках ..................................................................... 8-88.3 Информация о технических методиках ............................................................................ 8-8Глава 9. Инструктивные указания в отношении повторной сертификациивоздушных судов ...................................................................................................................................... 9-19.1 Введение ............................................................................................................................. 9-19.2 Критерии оценки ................................................................................................................ 9-19.3 Инструктивные указания в отношении повторной сертификации"модифицированных" самолетов ...................................................................................... 9-6Добавление 1. Справочный материал ............................................................................................... ДОБ 1-1Добавление 2. Библиография .............................................................................................................. ДОБ 2-1Указатель инструктивного материала (ИМ) и приемлемых методов установлениясоответствия (ПМС) ................................................................................................................................ Указатель-(i)______________________

AКРОНИМЫ И СОКРАЩЕНИЯВСУИМИНСКВПКИММСАПМСРЛЭВРЛЭСФАУBPRBVIC/ACAEPCDICIDATDGPSDMUEPNLFARGDIGPSIASICDIODIRIGIRIG BLAASLGBLUPВспомогательная силовая установкаИнструктивный материалИнерциальная навигационная системаКороткие взлет и посадкаКодово-импульсная модуляцияМеждународная стандартная атмосфераПриемлемые методы установления соответствияРуководство по летной эксплуатации винтокрылых летательных аппаратовРуководство по летной эксплуатации самолетаФедеральное авиационное управление (Соединенные Штаты Америки)Степень двухконтурностиВзаимодействие вихрей лопастейГрубый код/код выделения сигналаКомитет по охране окружающей среды от воздействия авиацииИндикатор отклонения курсаДоверительный интервалЦифровая аудиолентаДифференциальная глобальная система определения местоположенияБлок управления даннымиЭффективный уровень воспринимаемого шумаФедеральные авиационные правилаИндикатор отклонения от глиссадыГлобальная система определения местоположенияПриборная скоростьУстройство управления входным потокомПризнак набора данныхМежполигонная группа по измерительным средствамСтандартный последовательный временной код формата B Межполигонной группыпо измерительным средствамСистема функционального дополнения с локальной зоной действияПоследняя хорошая полосаПланирование землепользования(ix)

(x)Техническое руководство по окружающей средеMAPMSLNACNMEANPDOATPLASIPNLPNLTPNLTMRCRHRTCARTCMSARPSSBVSELSFESHPSNRSSPLTASTSPIUTCVASIVNRSWGS-84Давление наддуваСредний уровень моряОтсутствие акустических изменений (неакустические изменения)Национальная ассоциация морской электроникиШум–мощность–расстояниеТемпература наружного воздухаСистема пульсирующей световой индикации глиссады захода на посадкуУровень воспринимаемого шумаУровень воспринимаемого шума с поправкой на тональностьМаксимальный уровень воспринимаемого шума с поправкой на тональностьСкорость набора высотыОтносительная влажностьРадиотехническая авиационная комиссияРадиотехническая комиссия по морскому обслуживаниюСтандарты и Рекомендуемая практикаКлапан перепуска воздухаУровень звукового воздействияЭквивалентность статических и полетных параметровМощность на валуВыбираемая система снижения шумаУровень звукового давленияИстинная скоростьИнформация "время-пространство-местоположение"Всемирное координированное времяВизуальная индикация глиссады захода на посадкуАвтоматическая система снижения шумаВсемирная геодезическая система 1984 года______________________

Глава 1Введение1.1 ЦЕЛЬЦелью настоящего руководства является обеспечение единообразного применения технических методик,содержащихся в томе I "Авиационный шум" Приложения 16 "Охрана окружающей среды", а такжепредоставление сертифицирующим органам и заявителям инструктивных указаний в отношении предполагаемыхцелей и жесткости требований Стандартов, содержащихся в действующем издании упомянутого Приложения, и вотношении конкретных методик, которые считаются приемлемыми при демонстрации соответствия упомянутымСтандартам.В настоящем руководстве содержится инструктивный материал, касающийся требований,содержащихся соответственно в добавлениях 2, 3, 4 и 6 упомянутого Приложения. В указанных добавленияхсодержится описание методов оценки шума для обеспечения соблюдения положений соответствующих главупомянутого Приложения в отношении реактивных самолетов, винтовых тяжелых и легких самолетов ивертолетов.1.2 СТРУКТУРА ДОКУМЕНТАНастоящее руководство в своей основе составлено таким образом, чтобы предоставить в отношенииупомянутых воздушных судов различные типы инструктивного материала, касающегося сертификации пошуму. В главе 2 содержится общая информация, в главе 3 приведены инструктивные указания, относящиеся кнескольким типам воздушных судов, а в последующих главах содержатся инструктивные указания, конкретнопредназначенные для различных типов воздушных судов.Содержащийся в главах 4–8 инструктивный материал в целом по своей форме включает три типаинформации, описание которой содержится в приведенных ниже разделах: пояснительную информацию,эквивалентные методики и технические методики.1.3 ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ИНФОРМАЦИЯПояснительная информация преследует следующую цель:a) разъясняет формулировки Стандартов Приложения по шуму;b) содержит действующую политику нормативных полномочных органов в отношении соблюденияположений Приложения;c) содержит информацию об имеющих критическое значение вопросах, касающихся утвержденияпредложений заявителей относительно методики установления соответствия.1-1

1-2 Техническое руководство по окружающей средеПояснительная информация может быть представлена в виде либо:a) инструктивного материала (ИМ), который разъясняет значение спецификации или техническоготребования; либоb) приемлемых методов установления соответствия (ПMС), в которых указывается метод, но неединственный метод, с помощью которого можно обеспечить соблюдение содержащегося в томе IПриложения 16 требования. В них может содержаться ссылка на эквивалентную методику,изложенную в настоящем руководстве.Номера ИМ и ПМС указывают на номер добавления и раздела тома I Приложения 16, к которым ониотносятся. Например, ИМ ДОБ2 2.2.1 – это инструктивный материал, касающийся раздела 2.2.1 добавления 2тома I Приложения 16.Названия ИМ и ПМС, содержащиеся в квадратных скобках, указывают на общий вопрос данноготекста, а не на конкретные названия разделов Приложения 16, например [выбор места испытаний]. В конценастоящего документа содержится указатель номеров ИМ и ПМС.1.4 ЭКВИВАЛЕНТНЫЕ МЕТОДИКИЭквивалентная методика – это методика испытаний или анализа, которая, хотя и отличается отуказанной в Приложении методики, позволяет по технической оценке сертифицирующего органа эффективновоспроизводить те же уровни шума, как и при использовании установленной методики.Эквивалентные методики подразделяются на две общие категории:a) методики универсального применения;b) методики, применяемые к конкретному типу воздушных судов. Например, ряд эквивалентныхметодик, относящихся к измерительному оборудованию, может применяться ко всем типамвоздушных судов, в то время как определенная методика испытаний может использоваться толькодля реактивных, а не для турбовинтовых самолетов.Запрашиваемые заявителями эквивалентные методики, как правило, применяются для того, чтобы:a) использовать для данного типа воздушного судна полученные ранее данные сертификационныхиспытаний;b) разрешать и поощрять проведение более надежной демонстрации незначительных различий междумодифицированными вариантами воздушных судов;c) минимизировать затраты на демонстрацию соответствия требованиям Приложения за счетсведения к минимуму времени проведения испытаний воздушного судна, использованияаэродрома, а также расходов на оборудование и персонал.1.5 ТЕХНИЧЕСКИЕ МЕТОДИКИТехническая методика – это методика испытаний или анализа, которая подробно не определена вПриложении, но которая утверждена сертифицирующими органами как приемлемая для обеспечениясоответствия общим положениям Приложения.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 1 1-3Если эквивалентная методика или альтернативная техническая методика не утвержденасертифицирующим органом, должны применяться методики, указанные в Приложении. Не следует считать,что используются только методики, изложенные в настоящем руководстве, поскольку по мере появленияновых методик они будут включены в настоящее руководство. Кроме того, наличие этих методик в настоящемруководстве не предполагает каких-либо ограничений их применения или наличия обязательств со сторонысертифицирующих органов в отношении их дальнейшего использования.1.6 ПЕРЕВОД ЕДИНИЦВ контексте приемлемых аппроксимаций показан перевод отдельных некритических числовыхзначений единиц британской системы в единицы СИ.1.7 СПРАВОЧНЫЙ МАТЕРИАЛЕсли не указано иначе, все ссылки в настоящем документе на "Приложение" относятся кПриложению 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (Охрана окружающей среды), том I(Авиационный шум), издание 5-е, поправка 9.Ссылки на разделы настоящего руководства содержат только номер раздела, к которому они относятся.Ссылки на другие документы, помимо Приложения, имеют последовательную нумерацию (например,справочный материал 1, справочный материал 2 и т. д.). Перечень этих документов содержится в добавлении 1к настоящему руководству, а предлагаемая библиография – в добавлении 2.______________________

Глава 2ОБЩИЕ ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ2.1 ПРИМЕНИМОСТЬ ТЕКУЩИХ И ПРЕДЫДУЩИХ ПОПРАВОКК ТОМУ I ПРИЛОЖЕНИЯ 16После опубликования первого издания Приложения 16 было выпущено много поправок и новыхизданий. В каждой поправке и новом издании присутствуют старые главы (например, глава 2), хотя они,возможно, уже не применяются к новым типам воздушных судов. Поскольку каждая новая поправка илииздание следует за предыдущим вариантом документа, положения каждой главы о применимости, в принципе,сохраняются, что обеспечивает их последовательность.В первых разделах глав 2, 3, 4, 5, 6, 8, 10, 11 и 12 Приложения, а также в пунктах о применимости вглаве 1 Приложения определяется применимость каждой главы. Их применимость в отношении новых типовопределяется датой подачи государству разработчика заявки на сертификат типа.Во многих случаях глава и установленные максимальные уровни шума для нового типа такжеприменимы к его модифицированным вариантам (например, положения о применимости главы 3 относятся "ковсем ... самолетам, включая их модифицированные варианты").В некоторых случаях положения о применимости относятся только к модифицированным вариантам(например, п. 8.1.3 главы 8). В этих случаях положения о применимости определяются датой подачи заявки насертификацию изменения в конструкции типа сертифицирующему органу Договаривающегося государства,которое впервые сертифицировало изменение в конструкции типа.Примечание. Положения о применимости в отношении модифицированных вариантов не зависят оттого, каким образом было осуществлено соответствующее изменение или изменения в конструкции типа(например, измененный сертификат типа или дополнительный сертификат типа).Полномочный орган государства разработчика или, в случае модифицированных вариантов,полномочный орган, проводивший первоначальную сертификацию, должны обеспечить соответствиедемонстрации установления соответствия методикам и Рекомендуемой практике, которые изложены впоправке к Приложению 16, которая применяется на дату подачи заявки либо на сертификат типа, либо наутверждение изменения в конструкции типа в соответствии с требованиями пп. 1.10–1.13 главы 1.Примечание. Изменения методик испытаний и методов оценки обычно утверждаются Комитетомпо охране окружающей среды от воздействия авиации (CAEP) на основании того, что в них "отсутствуетужесточение требований".Возникает вопрос относительно статуса этих утвержденных изменений по мере публикации каждойновой поправки к Приложению.a) Для полномочного органа государства разработчика в случае новых типов или для полномочногооргана, проводившего первоначальную сертификацию, в случае модифицированных вариантов2-1

2-2 Техническое руководство по окружающей средеутвержденные сертификационные уровни шума, соответствующие поправке к Приложению иизданию настоящего руководства, которые применялись на время подачи заявки на утверждение,остаются действительными и не должны проходить повторную оценку относительно любыхизменений, внесенных в последующие поправки или издания.b) Многие заявки на сертификат типа или на утверждение изменения в конструкции типа подаютсядругим органам, не относящимся к государству разработчика, или полномочному органу,проводившему первоначальную сертификацию. Зачастую такие заявки подаются через нескольколет после их подачи первому сертифицирующему органу. За этот период могло бытьопубликовано много новых поправок к Приложению и соответствующих пересмотренных изданийнастоящего руководства. В случае заявки на сертификат типа или заявки на утверждениеизменения в конструкции типа применяемые Стандарты определяются в соответствии сположениями главы 1 Приложения.Для органа, которому поданы эти последние заявки, приемлемыми методами установлениясоответствия, техническими методиками и эквивалентными методиками будут методы и методики,изложенные в поправке к Приложению и в том варианте издания настоящего руководства, которые применимына момент подачи заявок данному органу. Положения о применимости каждой главы с течением времени неизменяются. Однако исходная методика и методика испытаний, а также методы оценки, изложенные вдобавлениях, иногда все-таки претерпевают изменения с каждой новой поправкой или изданием. Заявительможет предложить сертифицирующему органу, представив соответствующие обоснования, принять методыустановления соответствия и демонстрационные методики, изложенные в предыдущих поправках кПриложению 16, а также эквивалентные методики, содержащиеся в предыдущих изданиях настоящегоруководства, на основании того, что они эквивалентны применяемым в настоящее время методам и методикам.Примечание. Двусторонние соглашения между Договаривающимися государствами будутспособствовать взаимному признанию другими сертифицирующими органами утверждений,предоставленных сертифицирующими органами государства разработчика.2.2 ИЗМЕНЕНИЯ КОНСТРУКЦИЙ ТИПА ВОЗДУШНОГО СУДНА,ОТНОСЯЩИЕСЯ К "МОДИФИЦИРОВАННЫМ ВАРИАНТАМ"Многие содержащиеся в настоящем руководстве эквивалентные методики относятся кмодифицированным вариантам, когда применяемая методика позволяет получить необходимую информациюдля установления сертификационных уровней шума модифицированных вариантов путем корректировкиуровней шума воздушного судна-источника "опорных полетных данных" (т. е. наиболее подходящеговоздушного судна, уровни шума которого были измерены в ходе утвержденных летных демонстрационныхиспытаний).Физические различия между воздушным судном-источником "опорных полетных данных" имодифицированным вариантом могут проявляться различным образом, например: увеличение взлетной массы,повышение тяги двигателей, изменения в силовой установке или в типах воздушного или несущего винта и т. д.Некоторые из таких различий приведут к изменению расстояния между воздушным судном и контрольнымиточками сертификации по шуму, другие – изменят характеристики источника шума. Поэтому методики,применяемые при определении сертификационных уровней шума модифицированных вариантов, будутзависеть от того изменения, которому подверглось рассматриваемое воздушное судно. Однако при внесениинескольких аналогичных изменений, например установка двигателей различных изготовителей, дляустановления сертификационных уровней шума каждого модифицированного воздушного судна используемыеметодики следует применять идентичным образом.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 2 2-32.3 ИЗМЕНЕНИЯ КОНСТРУКЦИЙ ТИПА ВОЗДУШНОГО СУДНА,ПРИ КОТОРЫХ "ОТСУТСТВУЮТ АКУСТИЧЕСКИЕ ИЗМЕНЕНИЯ"Изменения в конструкции модели воздушного судна/двигателя, а также изменения характеристикпланера/двигателя могут повлечь за собой весьма незначительные изменения сертификационных уровнейавиационного шума, которые не являются акустически значимыми. Такие изменения называются "отсутствиемакустических изменений" (NAC). Для настоящего руководства NAC, которые не приводят к модификациисертификационных уровней шума воздушного судна, определяются как:a) изменения в сертификационных уровнях самолетного шума, утвержденных сертифицирующиморганом, которые не превышают 0,1 дБ в любой точке измерения шума и которые заявителем неотслеживаются;b) совокупные изменения в сертификационных уровнях самолетного шума, утвержденныхсертифицирующим органом, сумма которых превышает 0,1 дБ, но составляет не более 0,3 дБ, влюбой точке измерения шума и в отношении которых заявитель применяет утвержденнуюметодику слежения;c) в отношении вертолетов, сертифицированных в соответствии со Стандартами главы 8Приложения, изменения в любом из сертификационных уровней шума, утвержденныхсертифицирующим органом, которые не превышают 0,3 EPNдБ;d) в отношении вертолетов, сертифицированных в соответствии со Стандартами главы 11Приложения, изменения в сертификационных уровнях шума, утвержденных сертифицирующиморганом, которые не превышают 0,3 дБ (А).Что касается методики слежения, упомянутой в b), сертификация по шуму утверждается на основанииследующих критериев:a) наличие у заявителя на сертификацию базы данных сертификации по шуму и процесса слеженияна основе модели воздушного судна/двигателя;b) при превышении совокупного изменения в сертификационном уровне самолетного шума в 0,3 дБнеобходимо соблюдать требования Приложения. Сертификационные уровни авиационного шумане могут основываться на суммировании шумовых приращений NAC;c) величины снижения уровней шума не следует включать в процесс слежения, если изменениюконструкции типа не будут подвергнуты все находящиеся в эксплуатации воздушные суда и ононе будет предусмотрено в изготовляемых новых воздушных судах;d) изменения конструкции воздушного судна/двигателя, которые приводят к увеличению уровнейшума, следует включать в процесс слежения независимо от степени переоборудованиянаходящихся в эксплуатации воздушных судов;e) отслеживание модели воздушного судна/двигателя должно, помимо изменений конструкциидвигателя, включать планер и изменение характеристик;f) отслеживаемые приращения по шуму следует определять на основе самого чувствительного квоздействию шума условию и применять ко всем конфигурациям модели воздушногосудна/двигателя;g) процесс слежения следует пересматривать для учета отслеженного приращения измененияконструкции, которое более неприменимо;

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 2 2-5Вертолет-источник “опорныхполетных данных”(определяется в ходе испытаний)ОтсутствиеакустическихизмененийНетСоставляет ли прогнозируемоеизменение уровня шума > 0, 3 дБ длялюбого сертификационного уровняшума вертолета-источника?ВариантзаявителяДаТе жесертификационныеуровни шумаПовторная сертификация по шумуПродемонстрироватьаналитическим методом*Продемонстрироватьв ходе испытанийНовыесертификационныеуровни шумаНовыесертификационныеуровни шумаНовые уровни действительныв качестве вертолета-источника“опорных полетных данных” дляпоследующих модификаций* Подлежит утверждению сертифицирующим органом.Рис. 2-1. Критерии "отсутствия акустических изменений"для модификаций вертолетов, сертифицированных по шуму

2-6 Техническое руководство по окружающей средеВ этой связи указанные ниже изменения считаются неакустическими изменениями:a) установка или снятие внешнего оборудования;b) изменения в планере, предназначенные для установки или снятия внешнего оборудования, длякрепления грузов на внешней подвеске, для облегчения использования внешнего оборудованияили грузов на внешней подвеске или для обеспечения безопасной эксплуатации вертолета, накотором установлено внешнее оборудование или который перевозит грузы на внешней подвеске;c) реконфигурация вертолета путем установки или снятия поплавков и лыж;d) полет с одной или несколькими снятыми дверями и/или окнами или в открытой конфигурации;илиe) любые изменения в эксплуатационных ограничениях, которым вертолет подвергается вследствиеустановки или снятия внешнего оборудования, поплавков, лыж или из-за производства полетов соснятыми дверями и/или окнами или в открытой конфигурации.2.4 ПОВТОРНАЯ СЕРТИФИКАЦИЯПовторная сертификация определяется как "сертификация воздушного судна с пересмотром или безпересмотра его сертификационных уровней шума на соответствие иному, чем оно первоначальносертифицировалось, стандарту".В том случае, если воздушное судно, первоначально сертифицированное согласно Стандартам глав 3или 5 Приложения, проходит повторную сертификацию согласно главе 4, документ о повторной сертификациивыдается на том основании, что данные, использовавшиеся для определения соответствия, являются такими жеубедительными, как и данные, полученные по новой конструкции типа. Дата, устанавливаемаясертифицирующим органом с целью определения основания для повторной сертификации, должна быть датойпринятия первой заявки на повторную сертификацию.В главе 8 приведены параметры, на основании которых следует оценивать данные, полученные в связис заявками на повторную сертификацию.2.5 ПЛАНЫ ДЕМОНСТРАЦИИ СООТВЕТСТВИЯ ПО ШУМУДо проведения демонстрационных испытаний для сертификации по шуму заявителю, как правило,необходимо представить полномочному органу план демонстрации соответствия по шуму. Такой плансодержит подробное описание методологии и методик, с помощью которых заявитель предлагаетпродемонстрировать соответствие Стандартам сертификации по шуму, изложенным в Приложении.Утверждение плана и предлагаемого использования любых эквивалентных методик или технических методик,не включенных в Приложение, остается за сертифицирующим органом. Планы демонстрации соответствия пошуму должны включать следующую информацию:a) Введение. Изложение основания для сертификации воздушного судна по шуму, т. е. применимуюпоправку или главу Приложения.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 2 2-7b) Описание воздушного судна. Тип, номер модели и конкретная конфигурация, подлежащиесертификации.Примечание. Сертифицирующий орган, как правило, потребует, чтобы заявительпродемонстрировал и задокументировал соответствие испытываемого воздушного судна и/илидвигателя, в особенности в отношении тех частей, которые могут повлиять на егохарактеристики по шуму.c) Методика сертификации воздушного судна по шуму. Концепции испытаний, эквивалентныеметодики и технические методики.1) Например, для сертификации "семейства" самолетов (вид модифицированных вариантов),согласно главе 3 или 4, часто требуется утверждение эквивалентных методик,предусматривающих измерение и оценку данных статических испытаний двигателя по шуму.Эти методики включают экстраполяцию данных статических испытаний двигателя по шумудля построения графиков зависимости шум–мощность–расстояние (NPD) для пролетногошума, шума сбоку от ВПП и шума при заходе на посадку, которые определяют различиямежду самолетом, использовавшимся для летных испытаний при первоначальнойсертификации по шуму, и модифицированным вариантом.2) Заявители также предложили воспользоваться наличием программы испытаний самолетногодвигателя путем получения данных статических испытаний двигателя по шуму дляпотенциального будущего использования при сертификации по шуму.3) Другой пример более общего характера включает изменение конструкции типа воздушногосудна (например, масса/тяга, изменение конструкции планера или незначительные изменениякомпонентов двигателя или акустическая обработка), когда заявители предлагаютиспользовать аналитические эквивалентные методики для получения приращений по шуму ксертификационным уровням шума воздушного судна или для демонстрации NAC междупервоначально сертифицированным воздушным судном и модифицированным вариантом.d) Планы испытаний. Планы испытаний должны включать:1) Описание испытаний. Методы испытаний, соответствующие необходимым Стандартам поусловиям испытаний и Стандартам по измерению траектории полета, содержащимся вдобавлениях 2, 3, 4 или 6 Приложения, а также применимые исходные методики взлета изахода на посадку, содержащиеся в главах Приложения, относящихся к типусертифицируемого воздушного судна.2) Система измерения. Описание компонентов и методов системы измерения, включая методыкалибровки, которые соответствуют необходимым Стандартам добавлений 2, 3, 4 или 6Приложения, а также предлагаемые системы и методики метеорологических измерений иизмерений местоположения во времени/пространстве.3) Методики оценки данных. Методики оценки шума и корректировки результатов, включаяэквивалентные и технические методики, приведенные в настоящем руководстве, подлежащиеиспользованию в соответствии с положениями добавлений 2, 3, 4 или 6 Приложения,относящимися к типу сертифицируемого воздушного судна.Примечание. Планы испытаний следует либо включать в основной план демонстрации соответствияпо шуму, либо представлять отдельно со ссылкой на них в основном плане.

2-8 Техническое руководство по окружающей среде2.6 ОТЧЕТЫ О СЕРТИФИКАЦИИ ПО ШУМУПо завершении демонстрационного испытания для сертификации по шуму заявитель, как правило,должен представить отчет о сертификации по шуму. В этом отчете содержится подробное описание процесса ирезультатов испытаний в части соблюдения положений Стандартов по шуму Приложения для типасертифицируемого воздушного судна. Отчет о сертификации по шуму должен включать следующуюинформацию:a) Основание для утверждения испытаний. Указать утвержденный план установления соответствиясертификации по шуму для типа и модели сертифицируемого воздушного судна.b) Описание испытаний. Прошедшие испытание фактические конфигурации (воздушное судно,двигатели или компоненты), не соответствующие требованиям элементы (с обоснованием того,что они акустически незначимы или, если они значимы, проблему можно решить с помощьюутвержденного метода), методика испытаний (включая эквивалентные методики и техническиеметодики), проведенные испытания, действительность данных испытаний и использованныеметоды анализа и корректировки данных.c) Результаты испытаний. Представить данные, демонстрирующие соответствие положениямПриложения в части максимальных уровней шума и 90-процентных доверительных пределов длятипа сертифицируемого воздушного судна.d) Справочный материал.______________________

Глава 3ТЕХНИЧЕСКИЕ МЕТОДИКИ, ПРИМЕНИМЫЕДЛЯ СЕРТИФИКАЦИИ ПО ШУМУНЕСКОЛЬКИХ ТИПОВ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ3.1 ВЫБОР МЕСТА ИСПЫТАНИЙДля самолетов, когда применяется методика испытаний с пересечением траектории полета, и длявертолетов место испытаний может не находиться в аэропорту. Подробную информацию о предлагаемыхместах испытаний для сертификации по шуму следует представлять на рассмотрение и утверждениесертифицирующему органу. К некоторым критериям места испытаний, которые могут быть использованы вподдержку выбора места испытаний вне аэропорта, относятся: ровная местность, меньшая интенсивностьвоздушного движения, меньший уровень окружающего шума, лучшие погодные условия (температура,влажность и ветер), более эффективное размещение микрофонов, наличие наземных съемок, более удобныепозиции для отслеживания местоположения воздушного судна и лучшие условия для пилотов с точки зрениявидимости и пилотирования.3.1.1 МестностьПересеченная местность с холмами или оврагами может вызвать отражение звука, что может повлиятьна измеренные уровни звука. Растительность может понизить степень отражаемости звука от поверхностиземли. В большинстве случаев данное явление приведет к снижению уровня звука, однако при определенныхобстоятельствах уровень может быть выше. При испытаниях на ровной твердой поверхности, например сискусственным покрытием, уровень звука, как правило, бывает выше.3.1.2 ТраваДля точек измерения шума, расположенных под траекторией полета, допускаются участки скошеннойпо окружности травы (не превышающей по высоте 8 см (3 дюйма) радиусом 7,5 м (25 фут)). Для точекизмерения, расположенных сбоку от траектории полета, трава может быть скошена по полуокружности(радиусом 7,5 м (25 фут)), обращенной к линии полета.3.1.3 СнегСнег на местности вокруг точек измерения шума может чрезмерно поглощать авиационный шум,отраженный от поверхности земли. Точки измерения шума разрешается устанавливать, если в радиусе 15 м(50 фут) от них снег расчищен. Однако по краям, обращенным к линии полета, не должно быть снежных сугробов.3.1.4 ПашниЗемляные или песчаные поверхности в радиусе 7,5 м (25 фут) от точек измерения шума достаточноутрамбовываются. Вспаханные борозды, наносы ила или мягкие, пылевидные поверхности не допускаются.3-1

3-2 Техническое руководство по окружающей среде3.1.5 ПрепятствияНаличие препятствий вблизи точек измерения шума, таких как здания, стены, деревья, транспортныесредства и испытательный персонал, если они находятся достаточно близко, может быть недопустимо из-заотражения звука, которое будет влиять на измеренные уровни шума.В пределах конического пространства над точкой на земле, находящейся по вертикали нижемикрофона в каждой точке измерения шума, не должно быть каких-либо препятствий, которые могли бысущественно повлиять на звуковое поле, создаваемое воздушным судном. Данный конус определяется осью,перпендикулярной земле, и половинным углом раскрытия 80º (75º для легких винтовых самолетов) от даннойоси, как показано на рис. 3-1.3.2 ИЗМЕРЕНИЕ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТАКритерии измерения высоты и бокового местоположения воздушного судна относительно заданнойлинии пути, изложены в п. 2.3 добавлений 2, 3, 4 и 6 Приложения. Примеры используемых методов включают:a) систему радиолокационного слежения (сопровождения);b) теодолитную триангуляцию;c) масштабное фотографирование;d) основанные на дифференциальной глобальной системе определения местоположения (DGPS)системы слежения, предоставляющие информацию "время-пространство-местоположение".Точка измерения шумаЛиния путиθ = 80° ( реактивные самолеты и вертолеты)θ = 75° ( легкие винтовые самолеты )Рис. 3-1. Конус, в пределах которого отсутствуют препятствия,определяемый от основания измерительного микрофона

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-3В нижеследующих разделах приводится описание практических примеров систем слежения завоздушными судами, в которых применяются один или несколько из этих методов. На воздушных судахустановлены другие системы слежения, такие как ИНС и микроволновые системы, обладающие высокойстепенью точности, которые вследствие этого были утверждены несколькими сертифицирующими органами киспользованию во время сертификации по шуму. Эти методы могут использоваться по отдельности или всочетании друг с другом. Данный перечень не является исчерпывающим и по мере накопления опыта будетвключаться дополнительная информация.3.2.1 Радиолокационные или микроволновые системы слеженияНа рис. 3-2 показан один пример радиолокационной системы слежения за местоположением. Ее работаоснована на принципе импульсного радиолокатора с радиолокационным запросчиком (приемник/передатчик),установленным на воздушном судне, и радиолокационным приемоответчиком (приемник/передатчик),установленным на каждой опорной станции. Время, прошедшее между импульсом от приемника/передатчика иприемом импульса, возвращенного приемоответчиком опорной станции, используется в качестве основы дляопределения дальности каждой опорной станции. Эта информация о дальности вместе с известнымместоположением опорных станций может быть использована для получения координат местоположениявоздушного судна в трех измерениях.ABCD14Место установкиприемоответчикаТраекторияполетаМеста установкимикрофоновK/T23План размещения приемоответчикана акустическомиспытательном полигонеСистема определения местоположенияAPATSс четырьмя опорными станциямиРис. 3-2. Пример радиолокационной/микроволновойсистемы слежения за местоположением

3-4 Техническое руководство по окружающей средеДля сведения к минимуму возможности появления ложных ответных сигналов вследствие воздействиярадиолокатора на отраженные сигналы используется кодово-импульсная система. Во время сертификации пошуму данная система выполняет следующие основные функции:a) непрерывно измеряет расстояние между воздушным судном и четырьмя фиксированными точкамина поверхности земли;b) коррелирует эти значения дальности с временным кодом стандартного последовательноговременного кода формата В Межполигонной группы по измерительным средствам (IRIG B) и синформацией о высоте и выдает эти данные на записывающее устройство с кодово-импульсноймодуляцией (КИМ);c) преобразует информацию о дальности и высоте воздушного судна в координаты местоположенияX, Y и Z в реальном времени;d) использует данные по координатам X, Y, Z и выводит соответствующую информацию накабинный индикатор для ее использования пилотом при пилотировании и определенииместоположения.Точность вычисления координат зависит от траектории полета и размещения приемоответчиков.Ошибки сводятся к минимуму, когда направления при измерении дальности пересекаются, и с этой цельюрекомендуется, чтобы угол пересечения был близок к 90°. Показанное на рис. 3-2 размещение четырех приемоответчиковдает ошибку в определении местоположения в пределах от ±1,0 м до ±2,0 м (±3 фут – ±7 фут).На низких высотах полета воздушного судна могут возникать неточности при использованиимикроволновых систем. Уменьшить такого рода погрешности позволяет использование радиовысотомера.Данные о высоте записываются и синхронизируются с микроволновой системой.3.2.1.1 Бортовое оборудованиеКомпьютер дальномерного блока и радиомаяк приемоответчика подсоединяются к полусферическойантенне, которая устанавливается под фюзеляжем на продольной оси воздушного судна предпочтительно какможно ближе к центру тяжести воздушного судна.3.2.1.2 Наземное оборудованиеВ целях оптимального расположения четыре маяка должны быть размещены по обе стороны от линиипути воздушного судна. Например, вертолет должен отслеживаться под углами от 30° до 150° (идеальным угломявляется 90°). Два маяка могут располагаться на оси точек измерения шума на удалении ±500 м (±1640 фут) отцентрального микрофона, а два других маяка могут быть размещены на линии пути на удалении ±600 м(±1969 фут) от центрального микрофона.3.2.2 Кинетеодолитная системаДанные о местоположении воздушного судна можно получить с помощью обычных кинетеодолитов,однако также можно использовать систему, состоящую из двух упрощенных теодолитов, включающуюустановленный на подвижной платформе фотоаппарат с электрическим приводом, который выдаетинформацию об азимуте и превышении. Эти параметры синхронизируются с кодовыми сигналами времени иидентификационным номером каждой полученной фотографии.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-5Данные каждого 0,1-секундного измерения азимута и превышения передаются в центральныйкомпьютер, который вычисляет местоположение воздушного судна (X, Y и Z) с привязкой ко времени длякаждой траектории.Например, для испытания вертолетов фотостанции должны располагаться сбоку на удаленииприблизительно 300 м (984 фут) от линии пути и на расстоянии 200 м (656 фут) по обе стороны трех точекизмерения шума.Точность такой системы может быть ±1,5 м (±4,9 фут) в X, Y и Z в пределах рабочей зоны.3.2.3 Радиолокационно-теодолитная триангуляцияВ оптоэлектронной системе, показанной схематически на рис. 3-3, для получения азимута ипревышения используется один оптический теодолит, а данные о дальности предоставляются системойрадиолокационного слежения, в которой используется один приемоответчик. Данные из этих двух источниковпередаются на настольный вычислитель с частотой 20 замеров в секунду, на основе которых можно получитькоординаты местоположения в трех измерениях. Эта система также передает на измерительные пунктыинформацию о времени начала и окончания записи на ленту, синхронизируя время работы всех записывающихна магнитную ленту устройств. Точность системы составляет приблизительно ±2,0 м (±6,6 фут), ±1,0 м(±3,3 фут) и ±2,0 м (±6,6 фут), соответственно для расстояния по горизонтали (X), бокового измерения (Y) ивысоты (Z). Погрешности, связанные с использованием визуального индикатора угла наклона глиссады иопределением путевой скорости, составляют ±0,1° и ±0,9 км/ч (±0,5 уз.).ОпределительпорогаИнтерфейсГенератор12 , кВт 240 ВИнтеркомБортовойприемоответчикПередатчик/приемникрадиолокатораКомпьютерДвойнойгибкий дискОптическаяаппаратураслеженияСамописецРис. 3-3.Радиолокационно-оптическая система слежения за местоположением

3-6 Техническое руководство по окружающей среде3.2.4 Масштабное фотографированиеТраектория полета воздушного судна во время демонстрационных испытаний для сертификации пошуму может быть определена с помощью ряда размещенных на земле фотоаппаратов и данных о высоте,предоставляемых с привязкой ко времени бортовым радиовысотомером или барометрическим высотомером.Например, при использовании этого метода для вертолета вдоль заданной линии путиустанавливаются три фотоаппарата таким образом, что один из них размещается около центральногомикрофона, а два других – рядом с каждой из точек уменьшения уровня шума на 10 дБ, обычно 500 м(1640 фут) по обе стороны этого микрофона, в зависимости от используемой схемы полета. Фотоаппаратыустанавливаются вертикально и калибруются таким образом, чтобы изображения, получаемые при пролетевертолета над ними, имели размер, позволяющий использовать их для определения высоты полета воздушногосудна. Важно, чтобы время срабатывания каждого фотоаппарата было синхронизировано с бортовой системойсбора данных, с тем чтобы высота воздушного судна при его пролете над каждым фотоаппаратом могла бытьсоотнесена с высотой, полученной с помощью фотографий. Траектория полета воздушного судна как функциярасстояния может быть получена в результате привязки бортовых данных к данным о высоте, полученным спомощью фотоаппаратов.Исходный размер воздушного судна должен быть как можно большим, чтобы на фотографииполучилось максимально большое изображение, но к его выбору следует подходить осторожно, чтобыизбежать ошибок в определении местоположения воздушного судна. В отношении вертолета, если неучитывать ракурс изображения, вследствие наличия конусности несущего винта (изгиб лопастей), наклонавтулки несущего винта или положения фюзеляжа по тангажу, это может привести к погрешностям в измерениивысоты и/или бокового и продольного местоположения.Разместив устройства, которые позволяют установить над каждой камерой линии под прямым углом кзаданной линии пути на достаточной высоте над фотоаппаратом, с тем чтобы обеспечить четкоефотографическое изображение как этой линии, так и воздушного судна, заявитель может получить данные обоковом смещении воздушного судна, когда оно пролетает над каждым из фотоаппаратов. Это можно сделать,если к линии прикрепить специальные метки, показывающие угловые расстояния от вертикали с интервалом 5°по обе стороны от вертикали. Например, для вертолетов этот метод можно использовать для подтверждениятого, что вертолет летит по глиссаде с углом наклона 6° ± 0,5° в пределах отклонения 10° от вертикали надцентральным микрофоном, как это требуется в пп. 8.7.8 и 8.7.10 главы 8 Приложения.Более того, используя синхронизированное время пролета вертолета над тремя точками размещенияфотоаппаратов, можно определить значение путевой скорости для дальнейшего использования при внесениипоправок на продолжительность.Общая точность такой системы составляет ±1,0 % по высоте и ±1,3 % для продольного и боковогосмещения. Средние углы траектории захода на посадку/набора высоты и средние значения путевой скоростимогут быть определены с точностью, соответственно, в пределах ±0,25° и ±0,7 %.3.2.5.1 Общие положения3.2.5 Основанные на DGPS системы слежения для полученияинформации "время-пространство-местоположение" (TSPI)Использование обычных бортовых приемников глобальной системы определения местоположения(GPS) для получения TSPI не считается достаточно точным для сертификационных испытаний по шуму.Однако можно добиться значительного повышения точности путем использования данных от второго

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-7размещенного в определенном месте, стационарного приемника GPS. Такая конфигурация называетсядифференциальной системой GPS (DGPS).Сертифицирующие органы могут утвердить использование систем DGPS, исходя из конкретныххарактеристик оборудования, соответствующего программного обеспечения, установки и эксплуатационнойспецифики, предлагаемых заявителем. В настоящем разделе кратко излагаются рекомендуемые требования вотношении систем DGPS, предлагаемых к использованию во время сертификационных испытаний по шуму.Как правило, оборудование этих систем состоит из следующих компонентов: приемники и антенныGPS на земле и на борту воздушного судна, передатчик и антенна линии передачи данных на земле исоответствующие приемник и антенна на борту воздушного судна, портативный компьютер на бортувоздушного судна, аккумуляторы и источники питания для электронной аппаратуры (см. рис. 3-4).Программное обеспечение в портативном компьютере на борту воздушного судна предоставляет пользователюфункцию управления/индикации и осуществляет регистрацию данных. Как правило, персональный компьютертребуется для инициирования приемника GPS на земле, но для постоянной работы в нем нет необходимости.Помимо генерирования исходных полетных данных для последующей обработки, системы некоторыхзаявителей предоставляют пилоту информацию для пилотирования воздушного судна. Измеренноеместоположение воздушного судна сравнивается с заданной исходной траекторией полета, а управляющиекоманды посылаются на индикатор отклонения от курса/индикатор отклонения от глиссады (CDI/GDI),специально установленные для использования с системой DGPS.CDI/GDIПерсональныйкомпьютерПриемникGPSПринемниклиниипередачи данныхВОЗДУШНОЕ СУДНОПрограммноеобеспечениезаявителяДифференциальнаякоррекцияПерсональныйкомпьютерПриемникGPSПередатчиклиниипередачи данныхЗ Е М Л ЯРис. 3-4.Базовая архитектура системы DGPS TSPI

3-8 Техническое руководство по окружающей средеОтклонения от указанной на рис. 3-4 базовой архитектуры допускаются. Например, можно исключитьэлементы линии передачи данных и собирать, и хранить данные от обоих приемников GPS во время полета, ивпоследствии обрабатывать эти данные на одном компьютере после завершения полета. Однако без линийпередачи данных данные DGPS нельзя использовать для управления воздушным судном, а оператор на бортувоздушного судна не сможет оценить "быстрым взглядом" информацию, касающуюся качества решения DGPS.Другим возможным отклонением от показанной на рис. 3-4 базовой архитектуры является использованиедвусторонней линии передачи данных. Обычно на земле и на борту воздушного судна будут использоватьсяидентичные приемопередатчики. Это позволяет осуществлять наземное слежение за воздушным судном вовремя испытаний.3.2.5.2 Вопросы, касающиеся конструкции системыВ настоящем разделе рассматриваются вопросы, касающиеся конструкции системы DGPS, в том числеконфигурация, аэропортовые съемки, выходные данные приемника DGPS и источники погрешностей всистемах DGPS.3.2.5.2.1 Системы координат и навигация по точкам путиРодной координатной системой GPS (т. е. системой, в которой производятся вычисления) являетсяВсемирная геодезическая система 1984 года (WGS-84). Большинство приемников GPS выдают информацию оместоположении (широта, долгота и высота) в различных системах геодезических координат путемпреобразования данных WGS-84 о местоположении.При испытаниях для сертификации воздушных судов по шуму, как правило, используется системапрямоугольных координат, определение которой основывается на наборе микрофонов или осевой линии ВППаэропорта. Как правило, ось "х" системы устанавливается из двух точек на земле, которые номинальносовмещаются с осевой линией ВПП; ось "y" ортогональна оси "х" и также горизонтальна, а ось "z" – вертикальна.Некоторые приемники GPS могут выдавать данные в системе прямоугольных координат на основе точек пути.Это определяемые пользователем опорные точки, предназначенные для облегчения навигации по маршруту или вместном районе. Если приемник обеспечивает навигацию по точкам пути, в этом случае две такие точки,определяемые широтой, долготой и высотой, могут быть введены в приемник 1 . Приемник затем дастместоположение воздушного судна относительно системы координат, имплицитно определенной этими точками(т. е. расстояние от линии, соединяющей эти две точки, и расстояние до одной точки).Если навигация по точкам пути будет использоваться для испытаний с целью измерения шума, то вэтом случае для точности результатов TSPI (см. п. 3.2.5.2.2) критическое значение имеет первоначальноепроведение съемки для определения местоположения этих двух точек пути. Если навигация по точкам пути необеспечивается или не используется, в этом случае геодезическое решение определения местоположения (т. е.широта, долгота и высота) должно быть преобразовано в местную систему координат путем последующейобработки заявителем до обработки данных о шуме.3.2.5.2.2 Съемка места испытанийДля успешного выполнения программы измерений критическое значение имеет тщательнаягеодезическая съемка аэропорта и близлежащих районов, в которых будут проводиться испытания дляизмерения шума. При геодезической съемке предпринимаются следующие действия:1. Для испытаний в целях сертификации по шуму рекомендуется, чтобы приемник GPS считывал точки пути с печатаемого файладанных. В противном случае точки пути можно ввести в приемник и затем записать на файл данных.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-9a) Выбирается первоначальный опорный пункт, включая числовые значения его широты, долготы ивысоты, и его координаты хранятся в постоянном файле в целях ведения учета. Как правило,первоначальным опорным пунктом будет геодезический знак в аэропорту, на который штампелируютсяширота и долгота. Зачастую геодезический знак уже получен в результате съемки третьего порядка, и вэтом случае геодезические погрешности местоположения порядка сотен метров далеко не редкость.Однако такие погрешности фактически не влияют на измерение местоположений относительно даннойточки или другой точки, от нее полученной. Геодезическому знаку может быть присвоенаопубликованная, исходная абсолютная высота аэропорта. Хотя, как правило, эта абсолютная высотаприменима к основанию вышки, разница в абсолютной высоте между геодезическим знаком и вышкой неухудшит точности дифференциальных измерений относительно опорного пункта. У многих приемниковGPS имеется режим "съемки", с помощью которого они усредняют измерения местоположения в течениевыбранного пользователем периода времени (например, 24 ч) для выдачи оценки местоположения,полученного с помощью съемки. Типичные результирующие абсолютные значения точности составляют0,9–3 м (3–10 фут), которые вполне адекватны при условии, что данные измерений основанной на DGPSсистемы TSPI не будут соотноситься с данными измерений от другой системы 2 .b) Основанная на DGPS система TSPI с антенной наземной станции, установленной впервоначальном опорном пункте, используется для измерения координат пункта, в котором будетустановлена антенна наземной станции для остальной серии испытаний. Широта, долгота иабсолютная высота этого второго пункта хранятся в постоянном файле для целей ведения учета.Антенна наземной станции может быть установлена, если это целесообразно, в первоначальномопорном пункте на весь период проведения серии испытаний.c) Если для программы измерений будет использоваться навигация по точкам пути, основанная наDGPS система TSPI с наземной станции, размещенной во втором (т. е. нормальном) пункте,используется для измерения широты, долготы и абсолютной высоты ОТ и ДО точек пути, которыебудут использоваться для установления системы координат программы испытаний. Дляпредотвращения погрешностей следует произвести по крайней мере три измерения. Полученныеместоположения следует хранить в постоянном файле для целей ведения учета.d) Основанная на DGPS система TSPI с наземной станцией, размещенной в ее нормальном пункте,используется для измерения мест установки микрофонов. Измеренные места установки хранятся впостоянном файле для целей ведения учета. Если для программы измерений будет использоватьсянавигация по точкам пути, в этом случае места установки микрофонов следует зафиксировать вкоординатах испытаний; иначе следует использовать широту, долготу и абсолютную высоту.e) Если для съемки мест расположения микрофонов невозможно использовать основанную на DGPSсистему TSPI, в этом случае следует произвести прямые измерения по крайней мере трех общихточек, с тем чтобы можно быть определить взаимосвязь между этими двумя съемками. Например,если съемка микрофонов производится с использованием классических методов, в этом случаебудет достаточно осуществить с помощью основанной на DGPS системы TSPI съемку двух2. До начала применения в 1990-х годах спутниковых технологий съемки местности производились с использованием оптическоготеодолита (для измерения углов) и мерной цепи (для измерения линейного расстояния). Производилась съемка сетей сцепленныхтреугольников с измерением данных в каждой вершине. Точность такой съемки классифицировалась величиной, на которую суммавнутренних углов треугольника отклонялась от 180º (после учета кривизны Земли). Наиболее точной была съемка первого порядка;вершины, как правило, отстояли друг от друга на 16–64 км (10–40 миль), а угловая погрешность составляла 1 дуговую секунду илименьше. Кроме того, при съемке первого порядка широта/долгота одной точки измерялась астрономическими средствами (точностьсоставляла приблизительно 15 м (50 фут)). При съемке второго порядка вершины отстояли на 8–16 км (5–10 миль) и максимальнаяугловая погрешность составляла 5 дуговых минут. При съемке третьего порядка вершины отстояли на 1,6–3,2 км (1–2 мили), а угловаяпогрешность не превышала 15 дуговых минут.

3-10 Техническое руководство по окружающей средемикрофонов на концах линии микрофонов и еще одного микрофона, находящегося намаксимально возможном удалении от первых двух микрофонов. Результаты съемок должнысогласовываться в пределах 30 см (1 фут) в каждой общей точке. Если они отличаются более чемна 30 см (1 фут), а разницу можно выразить в плане смещения или вращения, в этом случае можноскорректировать результаты одной съемки для их согласования с результатами другой съемки.Такие корректировки должны быть утверждены сертифицирующим органом до начала испытаний.Вышеуказанные испытания следует производить, как минимум, до и после каждой программыизмерений. Анализ данных после испытаний должен включать сравнение результатов этих двух съемок.3.2.5.2.3 Выходные данные приемникаВ данном разделе рассматриваются представляющие интерес сообщения 3 (выходные данные)приемника GPS. Как правило, все данные выдаются через серийные порты RS-232 (приемлемые приемникиGPS обычно имеют несколько портов RS-232).Представляют интерес три вида выходных данных приемника GPS:a) данные, хранящиеся во время летных испытаний для использования в ходе обработки данных ошуме после испытаний, полученные либо из бортового приемника при использовании линиипередачи данных в реальном времени, либо от обоих приемников, если линия передачи данных вреальном времени не используется;b) выходные данные дифференциальной коррекции от приемника наземной станции, передаваемыена борт воздушного судна по линии передачи данных в реальном времени и вводимые в бортовойприемник. Эти данные не хранятся, но оказывают непосредственное влияние на точностьхранимых данных, упомянутых в а);c) данные, полученные от приемника GPS наземной станции во время верификационных испытаниймноголучевости до начала летных испытаний.3.2.5.2.3.1 Данные, хранимые во время испытаний уровней авиационного шума при использовании линиипередачи данных в реальном времениПриемники GPS предоставляют данные TSPI в различных форматах в соответствии как с отраслевымистандартами, так и специализированными фирменными спецификациями. В Соединенных Штатах АмерикиНациональная ассоциация морской электроники (NMEA) выпустила стандарты (справочные материалы 8 и 9),которые призваны облегчить связь пользователей с приемниками GPS и другими навигационными средствами.Некоторые изготовители GPS приняли стандарты NMEA, другие применяют собственные специализированныеформаты, а некоторые используют оба формата. Изготовители, которые обеспечивают выходные данныеNMEA, как правило, реализуют только ряд из полного набора сообщений, предусмотренных в стандартах, анекоторые придерживаются более старой версии 1.5 (справочный материал 8), а не версии 2.0 (справочныйматериал 9), на которой основан данный инструктивный материал.Изготовители приемников GPS используют различные параметры для обозначения качества илистатуса данных TSPI. Основанные на DGPS системы TSPI, которые рассматриваются для сертификационных3. Организации по стандартизации и изготовители используют различную терминологию для заранее определенных групп параметровданных, получаемых из выходных портов приемника. Например, в Соединенных Штатах Америки Национальная ассоциация морскойэлектроники (NMEA) использует термин "предложения", Радиотехническая комиссия по морскому обслуживанию (RTCM) используеттермин "сообщения", компания "Novatel Communications" использует термин "лог", а компания "Trimble Navigation Ltd." используеттермин "циклические распечатки".

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-11испытаний по шуму с использованием линии передачи данных в реальном времени, должны сохранять данныеот бортового приемника GPS в родном, необработанном формате этого приемника в постоянных файлах дляцелей ведения учета. Хранимые данные должны включать время (например, UTC или время GPS с локальнымсдвигом или без него), абсолютную высоту воздушного судна, долготу и широту или, что эквивалентно,местоположение воздушного судна относительно заранее определенной точки пути вместе с индикациейстатуса или флажка сигнализации, указывающей на надежность решения DGPS.Обычно заявитель будет использовать программное обеспечение для последующей обработки, котороебудет считывать необработанные данные, разбирать и форматировать эти данные, производить любыенеобходимые преобразования и генерировать файл, который будет использоваться для обработки данных ошуме. Хранение необработанных данных позволяет сертифицирующему органу верифицироватьдействительность результатов последующей обработки.3.2.5.2.3.2 Данные, хранимые во время испытаний уровней авиационного шума, когда линия передачиданных в реальном времени не используетсяОснованные на DGPS системы TSPI, рассматриваемые для сертификационных испытаний по шуму,которые не используют линию передачи данных в реальном времени, должны сохранять данные как отназемного, так и от бортового приемников GPS в необработанном формате (т. е. родном формате приемника) впостоянных файлах для целей ведения учета. Следует использовать специальные собственные форматыизготовителей, поскольку стандартные сообщения NMEA данное применение не обеспечивают. Дляпоследующей обработки хранимые данные должны включать время (например, UTC или время GPS) слокальным сдвигом или без него, спутниковые эфемериды (см. п. 3.2.5.2.6.4, в котором рассматриваютсяпараметры спутниковых эфемерид/времени), псевдодальности 4 , отношения сигнал – шум 5 и фазу несущей 6 .Заявители, использующие двухчастотные (L1/L2) приемники, обычно будут также сохранять данные фазынесущей L2 7 . Как правило, последующая обработка наземных и бортовых данных GPS будет производиться сиспользованием программного обеспечения, предоставляемого изготовителем. Если это не так, то любоеразработанное заявителем программное обеспечение должно быть утверждено сертифицирующим органом.3.2.5.2.3.3 Сообщения DGPS в реальном времениИзготовители приемников GPS реализуют сообщения как по отраслевым, так и поспециализированным стандартам, для использования в линиях передачи данных DGPS в реальном времени.Специальный Комитет 104 (SC-104) Радиотехнической комиссии по морскому обслуживанию (RTCM) издалстандарт (справочный материал 11), который соблюдается большинством изготовителей. Изготовители обычноприменяют только определенный ряд сообщений RTCM/SC-104, а некоторые из них придерживаются болеестарой версии 2.0 справочного материала 11, а не версии 2.1, на основе которой был разработан данный4. Псевдодальность – это измеренное приемником расстояние до спутника, получаемое на основании грубого кода/кода выделениясигнала (C/A). Она включает погрешность отклонения приемника по времени и может количественно выражаться в единицах времениили расстояния.5. Отношение сигнал – шум (также называемое отношением несущая – шум) вычисляется схемами системы слежения приемника иявляется мерой силы полученного сигнала. Оно обычно выражается количественно в дБ-Гц и имеет диапазон приблизительно 33–50.6. Фаза несущей – это количество циклов несущей (в 1575,42 МГц), которое аккумулировалось с момента начала регистрации данногопараметра. Она может количественно выражаться в радианах, градусах, циклах или футах (для перевода в циклы разделить на длинуволны 0,6247 фут).7. Высокоточная система DGPS использует несущую сигнала (L2 = 1575,42 МГц), а не код (L1 = 1,023 МГц), который модулируетнесущую, в качестве основного наблюдаемого измерения. Для этих методик необходимо, чтобы во время испытания между наземнойстанцией и воздушным судном было определено число полных циклов несущей, т. е. с длиной волны 8 дюймов. После установленияотсчета циклов расстояние "наземная станция – воздушное судно" отслеживается до долей длины волны при условии, что системы(схемы) отслеживания несущей приемника обеспечивают фазовую синхронизацию.

3-12 Техническое руководство по окружающей средеинструктивный материал. Некоторые изготовители также реализовали специализированные сообщения DGPS,которые зачастую весьма схожи с сообщениями RTCM/SC-104.Желательно, чтобы заявители, использующие линии передачи данных DGPS в реальном времени,применяли для этой цели сообщения RTCM/SC-104. Следует выбирать и передавать с частотой 0,5 Гц иливыше сообщения тип-1 или тип-9, каждое из которых содержит фактические коррекции DGPS. Можноиспользовать другие типы сообщения (например, местоположение наземной станции тип-3 и состояниеспутника тип-5), однако их следует передавать с частотой один раз в минуту или реже. Рекомендуемоетребование в отношении хранения данных коррекции DGPS в реальном времени отсутствует. Однако статусданных или сигнальный флажок качества (см. п. 3.2.5.2.3.1) должны обеспечить индикацию, что данныекоррекции должным образом получены и обработаны на борту воздушного судна.3.2.5.2.3.4 Сообщения для испытаний многолучевостиРазработанные заявителем системы, использующие основанную на кодах обработку DGPS, должнысобирать и сохранять данные специальных испытаний многолучевости, которые следует проводить доиспытаний по авиационному шуму (см. п.3.2.5.2.5). Данные, собранные во время испытаний многолучевости,должны включать индивидуальные спутниковые псевдодальности и отношения сигнал – шум. Эти параметрыпредоставляются только собственными, специализированными сообщениями изготовителей приемников.Проводить специальные испытания для систем, использующих основанную на несущей обработку DGPS,заявителям нет необходимости.3.2.5.2.4 Точность системы и источники погрешностей DGPSЕсли рассматривается только дивергенция (сферическое распространение) шума, а механизмыатмосферного поглощения в расчет не принимаются, в этом случае изменение в 0,1 дБ в уровне шумасоответствует изменению приблизительно 1,1 % от расстояния между источником авиационного шума иизмерительным микрофоном. Таким образом, при абсолютной высоте воздушного судна 122 м (400 фут) –приблизительная минимальная абсолютная высота во время сертификационных испытаний по шуму – можноожидать, что погрешность местоположения, составляющая 1,3 м (4,3 фут), по вектору линии видимости,соединяющего микрофон и воздушное судно, внесет погрешность 0,1 дБ в обработанные данные о шуме.Можно ожидать, что погрешность местоположения, составляющая 3,0 м (9,8 фут) вдоль вектора линиивидимости, внесет в обработанные данные о шуме погрешность в 0,23 дБ.Для большинства систем DGPS главными источниками погрешностей в уменьшающемся порядкестепени значимости являются: многолучевость, запаздывание коррекции и тропосферная задержка. Когда этиисточники ошибок надлежащим образом контролируются, системы DGPS могут обеспечить точность отнескольких сантиметров до приблизительно 4,6 м (15,1 фут) для воздушного судна в низкодинамическихрежимах полета. Даже худшее из этих значений точности превышает точность других обычных систем TSPI,используемых для испытаний по авиационному шуму, включая микроволновые системы и масштабноефотографирование. Наилучшие значения точности превышают значения точности лазерного следящегоустройства.Системы DGPS, которые могут рассматриваться заявителями в целях сертификации по шуму, должныбыть способны обеспечить точность от нескольких сантиметров до 1,5 м. Наивысшая точность достигается сиспользованием основанных на несущей методик и последующей обработки данных, полученных как отбортового, так и от наземного компьютеров. Основанные на кодах решения, которые используют сглаживаниепо несущей (например, Novatel RT-20), обеспечивают точность от 0,9 до 1,5 м (3,0 до 4,9 фут) при условии, чтоисточники погрешности, рассматриваемые в данном разделе, должным образом контролируются. Вследствиеэтого ожидается, что системы DGPS, используемые для сертификационных испытаний по шуму, будут вноситьв данные о шуме погрешность менее 0,2 дБ в худшем сценарии (т. е. измерение для сертификации по шуму призаходе на посадку). При измерениях для сертификации пролетного шума и шума сбоку от ВПП типичныепогрешности будут составлять менее 0,1 дБ.

3-14 Техническое руководство по окружающей средеПомимо этого, для обеспечения того чтобы значительные необнаруженные погрешностимноголучевости не искажали данные TSPI, полученные во время испытаний по авиационному шуму, до началалетных испытаний установку наземной станции заявителя следует проверить на предмет надлежащиххарактеристик в условиях многолучевости. Это можно сделать путем сбора данных приемника GPS за тот жепериод времени, в течение которого система будет использоваться для испытаний по шуму, с дополнительнымчасовым буферным периодом времени до и после указанного периода. Эти данные затем изучаются покаждому спутнику, а не на основе навигационного решения, на предмет характерных признаковмноголучевости. Такое изучение должно включать, по крайней мере, псевдодальности и отношения сигнал –шум. В справочном материале 1 (начиная со с. 560) приводится порядок изучения данных GPS на предметмноголучевости.Если обнаруживается, что в течение нескольких периодов времени выявляются значительныепогрешности (т. е. несколько фут) многолучевости следует выбрать и проверить новое местоположение дляантенны наземной станции. Если имеют место только один или два изолированных кратковременныхинцидента многолучевости, местоположение антенны можно не менять, однако испытания воздушных судов вэти периоды проводить не следует.Примечание. Геометрия спутника-пользователя повторяется с цикличностью приблизительно 23 ч56 мин. Таким образом, если в определенный день в наземной станции наблюдается инцидент многолучевости,можно ожидать, что аналогичный инцидент произойдет на следующий день на 4 мин раньше.Эти процедуры аналогичны процедурам, применяемым Береговой охраной Соединенных ШтатовАмерики при проверке морской установки станций DGPS (справочные материалы 11 и 20) 8 . Установивконфигурацию/место расположения антенны наземной станции, которые отвечают критерию условиймноголучевости, антенну наземной станции нельзя перемещать без повторного испытания на многолучевость.Приемник GPS наземной станции и любой компьютер, используемый с этим приемником, можно снимать изаново устанавливать без повторного испытания на многолучевость. Данные верификационных испытаний намноголучевость следует сохранять в постоянном архиве данных серии испытаний и предоставлять дляпроверки сертифицирующему органу.3.2.5.2.5.3 Наземная станция с основанной на несущей системойДля уменьшения воздействия условий многолучевости на характеристики основанной на DGPS TSPIустановка наземной станции заявителя должна отвечать следующим рекомендуемым техническим требованиям:a) в наземной станции должна использоваться ограничивающая многолучевость антенна, например скольцевым компенсатором или поглощающим горизонтальным элементом;b) антенна наземной станции должна быть установлена на шесте или вышке с беспрепятственнымобзором неба. Антенну наземной станции рекомендуется устанавливать на высоте не менее 3 м(9,8 фут) над поверхностью земли.8. В наземных станциях DGPS Береговой охраны используются две пары приемник/антенна GPS. "Дополнительная" параприемник/антенна (называемая монитором целостности) обеспечивает непрерывную проверку в реальном времени действительностидифференциальных коррекций, генерируемых "основной" парой приемник/антенна (называемой опорной станцией). В архитектурахназемных станций DGPS, исследуемых для программ LAAS ФАУ, используется от двух до четырех пар приемник/антенна дляверификации коррекций, посылаемых на борт воздушного судна. В отношении основанных на DGPS систем TSPI, используемых всертификационных испытаниях по шуму, рекомендуемые требования к избыточности оборудования наземных станций отсутствуют.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-15Для сбора данных с целью оценки погрешностей многолучевости при использовании основанной нанесущей обработке рекомендуемые требования отсутствуют.3.2.5.2.5.4 Установка на борту воздушного суднаОжидается, что изготовители воздушных судов для каждой модели воздушного судна выберут такоеместоположение, которое сведет к минимуму воздействие многолучевости. В этом отношении рекомендуемыетехнические требования не разработаны. Установлено, что для большинства небольших воздушных судов(например, 10 кресел или меньше) лучше всего устанавливать антенну сверху на фюзеляже, сразу за лобовымстеклом. Изготовители более крупных воздушных судов предпочитают места установки сверху на фюзеляже,но более выдвинутые вперед, хотя некоторые изготовители монтируют антенны GPS на хвостовойконструкции. Выбор местоположения антенны GPS на вертолете может быть сопряжен с большимитрудностями, поскольку главный несущий винт на какое-то мгновение будет затенять большую часть планера.3.2.5.2.6 Другие источники погрешности DGPS3.2.5.2.6.1 Запаздывание коррекцииЗапаздывание коррекции, также называемое устареванием, означает задержку между временемдействительности дифференциальной коррекции на наземной станции и временем применения даннойкоррекции на борту воздушного судна. Задержки в обработке в обоих конечных пунктах линий передачиданных "земля – воздух" могут привести к тому, что запаздывание коррекций будет вносить неприемлемыекрупные погрешности.Вторая форма запаздывания (запаздывание решения) означает задержку между временем, на котороеизмерение приемника GPS является действительным, и временем, когда оно имеется на выходе приемника.Задержки решения по своей природе меньше, чем задержки коррекций, и в данном контексте имеют значениетолько для управления воздушным судном.Для системы с линией передачи данных в реальном времени, которая использует основанные на кодахрешения DGPS, настоятельно рекомендуется, чтобы сообщения "земля – воздушное судно" соответствовалистандартам RTCM/SC-104, применяемым системой DGPS Береговой охраны 9 . Эти сообщения содержат частотуизменения псевдодальности, а также коррекцию в установленное время, что позволяет пользователюскорректировать большинство вызванных запаздыванием погрешностей. Также предпочтительно, чтобыкорректирующие поправки рассчитывались и передавались по крайней мере с частотой 0,5 Гц.3.2.5.2.6.2 Тропосферная задержкаТропосфера – это слой атмосферы между земной поверхностью и высотой приблизительно 32 км(20 миль). Различия в метеорологических условиях между наземной станцией и воздушным судном могутвызвать разнородные изменения во времени распространения сигналов от спутника к этим двум пунктам. Этотэффект более всего проявляется для спутников с небольшим углом места. Поскольку эти изменениянеоднородны в этих двух пунктах, они не устраняются дифференциальной коррекцией. Такое тропосферноевоздействие может вызвать в сигналах GPS погрешность дальности до 20 м (66 фут), что может привести кпогрешности местоположения, достигающей 10–12 м (33–39 фут), если она не моделируется и некорректируется. В дифференциальном режиме такая погрешность местоположения, как правило, составляет9. Сообщения, передаваемые системой DGPS Береговой охраны Соединенных Штатов Америки (а также морскими системами другихстран), включают частоту изменения каждой погрешности псевдодальности, помимо погрешности псевдодальности на моментопорного времени. Приемник пользователя должен применять скорректированную поправку, состоящую из передаваемойпогрешности псевдодальности плюс частоту ее изменения, умноженную на время, прошедшее от времени примененияскорректированной поправки и до времени действительности коррекции псевдодальности.

3-16 Техническое руководство по окружающей средеменее 2 м (6,6 фут). Приблизительно 90 % этих погрешностей, связанных с распространением сигнала втропосфере, возникают из-за гидростатического или сухого компонента тропосферной задержки.Эксперименты, проведенные в рамках программы LAAS ФАУ, показали, что тропосферные различиямогут вызывать погрешности DGPS от 0,3 до 0,9 м (1–3 фут), когда воздушное судно находится на абсолютнойвысоте 914 м (3000 фут), но они будут составлять только несколько сантиметров, если антенны приемниковнаходятся на той же абсолютной высоте. Для уменьшения воздействия тропосферных погрешностей наоснованные на DGPS системы TSPI, применяемые при сертификационных испытаниях по шуму,рекомендуется использовать эти системы только когда воздушное судно находится на боковом расстоянии37 км (20 м. миль) и на высоте 1524 м (5000 фут) относительно наземной станции.Если необходимо, гидростатический компонент тропосферной задержки можно эффективно убрать спомощью применения модели тропосферной задержки (справочный материал 10), разработаннойРадиотехнической авиационной комиссией (RTCA) в соответствии со Стандартами и Рекомендуемойпрактикой (SARPS) Приложения 10 ИКАО, вместе с локальными метеорологическими измерениями наназемной станции. Соответствующий элемент этой модели обусловлен локальным барометрическимдавлением и геометрией спутника (т. е. угол места). В справочном материале 19 содержится функциональныйобзор модели RTCA, а также приводится сравнение с другими моделями тропосферной задержкираспространения сигналов.3.2.5.2.6.3 Несогласованные приемники GPSЭксперименты показали, что погрешности DGPS увеличиваются, если приемники GPS на наземнойстанции и на борту воздушного судна не "согласованы" в плане изготовителя и модели. При использованиинесогласованных приемников погрешности умеренно (например, 1,5–3 раза) увеличиваются по сравнению сиспользованием согласованных приемников и при нормальном функционировании спутников. Привозникновении редкого "мягкого" отказа спутника или деградации сигнала наблюдались погрешности,составляющие несколько тысяч фут 10 . Необходимо, чтобы в системах заявителя использовались приемникиGPS одинаковых изготовителей/моделей на земле и на борту воздушного судна.3.2.5.2.6.4 Несогласованные параметры спутниковых эфемерид/времениПередачи спутников GPS включают навигационное сообщение в виде модуляции с частотой 50 бит/с,которое накладывается на коды псевдодальности, используемые для определения дальности. В навигационномсообщении содержатся наборы данных, которые дают параметры орбиты спутника (т. е. информациюэфемерид) и параметры времени. Эти наборы данных передаются каждые 30 с. Сегмент управления GPS, какправило, раз в день загружает в спутники несколько наборов данных об эфемеридах и времени.Примечание. Сегмент управления представляет собой наземный элемент всей системы GPS. Онвключает центр оперативного управления, расположенный в Колорадо-Спрингс, шт. Колорадо, СоединенныеШтаты Америки, в котором вычисляются параметры спутниковых эфемерид и времени, 5 пунктов по всемумиру, которые собирают передаваемые спутниками сигналы и направляют данные в центр оперативногоконтроля, а также 3 пункта, из которых в спутники загружаются новые параметры эфемерид/времени.10. Начиная с 21 октября 1993 года или до этого, некоторые пользователи дифференциальных систем с несогласованными наземными ибортовыми приемниками получали погрешности местоположения порядка тысяч фут. Управление по разработке совместныхпрограмм (JPO) GPS Министерства обороны Соединенных Штатов Америки считало, что причиной этого был "дефект" в передачегрубого кода/кода выделения сигнала спутником SVN19. Управление объявило, что данная проблема была устранена 10 января1994 года. Официальные заявления содержатся в консультативном уведомлении пользователей NAVSTAR (NANU) 343-93294,396-93337 и 006-94010.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-17Как правило, спутники меняют передаваемое сообщение о параметрах эфемерид и времени каждые 4 ч.Наборы данных об эфемеридах/времени используются приемником для вычисления его собственногоместоположения, а в случае опорной станции – дифференциальной коррекции для использования другимиприемниками. Для того чтобы система DGPS обеспечивала полную точность, в приемнике как наземнойстанции, так и на борту воздушного судна должны использоваться одни и те же наборы данных об эфемеридахи времени. Внутренняя логика приемника обеспечивает совместимость с каждым спутником наборов данныхоб эфемеридах и времени, используемых данным приемником. Однако иногда наземные и бортовые приемникимогут использовать различные наборы данных об эфемеридах/времени, если пользователь не примет меры пообеспечению согласованности этих наборов данных. Несогласование наборов данных об эфемеридах/времениможет произойти в силу нескольких причин, например, приемник перегружен в связи с выполнением другихзадач, когда изменяются наборы данных, или приемник обнаруживает ошибку при декодировании новыхданных и продолжает использовать старый набор данных.Сообщения RTCM/SC-104, используемые системой DGPS Береговой охраны, не допускаютнесогласованные наборы данных об эфемеридах/времени путем включения в передаваемые сообщенияпризнака набора данных (IOD) – передача каждым спутником 8-битовой метки набора данных (справочныематериалы 11 и 20). Приемники пользователей, которые соответствуют стандартам RTCM/SC-104, не будутприменять дифференциальную коррекцию, если IOD от спутника и сообщение DGPS о коррекции несогласуются. Во время испытаний заявитель должен обеспечить, чтобы наземная станция и бортоваяаппаратура использовали одни и те же наборы данных об эфемеридах и времени. Один способ заключается вприобретении приемников GPS и выборе сообщений DGPS, которые такую проверку осуществляютавтоматически. Другой способ обеспечения согласования между наземными и бортовыми наборами данных обэфемеридах/времени заключается в хранении в целях ведения учета в постоянном файле с частотой 30 спризнака IOD, применяемого каждым приемником, и в сравнении признаков IOD во время обработки послеиспытаний.3.2.5.3 Рекомендации по утверждению системыВ настоящем разделе приводятся рекомендации по утверждению основанных на DGPS систем TSPI,предлагаемых к использованию во время сертификационных испытаний по шуму.3.2.5.3.1 Вопросы конструкцииКонструкция системы TSPI каждого заявителя должна учитывать вопросы, указанные в таблице 3-1.Документация заявителя (3.2.5.3.3) должна отражать каждый пункт в таблице.Таблица 3-1. Вопросы, касающиеся составных элементов конструкции систем TPSIНомер Вопрос Основные соображения1 Выбор метода обработки (в реальном времениили после испытаний)2 Выбор метода решения (по несущей иликодовый)3 Применение геодезических координат иликоординат по точкам путиНеобходимость управления воздушнымсудном, способность проверять качествоиспытанияТочность (лучше по несущей), надежность(лучше кодовый), стоимость (предпочтительнеекодовый)Точки пути могут упростить последующуюобработку, однако могут не предоставлятьсядля всех приемников

3-18 Техническое руководство по окружающей средеНомер Вопрос Основные соображения4 Выбор приемника и антенны GPS Пункты 1, 2, 3 и другие (контролированиемноголучевости антенны, сообщения данных,запаздывание решения, согласованныебортовые/наземные приемники и способностьIOD)5 Выбор оборудования линии передачи данных(если система в реальном времени)Присвоенная частота, частота данных,обнаружение/коррекция погрешностей, гибкийинтерфейс3.2.5.3.2 Хранение (регистрация) данных во время испытаний по шуму3.2.5.3.2.1 Система с линией передачи данных в реальном времениПри использовании заявителями линии передачи данных в реальном времени приемник GPS наземнойстанции должен выдавать сообщения RTCM/SC-104 тип-1 с частотой 0,5 Гц или выше, которые должныпередаваться в бортовой приемник GPS и использоваться им. Бортовой компьютер заявителя должен собиратьданные от приемника GPS и генерировать постоянные файлы данных, содержащие:a) местоположение воздушного судна в трех измерениях, скопированное непосредственно из портаданных приемника (т. е. в необработанной/родной форме) и не обработанное;b) если применяется навигация по точкам пути, точки пути (т. е. широта, долгота и абсолютнаявысота), используемые для определения местной системы координат;c) время (например, UTC или время GPS) с локальным сдвигом или без него, относящееся к каждойвыборке данных о местоположении, скопированных непосредственно с порта данных приемника;d) индикация качества/действительности данных, относящаяся к каждой выборке данных оместоположении.Если используются точки пути, они должны быть включены в заголовок каждого файла данных.Записи новых точек пути не должны накладываться на существующие точки пути. Если определяются новыеточки пути, должен создаваться новый файл данных.Для обеспечения последовательности с данными о шуме, собранными во время сертификационногоиспытания, рекомендуется сохранять данные, относящиеся к a), c) и d) выше, в необработанном/родномформате приемника GPS с частотой выше или равной 2 Гц – частота, относящаяся к данным о шуме. Однако,если связанные с аппаратурой ограничения не позволяют соблюдать эту рекомендацию, допускается частотавыборки 0,5 Гц или выше.3.2.5.3.2.2 Система, не использующая линию передачи данных в реальном времениСистемы TSPI, которые не используют линию передачи данных в реальном времени, должнысохранять данные от наземных и бортовых приемников GPS в необработанном/родном формате в постоянномфайле для целей ведения учета. Следует использовать специализированные форматы изготовителей.Стандартные сообщения NMEA такое применение не обеспечивают.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-19Хранимые данные должны включать: время (например, UTC или время GPS) с локальным сдвигом илибез него, спутниковые эфемериды, псевдодальность, отношение "сигнал – шум" и фазу несущей. Еслимоделируется тропосферная задержка, как указано в п. 3.2.5.2.6.2, в этом случае следует также измерять исохранять местные метеорологические условия. Рекомендуется, чтобы заявители, использующиедвухчастотные (L1/L2) приемники также сохраняли данные о фазе несущей L2. Как правило, последующаяобработка наземных и бортовых данных GPS будет осуществляться с использованием программногообеспечения, предоставляемого изготовителем. Если это не так, разработанное заявителем программноеобеспечение должно быть утверждено сертифицирующим органом.3.2.5.3.3 ДокументацияЗаявитель должен подготовить и представить документацию, которая включает:a) Описание системы. Как минимум, содержит описание вопросов в таблице 3-1.b) Описание оборудования. Модель и номер версии всех компонентов в системе, включая приемникиDGPS, антенны, приемопередатчики и компьютер.c) Описание программного обеспечения. Функциональность и возможности программногообеспечения, форматы файлов данных, требуемое оборудование и операционная система.d) Конфигурация и работа системы. Наземная и бортовая установка системы, включая антенны,операционные процедуры, процедуры съемки места, требуемый источник питания и ограничениясистемы.e) Валидация установки. Часто используемый метод: установить воздушное судно на стоянку визвестном месте, съемка которого произведена, и считать его местоположение от системы DGPS.Путем сравнения местоположения по DGPS и по съемке можно верифицировать установку. Этоможно сделать либо на месте испытаний, или в другом месте, например, в основном местебазирования воздушного судна. Как минимум, такой процесс следует осуществлять в начале и вконце каждой программы измерений и предпочтительно в начале и в конце каждого дня, когдапроводятся измерения.3.2.5.3.4 Испытания на верификацию точностиЗаявитель должен произвести разовую верификацию точности системы на основе как минимум шестилетных испытаний, которые включают условия (т. е. скорость, абсолютную высоту, дальность и маневры), прикоторых данная система будет впоследствии использоваться в качестве опорных данных. Испытание наверификацию точности должно включать сравнение данных о местоположении от основанной на DGPSсистемы TSPI с данными от приемлемого опорного средства, например, лазерного следящего устройства илидругой утвержденной системы DGPS. Такое испытание следует проводить на комплексной, основанной наDGPS системе TSPI, разработанной заявителем. Заявителю, который желает получить утверждение системы,недостаточно просто сослаться на утвержденную в прошлом систему другого заявителя, котораясконструирована на базе того же приемника GPS.3.2.5.3.5 Верификация программного обеспеченияДо использования системы во время программы измерения шума любое, разработанное заявителемпрограммное обеспечение для регистрации данных и последующей обработки, применяемое для полученияуказанных здесь данных, должно быть утверждено сертифицирующим органом. Утвержденное программноеобеспечение должно быть включено в систему управления версиями.

3-20 Техническое руководство по окружающей среде3.2.5.3.6 Уменьшение и верификация многолучевости наземной станции3.2.5.3.6.1 Все системыАнтенна приемника GPS наземной станции должна иметь кольцевой компенсатор, поглощающийгоризонтальный элемент, или быть оборудована другими уменьшающими многолучевость средствами.Антенну следует монтировать на шесте или вышке как минимум на высоте 10 фут над уровнем земли.3.2.5.3.6.2 Основанные на кодах системыДо начала выполнения каждой программы измерений заявитель, использующий основанные на кодахсистемы DGPS, должен осуществить исследование многолучевости с помощью приемника и антенны наземнойстанции, как указано в п. 3.2.5.2.5.2. Результаты исследования следует сохранять в постоянном архиве данныхо серии испытаний и предоставлять для проверки сертифицирующему органу.3.2.5.3.7 Съемка аэропортаДополнительная информация о требованиях к съемке содержится в п. 3.2.5.2.2. До и после завершениявыполнения каждой программы измерений заявитель должен использовать основанную на DGPS систему TSPIдля съемки местоположения:a) если не используется другой метод съемки, всех микрофонов и, если используются, точек пути;илиb) если используется другой метод съемки, по крайней мере трех точек общих для обоих методов,что является рекомендуемым минимумом.Данные съемки должны храниться в постоянном архиве программы измерений. Если используются дваметода съемки, общие точки должны быть согласованы с точностью до 0,3 м (1 фут), а метод коррекциидолжен быть представлен на утверждение сертифицирующему органу.3.3 ПОЛУЧЕНИЕ ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ НА БОРТУ3.3.1 Общие положенияВо время измерения уровня шума необходимо получить значения различных полетных параметров ипараметров двигателей для:a) определения приемлемости летных сертификационных испытаний по шуму;b) получения данных для корректировки данных об уровне шума;c) синхронизации полетных данных, данных о двигателях и об уровне шума.Обычно такими параметрами являются: воздушная скорость, угол набора высоты,относительная/абсолютная высота, полная масса, положение закрылков, положение шасси, установочныепараметры тяги (мощности) реактивных двигателей (например, частота вращения ротора компрессора, степеньповышения давления в двигателе и температура выхлопных газов), частота вращения несущего винта вертолета,крутящий момент двигателя и частота вращения воздушного винта.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-21Для сбора такой информации применяется ряд методов:a) запись вручную;b) запись на магнитную ленту;c) цифровая запись;d) автоматическое фотографирование;e) киносъемка;f) видеозапись.Очевидно, что, когда за относительно короткие периоды времени необходимо зафиксировать большоечисло параметров, ведение записей данных вручную практически осуществить невозможно. Таким образом,более приемлемым является использование одной из автоматических систем, перечисленных в b) – f). Выборконкретной системы может зависеть от ряда факторов, таких как наличие места для размещения аппаратуры,стоимость и наличие оборудования.При использовании систем оптической регистрации показаний приборов в кабине летного экипажаследует избегать резкого контраста освещенности, например из-за солнечного света, глубоких теней иотражений от стекол приборов, что не позволит считывать данные. Для предотвращения этого, возможно,потребуется установить дополнительное освещение для "заполнения" зон глубоких теней. Для предотвращенияпоявления бликов от передних панелей приборов рекомендуется не устанавливать в кабине летного экипажааппаратуру, окрашенную в светлые тона, или использовать светлые материалы. Одежда и перчатки экипажадолжны быть черными или темного цвета.Более того, чтобы избежать связанных с параллаксом искажений при записи показаний со шкалыприборов, важно, чтобы записывающее устройство было расположено как можно ближе к этим приборам инепосредственно напротив них.3.3.2 Запись на магнитную лентуДля непрерывной записи полетных параметров характеристик двигателей используютсямногоканальные магнитофоны, разработанные с учетом применения на борту воздушных судов. Обычно этокомпактные, среднеполосные/ широкополосные записывающие устройства, допускающие использование какполудюймовой, так и дюймовой магнитной ленты с питанием от источника постоянного тока 24–28 В.Магнитофон весом 27 кг (60 фунтов) может иметь шесть скоростей записи, а также производить прямуюзапись и запись с частотной модуляцией (ЧМ).3.3.3 Aвтоматическое фотографированиеФотографирование приборной панели в кабине летного экипажа может производиться навысокочувствительную обратимую пленку портативным 35-мм зеркальным фотоаппаратом с однимобъективом (SLR) с фокусным расстоянием 85 мм. Показания приборов могут считываться при проецированиислайдов на экран.3.3.4 КиносъемкаДля фиксирования показаний приборов в кабине летного экипажа используются кинокамеры счастотой съемки 1 кадр в секунду. Особое внимание следует уделять установке кинокамеры, с тем чтобы в

3-22 Техническое руководство по окружающей средеполе обзора кинокамеры попадали все приборы, подлежащие киносъемке. Обычно используются стандартныекассеты с кинопленкой, на которую помещается около 2000 кадров, имеющие счетчик кадров, что позволяетсвоевременно производить смену кассет.3.3.5 ВидеозаписьПолетные параметры и параметры характеристик двигателей можно записать на видеокамеру, однако,как и при использовании видеокамер, особое внимание следует уделять тому, чтобы все снимаемые приборынаходились в поле обзора видеокамеры. Для считывания показаний отдельных приборов записаннаяинформация воспроизводится в режиме "стоп-кадр".3.4 ВРЕМЕННАЯ СИНХРОНИЗАЦИЯ ИЗМЕРЕННЫХ ДАННЫХ3.4.1 Общие положенияВ разделе 2.3.2 добавления 2 Приложения указывается, что измерения шума должны быть точносинхронизированы с местоположением самолета. Для этой цели применяется ряд методов, таких какрегистрация времени синхронизации с помощью часов, установленных на приборной панели, показаниякоторой записываются системой получения данных. В одной такой системе используется наземная камера,передающая с помощью радиопередатчика сигнал, при получении которого на борту воздушного судназагораются два высокоинтенсивных светодиода (LED), встроенных в аналоговые часы, установленные наприборной панели. Другие методы получения и обработки TSPI изложены в последующих разделах.Для синхронизации измерений шума, местоположения воздушного судна и метеорологических данныхследует использовать общую временную базу. Данные TSPI должны определяться в полусекундные интервалына протяжении всего периода измерения шума (т. е. в пределах 10 дБ от максимального уровнявоспринимаемого шума с поправкой на тональность (PNLTM)) с помощью утвержденного метода, который независит от систем, установленных на борту и обычно используемых для управления самолетом. В ходеобработки измеренные данные TSPI должны быть интерполированы по времени до момента излучения звукакаждой полусекундной записи акустических данных в пределах периода уменьшения уровня шума на 10 дБ.Хотя по упрощенной методике к исходной траектории полета необходимо скорректировать только записьPNLTM, координаты излучения следует определять для каждой полусекундной записи для использования вметодиках корректировки на окружающий шум и для определения поправок на падение звука для микрофона всвободном поле и поправок на ветрозащитный экран.3.4.2 Утверждение оборудования и программного обеспечения TSPIПрограммное обеспечение некоторого серийного, находящегося в продаже оборудования TSPI, можетпотребоваться обновить для его соответствия конкретному назначению. Для обеспечения эксплуатационнойточности системы следует продемонстрировать функционирование всего оборудования и программногообеспечения TSPI и получить утверждение сертифицирующего органа.3.4.3 Непрерывная запись временных кодовВ данном методе используется сигнал временного кода, такой как IRIG B, который представляет собоймодулированный сигнал звуковой частоты, используемый для кодирования данных временной базы,

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-23разработанных Межполигонной группой по измерительным средствам (IRIG). По этому методу сигналывременного кода от отдельных генераторов, которые синхронизированы с привязкой к общей временной базе,непрерывно записываются во время измерений в ходе испытаний как записывающим устройством(ами) уровнейшума, так и системой TSPI. Синхронизацию нескольких генераторов можно проводить либо физически (путемподсоединения кабелей), либо посредством радиопередачи. Передаваемый непрерывный сигнал временного кодаможет записываться напрямую или использоваться либо непрерывно, либо импульсами для поддержаниясинхронизации независимого генератора временного кода, который записывается напрямую. Такой методпозволяет производить высококачественную непрерывную запись, когда возникают периодические проблемы сприемом.Примечание 1. Синхронизацию следует осуществлять в начале каждого дня проведения измерений ипроверять в конце каждого дня проведения измерений с целью сведения к минимуму эффекта сдвигагенератора по времени. Любой подобный сдвиг должен документироваться и учитываться при обработке.Примечание 2. Для получения данных TSPI зачастую используются измерительные системы,основанные на GPS. Приемники GPS способны передавать пользователю от спутниковой системы GPSточную информацию с привязкой к временной базе, что в некоторых случаях устраняет необходимость вналичии в системе TSPI отдельного средства хронометрирования.Примечание 3. Для записи данных об уровне шума или для систем TSPI, которые не основаны на GPS,имеются специальные генераторы временного кода IRIG B, которые используют сигнал GPS для постоянногообновления и обеспечения синхронизации по времени. Применение такой универсальной, передаваемой временнойбазы может значительно упростить организацию временной синхронизации измерительных систем.Примечание 4. Существует две временные базы для основанных на GPS систем: время GPS и UTC,значения которых отличаются более чем на 10 с в любой данный момент. Хотя сигнал GPS включает обевременные базы, не все приемники GPS дают пользователю доступ к обеим временным базам. Поэтомупользователь должен тщательно определить, какая временная база используется каждым прибором.Примечание 5. Многие записывающие устройства акустических данных предоставляют, помимообычных каналов данных, отдельные аннотационные каналы. Такие каналы зачастую не подходят для записимодулированных временных сигналов из-за ограничений по динамическому диапазону или полосе пропускания. Вэтих случаях для записи временного сигнала необходимо выделить обычный канал данных записывающегоустройства.Примечание 6. При применении непрерывной записи временных сигналов анализ записанныхакустических данных можно инициировать путем направления выходных данных канала временного кода наустройство считывания временного кода и запуска анализатора на основе времени считывания.3.4.4 Запись одного отметчика времениСогласно этому методу передается и записывается "радиохак" или звуковой сигнал, который обычноиспользуется для обозначения "включения записывающих устройств" или момента времени "пролета над"точкой измерения. Для этого метода, как правило, требуется специально выделенный канал как в системезаписи уровня шума, так и в системе записи TSPI. При использовании такой системы анализ может бытьинициирован вручную оператором, когда он слышит "радиохак", или детекторной схемой, реагирующей назвуковой сигнал. Если оператор хочет начать анализ в момент времени, отличающийся от момента времениотметчика, для задержки инициирования анализатора можно использовать секундомер или цепь задержки. Прииспользовании ручного инициирования оператор должен быть предельно внимателен, чтобы производить

3-24 Техническое руководство по окружающей средеинициирование с максимально возможной точностью. Ответственно подходящий к делу оператор можетобеспечить точность в пределах 0,1 с.3.4.5 Изменение интервала времени между включением записывающегоустройства и пролетом над точкой измеренияПри данном методе синхронизации используется секундомер или индикатор истекшего времени дляизмерения интервала времени между включением записывающего устройства данных уровня шума имоментом, когда воздушное судно находится над осевой линией точки измерения уровня шума. Этот методможно успешно применять, если оператор обеспечивает надлежащую синхронизацию, точно определяетсявремя пролета над точкой измерения, а характеристики включения записывающего устройства (как в режимезаписи, так и в режиме воспроизведения) известны и повторяемы. У некоторых записывающих устройстввремя включения может меняться, и его нельзя предугадать. Такие записывающие устройства не подходят дляданного метода синхронизации.3.4.6 Установка внутренней метки времениМногие цифровые записывающие устройства имеют непрерывную внутреннюю функцию регистрациивремени дня путем кодирования параметров времени в записываемом потоке данных. В таком методеиспользуется время подкода цифрового приемника, синхронизированное с временной базой, используемой дляданных TSPI. Так же, как и при методе непрерывной записи временных кодов, синхронизацию с помощьюданного метода следует проверять в начале и в конце каждого дня проведения измерений и любой сдвигследует учитывать во время обработки.К сожалению, функция установки времени во многих записывающих устройствах не обеспечиваетнеобходимой точности. Нельзя сделать так, чтобы "секундные" цифры могли "тикать" синхронно с внешнимичасами. Такие записывающие устройства не подходят для данного метода синхронизации.3.4.7 Дополнительные соображения в отношении временной синхронизацииНезависимо от используемого метода синхронизации следует выявить, количественно определить иучесть при анализе и обработке все элементы, влияющие на временную синхронизацию, такие как задержказапуска анализатора, смещение магнитной головки между обычными и аннотационными каналами данных ваналоговых записывающих устройствах и задержки в автоматизированных цепях запуска. Когда приосуществлении синхронизации необходимо участие человека, погрешности невозможно точно предугадать и длясведения к минимуму таких погрешностей необходим ответственный подход к делу. Желательно использоватьавтоматизированные методы. Другие перечисленные методы или их варианты использовать можно, однакоприменение всех методов и аппаратуры подлежит предварительному утверждению сертифицирующим органом.3.5 РАСЧЕТ ДОВЕРИТЕЛЬНЫХ ИНТЕРВАЛОВ3.5.1 ВведениеДля использования кривых NPD доверительные интервалы необходимо определять с использованиемболее общих формул по сравнению с формулами для кластера точек данных. В этом более общем случае можетпотребоваться рассчитывать доверительные интервалы относительно линии регрессии для:

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-25a) данных летных испытаний;b) комбинации данных летных испытаний и статических испытаний;c) аналитических результатов; илиd) комбинации перечисленных выше данных.При сертификации по шуму модельного ряда воздушных судов особенно важны пп. b) и c), которыетребуют особенной тщательности при объединении различных источников с разной частотой выборки.В разделах 3.5.2–3.5.5 содержится информация о теории оценки доверительных интервалов.Применение этой теории и некоторые примеры с решениями приведены в п. 3.5.6. Для получения болееподробной информации в добавлении 2 приводится рекомендуемый список литературы.3.5.2 Доверительный интервал для усредненных данных,полученных в ходе летных испытаний3.5.2.1 Доверительный интервал для выборочной оценкисредних значений кластеризованных измеренийЕсли n измерений значений EPNL y 1, y 2, ...., ynвыполнены при приблизительно одинаковых условияхи можно предположить, что они представляют собой случайную выборку из нормально распределеннойсовокупности с истинным средним по совокупности, μ, и истинным стандартным отклонением, σ, могут бытьполучены следующие статистические данные:1 i =⎧n ⎫y = оценка среднего = ⎨∑y()i ⎬, аn ⎩ i=1 ⎭s = оценка стандартного отклонения среднего=i=n∑i=1( y − y)in −12.Исходя из этого и с помощью t-распределения Стьюдента можно определить доверительный интервал,CI, для оценки среднего, y :sCI = y± t ,n( 1 − α , ζ )где t ⎛ α ⎞означает процентиль( 1 −1 α , ζ 2 )⎜ − ⎟ односторонней проверки по критерию Стьюдента с ζ степенями⎝ 2 ⎠свободы (для кластеризованного набора данных ζ = n −1) и где α определяется таким образом, чтобы процент100( 1− α ) был равен требуемому доверительному уровню для доверительного интервала. Другими словами, онопределяет вероятность, с которой данный интервал будет содержать неизвестное среднее, μ. Для целейсертификации по шуму обычно требуются 90-процентные доверительные интервалы и, следовательно,используется t.95, ζ(см. таблицу 3-2, где указаны значения t .95, ζдля различных значений ζ).2

3-26 Техническое руководство по окружающей средеТаблица 3-2. t-распределение Стьюдента (для 90-процентногодоверительного интервала) для различных степеней свободыСтепени свободы(ζ) t.95,ζ1 6,3142 2,9203 2,3534 2,1325 2,0156 1,9437 1,8958 1,8609 1,83310 1,81212 1,78214 1,76116 1,74618 1,73420 1,72524 1,71130 1,69760 1,671>60 1,6453.5.2.2 Доверительный интервал для средней линии, полученной методом регрессииЕсли n измерений EPNL ( y1, y2, ...., yn) получены при значительно варьирующихся значенияхсвязанного с двигателем параметра ( x 1, x 2, ....., xn) соответственно, тогда к этим данным может быть примененполиномиальный подход с помощью метода наименьших квадратов. Для определения среднего EPNL, μ ,может быть применена следующая полиномиальная регрессивная модель:2kμ = B0 + Bx1+ Bx2+ ..... + Bxk .Оценка средней линии для данных EPNL дается как:Каждый коэффициент регрессии ( ) iy = b + b x + b x + ..... + b x k2k0 1 2.B оценивается посредством biиз выборки данных сиспользованием метода наименьших квадратов в процессе, указанном ниже.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-27Каждое наблюдение ( , )x y удовлетворяет следующим уравнениям:iii2k1 i+ B2xi+ + Bkxi2ki i k i iy = B + B x .....0+ ε= b0+ bx1+ b2 x + ..... + b x + e ,где ε i и eiявляются, соответственно, случайной ошибкой и остаточной разностью, связанными с EPNL.Предполагается, что случайная ошибка ε i представляет собой случайную выборку из нормальнораспределенной совокупности с нулевым средним и стандартным отклонением σ . Остаточная разность ( e i)представляет собой разность между измеренным значением и оценкой значения с использованием оценоккоэффициентов регрессии и xi. Ее среднеквадратичное значение (s) является оценкой выборки для σ . Этиуравнения часто называются нормальными уравнениями.n точек данных для измерений ( , )Каждый основной вектор ( ) ix y обрабатываются следующим образом:iix и его транспозиция ( )2k( 1 . . )i i i iiix′ сформированы таким образом, что:x = x x x является вектором-строкой, аx′i⎛ 1 ⎞⎜ ⎟⎜ xi⎟⎜ 2x⎟⎜i= ⎟ является вектором-столбцом.⎜ . ⎟⎜ ⎟⎜ . ⎟k⎝ xi⎠Матрица X сформирована из всех основных векторов x i для i = 1, ….., n. X ′ представляет собой−1транспозицию X . Матрица A определяется таким образом, что A = X ′ X , и матрица A является инверсиейA . Кроме того, y = ( y1 y2... y n) и b= ( b0 b1... b k) с b , являющимся решением нормальных уравнений:y = Xb и Xy=XXb=Ab,′ ′что дает:b = A−1 X ′ y .90-процентный доверительный интервал CI 90 для среднего значения EPNL, оцененный посоответствующему значению связанного с двигателем параметра x 0 , затем определяется как:CI( ) ( )= y x ± t s v x ,90 0 .95, ζ 0−10= x A xv x′где ( )0 0.Таким образом, CI ( )= y x ± t s x A x′,90 0 .95, ζ−10 0где:2 k– x0 = ( x0 x0 x0)1 ... ;

3-28 Техническое руководство по окружающей среде– x′0является транспозицией x 0 ;– y( x0 ) является оценкой среднего значения EPNL при соответствующем значении связанного сдвигателем параметра;t получается для ζ степеней свободы. В общем случае многоуровневого регрессивного анализадля K независимых переменных (т. е. для K + 1 коэффициентов) ζ определяется как ζ = n − K −1(для частного случая полиномиального регрессивного анализа, когда k является порядкомаппроксимирующей кривой, имеются k переменные, не зависимые от зависимых переменных, и,таким образом ζ = n − k −1); а–.95, ζ–s =i∑ = ni=1( y − y( x ))in − K −1i2, что является оценкой σ , истинного стандартного отклонения.3.5.3 Доверительный интервал для кривых NPD,полученных в результате статических испытанийКогда данные статических испытаний используются для сертификации "семейства" воздушных судов,кривые NPD формируются посредством линейной комбинации регрессий полета базового варианта,спроецированных статических регрессий базового варианта и спроецированных статических регрессиймодифицированного варианта в виде:или с использованием принятых выше обозначений:EPNLDF = EPNLBF − EPNLBS + EPNLDSy ( x ) = y ( x ) − y ( x ) + y ( x ),DF 0 BF 0 BS 0 DS 0где:DF обозначает полет модифицированного варианта;BF обозначает полет базового варианта;BS обозначает статику базового варианта;DS обозначает статику модифицированного варианта.Доверительные интервалы для кривых NPD полета модифицированного варианта получаются путемобъединения этих трех наборов данных, каждый из которых имеет собственную полиномиальную регрессию.Доверительный интервал для среднего полученного EPNL при связанном с двигателем параметре x0, т. е. дляμ ( x ), получается из уравнения:DF 0( )CI x = y ( x ) ± tv ′ ( x ),90 0 DF 0 DF 0

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-29где:( ) ( ) ( )2 2 2DF( 0) =BF BF( 0) +BS BS( 0) +DS DS( 0)v x s v x s v x s v xс s BF , s BS , s DS , v BF (x 0 ), v BS (x 0 ), v DS (x 0 ), рассчитанными, как показано в п. 3.5.2.2, для соответствующих наборовданных, обозначенных подстрочными индексами BF, BS и DS, иt′ =( ( )) + ( ( )) + ( ( ))2 2 2( s v ( x )) + ( s v ( x )) + ( s v ( x ))2 2 2BF BF 0 BF BS BS 0 BS DS DS 0 DSs v x t s v x t s v x tBF BF 0 BS BS 0 DS DS 0где t BF , t BS , t DS являются значениями t .95, ζ, каждое из которых оценено по соответствующим степеням свободыζ BF , ζ BS , ζ DS , в порядке их появления в соответствующих регрессиях.,3.5.4 Доверительный интервал для аналитически полученных кривых NPDДля определения влияния изменений в компонентах источников шума на сертификационные уровниможет быть использован соответствующий анализ. Он проводится аналитическим определением влиянияизменения конструкции агрегата на компонент шума, который он генерирует. Результирующая дельта (Δ)применяется к первоначальной конфигурации и рассчитываются новые уровни шума. Изменения могут иметьместо на базовой конфигурации или на последующих модифицированных конфигурациях. Доверительныеинтервалы в этом случае рассчитываются с использованием соответствующих методов, содержащихся впп. 3.5.2 и 3.5.3.Если Δˆ представляет аналитически определенное изменение и если предполагается, что оно можетотклоняться от достоверно известной Δ на некоторую случайную величину, d, то есть:Δ ˆ =Δ+ d,где считается, что d имеет нормальное распределение с нулевым средним и известной дисперсией τ 2 , тогдадоверительный интервал для μ ( x0) +Δ выражается как:( y x ) Δˆ) ± t′v′( )( 0 x0+ ,где2v ′( x x + τ , а t′ соответствует указанному выше без изменений.20) = v(0)3.5.5 Адекватность модели3.5.5.1 Выбор связанного с двигателем параметраСледует приложить максимум усилий для определения наиболее подходящего, связанного с двигателемпараметра, x, который может быть комбинацией разных, более простых параметров.

3-30 Техническое руководство по окружающей среде3.5.5.2 Выбор регрессионной моделиВ любом случае не рекомендуется использовать для целей сертификации полиномы более высокогопорядка, чем соответствующий простой квадратичной модели, за исключением случаев, когда для примененияполиномов более высокого порядка есть веские основания.Для подтверждения адекватности выбранной модели следует использовать стандартные текстымножественной регрессии и изучить имеющиеся данные.3.5.6 Пример с решением определения 90-процентныхдоверительных интервалов объединением трех наборов данных3.5.6.1 ВведениеВ данном разделе приводится пример получения 90-процентных доверительных интервалов наосновании объединения трех наборов данных. Примеры с решениями и инструктивный материал представленыдля расчета доверительных интервалов для набора кластеризованных данных, а также для кривых регрессиипервого порядка (т. е. прямой линии) и второго порядка (т. е. квадратичной кривой). Кроме того, в данном разделетакже показано, как устанавливается доверительный интервал для объединения нескольких наборов данных.Рассмотрим теоретическую оценку сертификационных уровней шума для воздушного судна, накотором установлены двигатели с шумоглушением. Уровень шума при заходе на посадку для воздушногосудна-источника "полетных данных" был получен на основе кластеризованного набора данных, измеренныхпри номинальных исходных условиях, к которому были прибавлены поправки на источник шума, полученныеиз квадратичной кривой наименьших квадратов, проведенной через последовательность точек данных,полученных при различных значениях тяги двигателя. Для оценки уровней шума воздушного судна, накотором установлены акустически обработанные двигатели, на основе серии измерений уровней шумавоздушного судна с двигателями с шумоглушением, была получена дополнительная кривая шума источника,предположительно прямая линия регрессии наименьших квадратов. Предполагается, что каждая из этих трехбаз данных составлена из уникальных данных для каждой базы.Кластеризованный набор данных состоит из шести уровней EPNL для номинального опорного условия"жесткой стенки" (тракт без акустической облицовки). Эти уровни были получены на основе измерений,которые были полностью скорректированы с приведением к исходному условию "жесткой стенки" при заходена посадку.Две кривые, определяющие акустические изменения, являются кривыми регрессии (в данном примереквадратичная и прямолинейная аппроксимационные кривые, полученные методом наименьших квадратов), дляграфического отображения EPNL относительно нормализованной тяги для условий "жесткой стенки" ишумоглушения. Эти графики приведены на рис. 3-5, где пунктирные линии, нанесенные около каждой линии,представляют собой границы 90-процентного доверительного интервала.Каждая из этих двух кривых составлена из полного набора точек данных, полученных для каждогоусловия во время серии непрерывных испытаний с прямым сравнением. Полученные по методу наименьшихквадратов кривые имеют, таким образом, присущие им все неточности, присутствующие в каждом набореданных. Утверждается, что количество точек данных в каждом из трех наборов достаточно велико, чтобыможно было сделать статистическую выборку.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-31EPNL100,099,098,097,096,095,094,093,092,091,0“Жесткая стенка” (без акустической облицовки)С шумоглушением ( y = 89, 93 + 0,001843 x)90,01 000 1 200 1 400 1 600 1 800 2 000 2 200Скорректированная чистая тяга одного двигателяРис. 3-5. Кривые регрессии для графиков EPNL относительнонормализованной тяги для условий "жесткой стенки" и шумоглушения3.5.6.2 Доверительный интервал для набора кластеризованных данныхДоверительный интервал для набора кластеризованных данных определяется следующим образом:Пусть EPNL i будут отдельными значениями EPNL,n = количество точек данных;t = t-распределение Стьюдента для ( n − 1) степеней свободы (т. е. количество степеней свободы, связанных снабором кластеризованных данных).Тогда доверительный интервал CI = EPNL ± tsn, где s – оценка стандартного отклонения,определяется как:s =i=n∑i=1( EPNL EPNL) 2i −n −1иi=n∑ EPNLiEPNL = i=1n.

3-32 Техническое руководство по окружающей средеПредположим, что кластеризованный набор значений EPNL состоит из:Номер испытанияEPNL1 95,82 94,83 95,74 95,15 95,66 95,3Тогда количество точек данных (n) = 6, количество степеней свободы ( n −1) = 5 и t-распределениеСтьюдента для пяти степеней свободы = 2,015 (см. таблицу 3-2 ), и, таким образом:i=n∑ EPNLii=1EPNL = = 95,38,nsi=n∑( EPNL EPNL) 2i−i=1= =n −10,3869,и доверительный интервал (CI) рассчитывается следующим образом:s0,3869CI = EPNL± t = 95,38± 2,015 = 95,38±0,3183.n63.5.6.3 Доверительный интервал для кривой регрессии первого порядкаПредположим, что кривая регрессии для одного из наборов данных источника шума в случае сшумоглушением может быть наилучшим образом представлена аппроксимирующей кривой, соответствующейпрямой линии, полученной методом наименьших квадратов (т. е. полином первого порядка).Уравнение для этой линии регрессии в общем виде:Y = a+bX,где Y является зависящей переменной EPNL, а X – независимой перемененной, в данном случаенормализованной тяги F / δ .NХотя для кривых наименьших квадратов полиномов более высокого порядка коэффициенты линиирегрессии (т. е. решение "нормальных уравнений") лучше получать путем компьютерных матричных решений,два коэффициента для аппроксимирующей прямой линии, a и b, могут быть получены из двух простых формулдля измеренных значений X и Y, X i и Δ :i

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-33ai=n∑i=n∑Yi− b Xi1 i=; иni=1=2ковариация Sxyb = = , где:дисперсия 2Sxi= n i= n i=n∑ XiYi ∑Xi∑Yi2S i 1 i 1 i 1xy = = − = = ;n2nиS2i=ni=n2 ⎛ ⎞∑ Xi ⎜ ∑ Xi ⎟2 i=1 ⎜ i=1= − ⎟x.n⎜⎜⎝n⎟⎟⎠90-процентный доверительный интервал по этой линии регрессии для X = x0определяется,следовательно, как:CI−190 = Y ± ts x0 A x0',где:t = t-распределение Стьюдента для 90-процентного доверительного интервала, соответствующего( n−k− 1) степеням свободы, где k является порядком линии полиномиальной регрессии, а nявляется количеством точек данных;x0= ( 1 x 0);⎛ 1 ⎞x 0'=⎜⎟ ;⎝ x0⎠−1A является инверсией A , где A = X ' X с X и X ′ , определенными как в п. 3.5.2.2 на основеосновных векторов, сформированных из измеренных значений независимой переменной Xi ; иs =i=nii=1n−k−1∑ ( ΔY) 2, где ( Δ Y ) i= разность между измеренным значением Yi при связанном с нимзначением Xiи значением Y , полученным из аппроксимирующей кривой, соответствующейполученной методом наименьших квадратов прямой линии для X = X i, а n и k определяютсясоответственно как количество точек данных и порядок линии полиномиальной регрессии.Предположим, что набор данных состоит из указанного ниже набора шести значений EPNL вместе сотносящимися к ним значениями связанного с двигателем параметра (см. таблицу 3-3). Обратите внимание на

3-34 Техническое руководство по окружающей средето, что обычно для получения кривой шума источника используется более шести точек данных, однако с цельюограничения размера матриц в данном примере количество точек данных было ограничено.Отображая эти данные на графике (см. рис. 3-5), можно увидеть, что предполагается линейнаязависимость между EPNL (зависимая переменная Y) и FN/ δ (независимая переменная X) в общем видевыражается как:Y = a + bX.Коэффициенты a и b линейного уравнения определяются, как показано выше, и могут рассчитыватьсяследующим образом:X Y XY2X1 395 92,3 128 759 1 946 0251 505 92,9 139 815 2 265 0251 655 93,2 154 246 2 739 0251 730 92,9 160 717 2 992 9001 810 93,4 169 054 3 276 1001 850 93,2 172 420 3 422 500∑ X ∑Y ∑ XY ∑ X29 945 557,9 925 010 16 641 575i= n i=n∑∑Yi− b Xi557,9 −1 1( 0,001843)( 9 945i− i=)a = = = 89,93;иn62ковариация Sxyb = = , где:дисперсия 2SxS2xy=i=n∑X Yi ii= 1−ni=n∑i=1Xii=12ni=n∑Yi( 9 945) ( 557,9)92 5010= − = 48,46 ; и6 36i=ni=n2 ⎛ ⎞∑ Xi ⎜ ∑ Xi ⎟2 i=1 ⎜ i=1S = − ⎟xn ⎜ n ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠216 641575 ⎛9 945 ⎞= − ⎜ ⎟ = 26 289,6 , что дает:6 ⎝ 6 ⎠48,46b = = 0,001843 .26 289,62

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-3590-процентный доверительный интервал для этой линии регрессии определяется как:CI−190= Y ± ts x0 A x0'и рассчитывается как показано ниже. Из одного набора измеренных независимых переменных, сведенных втаблицу 3-3, матрица, X , формируется, используя основные векторы-строки, такие как:иX ', транспозицию матрицы X , где:⎛1 1 395⎞⎜ ⎟⎜1 1 505⎟⎜1 1 655⎟X = ⎜ ⎟⎜1 1 730⎟⎜1 1 810⎟⎜1 1 850⎟⎝ ⎠⎛ 1 1 1 1 1 1 ⎞X ' = ⎜ ⎟⎝1395 1505 1655 1730 1810 1850⎠ .Теперь матрица A формируется, определенная таким образом, что A = X ' X,и тогда:6 9 945A = ⎛ ⎜ ⎞⎟⎝9 945 16 641575⎠ ,а ее обратная матрица−1A имеет вид:1A −⎛ 17,5836 −0,01051⎞⎝− 0,01051 6,3396×10 ⎠ .= ⎜ −6⎟Примечание. Операции с матрицами (т. е. их перемножение и инверсирование) лучше всеговыполнять с помощью стандартных компьютерных программ. Такие стандартные программы можновыполнять с использованием стандартных функций, содержащихся во многих широко используемыхэлектронных таблицах.Tаблица 3-3. Значения набора выборки данныхНомер испытания FN/ δ EPNL1 1 395 92,32 1 505 92,93 1 655 93,24 1 730 92,95 1 810 93,46 1 850 93,2

3-36 Техническое руководство по окружающей средеДля определения 90-процентного доверительного интервала для линии регрессии для значения FN/ δ(т. е. x 0 ), составляющего 1600, формируется вектор-строка ( x0)и его транспозиция ( x0'),вектор-столбец,имеющие вид:иx 0 = ( 1 1 600 )⎛ 1 ⎞x0'= ⎜ ⎟⎝ 1 600 ⎠ .Из расчета−1A получаем:( 11600 )⎛ 17,5836 –0,01051−10 ⎜−6x A =⎝–0,01051 6,3396×10⎞⎟⎠и, таким образом:= ( 0,7709 –3,6453× 10 −4) ,− 1 − ⎛ 1 ⎞xA ( 40x0' = 0,7709 − 3,6453× 10 ) ⎜ ⎟⎝1600⎠ = 0,1876.Для уравнения доверительного интервала также необходимо оценить значение стандартногоотклонения для измеренного набора данных. Исходя из таблицы 3-3 и уравнения регрессии длясоответствующей аппроксимирующей прямой линии наименьших квадратов, с помощью которойрассчитывается прогнозируемое значение EPNL для каждого из шести измеренных значений FN/ δ ,продолжаем следующим образом:Номер испытания F N/ δНомер испытанияEPNL(измеренный)1 1 395 92,32 1 505 92,93 1 655 93,24 1 730 92,95 1 810 93,46 1 850 93,2EPNL(прогнозируемый) ( ΔEPNL) 21 92,50 0,039792 92,70 0,039113 92,98 0,048964 93,12 0,047085 93,26 0,018386 93,34 0,01909

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-37для n = 6 и k = 1.si=n∑( ΔEPNL) 2i0,21241n−k−1 6−1−1i=1= = =0,2304n степеней свободы(т. е. 4), равное 2,132, доверительный интервал для линии регрессии при FN/ δ = 1 600 определяется следующимобразом:Взяв значение t-распределения Стьюдента из таблицы 3-2 для значений ( − k −1)CI = EPNL + ts x A x '− 190 0 0= 92,88 ± ( 2,132)( 0,2304)0,1876= 92,88 ± 0,2128.Для того чтобы установить линии 90-процентных доверительных интервалов для линии регрессии,нужно рассчитать значения CI 90 для диапазона значений независимой переменной (независимых переменных).Эти линии показаны пунктиром на рис. 3-5.3.5.6.4 Доверительный интервал для кривой регрессии второго порядкаДоверительные интервалы для кривой регрессии второго порядка получаются таким же образом, как идля прямой линии, как изложено в п. 3.5.6.3. Подробный пример их расчета здесь не рассматривается. Однакоследует иметь в виду следующие особенности.Коэффициенты квадратичной линии, полученной методом наименьших квадратов, лучше всеговычислять с помощью компьютерных матричных решений. Функции регрессивного анализа, как правило,включены во многие фирменные комплекты программного обеспечения.Матрицы x0, x0',X и X ' , сформированные при расчете доверительного интервала по формуле:−190= Y ± t s x0 A x0CI ',формируются соответственно из 1 × 3 и 3 × 1 векторов-строк и векторов-столбцов, полученных из значенийнезависимой переменной X, согласно приведенному ниже общему виду:2( 1 x x )x = и⎛ 1 ⎞⎜ ⎟x ' = ⎜ x ⎟ .⎜ 2 ⎟⎝ x ⎠Количество степеней свободы, связанное с многоуровневым регрессионным анализом, включающим KK +1 , включая постоянныйn−K− 1 . Для кривой регрессии второго порядка есть две независимые переменные и,n − 3 .переменные, не зависимые от зависимой переменной (т. е. с коэффициентами ( )терм), определяется как ( )таким образом, количество степеней свободы составляет ( )

3-38 Техническое руководство по окружающей среде3.5.6.5 Доверительный интервал для объединенного набора данныхДоверительный интервал, относящийся к объединению трех наборов данных, определяетсяследующим образом:гдеi=3CI = Y ± T ∑ Z ,ii=1CIZ ii= ,tс CI i = доверительный интервал для i-го набора данных,t i = значение t-распределения Стьюдента для i-го набора данных иi=3∑∑i=12itiZT = i=1i=3 .ZРазличные этапы расчета доверительного интервала при исходной тяге FN/ δ = 1600для объединениятрех наборов данных приведены в таблице 3-4.2i2i3.5.7 t-распределение Стьюдента (для 90-процентного доверительногоинтервала) для разного количества степеней свободыЗначения t-распределения Стьюдента, чтобы дать вероятность 0,95 того, что среднее значение посовокупности (µ), выражается как:sμ ≤ y + t.95,ζnи, таким образом, обеспечивается 90-процентная вероятность того, что:sy −t ≤ ≤ y + tn.95, ζμ.95, ζ,snприведены в таблице 3-2.3.6 КОРРЕКТИРОВКА УРОВНЕЙ АВИАЦИОННОГО ШУМАНА ВОЗДЕЙСТВИЕ ФОНОВОГО ШУМА3.6.1 ВведениеНиже приводится инструктивный материал по методике корректировки измеренных уровнейавиационного шума на воздействие фонового шума.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-39Наличие фонового шума во время сертификационных испытаний по авиационному шуму можетоказывать влияние на замеряемые уровни авиационного шума и в некоторых случаях затенять части спектраизменений во времени, используемые для получения значений EPNL. Методики корректировки должнывключать следующие компоненты:Tаблица 3-4. Пример расчета доверительного интервалаНаименование Функция Исходныеданные"Жесткаястенка"ШумоглушениеИсходная тяга FN/ δ 1 600 1 60090-процентный доверительныйинтервал для среднего значенияCI 90 0,3183 0,4817 0,2128Количество точек данных n 6 23 6Степень аппроксимации кривой k 0 2 1Количество независимых переменных K 0 2 1Количество степеней свободы n − K −15 20 4Т-распределение Стьюдента t 2,015 1,725 2,132Z CI90t2Z 2⎛⎜⎝CI 90Z 2 t⎛CI 290 ⎞⎜ tt ⎟⎝ ⎠t⎞⎟⎠0,1580 0,2792 0,099812,4953 × 10 –2 7,7979 × 10 –2 9,9625 × 10 –35,0280 × 10 –2 0,1345 2,1240 × 10 –2∑ 2 Z 0,1129∑( t)Z 2 0,2060T∑ ( Z 2 t)∑Z21,8248CI∑ Z20,3360T ∑ Z 20,6131a) испытание для определения, какие части спектра изменений во времени затенены, если это имеетместо;b) корректировка незатененных уровней для определения уровней авиационного шума, которые былибы измерены при отсутствии фонового шума;c) замена или восстановление затененных уровней путем частотной экстраполяции, временнойэкстраполяции или с помощью других способов.

3-40 Техническое руководство по окружающей средеВ п. 3.6.2 содержатся определения используемых в данном разделе терминов. Несмотря на то чтонекоторые термины имеют общепринятое значение, в настоящем разделе применяются указанные специальныезначения.В п. 3.6.3 приведен подробный поэтапный порядок действий, включая уравнения и описание методоввременного и частотного экстраполирования (см. п. 3.6.3.2.10). Можно использовать другие методики приусловии их утверждения сертифицирующим органом.Общие соображения, касающиеся любой методики корректировки на фоновый шум, содержатся вп. 3.6.4, включая ограничения и требования (см. п. 3.6.4.1) и другие особые соображения (см. пп. 3.6.4.2–3.6.4.4).3.6.2 ОпределенияВ целях данного раздела применяются следующие определения:Восстановленный уровень. Уровень, вычисленный частотной экстраполяцией, временной экстраполяциейили с помощью других средств, который заменяет измеренное значение маскируемой полосы.Временная экстраполяция. Метод восстановления высокочастотных маскируемых данных на основенемаскируемых данных в той же третьоктавной полосе из другого спектра изменения во времени.Высокочастотные полосы. Двенадцать диапазонов от 800 Гц до 10 кГц включительно (см. также"низкочастотные полосы").Вычитание энергетической составляющей. Вычитание одного уровня звукового давления из другого наоснове энергии по следующей формуле:( LA/10) ( LB/1010log ⎡)10 10 −10⎤⎢⎣ ⎥⎦ ,где L A и L B – два уровня звукового давления в децибелах, а L B является значением, вычитаемым из L A .Действительная или немаскируемая полоса. В пределах одного спектра любая третьоктавная полоса,содержащая действительный уровень.Действительный или немаскируемый уровень. Любой уровень третьоктавной полосы, который превышаеткритерий маскировки для данной полосы.Коэффициент затухания звука. Снижение уровня звука в третьоктавной полосе в дБ на 100 м в результатевоздействия атмосферного поглощения звука.Критерии маскировки. Спектр уровней третьоктавной полосы, ниже которых измеренные уровни звуковогодавления авиационного шума считаются маскируемыми или затеняемыми фоновым шумом. Уровникритериев маскировки определяются как превышающие:a) шум до регистрации + 3 дБ; илиb) шум после регистрации + 1 дБ.Маскируемая полоса. В пределах одного спектра любая третьоктавная полоса, содержащая маскируемыйуровень.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-41Маскируемый уровень. Любой уровень третьоктавной полосы, который меньше критерия маскировки для этойполосы или равен ему. Когда уровень определяется как маскируемый, фактический уровень авиационногошума в этой полосе затеняется фоновым шумом и не может быть определен. Маскируемые уровни можновосстановить, используя частотную экстраполяцию, временную экстраполяцию или другие методы.Низкочастотные полосы. Двенадцать диапазонов от 50 Гц до 630 Гц включительно (см. также"высокочастотные полосы").Окружающий шум. Акустический шум, создаваемый источниками, не являющимися испытательнымвоздушным судном, в месте установки микрофона при измерении авиационного шума. Окружающий шумявляется одним из компонентов фонового шума.Последняя хорошая полоса (LGB). В методиках корректировки, изложенных в п. 3.6.3, для любого спектратретьоктавной полосы авиационного шума LGB является самой высокой частотной немаскируемойполосой в диапазоне от 630 Гц до 10 кГц включительно, ниже которой маскируемые высокочастотныеполосы отсутствуют.Скорректированный уровень. Действительный уровень третьоктавной полосы, приведенной к условиямизмерений, включая:a) энергетическую составляющую шума до регистрации;b) частотно-зависимые корректировки, такие как частотные характеристики системы, чувствительностьмикрофона к давлению и чувствительность в свободном поле, а также зависящие от падения звукапотери, вносимые ветрозащитным экраном.Фоновый шум. Совокупный шум в измерительной системе, создаваемый источниками, не являющимисяиспытательным воздушным судном, которые могут оказывать влияние на замеряемые уровниавиационного шума или мешать их замеру. К характерным элементам фонового шума относятся (но неограничиваются ими): окружающий шум, создаваемый источниками, расположенными в районе установкимикрофона; тепловой электрический шум, создаваемый компонентами в измерительной системе; шуммагнитного потока ("шипение" магнитной ленты), создаваемый аналоговыми ленточными магнитофонамии шум оцифровки, обусловленный ошибкой дискретизации в цифровых преобразователях. Однисоставляющие фонового шума, такие как шум оцифровки, могут затенять сигнал авиационного шума, в товремя как другие, такие как окружающий шум, могут также усиливать замеряемый сигнал авиационногошума.Частотная экстраполяция. Метод восстановления высокочастотных маскируемых данных на основенемаскируемых данных в третьоктавной полосе более низкой частоты из того же спектра.Шум до регистрации. Любой шум, который может усиливать по энергетической составляющей замеряемыеуровни авиационного шума, включая окружающий шум на месте установки микрофонов и шум отработающей аппаратуры, излучаемый в измерительных системах, системах записи/воспроизведения звука ианализа.Шум после регистрации. Минимальные уровни, ниже которых измеренные уровни шума не считаютсядействительными. Обычно определяется базовой линией "окна" анализа или амплитудными, нелинейнымихарактеристиками компонентов в измерительной и анализирующей системе. Уровни шума после регистрациинеаддитивны (т. е. они не включают энергетическую составляющую в измеренные уровни авиационногошума).

3-42 Техническое руководство по окружающей среде3.6.3.1 Допущения3.6.3 Методика корректировки на фоновый шумa) Типичный спектр авиационного шума, измеряемый на земле, содержит уровни третьоктавныхполос, которые уменьшаются по амплитуде с повышением частоты. Такой спад высокочастотныххарактеристик происходит главным образом из-за влияния атмосферного поглощения.b) Типичный исходный спектр электронной аппаратуры содержит уровни третьоктавных полос,которые увеличиваются по амплитуде с повышением частоты.c) Согласно допущениям, приведенным в a) и b), по мере повышения наблюдаемой частоты впределах третьоктавной полосы спектра авиационного шума и после маскирования полосы, всепоследующие высокочастотные полосы также маскируются. Это позволяет ввести понятие LGBдля обозначения частотной полосы, выше которой полосы спектра маскируются.d) Если в некоторых случаях в полосе с более высокой, чем LGB, центральной частотой появляетсядействительный уровень, его присутствие скорее всего связано с небольшими изменениями вуровнях до регистрации и/или с тем, что уровни измеренного спектра третьоктавных полосавиационного шума приближаются по значению к уровням фонового шума в целом, и поэтому егоэнергетическое воздействие не будет значительным. Следует иметь в виду, что такая предпосылкаверна только при отсутствии значительных генерируемых воздушным судном тонов в зонемаскировки. Поэтому можно не принимать во внимание возможность появления действительногоуровня в полосе с более высокой, чем LGB, центральной частотой. Заявители, которыепредпочитают использовать алгоритмы для выявления и решения таких ситуаций, могут этоделать, однако любая методика может быть применена только после утверждениясертифицирующим органом.3.6.3.2 Описание поэтапного порядка действий3.6.3.2.1 Определение шума по регистрацииУсредненный по времени спектр третьоктавных полос уровней шума до регистрации для каждогоиспытания или серии испытаний, производимых в течение непродолжительного периода времени, должен бытьполучен путем записи и анализа окружающего шума на протяжении репрезентативного периода времени (30 сили более). Следует обязательно убедиться в том, что эта выборка "окружающего" шума с достаточнымоснованием является тем шумом, который присутствует при измерениях во время испытательных полетоввоздушного судна. При записи окружающего шума все усилительные каскады и аттенюаторы должны бытьнастроены так же, как и во время испытательных полетов воздушного судна, с тем чтобы обеспечить такжерепрезентативность шума от измерительной аппаратуры. Если для измерений авиационного шума требуетсяустанавливать несколько уровней усиления, следует записывать выборку окружающего шума отдельно длякаждого используемого уровня усиления.3.6.3.2.2 Определение шума после регистрацииСпектр третьоктавной полосы уровней шума после регистрации следует определять на основаниииспытаний или спецификаций изготовителя для каждой используемой конфигурации измерений/анализа,включая различные устанавливаемые уровни усиления и/или чувствительности. Эти минимальныедействительные уровни могут определяться на основе ограничений индикации (например, бланкированиеотображаемой индикации, когда уровни падают ниже определенного значения), амплитудной нелинейностиили других неаддитивных ограничений. В тех случаях, когда несколько компонентов или каскадов системы

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-43измерения/анализа задают ряд минимально действительных уровней, следует использовать наиболееограничивающий уровень в каждой третьоктавной полосе.3.6.3.2.3 Испытание шума до регистрации относительно шума после регистрацииСледует установить действительность уровней шума до регистрации, прежде чем эти уровни могутбыть использованы для корректировки действительных уровней авиационного шума. Любой уровень шума дорегистрации, который равен уровню шума после регистрации или меньше него в конкретной третьоктавнойполосе, следует считать недействительным и поэтому не должен использоваться в процессе корректировки.3.6.3.2.4 Определение критериев маскировкиПосле установления спектров шума до регистрации и шума после регистрации можно определитькритерии маскировки. Для каждой третьоктавной полосы сравните действительный уровень шума дорегистрации +3 дБ с уровнем шума после регистрации +1 дБ. Наивысший из этих уровней используется вкачестве критерия маскировки для данной полосы. Если для конкретной третьоктавной полосыдействительный уровень шума до регистрации отсутствует, в этом случае в качестве критерия маскировки дляданной полосы используется уровень шума после регистрации +1 дБ. Окно 3 дБ выше уровней шума дорегистрации позволяет удваивать энергию, что может иметь место, если уровень авиационного шума был быравен уровню шума до регистрации. Окно 1 дБ выше уровней шума после регистрации допускает приемлемуювеличину ошибки в определении указанных уровней.3.6.3.2.5 Определение маскируемых уровнейКаждый спектр в изменении авиационного шума во времени можно оценить на предмет маскировкипутем сравнения уровней третьоктавных полос с уровнями критериев маскировки. Во всех случаях, когдауровень авиационного шума в конкретной полосе меньше соответствующего критерия маскировки или равенему, этот уровень авиационного шума считается маскируемым. Следует вести учет того, какие полосы вкаждом спектре маскируются.3.6.3.2.6 Определение LGBДля каждой полусекундной записи спектра определите немаскируемую третьоктавную полосунаивысшей частоты ("последняя хорошая полоса" или "LGB"), начиная с полосы 630 Гц и следуя повозрастающей по номерам полос (т. е. увеличивая частоту), пока не обнаружите маскируемую полосу. В этойточке установите LGB для данной записи спектра, равной полосе ниже маскируемой полосы. Самой низкойполосой частот, которая может быть определена как LGB, является полоса 630 Гц. Другими словами, если обеполосы 630 Гц и 800 Гц маскируются, для данного спектра нельзя осуществить восстановление маскируемыхуровней и 13 полос между 630 Гц и 10 кГц включительно следует оставить в существующем состоянии иобозначить их как маскируемые. Согласно пределам маскировки, указанным в п. 3.6.4.2 a), такой спектр несчитается действительным для расчета EPNL.3.6.3.2.7 Корректировка действительных уровней на фоновый шумВ каждом полусекундном спектре для каждой действительной полосы до и включая LGB произведитевычитание энергетической составляющей действительного уровня до регистрации из действительногоизмеренного уровня в изменении авиационного шума во времени, используя:⎡⎣( L /10) ( L /10)⎤⎦AIRCRAFTPRE-DETECTION10 log1010 −10 .

3-44 Техническое руководство по окружающей средеВычитание энергетической составляющей должно производиться по всем действительным уровнямшума третьоктавных полос. Для любой третьоктавной полосы, где отсутствует действительный уровень шумадо регистрации, вычитание энергетической составляющей производить нельзя (т. е. такую корректировкунельзя применять, когда маскируются либо измеренный по изменению во времени уровень авиационного шума,либо уровень авиационного шума до регистрации).3.6.3.2.8 Корректировка действительных уровней для приведения к условиям измеренийПрежде чем производить восстановление маскируемых уровней, действительные уровни, которыебыли скорректированы на присутствие шума до регистрации, должны также затем корректироваться почастотно-зависимым коррективам, таким как частотные характеристики системы, чувствительность микрофонак давлению и чувствительность в свободном поле, а также зависящие от падения звука потери, вносимыеветрозащитным экраном. Эти корректировки нельзя применять к маскируемым уровням.3.6.3.2.9 Восстановление низкочастотных маскируемых полосВ тех случаях, когда между двумя соседними действительными полосами обнаруживается однамаскируемая низкочастотная третьоктавная полоса, маскируемый уровень можно сохранить или вместомаскируемого уровня можно использовать среднее арифметическое значение скорректированных уровнейсоседних действительных полос. Если используется среднее значение, данный уровень следуетклассифицировать как восстановленный. Однако, если маскируемые низкочастотные полосы обнаруживаютсярядом с другими маскируемыми низкочастотными полосами, эти маскируемые уровни следует оставить исохранить классификацию как маскируемые. Представленная в данном п. 3.6.3 методика не предусматриваеткакого-либо другого вида восстановления маскируемых низкочастотных полос.3.6.3.2.10 Восстановление уровней маскируемых высокочастотных полосМетодами, используемыми для восстановления маскируемых уровней третьоктавных полос для полосна частотах выше, чем LGB для каждой записи спектра, являются частотная экстраполяция и временнаяэкстраполяция. Прежде чем производить такое восстановление маскируемых уровней полос, следуетопределить коэффициенты затухания звука третьоктавных полос (либо в дБ на 100 м, либо в дБ на 1000 фут).Следует иметь в виду, что, прежде чем производить восстановление, следует также вычислить координатыизлучения шума, поскольку данная методика зависит от дальности распространения звука.3.6.3.2.10.1 Метод частотной экстраполяцииДля спектра, в котором LGB расположен на третьоктавной полосе 2 кГц или выше нее, используетсяметод частотной экстраполяции. Данный метод восстанавливает маскируемые высокочастотные полосы,начиная со связанного с LGB уровня в том же спектре. Уровни всех полос на более высоких частотах, чем LGB,должны восстанавливаться с использованием данного метода. Любые экстраполированные по частоте уровнидолжны классифицироваться как восстановленные. Восстановите уровень маскируемых полос по следующемууравнению:SRk 60 SRkLxik ,= Ljk ,+ αj− αj+ 20logREF10100 100 6060 SRk 60+ αi− α 20logREFi+10,100 100 SRkкоторое можно упростить как:

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-45SR 60Lx = L + ⎡α − α ⎤ + ⎡α −α⎤ ,kik , jk , ⎣ j i⎦ iREFjREF100 ⎣ ⎦100где:– i – подлежащая экстраполяции маскируемая полоса;– k – представляющая интерес запись;– j – LGB в записи k;– Lx i,k – экстраполированный по частоте уровень в дБ для маскируемой полосы i и записи спектра k;– L j,k – уровень для LGB в записи k после применения всех корректировок в день испытаний,включая вычитание энергетической составляющей шума до регистрации, корректировок системыи микрофона и т. д.;– α j – коэффициент затухания звука в день испытаний (дБ на 100 м) для LGB;– α i – коэффициент затухания звука в день испытаний (дБ На 100 м) для полосы i;––αj REF– исходный коэффициент затухания звука (дБ на 100 м) при 25 °C (77 °F), 70-процентнойотносительной влажности (RH)) для LGB;αi REF– исходный коэффициент затухания звука (дБ на 100 м) (при 25 °C (77 °F), 70 % RH) длямаскируемой полосы i;– SR k – наклонная дальность или расстояние акустического распространения в метрах в моментизлучения шума для записи спектра k между воздушным судном и микрофоном.Данная методика основывается на допущении, что спектр воздушного судна является "плоским" (т. е.все уровни высокочастотных полос равны) на расстоянии 60 м (197 фут) при исходных условиях (25 °C (77 °F),70 % RH). Концепцию данного процесса можно разъяснить в следующей последовательности:a) уровень для полосы j, немаскируемая полоса наивысшей частоты в записи спектра k, который ужебыл скорректирован с приведением к условиям измерений, корректируется по эффектураспространения в день испытаний для получения уровня источника и затем корректируется сиспользованием исходного эффекта распространения до расстояния 60 м (197 фут) от источника;b) затем этот уровень обозначается как уровень для всех высокочастотных маскируемых полос(полоса i, полоса i + 1 и т. д.) на расстоянии 60 м (197 фут);c) для каждой маскируемой высокочастотной полосы определяется новый уровень источника путемизъятия соответствующего эффекта распространения в исходный день;d) экстраполированный уровень, который был бы измерен на земле в отсутствие фонового шума,определяется для каждой маскируемой высокочастотной полосы путем прибавления эффектараспространения в день испытаний к каждому из уровней источника, определенных в с) выше.3.6.3.2.10.2 Метод временной экстраполяцииДля спектра, где LGB находится на третьоктавной полосе 630 Гц или между третьоктавной полосой иполосой 1,6 кГц, используется метод временной экстраполяции. Этот метод восстанавливает маскируемуюполосу в спектре из ближайшей записи спектра (т. е. ближайшей по времени), для которой данная полосаявляется действительной. С помощью этого метода временной экстраполяции должны быть восстановлены

3-46 Техническое руководство по окружающей средеуровни для всех третьоктавных полос с частотами выше частоты LGB. Любые экстраполированные по времениуровни следует классифицировать как восстановленные. Восстановите уровни маскируемых полос, используяследующее уравнение:⎡SR mSRk ⎤ ⎡SR⎤mLxik ,= Lim ,+ αi⎢− 20log10,100 100⎥+ ⎢ ⎥⎣ ⎦ ⎣ SRk ⎦где:– Lx i,k – экстраполированный по времени уровень в дБ для маскируемой полосы i и записи спектра k;– L i,m – скорректированный уровень в дБ для полосы i с записи спектра m, которая являетсяближайшей по времени записи к записи k, в которой полоса i содержит действительный уровень;– SR m – наклонная дальность или расстояние акустического распространения в метрах на моментизлучения шума для записи спектра m между воздушным судном и микрофоном;– SR k – наклонная дальность или расстояние акустического распространения в метрах на моментизлучения шума для записи спектра k между воздушным судном и микрофоном;– αi– коэффициент затухания звука в день испытаний (дБ на 100 м) для полосы i.Данная методика основана на допущении, что спектр воздушного судна при пролете являтсявсенаправленным.3.6.3.2.11 Обработка спектров после восстановления маскируемых полосПосле восстановления маскируемых данных процедура корректировки на фоновый шум считаетсязавершенной. Скорректированный измеренный набор данных, состоящий из скорректированных уровней,восстановленных уровней и, возможно, некоторых маскируемых уровней, затем используется для получениявеличины PNLT с изменением во времени в день испытаний, как изложено в п. 4.3 добавления 2 Приложения.Идентификация маскируемых данных должна быть всегда доступна для использования в ходе выполненияпроцедуры поправки на тональность, поскольку любая поправка на тональность, которая является результатомкорректировки на фоновый шум, может быть удалена из процесса выявления максимального тона в спектре.При использовании этой методики корректировки на фоновый шум полоса, обозначенная как LGB, должнарассматриваться последней полосой при расчете поправки на тональность с помощью способа, предписанногодля полосы 10 кГц в п. 4.3.1 добавления 2 Приложения, включая расчет нового наклона для полосы LGB + 1,который равен наклону при LGB (т. е. s′(LGB + 1,k) = s′(LGB,k)) в этапе 5 методики поправки на тональность.3.6.4 Общие положения3.6.4.1 Ограничения и требования в отношении любойметодики корректировки на фоновый шумЛюбой метод корректировки на влияние фонового шума должен быть утвержден сертифицирующиморганом, прежде чем он будет использоваться. Методика корректировки, представленная в п. 3.6.3.2, включаетприменимые ограничения и требования. Ниже приводятся те ограничения и требования, которые применяютсяко всем методикам.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-47Заявитель должен продемонстрировать с помощью узкополосного анализа или другими методами, чтово время продолжительности EPNL в маскируемых третьоктавных полосах не возникает значительныхгенерируемых воздушным судном тонов.К маскируемым данным нельзя применять ни частотно-зависимые корректировки, ни вычитаниеэнергетической составляющей уровней до регистрации шума.Когда маскируются последовательные третьоктавные полосы в диапазоне 2,5–10 кГц включительно,но последовательные полосы не маскируются в диапазоне 800 Гц – 2 кГц включительно, на всех последующихмаскируемых полосах с номинальными частотами более 2 кГц следует производить частотную экстраполяцию,как указано в п. 3.6.3.2.10.1.Когда маскируются последовательные третьоктавные полосы в диапазоне 800 Гц – 2 кГцвключительно, на всех последующих маскируемых полосах с номинальными частотами более 630 Гц следуетпроизводить временную экстраполяцию, как указано в п. 3.6.3.2.10.2.В тех случаях, когда между двумя соседними действительными полосами возникает одна маскируемаятретьоктавная полоса, уровни соседних скорректированных полос могут быть арифметически усреднены иусредненный уровень может быть использован вместо маскируемого уровня. Если маскируемый уровеньсохраняется, он должен быть включен в отсчет маскируемых уровней в методике, изложенный в п. 3.6.4.2.3.6.4.2 Непризнание спектров из-за маскировкиСпектр становится недействительным, если превалируют следующие условия:a) если после восстановления маскируемых полос более четырех третьоктавных полос сохраняютмаскируемые значения;b) для записей в пределах 1 с от записи, связанной со спектром PNLT max (т. е. 5 полусекундныхзаписей данных), если:1) более четырех высокочастотных полос требуют восстановления; или2) LGB располагается на третьоктавной полосе 3150 Гц или ниже, когда используетсяприведенная в примере в п. 3.6.3.2 методика корректировки на фоновый шум.Примечание. Если недействительный спектр возникает в пределах периода уменьшения уровня шумана 10 дБ, испытательный полет воздушного судна считается недействительным и не может бытьиспользован для целей сертификации воздушного судна по шуму.3.6.4.3 Особые соображения относительно поправки на тональность из-за маскировкиКогда максимальная поправка на тональность для спектра третьоктавной полосы имеет место намаскируемой или восстановленной полосе, поправку на тональность для этого спектра нельзя просто привестик нулю. Необходимо вычислить максимальную поправку на тональность для данного спектра, принимая вовнимание маскируемые или восстановленные уровни. Любая поправка на тональность, являющаясярезультатом корректировки на фоновый шум, может быть удалена, при необходимости, любым из следующихдвух методов:a) когда используется методика корректировки по фоновому шуму в примере, изложенном вп. 3.6.3.2, или, в особенности, когда все высокочастотные полосы в спектре маскируются почастотами выше определенной полосы (т. е. "LGB"), полосу, обозначенную LGB, следуетрассматривать как последнюю полосу при расчете поправки на тональность способом,

3-48 Техническое руководство по окружающей средепредписанным для полосы 10 кГц (полоса № 24) в п. 4.3.1 добавления 2 Приложения, включаярасчет нового наклона для полосы выше LGB, равного наклону полосы на LGB(т. е. s′(LGB + 1,k) = s′(LGB,k)) в этапе 5 методики поправки на тональность; илиb) при введении поправок на тональность в третьоктавных полосах, которые маскируются иливосстанавливаются, установить F на ноль на этапе 9 методики введения поправок на тональность изаново рассчитайте максимальную поправку на тональность для данного спектра.Примечание. Все уровни полос в спектре, скорректированные, восстановленные или маскируемые,должны быть включены в расчет значения PNL для данного спектра.3.6.4.4 Обработка маскируемых данных в наборах данных исходных условийДля любого спектра третьоктавной полосы, приведенного к исходным условиям, все полосы, включаяполосы, содержащие маскируемые уровни или восстановленные уровни, в том числе значения менее 0 дБ,должны корректироваться с учетом различий между условиями испытаний и исходными условиями (т. е.атмосферное поглощение и сферическое распространение). Особые соображения относительно поправки натональность, перечисленные в п. 3.6.3.2, применяются как к испытательным, так и к исходным наборамданных.3.7 СИСТЕМЫ СНИЖЕНИЯ ШУМАНа воздушном судне могут применяться системы снижения шума, которые для снижения шумаменяют его конфигурацию или эксплуатационный режим, или могут использоваться устройства илиподсистемы, которые непосредственно снижают излучение шума или противодействуют ему. Определены двекатегории систем: автоматические системы снижения шума (VNRS) и выбираемые системы снижения шума(SNRS), в которых используются различные способы активации/приведения в действие этих систем. Нижеприводится общие инструктивные указания в отношении сертификации по шуму воздушных судов,оснащенных этими системами.3.7.1 Автоматические системы снижения шумаСистема VNRS является неотъемлемым компонентом конструкции или подсистемой воздушногосудна, которая для снижения шума автоматически меняет конфигурацию или эксплуатационный режимвоздушного судна.Примечание 1. Если пилоту требуется ввести в действие, т. е. включить, автоматическиуправляемую систему снижения шума или если пилот может отключить (выключить) автоматическиуправляемую систему снижения шума, такая система не считается системой VNRS.Примечание 2. Воздушное судно может быть оснащено автоматическими системами, в основномпредназначенными для улучшения летно-технических характеристик, снижения эмиссии двигателей и/илиповышения безопасности полета, которые также могут влиять на шум. Такие воздушные суда могут бытьсертифицированы по шуму с использованием инструктивного материала для воздушных судов с VNRS. Притаких изменениях существующих конструкций типа применяются инструктивные указания, содержащиеся вп. 2.3 главы 2 относительно "отсутствия акустических изменений".При оснащении воздушного судна системой VNRS характеристики VNRS могут не позволитьвыполнить полет в соответствии с указанной в Приложении применяемой исходной методикой(ами). В такихслучаях исходные методики для сертификации по шуму оснащенного VNRS воздушного судна должныотличаться от методик, указанных в Приложении, но лишь настолько, насколько того требуют расчетные

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-49характеристики, которые обусловливают такие отличия, и такие методики должны быть утвержденысертифицирующим органом (см. пп. 3.6.1.4, 5.6.1.4, 8.6.1.4 и 10.5.1.3 Приложения).VNRS может повлиять на процесс сертификации по шуму воздушного судна не только в частиотклонений от исходных методик тома I Приложения 16. В плане сертификации по шуму оснащенного VNRSвоздушного судна следует учитывать три основных элемента, а именно:a) необходимость, если таковая имеется, отклониться от исходных методик Приложения;b) адаптация/модификация методик испытаний для обеспечения соблюдения требованийПриложения;c) применение существующих методик в Приложении для приведения измеренных данных кисходным условиям.Имеющийся на данный момент опыт показал, что эти элементы могут быть взаимосвязаны, чтопотребует внимательного изучения всех трех элементов при разработке приемлемого плана сертификации пошуму.3.7.1.1 Исходные методикиВ исходных методиках Приложения, как правило, используются постоянная траектория полета ипостоянные эксплуатационные параметры. Однако VNRS может вызвать непостоянные исходные траекторииполета и/или непостоянные эксплуатационные параметры, такие как, соответственно, непостоянные скоростинабора высоты и/или непостоянную частоту вращения ротора двигателя, воздушного винта, несущего винта,которые потребуют отклониться от исходных методик. Помимо уменьшения излучения шума, VNRS может, чтообычно и происходит, повлиять на летно-технические характеристики воздушного судна во время исходнойметодики сертификации по шуму. В некоторых случаях такое влияние может носить косвенный характер ипроявляться в другом затрагиваемом параметре характеристик. При определении любого необходимогоотклонения от исходных методик в Приложении для учета влияния VNRS следует рассматривать как прямое, таки косвенное воздействие этой системы на летно-технические характеристики воздушного судна.Введение в действие VNRS может быть обусловлено одним или несколькими эксплуатационнымирежимами и условиями, такими как воздушная скорость, путевая скорость, относительная высота над уровнемземной поверхности, высота по плотности, барометрическая высота и температура окружающего воздуха. Точкиначала и окончания исходной траектории полета для любого перехода, вызванного VNRS, следует определять сиспользованием исходных условий испытаний и метеорологических условий.3.7.1.2 Условия испытаний и методикиКогда VNRS приводит к непостоянной исходной траектории полета воздушного судна, следуетприменять, при условии утверждения сертифицирующим органом, допуски на траекторию полета (пределыотклонения по высоте и бокового отклонения), указанные в Приложении для соответствующей постояннойисходной методики. Аналогичным образом, когда VNRS вызывает непостоянные эксплуатационные параметрывоздушного судна, следует определить исходный режим для затрагиваемых эксплуатационных параметров поисходной траектории полета и при проведении испытаний к исходному режиму следует применять разрешенныеПриложением допуски для этого параметра, при условии утверждения сертифицирующим органом.3.7.1.3 Коррективы к данным измерения шумаКоррективы к измеренным данным в Приложении основываются на постоянных исходных методиках.Однако VNRS может привести к применению непостоянной исходной методики (методик), которая в свою

3-50 Техническое руководство по окружающей средеочередь повлияет на коррективы к измеренным данным, которые учитывают отклонения во время испытанийот исходных профилей полета и условий испытаний. Коррективы к измеренным данным, указанные вПриложении, следует модифицировать только при необходимости учитывать любые отклонения от исходныхметодик в Приложении. Во многих случаях потребуется внести лишь незначительные изменения впрограммное обеспечение обработки данных, которые не повлияют на методику корректировки. Любыемодификации коррективов к измеренным данным, указанным в Приложении, включая новые версиипрограммного обеспечения, подлежат утверждению сертифицирующим органом.3.7.1.4 Инструктивные указания Технического руководствапо окружающей среде для конкретных VNRSКонкретные инструктивные указания для технологий VNRS, как правило, будут разрабатываться помере развития этих технологий и их реализации в конструкциях воздушных судов. В таблице 3-5 приводятсяперекрестные ссылки на соответствующие разделы данного руководства, относящиеся к технологиям VNRS, вотношении которых конкретные инструктивные указания были в целом утверждены сертифицирующимиорганами.Tаблица 3-5. Перекрестные ссылки на конкретные инструктивныеуказания в данном руководстве в отношении VNRSАвтоматическиесистемы снижения шума(VNRS)Вертолеты с изменяемойчастотой несущего винтаПрименимая глава/добавление ПриложенияКонкретные инструктивныеуказания, приведенные вданном руководствеГлава 8/добавление 2 Глава 4, п. 4.1.7ПMC № 2 ДОБ2 8.2.1[Методики испытаний привзлете], п. 8)3.7.2 Выбираемые системы снижения шума(Зарезервировано)Примечание. Инструктивный материал, приведенный в п. 3.7, относится только к VNRS, и под этимподразумевается, что все системы снижения шума, которые не отвечают условиям их классификации какVNRS, считаются выбираемыми. Специальные инструктивные указания в отношении SNRS, включаяконкретное определение SNRS, еще не разработаны.3.8 РАСЧЕТ СКОРОСТИ ЗВУКАДля цели сертификации по шуму значение скорости звука, c, рассчитывается по формулеISO 9613-1:1993(E):c = 343,2 (T/T 0 ) ½ м/с илиc = 1 125,9 (T/T 0 ) ½ фут/с,где T 0 = 293,15 ºK, a T является абсолютной температурой окружающего воздуха в градусах Кельвина.Примечание. При исходной температуре сертификации по шуму 25 °C, T = 298,15 °K, a "c"следовательно равно 346,1 м/с (1135,5 фут/с).

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-513.9 СПРАВОЧНЫЕ ТАБЛИЦЫ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ВРУЧНУЮЭФФЕКТИВНОГО УРОВНЯ ВОСПРИНИМАЕМОГО ШУМАВ таблицах 3-6 и 3-7 и на рис. 3-6 содержится информация, используемая для расчета EPNL вручную.Такие расчеты вручную зачастую используются для проверки точности компьютерных программ, применяемыхпри расчетах сертификационных уровней шума.Tаблица 3-6. Зависимость воспринимаемой шумности (в ноях)от уровня звукового давленияЦентральная частота третьоктавных полос (Гц)SPL 50 63 80 100 125 160 200 250 315 400 500 630 800 1000 1250 1600 2000 2500 3150 4000 5000 6300 8000 100004 0,105 0,10 0,11 0,106 0,11 0,12 0,11 0,107 0,12 0,14 0,13 0,118 0,14 0,16 0,14 0,139 0,10 0,16 0,17 0,16 0,1410 0,11 0,17 0,19 0,18 0,16 0,1011 0,13 0,19 0,22 0,21 0,18 0,1212 0,10 0,14 0,22 0,24 0,24 0,21 0,1413 0,11 0,16 0,24 0,27 0,27 0,24 0,1614 0,13 0,18 0,27 0,30 0,30 0,27 0,1915 0,10 0,14 0,21 0,30 0,33 0,33 0,30 0,2216 0,10 0,10 0,10 0,10 0,10 0,11 0,16 0,24 0,33 0,35 0,35 0,33 0,2617 0,11 0,11 0,11 0,11 0,11 0,13 0,18 0,27 0,35 0,38 0,38 0,35 0,30 0,1018 0,10 0,13 0,13 0,13 0,13 0,13 0,15 0,21 0,30 0,38 0,41 0,41 0,38 0,33 0,1219 0,11 0,14 0,14 0,14 0,14 0,14 0,17 0,24 0,33 0,41 0,45 0,45 0,41 0,36 0,1420 0,13 0,16 0,16 0,16 0,16 0,16 0,20 0,27 0,36 0,45 0,49 0,49 0,45 0,39 0,1721 0,10 0,14 0,18 0,18 0,18 0,18 0,18 0,23 0,30 0,39 0,49 0,53 0,53 0,49 0,42 0,21 0,1022 0,11 0,16 0,21 0,21 0,21 0,21 0,21 0,26 0,33 0,42 0,53 0,57 0,57 0,53 0,46 0,25 0,1123 0,13 0,18 0,24 0,24 0,24 0,24 0,24 0,30 0,36 0,46 0,57 0,62 0,62 0,57 0,50 0,30 0,1324 0,10 0,14 0,21 0,27 0,27 0,27 0,27 0,27 0,33 0,40 0,50 0,62 0,67 0,67 0,62 0,55 0,33 0,1525 0,11 0,16 0,24 0,30 0,30 0,30 0,30 0,30 0,35 0,43 0,55 0,67 0,73 0,73 0,67 0,60 0,36 0,1726 0,13 0,18 0,27 0,33 0,33 0,33 0,33 0,33 0,38 0,48 0,60 0,73 0,79 0,79 0,73 0,65 0,39 0,2027 0,10 0,14 0,21 0,30 0,35 0,35 0,35 0,35 0,35 0,41 0,52 0,65 0,79 0,85 0,85 0,79 0,71 0,42 0,2328 0,11 0,16 0,24 0,33 0,38 0,38 0,38 0,38 0,38 0,45 0,57 0,71 0,85 0,92 0,92 0,85 0,77 0,46 0,2629 0,13 0,18 0,27 0,35 0,41 0,41 0,41 0,41 0,41 0,49 0,63 0,77 0,92 1,00 1,00 0,92 0,84 0,50 0,3030 0,10 0,14 0,21 0,30 0,38 0,45 0,45 0,45 0,45 0,45 0,53 0,69 0,84 1,00 1,07 1,07 1,00 0,92 0,55 0,3331 0,11 0,16 0,24 0,33 0,41 0,49 0,49 0,49 0,49 0,49 0,57 0,76 0,93 1,07 1,15 1,15 1,07 1,00 0,60 0,3732 0,13 0,18 0,27 0,36 0,45 0,53 0,53 0,53 0,53 0,53 0,62 0,83 1,00 1,15 1,23 1,23 1,15 1,07 0,65 0,4133 0,14 0,21 0,30 0,39 0,49 0,57 0,57 0,57 0,57 0,57 0,67 0,91 1,07 1,23 1,32 1,32 1,23 1,15 0,71 0,4534 0,10 0,16 0,24 0,33 0,42 0,53 0,62 0,62 0,62 0,62 0,62 0,73 1,00 1,15 1,32 1,41 1,41 1,32 1,23 0,77 0,5035 0,11 0,18 0,27 0,36 0,46 0,57 0,67 0,67 0,67 0,67 0,67 0,79 1,07 1,23 1,41 1,51 1,51 1,41 1,32 0,84 0,5536 0,13 0,21 0,30 0,40 0,50 0,62 0,73 0,73 0,73 0,73 0,73 0,85 1,15 1,32 1,51 1,62 1,62 1,51 1,41 0,92 0,6137 0,15 0,24 0,33 0,43 0,55 0,67 0,79 0,79 0,79 0,79 0,79 0,92 1,23 1,41 1,62 1,74 1,74 1,62 1,51 1,00 0,6738 0,17 0,27 0,37 0,48 0,60 0,73 0,85 0,85 0,85 0,85 0,85 1,00 1,32 1,51 1,74 1,86 1,86 1,74 1,62 1,10 0,7439 0,10 0,20 0,30 0,41 0,52 0,65 0,79 0,92 0,92 0,92 0,92 0,92 1,07 1,41 1,62 1,86 1,99 1,99 1,86 1,74 1,21 0,8240 0,12 0,23 0,33 0,45 0,57 0,71 0,85 1,00 1,00 1,00 1,00 1,00 1,15 1,51 1,74 1,99 2,14 2,14 1,99 1,86 1,34 0,9041 0,14 0,26 0,37 0,50 0,63 0,77 0,92 1,07 1,07 1,07 1,07 1,07 1,23 1,62 1,86 2,14 2,29 2,29 2,14 1,99 1,48 1,0042 0,16 0,30 0,41 0,55 0,69 0,84 1,00 1,15 1,15 1,15 1,15 1,15 1,32 1,74 1,99 2,29 2,45 2,45 2,29 2,14 1,63 1,1043 0,19 0,33 0,45 0,61 0,76 0,92 1,07 1,23 1,23 1,23 1,23 1,23 1,41 1,86 2,14 2,45 2,63 2,63 2,45 2,29 1,79 1,2144 0,10 0,22 0,37 0,50 0,67 0,83 1,00 1,15 1,32 1,32 1,32 1,32 1,32 1,52 1,99 2,29 2,63 2,81 2,81 2,63 2,45 1,99 1,3445 0,12 0,26 0,42 0,55 0,74 0,91 1,08 1,24 1,41 1,41 1,41 1,41 1,41 1,62 2,14 2,45 2,81 3,02 3,02 2,81 2,63 2,14 1,4846 0,14 0,30 0,46 0,61 0,82 1,00 1,16 1,33 1,52 1,52 1,52 1,52 1,52 1,74 2,29 2,63 3,02 3,23 3,23 3,02 2,81 2,29 1,6347 0,16 0,34 0,52 0,67 0,90 1,08 1,25 1,42 1,62 1,62 1,62 1,62 1,62 1,87 2,45 2,81 3,23 3,46 3,46 3,23 3,02 2,45 1,7948 0,19 0,38 0,58 0,74 1,00 1,17 1,34 1,53 1,74 1,74 1,74 1,74 1,74 2,00 2,63 3,02 3,46 3,71 3,71 3,46 3,23 2,63 1,9849 0,10 0,22 0,43 0,65 0,82 1,08 1,26 1,45 1,64 1,87 1,87 1,87 1,87 1,87 2,14 2,81 3,23 3,71 3,97 3,97 3,71 3,46 2,81 2,1850 0,12 0,26 0,49 0,72 0,90 1,17 1,36 1,56 1,76 2,00 2,00 2,00 2,00 2,00 2,30 3,02 3,46 3,97 4,26 4,26 3,97 3,71 3,02 2,4051 0,14 0,30 0,55 0,80 1,00 1,26 1,47 1,68 1,89 2,14 2,14 2,14 2,14 2,14 2,46 3,23 3,71 4,26 4,56 4,56 4,26 3,97 3,23 2,6352 0,17 0,34 0,62 0,90 1,08 1,36 1,58 1,80 2,03 2,30 2,30 2,30 2,30 2,30 2,64 3,46 3,97 4,56 4,89 4,89 4,56 4,26 3,46 2,81

3-52 Техническое руководство по окружающей средеЦентральная частота третьоктавных полос (Гц)SPL 50 63 80 100 125 160 200 250 315 400 500 630 800 1000 1250 1600 2000 2500 3150 4000 5000 6300 8000 1000053 0,21 0,39 0,70 1,00 1,18 1,47 1,71 1,94 2,17 2,46 2,46 2,46 2,46 2,46 2,83 3,71 4,26 4,89 5,24 5,24 4,89 4,56 3,71 3,0254 0,25 0,45 0,79 1,09 1,28 1,58 1,85 2,09 2,33 2,64 2,64 2,64 2,64 2,64 3,03 3,97 4,56 5,24 5,61 5,61 5,24 4,89 3,97 3,2355 0,30 0,51 0,89 1,15 1,35 1,71 2,00 2,25 2,50 2,83 2,83 2,83 2,83 2,83 3,25 4,26 4,89 5,61 6,01 6,01 5,61 5,24 4,26 3,4656 0,34 0,59 1,00 1,29 1,50 1,85 2,15 2,42 2,69 3,03 3,03 3,03 3,03 3,03 3,48 4,56 5,24 6,01 6,44 6,44 6,01 5,61 4,56 3,7157 0,39 0,67 1,09 1,40 1,63 2,00 2,33 2,61 2,88 3,25 3,25 3,25 3,25 3,25 3,73 4,89 5,61 6,44 6,90 6,90 6,44 6,01 4,89 3,9758 0,45 0,77 1,18 1,53 1,77 2,15 2,51 2,81 3,10 3,48 3,48 3,48 3,48 3,48 4,00 5,24 6,01 6,90 7,39 7,39 6,90 6,44 5,24 4,2659 0,51 0,87 1,29 1,66 1,92 2,33 2,71 3,03 3,32 3,73 3,73 3,73 3,73 3,73 4,29 5,61 6,44 7,39 7,92 7,92 7,39 6,90 5,61 4,5660 0,59 1,00 1,40 1,81 2,08 2,51 2,93 3,26 3,57 4,00 4,00 4,00 4,00 4,00 4,59 6,01 6,90 7,92 8,49 8,49 7,92 7,39 6,01 4,8961 0,67 1,10 1,53 1,97 2,26 2,71 3,16 3,51 3,83 4,29 4,29 4,29 4,29 4,29 4,92 6,44 7,39 8,49 9,09 9,09 8,49 7,92 6,44 5,2462 0,77 1,21 1,66 2,15 2,45 2,93 3,41 3,78 4,11 4,59 4,59 4,59 4,59 4,59 5,28 6,90 7,92 9,09 9,74 9,74 9,09 8,49 6,90 5,6163 0,87 1,32 1,81 2,34 2,65 3,16 3,69 4,06 4,41 4,92 4,92 4,92 4,92 4,92 5,66 7,39 8,49 9,74 10,4 10,4 9,74 9,09 7,39 6,0164 1,00 1,45 1,97 2,54 2,88 3,41 3,98 4,38 4,73 5,28 5,28 5,28 5,28 5,28 6,06 7,92 9,09 10,4 11,2 11,2 10,4 9,74 7,92 6,4465 1,11 1,60 2,15 2,77 3,12 3,69 4,30 4,71 5,08 5,66 5,66 5,66 5,66 5,66 6,50 8,49 9,74 11,2 12,0 12,0 11,2 10,4 8,49 6,9066 1,22 1,75 2,34 3,01 3,39 3,98 4,64 5,07 5,45 6,06 6,06 6,06 6,06 6,06 6,96 9,09 10,4 12,0 12,8 12,8 12,0 11,2 9,09 7,3967 1,35 1,92 2,54 3,28 3,68 4,30 5,01 5,46 5,85 6,50 6,50 6,50 6,50 6,50 7,46 9,74 11,2 12,8 13,8 13,8 12,8 12,0 9,74 7,9268 1,49 2,11 2,77 3,57 3,99 4,64 5,41 5,88 6,27 6,96 6,96 6,96 6,96 6,96 8,00 10,4 12,0 13,8 14,7 14,7 13,8 12,8 10,4 8,4969 1,65 2,32 3,01 3,88 4,33 5,01 5,84 6,33 6,73 7,46 7,46 7,46 7,46 7,46 8,57 11,2 12,8 14,7 15,8 15,8 14,7 13,8 11,2 9,0970 1,82 2,55 3,28 4,23 4,69 5,41 6,31 6,81 7,23 8,00 8,00 8,00 8,00 8,00 9,19 12,0 13,8 15,8 16,9 16,9 15,8 14,7 12,0 9,7471 2,02 2,79 3,57 4,60 5,09 5,84 6,81 7,33 7,75 8,57 8,57 8,57 8,57 8,57 9,85 12,8 14,7 16,9 18,1 18,1 16,9 15,8 12,8 10,472 2,23 3,07 3,88 5,01 5,52 6,31 7,36 7,90 8,32 9,19 9,19 9,19 9,19 9,19 10,6 13,8 15,8 18,1 19,4 19,4 18,1 16,9 13,8 11,273 2,46 3,37 4,23 5,45 5,99 6,81 7,94 8,50 8,93 9,85 9,85 9,85 9,85 9,85 11,3 14,7 16,9 19,4 20,8 20,8 19,4 18,1 14,7 12,074 2,72 3,70 4,60 5,94 6,50 7,36 8,57 9,15 9,59 10,6 10,6 10,6 10,6 10,6 12,1 15,8 18,1 20,8 22,3 22,3 20,8 19,4 15,8 12,875 3,01 4,06 5,01 6,46 7,05 7,94 9,19 9,85 10,3 11,3 11,3 11,3 11,3 11,3 13,0 16,9 19,4 22,3 23,9 23,9 22,3 20,8 16,9 13,876 3,32 4,46 5,45 7,03 7,65 8,57 9,85 10,6 11,0 12,1 12,1 12,1 12,1 12,1 13,9 18,1 20,8 23,9 25,6 25,6 23,9 22,3 18,1 14,777 3,67 4,89 5,94 7,66 8,29 9,19 10,6 11,3 11,8 13,0 13,0 13,0 13,0 13,0 14,9 19,4 22,3 25,6 27,4 27,4 25,6 23,9 19,4 15,878 4,06 5,37 6,46 8,33 9,00 9,85 11,3 12,1 12,7 13,9 13,9 13,9 13,9 13,9 16,0 20,8 23,9 27,4 29,4 29,4 27,4 25,6 20,8 16,979 4,49 5,90 7,03 9,07 9,76 10,6 12,1 13,0 13,6 14,9 14,9 14,9 14,9 14,9 17,1 22,3 25,6 29,4 31,5 31,5 29,4 27,4 22,3 18,180 4,96 6,48 7,66 9,85 10,6 11,3 13,0 13,9 14,6 16,0 16,0 16,0 16,0 16,0 18,4 23,9 27,4 31,5 33,7 33,7 31,5 29,4 23,9 19,481 5,48 7,11 8,33 10,6 11,3 12,1 13,9 14,9 15,7 17,1 17,1 17,1 17,1 17,1 19,7 25,6 29,4 33,7 36,1 36,1 33,7 31,5 25,6 20,882 6,06 7,81 9,07 11,3 12,1 13,0 14,9 16,0 16,9 18,4 18,4 18,4 18,4 18,4 21,1 27,4 31,5 36,1 38,7 38,7 36,1 33,7 27,4 22,383 6,70 8,57 9,87 12,1 13,0 13,9 16,0 17,1 18,1 19,7 19,7 19,7 19,7 19,7 22,6 29,4 33,7 38,7 41,5 41,5 38,7 36,1 29,4 23,984 7,41 9,41 10,7 13,0 13,9 14,9 17,1 18,4 19,4 21,1 21,1 21,1 21,1 21,1 24,3 31,5 36,1 41,5 44,4 44,4 41,5 38,7 31,5 25,685 8,19 10,3 11,7 13,9 14,9 16,0 18,4 19,7 20,8 22,6 22,6 22,6 22,6 22,6 26,0 33,7 38,7 44,4 47,6 47,6 44,4 41,5 33,7 27,486 9,95 11,3 12,7 14,9 16,0 17,1 19,7 21,1 22,4 24,3 24,3 24,3 24,3 24,3 27,9 36,1 41,5 47,6 51,0 51,0 47,6 44,4 36,1 29,487 10,0 12,1 13,9 16,0 17,1 18,4 21,1 22,6 24,0 26,0 26,0 26,0 26,0 26,0 29,0 38,7 44,4 51,0 54,7 54,7 51,0 47,6 38,7 31,588 11,1 13,0 14,9 17,1 18,4 19,7 22,6 24,3 25,8 27,9 27,9 27,9 27,9 27,9 32,0 41,5 47,6 54,7 58,6 58,6 54,7 51,0 41,5 33,789 12,2 13,9 16,0 18,4 19,7 21,1 24,3 26,0 27,7 29,9 29,9 29,9 29,9 29,9 34,3 44,4 51,0 58,6 62,7 62,7 58,6 54,7 44,4 36,190 13,5 14,9 17,1 19,7 21,1 22,6 26,0 27,9 29,7 32,0 32,0 32,0 32,0 32,0 36,8 47,6 54,7 62,7 67,2 67,2 62,7 58,6 47,6 38,791 14.9 16.0 18.4 21.1 22.6 24.3 27.9 29.9 31.8 34.3 34.3 34.3 34.3 34.3 39.4 51.0 58.6 67.2 72.0 72.0 67.2 62.7 51.0 41.592 16,0 17,1 19,7 22,6 24,3 26,0 29,9 32,0 34,2 36,8 36,8 36,8 36,8 36,8 42,2 54,7 62,7 72,0 77,2 77,2 72,0 67,2 54,7 44,493 17,1 18,4 21,1 24,3 26,0 27,9 32,0 34,3 36,7 39,4 39,4 39,4 39,4 39,4 45,3 58,6 67,2 77,2 82,7 82,7 77,2 72,0 58,6 47,694 18,4 19,7 22,6 26,0 27,9 29,9 34,3 36,8 39,4 42,2 42,2 42,2 42,2 42,2 48,5 62,7 72,0 82,7 88,6 88,6 82,7 77,2 62,7 51,095 19,7 21,1 24,3 27,9 29,9 32,0 36,8 39,4 42,2 45,3 45,3 45,3 45,3 45,3 52,0 67,2 77,2 88,6 94,9 94,9 88,6 82,7 67,2 54,796 21,1 22,6 26,0 29,9 32,0 34,3 39,4 42,2 45,3 48,5 48,5 48,5 48,5 48,5 55,7 72,0 82,7 94,9 102 102 94,9 88,6 72,0 58,697 22,6 24,3 27,9 32,0 34,3 36,8 42,2 45,3 48,5 52,0 52,0 52,0 52,0 52,0 59,7 77,2 88,6 102 109 109 102 94,9 77,2 62,798 24,3 26,0 29,9 34,3 36,8 39,4 45,3 48,5 52,0 55,7 55,7 55,7 55,7 55,7 64,0 82,7 94,9 109 117 117 109 102 82,7 67,299 26,0 27,9 32,0 36,8 39,4 42,2 48,5 52,0 55,7 59,7 59,7 59,7 59,7 59,7 68,6 88,6 102 117 125 125 117 109 88,6 72,0100 27,9 29,9 34,3 39,4 42,2 45,3 52,0 55,7 59,7 64,0 64,0 64,0 64,0 64,0 73,5 94,9 109 125 134 134 125 117 94,9 77,2101 29,9 32,0 36,8 42,2 45,3 48,5 55,7 59,7 64,0 68,6 68,6 68,6 68,6 68,6 78,8 102 117 134 144 144 134 125 102 82,7102 32,0 34,3 39,4 45,3 48,5 52,0 59,7 64,0 68,6 73,5 73,5 73,5 73,5 73,5 84,4 109 125 144 154 154 144 134 109 88,6103 34,3 36,8 42,2 48,5 52,0 55,7 64,0 68,6 73,5 78,8 78,8 78,8 78,8 78,8 90,5 117 134 154 165 165 154 144 117 94,9104 36,8 39,4 45,3 52,0 55,7 59,7 68,6 73,5 78,8 84,4 84,4 84,4 84,4 84,4 97,0 125 144 165 177 177 165 154 125 102105 39,4 42,2 48,5 55,7 59,7 64,0 73,5 78,8 84,4 90,5 90,5 90,5 90,5 90,5 104 134 154 177 189 189 177 165 134 109106 42,2 45,3 52,0 59,7 64,0 68,6 78,8 84,4 90,5 97,0 97,0 97,0 97,0 97,0 111 144 165 189 203 203 189 177 144 117107 45,3 48,5 55,7 64,0 68,6 73,5 84,4 90,5 97,0 104 104 104 104 104 119 154 177 203 217 217 203 189 154 125108 48,5 52,0 59,7 68,6 73,5 78,8 90,5 97,0 104 111 111 111 111 111 128 165 189 217 233 233 217 203 165 134109 52,0 55,7 64,0 73,5 78,8 84,4 97,0 104 111 119 119 119 119 119 137 177 203 233 249 249 233 217 177 144110 55,7 59,7 68,6 78,8 84,4 90,5 104 111 119 128 128 128 128 128 147 189 217 249 267 267 249 233 189 154111 59,7 64,0 73,5 84,4 90,5 97,0 111 119 128 137 137 137 137 137 158 203 233 267 286 286 267 249 203 165112 64,0 68,6 78,8 90,5 97,0 104 119 128 137 147 147 147 147 147 169 217 249 286 307 307 286 267 217 177113 68,6 73,5 84,4 97,0 104 111 128 137 147 158 158 158 158 158 181 233 267 307 329 329 307 286 233 189114 73,5 78,8 90,5 104 111 119 137 147 158 169 169 169 169 169 194 249 286 329 352 352 329 307 249 203

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-53Центральная частота третьоктавных полос (Гц)SPL 50 63 80 100 125 160 200 250 315 400 500 630 800 1000 1250 1600 2000 2500 3150 4000 5000 6300 8000 10000115 78,8 84,4 97,0 111 119 128 147 158 169 181 181 181 181 181 208 267 307 352 377 377 352 329 267 217116 84,4 90,5 104 119 128 137 158 169 181 194 194 194 194 194 223 286 329 377 404 404 377 352 286 233117 90,5 97,0 111 128 137 147 169 181 194 208 208 208 208 208 239 307 352 404 433 433 404 377 307 249118 97,0 104 119 137 147 158 181 194 208 223 223 223 223 223 256 329 377 433 464 464 433 404 329 267119 104 111 128 147 158 169 194 208 223 239 239 239 239 239 274 352 404 464 497 497 464 433 352 286120 111 119 137 158 169 181 208 223 239 256 256 256 256 256 294 377 433 497 533 533 497 464 377 307121 119 128 147 169 181 194 223 239 256 274 274 274 274 274 315 404 464 533 571 571 533 497 404 329122 128 137 158 181 194 208 239 256 274 294 294 294 294 294 338 433 497 571 611 611 571 533 433 352123 137 147 169 194 208 223 256 274 294 315 315 315 315 315 362 464 533 611 655 655 611 571 464 377124 147 158 181 208 223 239 274 294 315 338 338 338 338 338 388 497 571 655 702 702 655 611 497 404125 158 169 194 223 239 256 294 315 338 362 362 362 362 362 416 533 611 702 752 752 702 655 533 433126 169 181 208 239 256 274 315 338 362 388 388 388 388 388 446 571 655 752 806 806 752 702 571 464127 181 194 223 256 274 294 338 362 388 416 416 416 416 416 478 611 702 806 863 863 806 752 611 497128 194 208 239 274 294 315 362 388 416 446 446 446 446 446 512 655 752 863 925 925 863 806 655 533129 208 223 256 294 315 338 388 416 446 478 478 478 478 478 549 702 806 925 991 991 925 863 702 571130 223 239 274 315 338 362 416 446 478 512 512 512 512 512 588 752 863 991 1062 1062 991 925 752 611131 239 256 294 338 362 388 446 478 512 549 549 549 549 549 630 806 925 1062 1137 1137 1062 991 806 655132 256 274 315 362 388 416 478 512 549 588 588 588 588 588 676 863 991 1137 1219 1219 1137 1062 863 702133 274 294 338 388 416 446 512 549 588 630 630 630 630 630 724 925 1062 1219 1306 1306 1219 1137 925 752134 294 315 362 416 446 478 549 588 630 676 676 676 676 676 776 991 1137 1306 1399 1399 1306 1219 991 806135 315 338 388 446 478 512 588 630 676 724 724 724 724 724 832 1062 1219 1399 1499 1499 1399 1306 1062 863136 338 362 416 478 512 549 630 676 724 776 776 776 776 776 891 1137 1306 1499 1606 1606 1499 1399 1137 925137 362 388 446 512 549 588 676 724 776 832 832 832 832 832 955 1219 1399 1606 1721 1721 1606 1499 1219 991138 388 416 478 549 588 630 724 776 832 891 891 891 891 891 1024 1306 1499 1721 1844 1844 1721 1606 1306 1062139 416 446 512 588 630 676 776 832 891 955 955 955 955 955 1098 1399 1606 1844 1975 1975 1844 1721 1399 1137140 446 478 549 630 676 724 832 891 955 1024 1024 1024 1024 1024 1176 1499 1721 1975 1975 1844 1499 1219141 478 512 588 676 724 776 891 955 1024 1098 1098 1098 1098 1098 1261 1606 1844 1975 1606 1306142 512 549 630 724 776 832 955 1024 1098 1176 1176 1176 1176 1176 1351 1721 1975 1721 1399143 549 588 676 776 832 891 1024 1098 1176 1261 1261 1261 1261 1261 1448 1844 1844 1499144 588 630 724 832 891 955 1098 1176 1261 1351 1351 1351 1351 1351 1552 1975 1975 1606145 630 676 776 891 955 1024 1176 1261 1351 1448 1448 1448 1448 1448 1664 1721146 676 724 832 955 1024 1098 1261 1351 1448 1552 1552 1552 1552 1552 1783 1844147 724 776 891 1024 1098 1176 1351 1448 1552 1664 1664 1664 1664 1664 1911 1975148 776 832 955 1098 1176 1261 1448 1552 1664 1783 1783 1783 1783 1783 2048149 832 891 1024 1176 1261 1351 1552 1664 1783 1911 1911 1911 1911 1911150 891 955 1098 1261 1351 1448 1664 1783 1911 2048 2048 2048 2048 2048

3-54 Техническое руководство по окружающей средеTаблица 3-7.Пример расчета поправки на тональность для турбовентиляторного двигателя1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11Полоса(i)fГцSPLдБSдБЭтап1│ΔS│дБЭтап2SPL′дБЭтап4S′дБЭтап5sдБЭтап6SPL″дБЭтап7FдБЭтап8CдБЭтап91 50 — — — — — — — — —2 63 — — — — — — — — —3 80 70 — — 70 –8 –2⅓ 70 —4 100 62 –8 — 62 –8 +3⅓ 67⅔ —5 125 70 + 8 16 71 +9 +6⅔ 71 —6 160 80 +10 2 80 +9 +2⅔ 77⅔ 2⅓ 0,297 200 82 + 2 8 82 +2 –1⅓ 80⅓ 1⅔ 0,068 250 83 +1 1 79 –3 –1⅓ 79 4 0,619 315 76 – 7 8 76 –3 +⅓ 77⅔ —10 400 80 + 4 11 78 +2 +1 78 2 0,1711 500 80 0 4 80 +2 0 79 —12 630 79 –1 1 79 –1 0 79 —13 800 78 –1 0 78 –1 –⅓ 79 —14 1 000 80 +2 3 80 +2 –⅔ 78⅔15 1 250 78 –2 4 78 –2 –⅓ 78 —16 1 600 76 –2 0 76 –2 +⅓ 77⅔ —17 2 000 79 +3 5 79 +3 +1 7818 2 500 85 +6 3 79 0 –⅓ 79 6 219 3 150 79 – 6 12 79 0 –2⅔ 78⅔ —20 4 000 78 –1 5 78 –1 –6⅓ 76 2 0,3321 5 000 71 – 7 6 71 –7 –8 69⅔ —22 6 300 60 –11 4 60 –11 –8⅔ 61⅔ —23 8 000 54 –6 5 54 –6 –8 5324 10 000 45 –9 3 45 –9 — 45 —–9Этап 1 3 (i) – 3 (i – 1) Этап 6 [ 7 (i) + 7 (i + 1)+ 7 (i + 2)] ÷ 3Этап 2 | 4 (i) – 4 (i – 1) | Этап 7 9 (i – 1) + 8 (i – 1)Этап 3 см. инструкции Этап 8 (i) 3 (i) – 9 (i)Этап 4 см. инструкции Этап 9 см. таблицу A2-2 добавления 2 ПриложенияЭтап 5 6 (i) – 6 (i – 1)Примечание. При необходимости, этапы 5 и 6 могут быть исключены из вычислений. В этом случае в приведенном примереколонки 7 и 8 должны быть исключены, а существующие колонки 9 , 10 и 11 становятся колонками 7 , 8 и 9 для новыхэтапов, соответственно 5, 6 и 7. После чего существующие этапы 5, 6, 7, 8 и 9 в п. 4.3.1 добавления 2 Приложения заменяютсяследующими этапами:ЭТАП 5 [ 6 (i – 1) + 6 i + 6 (i + 1)] ÷ 3ЭТАП 6 3 ( i ) – 7 ( i ) если > 0ЭТАП 7 см. таблицу A2-2 добавления 2 Приложения.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 3 3-55150140Уровень воспринимаемого шума , PNL, PN дБ1301201101009080706050401 10 100 1 000 10 000Суммарная воспринимаемая шумность , N,ноиРис. 3-6.Зависимость уровня воспринимаемого шума отсуммарной воспринимаемой шумности_________________________

Глава 4ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ В ОТНОШЕНИИ ОЦЕНКИДОЗВУКОВЫХ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ, ВИНТОВЫХСАМОЛЕТОВ МАССОЙ БОЛЕЕ 8618 КГ И ВЕРТОЛЕТОВВ СООТВЕТСТВИИ С ДОБАВЛЕНИЕМ 2 ТОМА I ПРИЛОЖЕНИЯ 16ПМС ДОБ2 2.1[Общие положения]4.1 ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ИНФОРМАЦИЯ4.1.1 Условия сертификационных испытаний по шуму и условия измерений1) Ответственность заявителяЗаявитель должен подготовить план демонстрации соответствия по шуму, как изложено в п. 2.5 главы 2, вкотором содержится предлагаемый процесс сертификации, включая эквивалентные методики. Данныйплан должен быть представлен соответствующему сертифицирующему органу достаточнозаблаговременно для надлежащего рассмотрения и внесения возможных изменений до начала любыхсертификационных испытаний по шуму.ИМ ДОБ2 2.2.1[Выбор места испытаний]1) В п. 3.1 главы 3 содержатся инструктивные указания, которыми должны руководствоваться заявителипри выборе места сертификационных испытаний по шуму, подходящего для испытания дозвуковыхреактивных самолетов, винтовых самолетов массой более 8618 кг и вертолетов в соответствии сдобавлением 2 Приложения.ИМ ДОБ2 2.2.2.2 a)[Отсутствие осадков]1) Воздействие влажности на микрофоныБольшинство микрофонов, используемых во время сертификационных испытаний по шуму, подверженывоздействию влажности. Осадки, включая снег, моросящий дождь и туман, или повышенная влажностьмогут вызвать образование электрической дуги в микрофонных датчиках, что сделает данныеизмеренного шума неприемлемыми. Однако некоторые предварительно поляризованные микрофоныменее подвержены электрическому дугообразованию в условиях высокой влажности (см. спецификацииизготовителя оборудования). Следует обращать особое внимание на то, чтобы подвергавшиесявоздействию осадков ветрозащитные экраны до их использования были тщательно высушены внутри иснаружи. Ветрозащитные экраны из пеноматериала могут задерживать воду, а влажные ветрозащитныеэкраны из пеноматериала использовать не следует.4-1

4-2 Техническое руководство по окружающей среде2) Внутренние обогреватели микрофоновКогда предусматриваются внутренние обогреватели микрофонов, существует меньшая вероятность ихподверженности воздействию влажности в таких атмосферных условиях, как дождь, влажность, низкаятемпература или температура замерзания.ПМС ДОБ2 2.2.2.2 a)[Отсутствие осадков]1) Меры предосторожностиЗаявитель должен принимать особые меры предосторожности для защиты микрофонов, когда испытанияпрекращаются из-за таких атмосферных условий, как дождь, влажность или температуры, близкие кзамерзанию. До возобновления испытаний компоненты измерительной системы должны быть тщательновысушены во избежание дугообразования.ИМ ДОБ2 2.2.2.2 b)[Температура окружающего воздуха]1) Предполагаемые атмосферные условия на землеТемпература и относительная влажность около земной поверхности могут подвергаться влиянию целогоряда факторов, включая солнечное тепло, приземный ветер, локальное повышение или понижениетемпературы, локальное увеличение или уменьшение влажности и т. д. Во избежание локальныханомальных условий, которые часто возникают около земной поверхности, метеорологические измеренияследует производить на высоте 10 м (33 фут) над поверхностью земли. В ходе обработки акустическихданных предполагается, что метеорологические условия, измеренные на высоте 10 м (33 фут), являютсяпостоянными от этой высоты до поверхности земли.2) Критерии измерения атмосферных условийОпыт показал, что надлежащее измерение метеорологических условий, не являющихся исходными, исоответствующее приведение данных измерения шума к этим условиям имеют важнейшее значение дляполучения точных, последовательных и повторяющихся результатов испытаний. Для самолетовметеорологические наблюдения температуры и относительной влажности необходимо проводить повсему пути распространения звука от воздушного судна до зоны около точек измерения шума. Длявертолетов измерение температуры и относительной влажности необходимо проводить на высоте 10 м(33 фут) в зоне около точек измерения шума.ПMC ДОБ2 2.2.2.2 b)[Температура окружающего воздуха]1) Измерение атмосферных параметровУтверждены несколько методов измерения атмосферных условий от высоты 10 м (33 фут) надповерхностью земли до абсолютной высоты испытываемого самолета. Некоторые заявители используютвоздушные шары с установленной на них аппаратурой. В другом методе используется оборудованныйметеоаппаратурой самолет с пилотом или беспилотный, который выполняет полет по спирали вокрестности точек измерения шума для измерения температуры шарика сухого термометра и точки росывдоль пути распространения звука.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-3ПMC ДОБ2 2.2.2.2 d)[Расчет коэффициентов затухания звука с учетомвлияния атмосферного поглощения]1) Основные данныеИзмерения температуры окружающего воздуха и относительной влажности должны производиться навысоте 10 м (33 фут) над поверхностью земли. Температура окружающего воздуха и относительнойвлажности также должна определяться с вертикальным приращением по высоте не более 30 м (100 фут)на пути распространения звука. Все замеры температуры окружающего воздуха и относительнойвлажности выполняются в пределах 30 мин перед каждым испытательным полетом самолета.2) Определение среднего коэффициента затухания звукаВ таблице 4-1 приведен пример расчета коэффициентов затухания звука в третьоктавной полосе 3150 Гцдля сертификации самолетов по шуму при заходе на посадку, когда деление на слои не требуется.Значения температуры и влажности, полученные от зондирования атмосферы до и после сериииспытательных полетов самолета, интерполируются до момента достижения PNLTM.Высота(м)Taблица 4-1. Основные данные (деление на слои не требуется)Температура(°C)Относительнаявлажность(%)α (3150 Гц)(дБ/100 м)10 14,1 50 2,4530 13,4 53 2,3860 12,9 56 2,3090 12,2 57 2,33120 11,5 58 2,37150 11,3 61 2,27Показанные в таблице 4-1 индивидуальные коэффициенты рассчитываются при вертикальныхприращениях по высоте 30 м от 10 м до высоты 150 м. Предполагается, что окружающие условия отповерхности земли до 10 м соответствуют условиям, измеренным на высоте 10 м.Индивидуальные коэффициенты затухания звука для третьоктавной полосы 3150 Гц, указанные втаблице 4-1, отличаются менее чем на 0,5 дБ/100 м относительно значения, определенного на высоте 10 м(33 фут). В этом случае подлежащий использованию коэффициент для приведения уровней звуковогодавления от условий испытаний к исходным условиям является средним значением коэффициентов навысоте 10 м (33 фут) и на высоте самолета в момент достижения PNLTM.Для этого примера высота испытываемого самолета в момент достижения PNLTM составляет 125 м.Соответствующий коэффициент затухания рассчитывается путем линейной интерполяции следующимобразом:( x − xa) × ( yb − ya)y = ya+x − xα(3150) = 2,37 +125 м( )ba( 125 − 120) × ( 2, 27 −2,37)( 150 −120)

4-4 Техническое руководство по окружающей средеα (3150)125 м= 2,35 дБ/100 м.Затем средний коэффициент затухания для третьоктавной полосы 3150 Гц, используемый длякорректировки уровней звукового давления самолета, рассчитывается следующим образом:α(3150) + α(3150)α(3150)=210 м 125 м2, 45 + 2,35α(3150)=2α (3150) = 2,40 дБ/100 м.Коэффициенты для других третьоктавных полос определяются аналогичным образом. Эти средниекоэффициенты затем используются в приведении значений SPL самолета к исходным условиям.Аналогичная общая методика будет использоваться, если для определения средних коэффициентов вовремя сертификационных измерений уровней шума при пролете и сбоку от ВПП не требовалось бы деленияна слои.3) Определение совокупных коэффициентов затухания звукаВ таблице 4-2 приведен пример расчета коэффициентов затухания звука в третьоктавной полосе 3150 Гцдля сертификации самолета по пролетному шуму, когда требуется деление на слои. Значениятемпературы и влажности, полученные от зондирования атмосферы до и после серии испытательныхполетов самолета, интерполируются до момента достижения PNLTM.Высота(м)Taблица 4-2. Основные данные (требуется деление на слои)Температура(°C)Относительнаявлажность(%)α (3150 Гц)(дБ/100 м)10 7,2 80 2,0930 7,2 75 2,2360 8,9 73 2,1190 10,0 67 2,19120 10,6 63 2,27150 10,6 62 2,31180 10,6 61 2,34210 10,6 59 2,43240 11,1 55 2,57270 11,7 53 2,59300 11,7 51 2,70330 11,1 51 2,79360 11,1 50 2,84390 11,1 47 3,04420 11,1 46 3,10

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-5Индивидуальные коэффициенты, показанные в таблице 4-2, рассчитываются при вертикальныхприращениях по высоте 30 м от высоты 10 м до высоты 420 м. Предполагается, что окружающие условияот поверхности земли до 10 м соответствуют условиям, измеренным на высоте 10 м.Индивидуальные коэффициенты поглощения звука для третьоктавной полосы 3150 Гц, указанные втаблице 4-2, отличаются не более чем на 0,5 дБ/100 м. В этом случае коэффициент, подлежащийиспользованию для приведения уровней звукового давления от условий испытаний к исходным условиям,является совокупным коэффициентом затухания звука от поверхности земли до высоты самолета вмомент достижения PNLTM.В отсутствие экстремальных или аномальных условий (например, большие колебания или инверсиитемпературы и/или влажности), которых обычно не бывает, допускается, при условии утверждениясертифицирующим органом, определять совокупные коэффициенты затухания звука для каждойтретьоктавной полосы на основании простого усреднения коэффициентов на границах каждого слоя.В экстремальных или аномальных условиях (например, большие колебания или инверсии температурыи/или влажности) совокупные коэффициенты затухания звука для каждой третьоктавной полосы должныопределяться путем пропорционального распределения коэффициентов затухания звука для каждого слоя.В таблице 4-3 приведен пример такого метода.Границы слояЭффективнаятолщина слоя(м)Taблица 4-3. Определение совокупного затухания звукаПроцентноеотношениеэффективнойтолщины слоя(%)Коэффициентызатухания звукаα (3150 Гц)(дБ/100 м)Средние послойныекоэффициентызатухания звукаα (3150 Гц)(дБ/100 м)Пропорциональнораспределенныекоэффициентызатухания звукаα (3150 Гц)(дБ/100 м)0–30 28,8 7,03 2,09–2,23 2,16 0,151830–60 30,0 7,32 2,23–2,11 2,17 0,158960–90 30,0 7,32 2,11–2,19 2,15 0,157490–120 30,0 7,32 2,19–2,27 2,23 0,1633120–150 30,0 7,32 2,27–2,31 2,29 0,1676150–180 30,0 7,32 2,31–2,34 2,32 0,1698180–210 30,0 7,32 2,34–2,43 2,39 0,1750210–240 30,0 7,32 2,43–2,57 2,50 0,1830240–270 30,0 7,32 2,57–2,59 2,58 0,1889270–300 30,0 7,32 2,59–2,70 2,65 0,1940300–330 30,0 7,32 2,70–2,79 2,74 0,2006330–360 30,0 7,32 2,79–2,84 2,82 0,2064360–390 30,0 7,32 2,84–3,04 2,94 0,2152390–411 21,0 5,12 3,04–3,08 3,06 0,1568Совокупный коэффициентзатухания звукаα (3150 Гц) (дБ/100 м):2,49

4-6 Техническое руководство по окружающей средеВначале атмосфера делится на слои от поверхности земли до высоты самолета. Для данного примеравысота самолета в момент достижения PNLTM составляет 411 м.Коэффициент затухания звука на высоте испытываемого самолета рассчитывается путем линейнойинтерполяции коэффициентов затухания звука на верхней и нижней границах самого верхнего слоя.Эффективная толщина слоя определяется следующим образом: для всех слоев между самолетом имикрофоном, за исключением самого нижнего слоя, в котором находится микрофон, и самого верхнегослоя, в котором находится самолет, эффективная толщина слоя составляет полные 30 м; для самогонижнего слоя, в котором находится микрофон, эффективная толщина слоя составляет 30 м минус 1,2 мвысоты микрофона; для самого верхнего слоя, в котором находится самолет, эффективная толщина слоясоставляет высоту самолета минус высота нижней границы слоя.Пропорциональное отношение эффективной толщины слоя для каждого слоя определяется какотношение эффективной толщины этого слоя относительно общего вертикального компонентарасстояния распространения звука от микрофона до высоты самолета в момент достижения PNLTM.Средний коэффициент затухания звука для каждого слоя рассчитывается путем усреднениякоэффициентов на верхней и нижней границах данного слоя.Пропорционально распределяемый коэффициент затухания звука для каждого слоя рассчитывается путемумножения среднего коэффициента затухания звука данного слоя на процентное отношение эффективнойтолщины слоя.Суммирование всех пропорционально распределенных коэффициентов затухания звука дает совокупныйкоэффициент затухания звука. В данном примере совокупный коэффициент рассчитывается длятретьоктавной полосы 3150 Гц. Аналогичная общая методика будет использоваться для получениясовокупного коэффициента затухания звука для каждой третьоктавной полосы. Эти коэффициенты затемиспользуются для приведения значений SPL самолета к исходным условиям.ПMC ДОБ2 2.2.2.2 e)[Скорость ветра]1) Предельные значения скорости ветраСледует отслеживать скорость ветра относительно указанных предельных значений скорости ветра. В техслучаях, когда во время испытательного полета воздушного судна эти предельные значенияпревышаются, этот испытательный полет считается недействительным и его, возможно, придетсявыполнить еще раз. Метод ведения корректировки данных на скорость или направление ветра неразработан.2) Измерения боковой составляющей ветра в реальном времениЗаявителям рекомендуется предусмотреть использование утвержденных систем измерения боковойсоставляющей ветра в реальном времени, с тем чтобы после каждого испытательного полета воздушногосудна можно было проверить скорости боковой составляющей ветра. Если заявитель использует системуизмерения ветра, которая расположена на удалении от места измерения и данные которой нельзянезамедлительно получить, например диаграммные самописцы, которые одновременно и независимоизмеряют и записывают скорость и направление ветра, определить в реальном времени боковуюсоставляющую ветра для каждого испытания, вероятно, будет практически неосуществимо. Длясамолетов, если заявитель не использует приемлемую систему измерения боковой составляющей ветра вреальном времени, максимальные предельные значения ветра, независимо от направления ветра, будут

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-7составлять 5 м/с (10 уз) для боковой составляющей максимальной скорости ветра и 3,5 м/с (7 уз) длябоковой составляющей средней скорости ветра.ИМ ДОБ2 2.2.2.2 f)[Аномальные метеорологические условия]1) Аномальный ветерДля самолетов соответствие измеренных скоростей ветра требованиям п. 2.2.2.2 e) добавления 2Приложения может быть недостаточным для доказательства того, что скорости ветра на высоте самолетаили вдоль пути распространения звука не являются завышенными. По мере увеличения высоты могутпроявляться такие условия, как постоянный встречный, попутный или боковой ветер, или ветерменяющегося направления. Аномальный ветер может воздействовать на характеристики управлениявоздушным судном во время продолжительности шума. Он также может оказывать влияние на излучаемыйшум. Аномальный ветер включает не только порывистый и турбулентный ветер, но также сдвиг ветра,сильный вертикальный ветер и сильный боковой ветер на высоте воздушного судна и вдоль путираспространения звука. Заявителю, возможно, придется измерять высотный ветер и предоставлять такуюинформацию сертифицирующему органу. Приемлемость условий ветра на пути распространения звукабудет определяться сертифицирующим органом (см. п. 2.2.2.2 f) добавления 2 Приложения).2) Измерение высотного ветраСовременные системы ИНС и DGPS могут предоставлять данные на борту воздушного судна, которыемогут быть использованы для количественного выражения высотного ветра. Данные измерениявысотного ветра могут быть подвержены дальнейшей обработке для обеспечения постоянной записискорости и направления ветра.3) Воздействие ветра на управление самолетомСертифицирующие органы разрешают применять допуск ±20 % по высоте испытательного полета надточкой измерения и боковые допуски ±10 относительно продолжения осевой линии ВПП. Если летныйэкипаж не может выполнять полет по траектории в пределах утвержденных до испытания допусков илиимеют место значительные колебания воздушной скорости, или самолет летит со значительным сносом илирысканием, зачастую причиной этого являются неблагоприятные или аномальные условия ветра на высоте.4) Воздействие ветра на управление вертолетомЕсли испытываемый вертолет не может выполнять полет по траектории с утвержденными до испытаниядопусками или имеют место значительные колебания воздушной скорости, или воздушное судно летит счрезмерным рысканием или боковым скольжением, зачастую причиной этого являются неблагоприятныеили аномальные условия ветра. Обычно такие проблемы возникают только в условиях порывистого ветра,сильного бокового ветра или при сильных восходящих потоках теплого воздуха.ПMC ДОБ2 2.2.2.2 f)[Аномальные метеорологические условия]1) Траектория полетаЛетный экипаж должен наблюдать и записывать любое явление, когда условия полета затрудняютвыдерживание траектории или воздушной скорости или когда в целом турбулентный воздух создаетнеприемлемые условия полета.

4-8 Техническое руководство по окружающей средеВ контексте определения того, существуют ли для самолетов такие условия, в п. 3.7.7 главы 3Приложения указывается, что "применительно к измерению шума при взлете, сбоку от ВПП и заходе напосадку изменение мгновенной приборной воздушной скорости (IAS) самолета должно выдерживаться впределах ±3 % от средней воздушной скорости в течение периода, соответствующего уменьшениюуровня шума на 10 дБ. Это определяется по указателю скорости пилота. Однако в тех случаях, когдамгновенная IAS отклоняется от средней воздушной скорости в течение периода, соответствующегоуменьшению уровня шума на 10 дБ, более чем на ±5,5 км/ч (±3 уз) и, по мнению представителясертифицирующего полномочного органа, находящегося на борту воздушного судна, это отклонениеобусловлено атмосферной турбулентностью, этот полет не засчитывается для целей сертификации пошуму".2) Ответственность заявителяПри выборе места испытаний заявитель должен учитывать тот факт, что одни географические районы вбольшей степени, чем другие, подвержены воздействию аномальных условий ветра. Заявитель можетпроводить сертификационные испытания только по утверждению сертифицирующим органом.ИМ ДОБ2 2.2.2.3[Время замеров метеорологических параметров]1) Замеры атмосферных условий на высотеАтмосферные условия влияют на распространение звука. Поэтому замеры температуры и относительнойвлажности производятся до и после каждого испытательного полета воздушного судна, при этом, покрайней мере, замер одного из этих параметров производится в пределах 30 мин перед испытанием. Воизбежание возможности существенных изменений метеорологических условий во времени оба замераявляются типичными для превалирующих условий во время испытания. Замеры производятся сиспользованием утвержденного метода на высоте 10 м (33 фут) над поверхностью земли, а только длясамолетов – с высоты 10 м (33 фут) над поверхностью земли до высоты испытательного полета самолетаво время достижения PNLTM. Такие замеры производятся и валидируются в течение всего периодаиспытаний для обеспечения приемлемости метеорологических данных для процесса оценки данныхизмеренного шума.ПMC ДОБ2 2.2.2.3[Время замеров метеорологических параметров]1) Замеры атмосферных параметровЗаявителям следует учитывать максимальную высоту, которая будет достигнута в течение следующих60 мин или меньшего периода времени во время испытательных полетов самолета, с тем чтобыобеспечить получение адекватных замеров атмосферных параметров на высоте. Интерполяцияатмосферных данных для всех испытательных полетов производится до высоты самолета в моментдостижения PNLTM. Для получения достаточных метеорологических данных в целях осуществленияинтерполяции по фактическому времени каждого испытательного полета первый полет для измеренияметеорологических данных в день испытаний следует выполнять не раньше чем 30 мин перед первымиспытательным полетом, а последний полет для измерения метеорологических данных в день испытанийследует выполнять не позже чем 30 мин после последнего испытательного полета в данный день.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-92) Интерполяция атмосферных данныхДанные температуры и относительной влажности на фактическое время испытания интерполируются,при необходимости, по времени и высоте с использованием измеренных метеорологических данных. Завремя интерполяции испытания можно принимать либо время пролета воздушного судна над точкойизмерения шума или на траверзе точки измерения шума, либо время достижения PNLTM.ИМ ДОБ2 2.2.2.6[Измерение метеорологических параметров на аэродроме]1) Измерение метеорологических параметров на аэродромеСкорость ветра, направление ветра, боковая составляющая скорости ветра, температура окружающеговоздуха и относительная влажность окружающего воздуха должны определяться на протяжении всегопериода испытаний с помощью методов и измерительных систем, отвечающих требованиям п. 2.2.2добавления 2 Приложения.ИМ ДОБ2 2.3.1[Измерение местоположения воздушного судна]1) Измерение местоположения воздушного суднаКак указано в п. 3.2 главы 3, для измерения местоположения воздушного судна утверждено несколькометодов.2) Независимое определение местоположения воздушного суднаСертифицирующий орган утвердит только такие системы определения и записи местоположения ивысоты воздушного судна, которые не зависят от показаний непосредственно бортовых системиндикации траектории полета. Данные, полученные от таких независимых систем, должнырегистрироваться для получения координированной по времени, постоянной записи каждого испытания.Указанное условие в отношении использования независимой системы не препятствует применению наборту воздушного судна систем управления полетом в реальном времени (например, CDI или GDI) дляоказания помощи летному экипажу во время сертификационных испытаний по шуму. Такие системы, какмикроволновые системы определения пространственного положения, ИНС, прецизионный блок управленияданными (DMU) и DGPS, также могут предоставлять летному экипажу информацию об управлениивоздушным судном путем индикации непосредственного местоположения воздушного судна в реальномвремени относительно продолжения осевой линии ВПП.ИМ ДОБ2 2.3.2[Характеристики измерительной системы TSPI]1) Синхронизация измерительных системУтвержденные системы измерения местоположения и высоты воздушного судна синхронизируются повремени с системами измерения уровней шума и метеорологических параметров. Временнаясинхронизация измерений шума и местоположения воздушного судна должна быть весьма точной. Длясинхронизации измерений шума, данных слежения за местоположением воздушного судна и

4-10 Техническое руководство по окружающей средеметеорологических параметров следует использовать общую временную базу (см. подробнуюинформацию в ИМ ДОБ2 2.3.2 3).TSPI следует определять не более чем через полусекундные интервалы на протяжении всего периодаизмерения уровня звука (т. е. в пределах 10 дБ от PNLTM) с помощью утвержденного метода, который независит от показаний установленных на борту воздушного судна систем, обычно использующихся дляуправления полетом. В ходе обработки измеренные данные TSPI интерполируются во времени довремени излучения звука каждой полусекундной записи данных измерения шума в пределах уменьшенияуровня шума на 10 дБ. Время, связанное с каждой полусекундной записью, наступает на 0,75 с раньшеокончания каждого двухсекундного периода экспоненциального усреднения (см. п. 3.7.6 добавления 2Приложения).Хотя упрощенная методика предусматривает приведение к исходной линии пути только записимаксимального уровня (PNLT), координаты излучения следует определять для каждой полусекунднойзаписи для использования в методиках корректировки на фоновый шум и/или определениякорректировок для зависимого от угла падения звука микрофона в свободном поле и ветрозащитногоэкрана.2) Утверждение компонентов измерительной системыДля некоторого стандартного, находящегося в продаже оборудования TSPI может потребоватьсямодернизировать программное обеспечение с учетом его конкретной установки. Каждый заявительдолжен предоставлять сертифицирующему органу информацию об используемом программномобеспечении. Сертифицирующий орган определит, отвечают ли возможности программного обеспеченияСтандартам Приложения. Для обеспечения точности рабочих характеристик системы все оборудование ипрограммное обеспечение TSPI должно быть продемонстрировано сертифицирующему органу иутверждено им.3) Методы временной синхронизацииСледует обращать особое внимание на должную синхронизацию записи данных шума с данными TSPI(см. подробное описание конкретных методов в п. 3.4 главы 3).ИМ ДОБ2 2.3.3[Характеристики воздушных судов]1) Параметры характеристик воздушного судна и двигателейПримеры параметров, необходимых для измерения характеристик воздушного судна и двигателей,включают высоту воздушного судна, угол набора высоты, воздушную скорость, общую массу, положениезакрылков, положение шасси, параметры установки режимов тяги (мощности) двигателей (например,частота вращения ротора компрессора, степень повышения давления в двигателе, температуравыхлопных газов), а также режимы дополнительного бортового оборудования (например, "включены"или "выключены" установка кондиционирования воздуха и вспомогательная силовая установка (ВСУ).Любые другие параметры, которые могут повлиять на измерение или корректировку данных измеренияшума и/или характеристик воздушного судна или двигателей также следует записывать на протяжениипериода уменьшения уровня шума на 10 дБ (например, состояние клапанов перепуска воздуха (SBV) иположение центра тяжести (CG)).

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-11ПMC ДОБ2 2.3.3[Характеристики воздушного судна]1) Измерение характеристик воздушного суднаДля определения характеристик воздушного судна необходимо применять откалиброванную аппаратуру.Для обеспечения точного определения характеристик воздушного судна во время всехсертификационных испытаний должны записываться адекватные параметры воздушного судна идвигателей. Например, для транспортных самолетов это, возможно, потребует измерения и записиположения закрылков, положения шасси, положения тормозных щитков, работы ВСУ и установкинормальной тяги (мощности) двигателя и соответствующих летных параметров. Определение и записьадекватной информации позволяют проводить валидацию конфигурации при испытаниях икорректировку характеристик воздушного судна и двигателей с приведением их от условий испытаний кисходным условиям, указанных в п. 3.6 главы 3 Приложения.2) Частота производимых записейИзмерение местоположения воздушного судна, воздушной скорости, параметров характеристик ихарактеристик двигателей должны записываться с утвержденной частотой, достаточной дляосуществления корректировки от условий испытаний к исходным условиям на протяжении всего периодауменьшения уровня шума на 10 дБ. Приемлемой частотой записи данных для самолетов транспортнойкатегории является 2–5 записей в секунду.ИМ ДОБ2 3.2[Окружающие условия]4.1.2 Измерение авиационного шума, воспринимаемого на земле1) Характеристики измерительной системыОкружающие условия для установления характеристик измерительной системы указаны в п. 3.2добавления 2 Приложения.ИМ ДОБ2 3.3.1[Технические требования к измерительной системе]1) Критерии измерительной системыТехнические требования к измерительной системе позволяют заявителю проявлять гибкость приприобретении компонентов измерительной системы. В то время как анализ EPNL на месте может бытьиспользован для оценки уровня записи или для других диагностических целей, для настоящегоакустического анализа данные требуется записывать в поле. Это позволит провести позднее повторныйанализ или ревизию акустических данных. Запись также облегчит впоследствии обработку офлайнакустических данных, включая применение корректировок для таких элементов, как частотнаяхарактеристика системы, чувствительность микрофона к давлению и погрешность полосы пропусканияанализатора. Запись упрощает синхронизацию с другими соответствующими данными, такими какпараметры слежения и результаты метеорологических измерений. Такая синхронизация необходима длянадлежащего применения многих из требуемых корректировок к данным измерения шума, таких какпоправки на чувствительность микрофона в свободном поле, зависимые от угла падения звука потери,

4-12 Техническое руководство по окружающей средевносимые ветрозащитным экраном, влияние окружающего шума, воздействие шума реактивной струи набольших высотах, отличающиеся от исходных летные характеристики и метеорологические условия.2) Утверждение измерительной системыСистемы, применяемые для измерения, записи и анализа авиационного шума, должны быть утвержденысертифицирующим органом. Многие из компонентов существующих в настоящее время систем, которыепригодны для сертификации воздушных судов по шуму, уже утверждены, однако внедрение новыхтехнологий и варианты или модернизация существующих компонентов могут потребовать утверждениясертифицирующим органом. Особую озабоченность вызывает возможность измененияфункциональности цифрового компонента в результате появления новых версий или модификацийпрограммно-аппаратных средств или операционной системы. Заявители должны отдавать себе отчет втом, что утверждение конкретного компонента может зависеть от его версии.ПMC ДОБ2 3.3.1[Технические требования к измерительной системе]1) Валидация конфигурации измерительной системыКаждый заявитель должен представлять сертифицирующему органу информацию об измерительнойсистеме и используемом программном обеспечении. Сертифицирующий орган определит необходимостьутверждения любых перечисленных компонентов.2) Изменения в конфигурации измерительной системыЕсли заявитель вносит изменения в утвержденную конфигурацию измерительной системы,сертифицирующий орган должен быть поставлен об этом в известность до начала сертификационныхиспытаний воздушного судна по шуму, с тем чтобы он мог определить необходимость дополнительнойоценки и утверждения.ИМ ДОБ2 3.4[Потери, вносимые ветрозащитным экраном]1) Определение корректировок данных на потери, вносимые ветрозащитным экраномФизическое состояние ветрозащитного экрана может значительно повлиять на его характеристики, апредоставляемые изготовителем данные о потерях, вносимых ветрозащитным экраном, справедливытолько в отношении новых или чистых, сухих, ветрозащитных экранов. Корректировки данных потерь,вносимых ветрозащитным экраном, можно получить калибровкой в свободном поле в безэховой камере.ПMC ДОБ2 3.5.2[Ориентация микрофона]1) Ориентация микрофонаНа рис. 4-1 показаны положении ориентация относительно чувствительного элемента микрофона дляугла скользящего падения и нормального угла падения. При установке микрофонов непосредственно подтраекторией полета подходящим будет угол ориентации 90° от вертикали независимо от высотывоздушного судна. При измерениях сбоку от траектории полета заявители могут переориентировать

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-13микрофоны для получения угла скользящего падения для каждой высоты воздушного судна, с тем чтобыв основном поддерживать угол скользящего падения в течение всех периодов уменьшения уровня шумана 10 дБ. Во многих случаях такая переориентация может устранить необходимость применениякорректировок данных на меняющийся угол падения, поскольку углы падения будут, по всей вероятности,находиться в пределах ±30º от скользящего падения. На рис. 4-1 показаны места установки микрофоновдля получения угла скользящего падения под траекторией полета и сбоку от траектории полета самолета.ИМ ДОБ2 3.5.4[Технические требования к микрофону]1) Технические требования к микрофонуВ таблице A2-1 добавления 2 Приложения указана максимальная допустимая разница между уровнемчувствительности микрофона в свободном поле при нормальном угле падения и уровнемчувствительности в свободном поле при установленных углах падения звука для синусоидальныхзвукoвых волн на каждой третьоктавной номинальной средней частоте в пределах диапазона от 50 Гц до10 кГц. Такая разница возрастает на более высоких частотах при учете воздействия корпуса микрофона вусловиях свободного поля.2) Характеристики микрофонаСодержащиеся в таблице 2-1 добавления 2 Приложения технические характеристики основаны нарабочих характеристиках типовых полудюймовых конденсаторных микрофонов, сконструированных дляобеспечения почти однородной частотной характеристики при углах скользящего падения (см. рис. 4-1).Можно использовать другие микрофоны при условии, что они отвечают указанным требованиям кхарактеристикам. Например, поляризованные (т. е. электректные конденсаторные) микрофоны всвободном поле в значительной степени сводят к минимуму возможность дугообразования в условияхвлажности и не требуют внешнего источника напряжения поляризации. Несмотря на то что многие изэтих микрофонов в первую очередь предназначены для использования в свободном поле при нормальныхуглах падения, их можно использовать в сертификационных испытаниях воздушных судов по шуму, еслиих характеристики при скользящих углах падения отвечают требованиям п. 3.5 дoбавления 2 Приложения.ИМ ДОБ2 3.6.1[Технические требования к записывающей аппаратуре]1) Типы записывающей аппаратурыУ заявителя имеется большой выбор типов записывающих устройств, которые будут удовлетворятьтребованию в отношении записи "полного акустического сигнала" во время сертификационныхиспытаний. Помимо магнитофона, к другим устройствам, обеспечивающим "достоверную" акустическуюзапись, относятся: цифровая аудиолента (DAT), записываемый компакт-диск (CD-R) и записьнепосредственно на жесткий диск. Заявитель должен знать, что системы, использующие технологиюсжатия данных, которая приводит к значительной потере данных, такие как мини-диск (MD) илицифровая компакт-кассета (DCC), неприемлемы.

4-14 Техническое руководство по окружающей средеУгол скользящего падения 90°60°120°Нормальный угол падения 0°180°Чувствительный элементРис. 4-1.Пример углов падения звука на микрофонПMC ДОБ2 3.6.1[Технические требования к записывающей аппаратуре]1) Частотный диапазон записейВыдаваемую микрофоном временную диаграмму формы колебаний сигнала при приеме сигналов шумаво время сертификационных испытаний следует записывать. Если возникают вопросы относительно

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-15полученных во время испытаний данных, для проверки результатов их запись можно воспроизвести, принеобходимости, несколько раз. Записанные данные независимо от того, являются ли они по характеруцифровыми или аналоговыми, должны позволять воспроизведение и повторную обработку аналоговогосигнала в частотном диапазоне от 40 Гц до 12,6 кГц. Рекомендуемый динамический диапазон составляетпо меньшей мере 60 дБ.Типовые записывающие устройства DAT имеют рабочий режим с номинальной полосой частот 10 кГц,при которой характеристики затухания фильтра подавления эффекта спектрального наложенияпроявляются в пределах третьоктавной полосы пропускания 10 кГц. В таких случаях записывающееустройство должно работать в режиме номинальной полосы частот 20 кГц, что может уменьшить числоимеющихся каналов или продолжительность располагаемого на пленке времени.Примечание. Хотя представляющие интерес третьоктавные полосы – это полосы с номинальнымицентральными частотами 50 Гц – 10 кГц, для обеспечения включения всей фактической полосы частотсамых верхних и самых нижних полос, указываются центральные частоты третьоктавных полоснепосредственно за пределами этого диапазона.2) Уровни цифровой записиХарактеристики перегрузки цифровой системы определяются главным образом ограничениями аналогоцифровогопреобразования. Поскольку такое состояние перегрузки характеризуется резким,катастрофическим искажением, диапазон уровня следует устанавливать таким образом, чтобыпредполагаемый максимальный уровень сигнала был по меньшей мере на 10 дБ, а предпочтительно на20 дБ, ниже верхней границы линейного рабочего диапазона.3) Пределы динамического диапазона цифровых записывающих устройствНижний предел используемого динамического диапазона цифровой записывающей системы чащеопределяется амплитудной нелинейностью из-за "ошибки дискретизации", а не наличием уровня шумасистемы. Цифровые устройства, такие как записывающие устройства или анализаторы, предназначенныедля использования в целях сертификации воздушных судов по шуму, следует испытывать дляопределения степени такой нелинейности.4) Системы с 16-битовой дискретизациейПредполагается, что теоретический динамический диапазон такой системы обычно составляет около96 дБ (т. е. 20 × log 10 (2 16 )). На нижнем пределе этого диапазона существует потенциальная возможностьошибки в 6 дБ в преобразованном в цифровую форму сигнале относительно входного аналоговогосигнала, который он теперь заменяет. Справочный материал 2 предусматривает предельный уровень±0,4 дБ для приемлемой ошибки линейности в диапазоне исходного уровня и ±0,5 дБ для линейногорабочего диапазона не менее 50 дБ. По мере увеличения уровней сигнала выше нижнего пределадискретизации ошибка линейности уменьшается. Если следовать инструкции по установке диапазонауровня, используемый динамический диапазон еще больше уменьшается. Значительное улучшениелинейности амплитудной характеристики можно получить путем применения таких методов, какизбыточная дискретизация и дитеринг. Вследствие этого необходимо проводить испытания дляопределения фактических пределов каждой цифровой записывающей системы. Следует иметь в виду, чтодопущения, сделанные на основе опыта с аналоговыми системами, не всегда применимы.

4-16 Техническое руководство по окружающей средеПMC ДОБ2 3.6.2[Предварительное усиление]1) Системы с предусилениемИспользование систем с предварительным усилением допускается, только если в данной системе такжеприменяется схема последующего ослабления. Компенсация влияния фильтра предварительногоусиления путем корректировки ослабления третьоктавных полос либо в числовом виде относительноанализируемых данных путем корректировки "розового" шума, либо по каждой полосе с использованиемотдельных каскадов усиления для каждого фильтра третьоктавной полосы не допускается. Кроме того,использование систем с предусилением/ослаблением потребует испытаний и документирования всехсоответствующих фильтров и каскадов усиления для обеспечения того, чтобы любые ошибки быливыражены количественно и сведены к минимуму, а система функционировала предсказуемо и надежно.ПMC ДОБ2 3.6.9[Технические требования к аттенюаторам]1) Технические требования к аттенюаторамТехнические требования к аттенюаторам предусматривают использование переключаемых установочныхпараметров диапазона входного напряжения, что в настоящее время широко используется взаписывающих устройствах DAT, в качестве управляемых шагов ослабления для целей установки уровняусиления. Во всех случаях аттенюаторы должны иметь фиксированные, повторяемые шаги. В любыхустройствах измерительной системы, в которых используются верньерная или плавная регулировкаусиления, должны также быть предусмотрены определенные эффективные средства фиксации илиблокировки регулирования на конкретном установочном параметре для устранения неотслеживаемыхошибок усиления.ИМ ДОБ2 3.7.2[Технические требования к анализаторам с линейным интегрированием]1) Управляемые от внешних устройств анализаторы с линейным интегрированиемВ тех случаях, когда для управления и/или связи с анализатором, производящим линейноеинтегрирование, используется компьютер или другое внешнее устройство, следует обращать особоевнимание на соблюдение требований в отношении периодов интегрирования. Для некоторыханализаторов крупных фирм-изготовителей потребовалось провести заводскую модификацию дляобеспечения времени интегрирования в пределах 5 мс указанного периода интегрирования 500 мс.ИМ ДОБ2 3.7.3[Требования к характеристикам анализаторов]1) Технические требования к анализаторамВ справочном материале 3 указаны требования к электрическим характеристикам третьоктавныхфильтров, включая допуски для ослабления в переходных полосах (т. е. "кромках"), примыкающих ктретьоктавным полосам пропускания. В большинстве цифровых третьоктавных анализирующих системпредусматриваются только жестко запрограммированные алгоритмы фильтрации, которые имитируютхарактеристики традиционного фильтра анализа третьего порядка с максимально плоской полосойпропускания. Однако некоторые анализирующие системы позволяют выбор других алгоритмовфильтрации, которые могут не обеспечить эквивалентные характеристики. Заявители должны

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-17продемонстрировать, какое воздействие на величины EPNL сертификации по шуму будут оказыватьхарактеристики фильтров альтернативной конструкции.2) Определение поправок на погрешность полосы пропусканияИзготовитель может установить центральные среднегеометрические частоты третьоктавных фильтров сиспользованием либо систем "Base 2" или "Base 10". В то время как в результате использования любых изэтих методов частоты приближаются к значениям номинальных центральных частот, указанных втаблице А2-3 добавления 2 Приложения, важно знать, какая система используется, с тем чтобы можнобыло надлежащим образом определить поправку на погрешность полосы пропускания. Использованиетестовых частот, вычисленных системой с другим номером базы, а не той системой, для которой былсконструирован анализатор, может привести к ошибочным значениям для этих поправок.ПMC ДОБ2 3.9.3[Поправки с учетом угла падения звука на микрофон]1) Применение поправок на угол падения звукаПри использовании микрофонов с почти плоской частотной характеристикой при углах скользящегопадения звука и в тех случаях, когда углы падения звука, излучаемого воздушным судном, находятся впределах ±30° угла скользящего падения, один набор поправок к данным для чувствительности всвободном поле и потерь, вносимых ветрозащитным экраном с учетом угла скользящего падения,считается достаточным для коррекции на влияние угла падения. Когда практически невозможнонадлежащим образом сориентировать микрофон, чтобы обеспечить угол скользящего падения (приусловии наличия постоянной записи системы TSPI), коррекция данных в свободном поле и потери,вносимые ветрозащитным экраном с учетом угла падения, можно применять к данным измерений шумана основе отдельных записей спектра. Эти поправки получаются путем вычисления угла падения длякаждой записи с использованием момента времени, которым характеризуется двухсекундный периодусреднения (см. п. 3.7.6 добавления 2 Приложения) и путем определения координат излучения звукавоздушным судном и угла падения звука, измеренного в этот момент.ИМ ДОБ2 3.9.4[Характеристики "розового" шума]1) "Розовый" шум"Розовый" шум содержит равное количество энергии в каждой октавной полосе или более узкой полосе(например, октавная полоса от 100 до 200 Гц содержит то же количество энергии, что и октавная полосаот 1 до 2 кГц, хотя для более низкочастотной октавной полосы она распределяется по в десять раз болееузкому частотному диапазону).2) Использование "розового" шумаБлагодаря динамичному характеру сигнала "розового" шума выборки большой длительности приводят кстатистически лучшим измерениям. Следует записывать "розовый" шум длительностью как минимум 30 с.ПMC ДОБ2 3.9.5[Калибровка измерительной системы в поле]1) Калибровка измерительной системы в поле (все компоненты измерительной системы, за исключениеммикрофонов)

4-18 Техническое руководство по окружающей средеВсе компоненты измерительной системы, за исключением микрофонов, должны испытываться приустановке в поле с использованием "розового" шума на уровне в пределах 5 дБ уровня калибровки(см. п. 3.9.5 добавления 2 Приложения). Сигнал следует записывать в течение по крайней мере 30 с, с темчтобы можно было определить и применить во время анализа корректировки частотных характеристиктретьоктавной системы. Генератор "розового" шума должен подвергаться калибровке в пределах 6 месперед проведением измерений и допускается для использования в целях сертификации только приусловии, что его выходной сигнал в каждой третьоктавной полосе не меняется более чем на 2 дБ междукалибровками.ИМ ДОБ2 3.9.7[Корректировки акустического калибратора]1) Корректировки выходного сигнала акустического калибратораВыходные сигналы акустического калибратора, возможно, потребуется скорректировать с учетомокружающих условий, таких как температура и атмосферное давление, объем блока резонаторногосопряжения и т. д. (см. п. 3.9.7 добавления 2 Приложения). Все такие корректировки следует применятьна этапе обработки данных, а не путем использования скорректированного значения калибровки ванализаторе. Таким образом можно вести отслеживаемую запись корректировок.2) Отслеживаемость соответствия калибровкиВсе анализы характеристик калибровки калибровочного оборудования должны соответствоватьнациональным стандартам в лабораторных условиях, установленным сертифицирующим органом.ПMC ДОБ2 3.9.8[Акустические калибровки в поле]1) Акустические калибровки в полеВ начале и в конце каждого дня измерений, в начале каждой физической записи (например, каждаябобина с пленкой, компакт-кассета, кассета или диск) и в конце последней физической записи через всюустановленную в поле измерительную систему, включая микрофон, следует пропустить и записатьакустический калибровочный сигнал известной амплитуды и частоты. Все компоненты системы, заисключением ветрозащитного экрана, должны быть в это время установлены, включая кабели,аттенюаторы, усилители и элементы формирования сигналов, фильтры (включая предусиление) иисточники питания. Во время калибровки аттенюаторы и каскады усиления следует установить на такиеуровни, чтобы предотвратить перегрузку и поддерживать уровень калибровочного сигнала на диапазонеисходного уровня в пределах, указанных в п. 3.6.6 добавления 2 Приложения. Если во время измеренийиспользуются какие-либо включаемые фильтры, которые могут повлиять на калибровочный сигнал, вэтом случае калибровки следует проводить как с включенными, так и с выключенными такимифильтрами. Если подсоединяются, удаляются или заменяются компоненты электрической системы, всясистема должна проходить повторную калибровку непосредственно до и после каждого вносимого всистему изменения.ПMC ДОБ2 3.9.10[Поправки на потери, вносимые ветрозащитным экраном]1) Определение поправок к данным, касающимся ветрозащитных экрановФизическое состояние ветрозащитного экрана может оказать значительное воздействие на егохарактеристики, а предоставляемые изготовителем поправки к данным, касающимся потерь, вносимых

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-19ветрозащитным экраном, достоверны только для новых или чистых, сухих ветрозащитных экранов. Длятаких поправок можно использовать один набор значений на основе испытаний для определения потерь,вносимых ветрозащитным экраном под углом скользящего падения, когда углы падения звука,излучаемого воздушным судном, находятся в пределах +30° от скользящего падения. Для других случаевпоправки на потери, вносимые ветрозащитным экраном, должны определяться и применяться на основеинтервалов между испытываемыми углами, не превышающими 30°.В тех случаях, когда предоставляемые изготовителем поправки к данным, касающимся ветрозащитныхэкранов, имеют форму кривых, особое внимание следует обращать на включение вносимых потерь повсей, каждой третьоктавной полосе, а не только на номинальной средней частоте. Потери, вносимыеветрозащитным экраном, могут значительно колебаться в пределах частотного диапазона одной полосы иусредняются или выравниваются для более точной корректировки данных третьоктавных полос с учетомприсутствия ветрозащитного экрана. Поправки к данным, касающимся ветрозащитных экранов, можнотакже получить калибровкой в свободном поле в безэховой камере.ПMC ДОБ2 3.10.1[Фоновый шум измерительной системы]1) Шум измерительной системыПоскольку шум измерительной системы может усилить энергию измеренных уровней авиационногошума, измерение фонового шума, как указано в п. 3.10.1 добавления 2 Приложения, следует производитьустановив параметры всех каскадов усиления и аттенюаторов на такие уровни, на которые они были быустановлены при их использовании во время сертификационных измерений авиационного шума. Еслиожидается, что потребуется использовать несколько установочных параметров во время измерений,данные о фоновом шуме следует собирать на каждом из этих установочных параметров. Следуетобращать особое внимание на то, чтобы обеспечить точное соответствие фонового шума шуму, которыйприсутствует во время сертификационных испытаний по авиационному шуму.2) Оценки среднего уровня фонового шумаДля определения среднего уровня для каждой третьоктавной полосы усредняются по времениполучаемые по крайней мере в течение 30 с значения фонового шума. Затем значение PNL для этогоусредненного спектра должно рассчитываться по методикам, указанным в п. 4.1.3 a) добавления 2Приложения. Должны быть проанализированы также данные измерений уровня авиационного шума, азначения PNL должны рассчитываться для каждой записи спектра. Для того чтобы данные считалисьприемлемыми, максимальное значение PNL воздушного судна должно быть по крайней мере на 20 дБвыше PNL усредненного спектра фонового шума.4.1.3 Расчет EPNL на основании измеренных данныхИМ ДОБ2 4.2[Мгновенные уровни звукового давления]1) Мгновенные уровни звукового давленияДля целей данной методики "мгновенные" уровни звукового давления считаются уровнями звуковогодавления в третьоктавных полосах для каждой полусекундной записи, полученной с использованиемпроцесса непрерывного экспоненциального усреднения, как указано в п. 3.7.5 добавления 2 Приложения,или его эквивалента.

4-20 Техническое руководство по окружающей средеПMC ДОБ2 4.3.1[Расчет поправки на тональность]1) Точность данных для расчета поправки на тональностьДо этапа 1 рекомендуется временно округлить все уровни звукового давления в третьоктавных полосахдо разрешающей способности 0,1 дБ. Представленная здесь методика расчета поправок на тональностьвключает несколько этапов, которые используют критерии уровня в дБ для характеристики значимоститонального содержания. Эти критерии могут стать искусственно чувствительными к небольшимколебаниям в уровне, если при расчетах использовать разрешающую способность лучше чем 0,1 дБ.ПMC ДОБ2 4.3.1 (этапы 4, 5)[Поправки, касающиеся фонового шума]1) Корректировка данных на фоновый шумКогда для корректировки на влияние фонового шума используется техническая методика, содержащаясяв п. 3.6.3.2 главы 3, этапы 4 и 5 данной методики расчета поправок на тональность должны бытьмодифицированы следующим образом:– Этап 4. Вместо наивысшей полосы частот (i = 24) следует использовать LGB.– Этап 5. Следует рассчитать новый наклон s’(25,k) для полосы за LGB, как указано для условной25-й полосы. Этот наклон следует использовать вместо наклона, полученного от фактическогоуровня полосы за LGB.ПMC ДОБ2 4.3.1 (этап 10)[Разрешающая способность данных после расчета поправки на тональность]1) Точность данных (после расчета поправки на тональность)На данном этапе следует восстановить первоначальную разрешающую способность уровня звуковогодавления, составляющую 0,01 дБ. Хотя требуемая точность сообщаемого EPNL составляет 0,1 дБ, вседругие промежуточные расчеты, не относящиеся к процессу поправки на тональность, должныподдерживать точность по крайней мере 0,01 дБ.2) Выявление псевдотоновВ разделе 4.3.2.2 содержатся инструктивные указания в отношении методов выявления псевдотонов.Следует отметить, что приземные микрофоны или микрофоны на высоте 10 м (33 фут) используютсядополнительно к требуемым микрофонам на высоте 1,2 м (4 фут), и это допускается только длявыявления полос частот, в которых могут проявляться псевдотона, а не для определениясертификационных уровней авиационного шума.3) Корректив к поправке на тональностьКогда поправка на тональность является результатом ложных или фиктивных тонов, допускаетсяповторный расчет с использованием основанных на узкополосном анализе пересмотренных величинуровня звукового давления, относящихся к сглаженным спектральным уровням, полученным на этапе 7.После пересмотра этих уровней следует пересчитать поправку на тональность для пересмотренногоспектра третьоктавных полос. Эта пересчитанная максимальная поправка на тональность должна

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-21применяться, даже если она возникает на полосе, связанной с искусственным тоном, или около нее, аиспользуемая методика должна быть утверждена сертифицирующим органом.ИМ ДОБ2 4.4.2[Корректировка на разделение на полосы]1) Концепция корректировки на разделение на полосыПроцесс фильтрации третьоктавных полос, указанный для анализа данных сертификации воздушныхсудов по шуму в п. 4.3.2 добавления 2 Приложения, может привести к тому, что методика расчетапоправки на тональность недооценит поправку на тональность, когда частота тона находится на границеодной или нескольких третьоктавных полос или около такой границы. Для учета такого явлениярассчитывается поправка на разделение на полосы, в которой учитывается тот факт, что в результатеэффекта Доплера тон, который подавляется при PNLTM, вероятно, обычно появится в спектре,возникающим до или после PNLTM. Путем усреднения поправок на тональность, рассчитанных дляспектра в пределах двухсекундного периода около PNLTM, можно с достаточным основанием оценитьпоправку на тональность, которая имела бы место при PNLTM, если бы не было подавления тона.ПMC ДОБ2 4.4.2[Расчет поправки на разделение на полосы]1) Расчет поправки на разделение на полосыХотя в Приложении говорится об определении полос частот для максимального значения поправки натональность для записи около PNLTM, присутствие или отсутствие разделения на полосы нельзяустановить просто путем наблюдения за этими частотами. Даже если максимальный тон, которыйвозникает в спектре третьоктавной полосы, может быть не связан с полосой максимальной поправки натональность в спектре PNLTM, связанный с этим тон все-таки может присутствовать. Поэтому следуетиспользовать среднее значение поправок на тональность всех спектров в пределах 1 с (т. е.5 полусекундных записей данных) от PNLTM независимо от полос, в которых обнаруживаютсямаксимальные величины тонов. Если считается, что поправка на разделение на полосы являетсярезультатом других, не относящихся к разделению на полосы эффектов, заявитель долженпродемонстрировать ее отсутствие для каждого события.2) Корректировка PNLTM с учетом разделения на полосыПоправка на разделение на полосы должна быть рассчитана до определения периода уменьшения уровняшума на 10 дБ и должна быть включена в сообщаемые величины PNLTM и EPNL для относящихся кусловиям испытаний данных.3) Применение поправки на разделение на полосы для упрощенного методаПри использовании упрощенного метода для приведения данных к исходным условиям поправку наразделение на полосы следует применять к PNLT r в момент PNLTM до вычисления "∆ 1 " и EPNL r .4) Применение поправки на разделение на полосы для интегрального методаПри использовании интегрального метода для приведения данных к исходным условиям следуетрассчитать новую поправку на разделение на полосы, как указано в п. 4.4.2 добавления 2 Приложения.Эта новая поправка на разделение на полосы использует среднее значение поправок на тональностьспектра PNLTM r и два предыдущих, и два последующих спектра после приведения их к исходным

4-22 Техническое руководство по окружающей средеусловиям, и его следует применять к величине PNLTM r до определения точек уменьшения уровня шумана 10 дБ в исходных условиях и до расчета EPNL r .ИМ ДОБ2 4.5.4[Уравнения для расчета поправки на продолжительность]1) Поправка на продолжительностьУравнение для поправки на продолжительность, D, в п. 4.5.4 добавления 2 Приложения, действительнотолько для записи полусекундной продолжительности. Постоянная величина 13 используется длянормализации полусекундных величин к 10-секундной стандартной продолжительности (т. е. 10-секунднаяпродолжительность, включающая 20 полусекундных записей данных и 10 × log 10 20 = 13,01).ПMC ДОБ2 4.5[Продолжительность шума]1) Продолжительность шума (период уменьшения уровня шума на 10 дБ)Данный период представляет собой участок траектории пролета воздушного судна, на которомизмеренный уровень шума находится в пределах 10 дБ PNLTM (т. е. данный период будет использовандля расчета EPNL). Для обеспечения адекватной продолжительности записываемого шума записывающиесистемы должны быть активированы, при этом воздушное судно поддерживает стабильный режим, когдауровень шума в точке расположения первого микрофона по оценкам будет приблизительно на 20 дБ(А)ниже уровня, который, как ожидается, будет L Amax . Следует обращать особое внимание на то, чтобы вовремя использования метода пересечения траектории полета (см. п. 4.2.1.1.1) убедиться, что уровни шумапонизились на 20 дБ(А) ниже L Amax до начала выполнения полета по траектории ухода на второй круг.Примечание. Если записанные данные не охватывают весь период снижения уровня шума на 10 дБ,EPNL нельзя рассчитать на основании таких данных и такое испытание нельзя использовать для целейсертификации воздушного судна по шуму.2) Определение первой и последней записи в течение продолжительности шумаПри определении записей, которые обозначают пределы продолжительности шума, следует использовать тезаписи, в которых значения PNLTM наиболее близки к фактическому значению PNLTM – 10 дБ. В результатезначения PNLT для PNLTM – 10 дБ не всегда могут превышать PNLTM – 10 дБ или равняться ему.Для того чтобы проиллюстрировать правильное определение точек уменьшения уровня шума на 10 дБ, нарис. 4-2 содержится пример изменений во времени PNLT, составленных из записей, рассчитанных наосновании измеренных полусекундных значений SPL в соответствии с методиками, указанными в п. 4.2добавления 2. Затененная запись k M обозначает запись, связанную с PNLTM. Затененные записи k F и k Lобозначают соответственно первую и последнюю точки снижения уровня шума на 10 дБ.В первом примере значение PNLT, связанное с k F , выше, чем PNLTM – 10. Значение PNLT, связанное с k L ,меньше, чем PNLTM – 10.Во втором примере после k M показаны две записи со значением, равным PNLTM – 10. В этом случае k Lявляется последней из двух записей. Первая точка снижения уровня шума на 10 дБ, k F , представляетсобой запись, ближайшую по значению к PNLTM – 10, не принимая в расчет любые записи, которые ейпредшествуют, с большими значениями, но которые по значению меньше, чем PNLTM – 10.Примечание. Во всех случаях при расчете EPNL следует включать воздействие всех записей от k F до k Lвключительно.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-23PNLTMУровень воспринимаемого шумас поправкой на тональность (PNdB)PNLTM –10 дБУровень воспринимаемого шумас поправкой на тональность (PNdB)Время k Lk Fk Mk F ВремяPNLTMPNLTM –10 дБk Mk LРис. 4-2. Пример, иллюстрирующий определение первойи последней точек снижения уровня шума на 10 дБ

4-24 Техническое руководство по окружающей средеИМ ДОБ2 5.1[Записи о соблюдении требований]1) Записи о соблюдении требований4.1.4 Представление данных сертифицирующему органуДля соблюдения требований раздела 5 добавления 2 Приложения все данные, измеренные во времясертификационных испытаний по шуму, включая изменение во времени физических измерений, записишума, калибровки аппаратуры и т. д. должны регистрироваться в постоянной форме и предоставлятьсясертифицирующему органу для рассмотрения, проверки и утверждения. Согласно общему правилузаявитель должен представить репрезентативные выборки данных испытаний для каждой точкиизмерения шума и коррективы к измеренным данным, с тем чтобы дать возможность сертифицирующемуоргану определить, соблюдены ли требования Приложения. Заявитель может либо представить все записииспытаний вместе с требуемыми коррективами к данным, либо, при условии утверждениясертифицирующим органом, заявитель может вместо этого представить выборки данных испытанийвместе с требуемыми коррективами к данным.ИМ ДОБ2 5.4[Средние значения EPNL r ]1) Средние значения уровней EPNL r при использовании эквивалентной методики NPDДля самолетов средним значением EPNL r из базы данных NPD (см. п. 4.2.1.1.2.1) является уровень шума,определенный по линии регрессии через набор скорректированных данных при соответствующихзначениях тяги (мощности) и расстояния, включая любые другие необходимые дополнительныекоррективы (например, приведение к исходной скорости воздушного судна).2) Единые значения испытанийКогда в любой точке измерения шума используется несколько систем измерения шума, результирующийуровень шума является средним значением измеренных уровней шума для каждой точки измерения шума.Данное требование не применяется к уровням шума, измеренным микрофонами, не предназначеннымидля получения данных сертификации по шуму.3) Условия действительности результатовВсе действительные результаты измерений шума должны быть включены в расчеты доверительныхинтервалов даже в тех случаях, когда они дают результаты, находящиеся за пределами 90-процентногодоверительного предела ±1,5 дБ. Причины ошибочных или, возможно, недействительных данныхизмерения шума могут включать: проведение испытаний при различных предельных параметрахтемпературы и влажности, аномальный высотный ветер, изменения в компонентах системы измеренияшума, изменения в оборудовании воздушного судна, фоновый шум, сдвиги в калибровках приборов илипроведение испытаний не в соответствии с утвержденным планом испытаний и т. д. Сертифицирующийорган должен в ходе сертификационных испытаний по шуму определить действительность всехрезультатов измерений шума. Результат измерения шума нельзя исключать из расчетов доверительныхинтервалов на более позднем этапе без предварительного утверждения сертифицирующего органа.Измерения шума, результаты которых считаются в поле недействительными по любой причине,возможно, придется повторить, с тем чтобы получить требуемое минимальное число действительныхиспытательных полетов.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-25ПMC ДОБ2 5.4[Расчет 90-процентных доверительных интервалов]1) Методы расчета 90-процентных доверительных интерваловВ п. 3.5 главы 3 содержится описание методов расчета доверительных интервалов для кластеризованныхизмерений, средней линии регрессии, полученных на основании статических испытаний кривых NPD иполученных с помощью аналитических методов кривых NPD, а также примеры с решениями. Методырасчета для определения значений 90-процентных доверительных интервалов для кластеризованных иобъединенных наборов данных содержатся в пп. 3.5.6.2 и 3.5.6.5 главы 3.2) Требования в отношении повторных испытанийСертифицирующий орган может потребовать от заявителя провести повторные испытания илипредоставить дополнительные данные испытания для любой из трех точек измерения шума, когдапредставленные результаты указывают на то, что:a) требуемое измерение зарегистрировано как недействительное; илиb) заявитель провел недостаточное число измерений для определения подходящей выборки данных; илиc) разброс данных указывает на то, что данные не принадлежат нормальной совокупности илитенденции (например, разрывность из-за падения мощности при срабатывании SBV); илиd) 90-процентный доверительный интервал для условий измерения шума превышает допустимоезначение ±1,5 дБ; илиe) испытание не было проведено в соответствии с утвержденным планом демонстрации соблюдениясертификационных требований по шуму.4.1.5 Терминология: условные обозначения и единицы измерения(Зарезервировано)4.1.6 Затухание звука в воздухе(Зарезервировано)4.1.7 Корректив к результатам летных испытаний вертолетаЦелью сертификационного испытания по шуму является получение данных для определения точных инадежных характеристик вертолета по шуму. В разделе 8.7 главы 8 Приложения указывается ряд условийиспытаний и методик для приведения измеренных данных к исходным условиям.ИМ № 1 ДОБ2 8.1.1[Коррективы для приведения к исходным условиям]1) Коррективы для приведения к исходным условиямБольшинство сертификационных испытаний по шуму проводится в условиях, отличающихся отисходных условий. Это включает разницу по высоте, боковому местоположению, воздушной скорости,

4-26 Техническое руководство по окружающей средечастоте вращения несущего винта, температуре и относительной влажности. Вследствие этого данныеизмерений уровня шума следует привести к исходным условиям для определения того, можно лиобеспечить соблюдение сертификационных пределов по шуму главы 8 Приложения. К различиям междуусловиями испытаний и исходными условиями следует применять как положительные, так иотрицательные коррективы. Методики корректировки и методы анализа должны рассматриваться иутверждаться сертифицирующим органом. Сертифицирующий орган должен убедиться в том, что методыкорректировки данных и анализа, предлагаемые заявителями, удовлетворяют требованиям Приложения иутвержденных методик. Любые изменения, включая новые версии программного обеспечения,модернизацию аппаратно-программного обеспечения или модификации измерительной аппаратурыподлежат рассмотрению сертифицирующим органом, прежде чем они могут быть использованы длясертификационных оценок по шуму. Следует планировать валидацию программы и представлятьтребуемую информацию сертифицирующему органу на раннем этапе сертификационного цикла,поскольку для оценки и утверждения могут потребоваться различные периоды времени в зависимости отвозникших проблем.2) Неположительные значения SPLsПри получении неположительных уровней авиационного шума в третьоктавных полосах, либо в рамкахпервоначального анализа третьоктавных полос, либо в результате коррективов к фоновому шуму, либо врамках других утвержденных методик, их значения следует включать во все соответствующие расчеты.Практика "исключения полос", когда маскируемые уровни методично устанавливаются на ноль, несчитается приемлемой альтернативой восстановлению маскируемых уровней в соответствии синструктивным материалом по корректировке на фоновый шум, приведенным в п. 3.6 главы 3. Длялюбого спектра авиационного шума, подлежащего приведению к исходным условиям, все третьоктавныеполосы, включая полосы, содержащие маскируемые уровни или восстановленные уровни, в том числезначения менее ноля дБ или равные ему, должны быть скорректированы с учетом различий междуусловиями испытаний и исходными условиями.3) Соображения относительно направления полетаПоскольку пролет выполняется в двух направлениях с составляющими встречного и попутного сетра,боковые микрофоны (установленные сбоку) будут расположены либо "сбоку слева", либо "сбоку справа"в зависимости от направления полета. Таким образом, полученные сбоку пролетные данные необходимоклассифицировать по левому и правому микрофонам для корректировки и представления данных.Следует отметить, что классификация по левому и правому установленным сбоку микрофонам такжеуместна для взлета и захода на посадку, если используется несколько направлений полета.Следует также отметить, что необходимо выполнять одинаковое число испытательных пролетов ссоставляющими встречного и попутного ветра. Если после анализа заявитель обнаруживает, что имеетсяпо крайней мере требуемый минимум трех измеренных значений в каждом направлении полета, однако водном направлении их больше, чем в другом, в этом случае заявителю потребуется утверждениесертифицирующего органа относительно того, какие значения следует использовать при определенииокончательного значения EPNL для пролета.ИМ № 2 ДОБ2 8.1.1[Источники исходных данных]1) Данные изготовителяПриведение значений шума от испытательных условий к исходным условиям должно основываться наутвержденных данных изготовителя. Данные изготовителя должны включать:

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-27a) исходные профили полета;b) установку режимов мощности двигателей при взлете и пролете в исходных условиях;c) исходные воздушные скорости.ИМ ДОБ2 8.1.2[Коррективы к данным измерения шума]1) Угол распространения шума по исходной траектории полетаПри расчете местоположения PNLTM на исходной траектории полета угол излучения (т. е.распространение шума) ( θ ) относительно траектории испытательного полета должен выдерживатьсятаким же, как и для исходной траектории полета. Угол превышения ( ψ ) относительно плоскости землине ограничивается, и этот угол необходимо определить и представить о нем данные.2) Максимальные коррективыВо избежание внесения чрезмерных коррективов в измеренные данные суммирование всех коррективовна разницу между траекторией испытательного полета и исходной траектории полета для пролета изахода на посадку ограничивается 2 EPNдБ. Для взлета суммирование коррективов ограничивается4 EPNдБ, из которого сумма Δ 1 и выражение –7,5 log из Δ 2 не должны превышать 2 EPNдБ.Дополнительный допуск для взлета признает тот факт, что для данного условия могут возникать большиеразличия между траекторией испытательного полета и исходной траекторией полета в результате влиянияскорости ветра на траекторию испытательного полета. Однако рекомендуется, чтобы заявитель принял ксведению, что методы, рассмотренные в ПМС ДОБ2 8.2.1, можно применять для сведения к минимумутакого различия для взлета.ИМ ДОБ2 8.2.1[Профиль взлета]1) Исходный профиль взлетаНа рис. 4-3 показан исходный профиль взлета и схематичное изображение испытания или измеренногопрофиля взлета в условиях нулевого ветра.Исходный профиль взлета – это прямолинейный участок. Он начинается с определенной точки C r ,которая находится на расстоянии 500 м (1640 фут) от местоположения центрального микрофона A и навысоте 20 м (65 фут) над поверхностью земли. Исходный угол набора высоты ( β ) прямолинейнойтраектории будет зависеть от сертифицированной наивыгоднейшей скороподъемности и V y в исходныхусловиях. Исходный профиль заканчивается в точке I r , которая включает период уменьшения уровняшума на 10 дБ при измерениях шума.Примечание. Для ясности местоположения испытательных и исходных точек PNLTM, L и L rпоказаны в одном и том же месте относительно точки измерения шума на осевой линии A и точкиизмерения шума с правой стороны (сбоку) S. Однако обычно L и поэтому L r будут иметь различныеместоположения на испытательных и исходных траекториях полета для каждой точки измеренияшума.

4-28 Техническое руководство по окружающей средеИзмеренная траектория полетаFI rLF rθL rC β + Δβθ rC r βИсходная траектория полетаS левая20 m м (65 фут ft) )150 м(492 фут)Проекция исходнойтраектории взлета500 мm (1640 фут ft) )S праваяA150 м(492 фут)Рис. 4-3.Сравнение измеренных и исходных профилей взлета2) Исходный угол набора высотыИсходный угол набора высоты, β , основан на наивыгоднейшей скороподъемности и воздушнойскорости V y , определяемых на основании утвержденных данных изготовителя для взлетныххарактеристик вертолета в исходных условиях. Поскольку воздушная скорость определяется как скоростьв направлении траектории полета, угол набора высоты β является арксинусом отношениянаивыгоднейшей скороподъемности к V y . Для вертолета, который имеет ограничение двигателя помощности в исходных условиях, наивыгоднейшая скороподъемность должна рассчитываться на основеминимальных технических характеристик двигателя(ей). На многих вертолетах взлетные характеристикибудут зависеть от предела крутящего момента редуктора, и эта величина будет, как правило, меньше, чемкрутящий момент, связанный с минимальными техническими характеристиками двигателя(ей) висходных условиях. Поскольку все методики должны соответствовать нормам летной годности, следуетиспользовать предел крутящего момента редуктора при взлете для расчета применимой наивыгоднейшейскороподъемности при максимальной массе сертификации по шуму для тех вертолетов, характеристикикоторых ограничены из-за характеристик редуктора в исходных условиях.ПMC № 1 ДОБ2 8.2.1[Условия испытаний при взлете]1) Требования к взлетуПрофиль взлета начинается с горизонтального полета на высоте 20 м (65 фут). По достижении точки Снеобходимо применить взлетный режим мощности для начала набора высоты. Взлетный режим

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-29мощности будет зависеть либо от предела крутящего момента редуктора для взлета, либо отминимального крутящего момента взлетной мощности установленного двигателя(ей) в исходныхусловиях на уровне моря и при 25 °C (77 ºF).2) Воздушная скорость при испытанияхНаивыгоднейшая используемая скороподъемность V y – это воздушная скорость, определяемая на основевзлетных характеристик на уровне моря и при 25 °C (77 °F) во время сертификации летной годности. Онадолжна выдерживаться во время всей методики взлета. Для того чтобы учесть колебания сериииспытаний и небольшие колебания во время каждого испытания, разрешается допуск ±9 км/ч (±5 уз).3) Частота вращения несущего винтаСреднее значение частоты вращения несущего винта во время периода уменьшения уровня шума на 10 дБдолжно быть в пределах ±1 % от максимального значения нормальной рабочей частоты вращениянесущего винта в исходных условиях взлета.4) Отклонение от траектории полетаДля сведения к минимуму боковых отклонений от траектории полета и, таким образом, разницы вуровнях шума из-за смещения с линии пути в точке излучения PNLTM, вертолет должен лететь поисходной линии пути во время периода уменьшения уровня шума на 10 дБ в пределах ±10° или ±20 м(±65 фут) от вертикали, в зависимости от того, что больше. Это показано на рис. 4-4. Непосредственныхограничений по высоте не существует, однако коррективы, которые учитывают разницу междуисходными и испытательными расстояниями распространения звука при PNLTM, ограничиваются2 EPNдБ, как это рассматривается в ИМ ДОБ2 8.1.2 2).5) Масса вертолета при испытанияхМасса вертолета во время демонстрационных сертификационных испытаний по шуму (см. п. 8.7.11главы 8 Приложения) должна находиться в пределах 90–105 % от максимальной взлетной массы придемонстрации взлета. Данные измерений шума приводить к максимальной взлетной массе не требуется. Покрайней мере один испытательный взлет должен быть проведен при этой максимальнойсертифицированной взлетной массе или массе, превышающей это значение. Если значение максимальнойвзлетной массы, выбранное для сертификации по шуму, меньше, чем значение, используемое длясертификации летной годности, в этом случае более низкое значение массы может стать эксплуатационнымограничением, указанным в соответствующем разделе РЛЭВ.ПMC № 2 ДОБ2 8.2.1[Методики испытаний при взлете]1) Профиль взлета при испытанияхПрофиль полета при испытаниях требует достижения только стабилизированных условий полета втечение периода уменьшения уровня шума на 10 дБ на участке набора высоты по данной методике.

4-30 Техническое руководство по окружающей средеВид взлетного коридора в разрезе с боковым отклонением10° 10°Исходнаялиния путиПоверхность земли20 м 20 мРис. 4-4.Допуски на боковое отклонение при взлете2) Число испытательных полетовТребуется провести по крайней мере шесть испытательных полетов с одновременными измерениями шума вкаждой из точек измерения шума. Также следует помнить, что требуются синхронизированные данные пошуму и траектории полета. Поскольку до частичного завершения анализа невозможно определить, отвечает ликаждый испытательный полет всем требованиям главы 8 Приложения, заявитель, возможно, сочтет весьмацелесообразным провести дополнительные взлетные испытания. Опыт показывает, что8–10 испытательных полетов, как правило, создадут достаточный запас прочности, если в ходе последующегоанализа будет определено, что некоторые испытательные полеты оказались недействительными. Еслипроводятся дополнительные испытательные полеты и во всех трех точках измерения одновременно полученоболее шести действительных измерений шума, тогда необходимо, чтобы результаты таких испытаний быливключены в процесс усреднения для расчета EPNL. Результаты испытательных полетов без одновременныхизмерений шума во всех трех точках измерения в процесс расчета не включаются.3) Допуск на воздушную скорость при выполнении полетаВ п. 8.7.6 главы 8 Приложения указано, что допустимое отклонение воздушной скорости от исходнойвоздушной скорости составляет ±9 км/ч (±5 уз). Это не означает, что нельзя проводить испытания при

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-31других скоростях, а скорее предназначено для того, чтобы учесть колебания во время периодауменьшения уровня шума на 10 дБ, которые возникают во время отдельного испытательного полета врезультате того, что пилот пытается обеспечить соблюдение других взлетных требований, а такжекалебания во время одного испытания по сравнению с другим испытанием.Значение V y публикуется в разделе РЛЭВ, касающемся взлетных характеристик, и обычно обозначаетсякак IAS. Заявитель должен иметь в виду, что исходная воздушная скорость является истинной скоростью(TAS). Поскольку большинство индикаторов воздушной скорости не показывают значение TAS, дляпреобразования TAS в IAS следует использовать кривые поправок к воздушной скорости иметеорологические условия.4) Горизонтальная корректировка начала набора высотыПоложение точки С на рис. 4-3 может быть изменено, при условии утверждения сертифицирующиморганом, с целью сведения к минимуму разницы между испытательной и исходной высотой по вертикалинад точкой измерения шума на линии пути. Такая разница может быть результатом воздействия ветра наугол набора высоты во время испытания. На рис. 4-5 показано воздействие встречного ветра. Следуетиметь в виду, что даже при нулевом или очень слабом ветре для перехода от горизонтального полета кнабору высоты может потребоваться значительный период времени. Обычно это будет иметь место приполетах более крупных и тяжелых вертолетов. Результирующая траектория полета может находитьсянамного ниже исходного профиля. В этом случае будет целесообразным переместить точку С подальшеот точки измерения шума. Это показано на рис. 4-6.Местоположение точки “ Cr”скорректировано относительно точки “ C”для уменьшения разности по высотеотносительно исходной высотынад точкой измеренияТраектория взлетапри испытаниис корректировкойотносительно точки “С”Точка “С” перемещаетсяв направленииточки измерения “А”Исходный профильиспытанияпри взлетеF rFНаправление ветраC rCAРис. 4-5.Корректировка на встречный ветер точки "С" на профиле взлета

4-32 Техническое руководство по окружающей среде5) Вертикальная корректировка начала набора высотыПри условии утверждения сертифицирующим органом высота первоначального горизонтального полетатакже может быть изменена, с тем чтобы можно было свести к минимуму корректировку высоты(расстояния), связанную с этапом набора высоты. Это является эквивалентной методикой, которая можетбыть использована вместо корректировки горизонтального местоположения точки С от точки измеренияшума на линии пути для получения такого же результата.Заявитель должен иметь в виду, что во многих условиях испытаний для соблюдения методиккорректировки данных, указанных в п. 8.3 добавления 2 Приложения, таких корректировок производитьне требуется.Примечание. Вышеуказанные методики для горизонтальной или вертикальной корректировки началанабора высоты основаны на оценке высоты над линией пути или центральной точкой измерения шума,несмотря на то, что для точки PNLTM применяются коррективы к результатам измерения шума. Однако,поскольку точку PNLTM, которая обычно находится весьма близко от точки пролета над контрольнойточкой, нельзя определить до завершения анализа уровней шума, для определения местоположения точки С(или начальной горизонтальной высоты) допускается использование высоты над точкой измерения шума.6) Пробный полетНезависимо от того, какой метод используется для регулирования высоты над точкой измерения шума налинии пути, заявитель может посчитать целесообразным или необходимым провести ряд пробныхиспытательных полетов или предварительных полетов до выполнения полетов для сертификации пошуму с целью корректировки высоты/местоположения точки С. При предварительном утверждениирегламентирующим органом эти пробные полеты могут быть исключены из оценки соблюдениятребований по шуму. Эти испытательные полеты следует также документировать в отчете осертификации по шуму как пробные полеты.В условиях нулевого или слабоговетра точка “С” корректируется дляуменьшения разницы по высотеотносительно исходной высоты надточкой измерения шума “А”Точка “С” перемещается дальшеот точки измерения шума “А”Результирующая траектория полетас корректировкой в точке “С”I rFF rC rИсходная траекториявзлета/набора высотыCCA > C A rВ условиях нулевого или слабого ветраAРис. 4-6.Корректировка точки "С" на профиле взлета на нулевой или слабый ветер

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-337) Установка режима мощностиДля начала набора высоты в точке С следует применять взлетный режим мощности, соответствующийусловиям на уровне моря и 25 °С. На многих вертолетах предел мощности по летной годности будетопределяться пределом крутящего момента редуктора при взлете. Когда это не так, взлетный крутящиймомент будет тем крутящим моментом, который определяется во время сертификации летной годности, ибудет основан на минимальном режиме мощности, указанном в технических характеристикахдвигателя(ей).В некоторых случаях заявитель может обнаружить, что предельный крутящий момент редуктора привзлете, в соответствии с которым вертолет должен быть сертифицирован по летной годности, неутвержден и поэтому не может использоваться во время сертификационного испытания по шуму. Еслиможно проводить испытание только на более низких значениях крутящего момента, сертифицирующийорган может утвердить в качестве эквивалентной методики экстраполяцию данных измерения шума,полученных при установке более низких значений крутящего момента. При условии утверждениясертифицирующим органом для экстраполяции на более высокое значение крутящего моментапотребуется провести испытания при установке как минимум двух более низких значений крутящегомомента, которые являются максимальными значениями в располагаемом диапазоне значений. Опытпоказывает, что экстраполяция, не превышающая 10 %, может быть приемлемой. Заявителю будетнеобходимо также подробно документировать используемую методику экстраполяции.8) Частота вращения несущего винтаНа некоторых вертолетах частота вращения несущего винта может изменяться вручную илиавтоматически. Во многих конструкциях колебание частоты вращения несущего винта может возникнутьиз-за ограничений системы регулирования двигателя/несущего винта. Для того чтобы уровни шума былирепрезентативными при выполнении нормального взлета, частота вращения несущего винта должна бытьмаксимальным нормальным значением, связанным с исходной взлетной воздушной скоростью.Поскольку у большинства вертолетов небольшие изменения частоты вращения несущего винтавозникают во время стабилизированного полета, допускается колебание скорости несущего винта,составляющее ±1 % от числа оборотов в минуту.Примечание. Измерения шума должны производиться при максимальной частоте вращения несущеговинта во время нормальных операций. Испытание при максимальных допусках на число оборотов вминуту не требуется.В некоторых конструкциях вертолетов может быть предусмотрено несколько режимов частоты вращениянесущего винта (см. п. 4.2.3.1.6). Если для нормальных операций можно использовать несколько режимовчастоты вращения несущего винта, в этом случае сертификацию по шуму следует проводить принаивысшем значении, допустимом в исходных условиях. Если наивысшее значение частоты вращенияограничивается специальными операциями или если конфигурация вертолета такова, что в исходныхусловиях или на высоте проведения испытаний использовать наивысшую частоту вращения несущеговинта не представляется возможным, тогда, при условии утверждения сертифицирующим органом, можетбыть разрешено проведение испытаний на более низкой частоте вращения несущего винта.В некоторых конструкциях вертолетов частота вращения несущего винта может автоматическиизменяться в пределах периода уменьшения уровня шума на 10 дБ. В таких случаях следует определитьзависимость исходного режима скорости вращения несущего винта в оборотах в минуту отместоположения на исходной траектории полета, и испытания должны проводиться так, чтобывыдерживать во время испытания число оборотов несущего винта в пределах ±1 % от исходного режимаоборотов в минуту. Если колебания частоты вращения несущего винта приводят к изменениямнаивыгоднейшей скороподъемности, следует определить нелинейный исходный профиль полета,который должен использоваться при расчете исходных расстояний для приведения данных измеренийшума к исходным условиям.

4-34 Техническое руководство по окружающей средеНапример, для вертолета, который автоматически меняет частоту вращения несущего винта (N r ) привзлете, исходный режим частоты вращения несущего винта можно определить как зависимость от высотынад уровнем земли на исходной траектории полета во время периода уменьшения уровня шума на 10 дБ,как показано на рис. 4-7. В типичном случае, когда крутящий момент главного редуктора вертолетаограничивается в исходных условиях сертификации по шуму, режим частоты вращения несущего винтаможет привести к непостоянному (искривленному) участку исходной траектории полета во времяперехода N r , как показано на рис. 4-7. Требование в отношении выдерживания частоты вращения винта±1 % во время испытания будет применяться к исходному режиму частоты вращения несущего винта, какпоказано на рис. 4-7.9) Наведение по траектории полетаДля удовлетворения требования выдерживания ±10° от вертикали заявителю, возможно, потребуетсяиспользовать на линии пути четко видимые маркировочные знаки и/или бортовые приборы наведения полинии пути и систему измерения местоположения в реальном времени или какой-то другойутвержденный метод проверки соблюдения данного требования. Во время набора высоты видимостьпилотом земли может быть несколько ограничена и поэтому, возможно, потребуется установитьмаркировочные знаки на достаточном расстоянии от точки измерения шума. Некоторые из указанных вп. 3.2 главы 3 систем измерения траектории полета предоставляют данные о линии пути в реальномвремени или сразу после испытательного полета. В этом случае заявитель может быстро установить,104102+1% N rЧисло об/мин несущеговинта (% N ) rВысотаAGL ( м)400360Число об/мин несущего винта (% N r )1009896949290–1% N rНачалоперехода N rНепостоянныйучасток исходнойтраектории полетаПриблизительныйпериод уменьшенияуровня шума на 10 дБПостоянныйучасток исходнойтраектории полетаОкончаниеперехода N r+1% N r32028024020016012080Высота AGL ( м )8886Постоянный участокисходной траектории полетаИсходный режим N r–600 –500 –400 –300 –200 –100 0 100 200 300 400 500 600Горизонтальное расстояние от точки измерения на линии пути (м)–1% N r040Рис. 4-7. Пример исходной траектории взлета и режима частоты вращения несущего винта(в пределах ±1 % N r ) для вертолета с изменяемой частотой вращения несущего винта

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-35проходил ли испытательный полет в допустимых пределах по отклонению. Если используется болеепростая система, такая как масштабное фотографирование с использованием фотоаппаратов, заявительможет счесть целесообразным или необходимым разработать метод для своевременного подтверждениятого, что испытательный полет является приемлемым. Фактическую высоту и отклонения от линии путинет необходимости устанавливать во время испытательного полета. Однако заявителю необходимопроследить, чтобы в других отношениях приемлемые испытательные полеты не отвергались во времяанализа из-за того, что не был соблюден предел ±10° бокового отклонения.ИМ № 1 ДОБ2 8.2.2[Пролетная конфигурация]1) Исходный профиль пролетаВ главе 8 Приложения исходная методика устанавливается как горизонтальный пролет на высоте 150 м(492 фут) над поверхностью земли в точке измерения на линии пути, как показано на рис. 4-8, прикотором исходный профиль полета обозначается как D r – J r , а испытательный профиль как D – J.Исходная воздушная скорость составляет 0,9 V H , 0,9 V NE , 0,45 V H + 120 км/ч (0,45 V H + 65 уз) или0,45 V NE + 120 км/ч (0,45 V NE + 65 уз), в зависимости от того, какая из величин меньше, на протяжениивсего периода уменьшения уровня шума на 10 дБ. Частота вращения ротора (об/мин) устанавливается намаксимальное значение нормального режима работы. Следует отметить, что, если V H больше, чем V NE ,тогда исходная воздушная скорость будет соотноситься с V NE .Примечание. Для ясности местоположение испытательных и исходных точек PNLTM, M и M r ,показано в том же месте по отношению к точке измерения шума на осевой линии A и к точке измеренияшума сбоку от ВПП S. Однако обычно M, и поэтому M r , будут иметь различные местоположения наиспытательной и исходной траектории полета для каждой точки измерения шума.DMGИзмеренная траектория полетаJθD r M r GJ rrИсходнаятраектория пролетаθ rS150 м(492 фут)150 м(492 фут)150 м(492 фут)AПроекция исходнойтраектории пролетаS(сбоку)Рис. 4-8.Сравнение измеренного и исходного профилей пролета

4-36 Техническое руководство по окружающей средеИМ № 2 ДОБ2 8.2.2[Условия испытаний при пролете]1) Отклонение от траектории полетаДля получения характеристик пролетного шума пролетное испытание должно выполняться вгоризонтальном полете на фиксированной высоте над точкой измерения шума на линии пути.Испытательные полеты также должны выполняться в пределах ±10° или ±20 м (±65 фут), в зависимостиот того, какая величина больше, от вертикали в течение всего периода снижения уровня шума на 10 дБ.Предел ±20 м (±65 фут) не имеет отношения в случае пролета, поскольку допустимое отклонение отлинии пути на высоте проведения испытания регулируется требованием в отношении ±10°.2) Допуски на воздушную скорость во время испытанийВоздушная скорость полета определяется в п. 8.6.3 главы 8 Приложения и в пределах периодауменьшения уровня шума на 10 дБ во время каждого пролета допускается отклонение ±9 км/ч (±5 уз) отисходной воздушной скорости. Мощность должна стабилизироваться, а среднее значение частотывращения воздушного винта во время периода уменьшения уровня шума на 10 дБ должна находиться впределах ±1 % от значения об/мин в нормальном рабочем режиме для каждого пролета.3) Поправка на шум источника во время испытанийЗаявитель должен учитывать требование в отношении поправок на шум источника, посколькумаловероятно, что испытание можно провести точно при исходной температуре 25 °C (77 °F), исходнойчастоте вращения несущего винта и исходной воздушной скорости. Это предусматривает, что, еслизначение числа Маха законцовки наступающей лопасти при испытаниях отличается от исходногозначения Маха, будет необходимо использовать кривую зависимости PNLTM от числа Маха законцовкинаступающей лопасти. Это требует проведения испытаний на различных скоростях полета,приближающихся к исходной скорости полета. Число дополнительных испытательных полетов будет донекоторой степени зависеть от характера изменения PNLTM в зависимости от скорости полета, однако,поскольку это нельзя установить до завершения анализа, необходимо рассмотреть применениеконсервативных оценок числа дополнительных испытательных полетов и подлежащих использованиюфактических значений воздушной скорости.Примечание. Эквивалентная методика числа Маха, рассматриваемая в ПМС ДОБ2 8.2.2 11), являетсяприемлемым методом установления соответствия, который устраняет необходимость поправки нашум источника.4) Масса вертолета при испытанияхМасса вертолета во время демонстрационных сертификационных испытаний по шуму (см. п. 8.7.11главы 8 Приложения) должна находиться в пределах 90–105 % от максимальной взлетной массы длядемонстрации пролета. Следует выполнить по крайней мере один испытательный пролет при такоймаксимальной сертифицированной массе или массе, превышающей это значение. Если значениемаксимальной взлетной массы, выбранное для сертификации по шуму, меньше, чем значение,использованное для сертификации летной годности, в этом случае более низкое значение массы может статьэксплуатационным ограничением, указанным в соответствующем разделе РЛЭВ.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-37ПMC ДОБ2 8.2.2[Методики пролета при испытаниях]1) V HV H определяется как воздушная скорость в горизонтальном полете в исходных условиях и примаксимальной сертифицированной взлетной массе и получается с использованием минимальногоуказанного в технических характеристиках двигателя(ей) крутящего момента при максимальнойноминальной мощности. V H будет необходимо определить специально для пролетных сертификационныхиспытаний по шуму, поскольку ее определение не требуется для сертификации летной годности. Сама посебе V H никогда не ограничивается соображениями летной годности. Однако максимальная номинальнаямощность, на которой она основывается, может быть ограничена из-за аспектов летной годности, и это,по существу, может ограничить значение V H .2) V NEV NE определяется в рамках утверждения летной годности, и поэтому ее значение всегда можноустановить.3) Исходная воздушная скоростьУ некоторых вертолетов V H может превышать V NE горизонтального полета, установленную иутвержденную сертифицирующим органом. Сертификация по шуму не имеет целью соотнесениеиспытательных воздушных скоростей с исходными скоростями, которые могут выходить за связанное слетной годностью предельное значение V NE вертолета. Согласно п. 8.6.3 главы 8 Приложения V NE будет,таким образом, применяться вместо V H . Также на некоторых вертолетах с высокими воздушнымискоростями типичная крейсерская воздушная скорость будет менее 0,9 V H (или 0,9 V NE ) и, таким образом,если использовать 0,9 V H (или 0,9 V NE ) в качестве исходной скорости, она более не будет типичной длякрейсерского полета. В этом случае используется более низкая воздушная скорость 0,45 V H + 120 км/ч(0,45 V H + 65 уз) или 0,45 V NE + 120 км/ч (0,45 V NE + 65 уз). Это применяется, когда 0,9 V H (или 0,9 V NE )составляют 240,8 км/ч (130 уз) или выше (т. е. когда V H (или V NE ) составляет 267,6 км/ч (144,4 уз) иливыше). Таким образом, исходная воздушная скорость будет наименьшей из следующих четырехвоздушных скоростей:a) 0,9 V H ;b) 0,45 V H + 120 км/ч (0,45 V H + 65 уз);c) 0,9 V NE ; илиd) 0,45 V NE + 120 км/ч (0,45 V NE + 65 уз).4) Определение траектории полета/высотыТраектория полета должна быть "прямолинейной и горизонтальной". Поскольку не требуется, чтобыместность, над которой пролетает вертолет, была совершенно ровной, высота вертолета надповерхностью земли может незначительно изменяться на расстоянии, соответствующем периодууменьшения уровня шума на 10 дБ. Если используется наземная система, такая как базовая станциядифференциальной GPS или трехкамерная система, в этом случае определение траектории полета/высотыдолжно будет учитывать фактические превышения поверхности земли, на которых установленыкомпоненты системы.

4-38 Техническое руководство по окружающей среде5) Отклонение от линии путиДопустимое отклонение от линии пути от вертикали над исходной линией пути ограничивается ±10° или±20 м (±65 фут) в зависимости от того, какая величина больше. Высота над точкой измерения шума налинии пути должна быть в пределах ±9 м (±30 фут) от исходной высоты 150 м (492 фут). Допустимоеотклонение от линии пути составляет ±24,9 м (±81,5 фут) на нижнем пределе высоты, равном 141 м(462 фут), и ±28 м (±92 фут) на верхнем пределе высоты, равном 159 м (522 фут). Таким образом,вертолет должен проходить в течение всего периода уменьшения уровня шума на 10 дБ через "окнопараметров испытаний", находящееся над исходной линией пути, как показано на рис. 4-9.6) Число испытательных полетовТребуется выполнить по крайней мере шесть испытательных пролетов с равным число пролетов привстречном и попутном ветре. Поскольку данные будут корректироваться, не требуется выполнять такиеполеты попарно, непосредственно один за другим. Однако выполнение испытательных полетов попарноуменьшит необходимость принимать во внимание направление ветра. Таким образом, заявитель, какправило, сочтет целесообразным выполнять испытательные полеты именно таким образом и проводитьдополнительные попарные испытательные полеты в случае, если при последующем анализе любой изиспытательных полетов окажется недействительным. Помимо одновременного измерения шума в трехточках измерения, заявитель должен принимать во внимание, что во время всего периода уменьшенияОкно параметров испытаний9 м9 мИсходная высота150 м10° 10°Исходнаялиния пути20 м20 мРис. 4-9.Границы выполнения полета для условия испытаний при пролете

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-39уровня шума на 10 дБ требуется производить синхронизированные измерения шума и траектории полета.Если выполняются дополнительные испытательные полеты и во всех трех точках измеренияодновременно получено более шести действительных измерений шума, в этом случае результаты такихиспытательных полетов также необходимо включить в процесс усреднения для расчета EPNL. Результатыиспытательных полетов без одновременных измерений шума во всех трех точках измерения невключаются в процесс расчета.Примечание. Если абсолютная составляющая скорости ветра в направлении полета, измеренная навысоте 10 м (33 фут) над поверхностью земли, составляет менее 2,5 м/с (5 уз), воздействиемнаправления ветра можно пренебречь. В этом случае можно считать, что измеренный пролет будетиспытательным полетом либо при встречном, либо при попутном ветре.7) Высота проведения испытанийПоскольку в большинстве мест испытаний поверхность земли не будет совершенно ровной, высота(расстояние) между вертолетом и линией пути будет во время пролета изменяться. Траекторию полетаместоположение вертолета относительно исходного профиля можно определить с помощью рядаразличных систем (см. п. 3.2 главы 3).8) Воздушная скорость во время испытанийВоздушная скорость пролета во время испытаний будет либо исходной воздушностью скоростью, еслиприменяется поправка на источник шума, либо скорректированной исходной скоростью, еслиприменяется эквивалентный метод числа Маха. Заявитель также должен иметь в виду, что определенная вПриложении воздушная скорость является истинной скоростью (TAS). Поскольку большинствоиндикаторов воздушной скорости не показывают значение TAS, для определения используемой пилотомIAS следует использовать кривые поправок к воздушной скорости и метеорологические условия в деньиспытаний.9) Поправка на шум источникаНеобходимо рассчитать поправки на шум источника для данных измерения шума, полученных вцентральном микрофоне, в левом боковом и правом боковом микрофонах. Испытательные полетывыполняются в двух направлениях. "Левый боковой" и "правый боковой" определяются относительнонаправления полета для каждого испытательного полета. Отсюда следует, что, если микрофон является"левым боковым" для испытательного полета в одном направлении, он будет "правым боковым" дляиспытательного полета в другом направлении. Заявитель должен обращать особое внимание направильное обозначение измеряемого шума.Различные заявители приняли к использованию два метода для расчета поправки на источник шума.Первый заключается в испытаниях относительно исходной скорости полета на несколькихустановленных воздушных скоростях, таких как V r – 18,5 км/ч (10 уз), V r – 37 км/ч (20 уз) и V r + 18,5 км/ч(10 уз). Для обеспечения такой же точности, как и в исходных условиях, обычно необходимо выполнитьшесть испытательных полетов (три в каждом направлении) на каждой из дополнительных скоростейполета. Затем на основе этих данных рассчитывается кривая зависимости, как показано на рис. 4-10.Другие заявители провели испытания в диапазоне скоростей, например, от V r – 37 км/ч (20 уз) до V r +18,5 км/ч (10 уз) и, таким образом, установили кривую зависимости. В этом случае все еще, несомненно,требуется выполнить по крайней мере шесть действительных испытательных полетов на исходнойвоздушной скорости. На рис. 4-11 показана статистически приемлемая кривая, полученная сиспользованием этого метода. Количество испытательных полетов, требуемое для получения кривыхзависимости шума источника по каждому из этих методов, подлежит утверждению сертифицирующиморганом.

4-40 Техническое руководство по окружающей средеПолучить корреляцию измерений шумадля каждой точки измерения шумаотносительно направления полетапо каждому испытательному полетуИспытательная группана исходной скорости+5Δ 3 = коррекциячисла МахаΔ 3PNLTM(PN дБ ) r0ReferenceИсходноеMach Numberчисло Маха–5081 ,082 , 0, 830, 840, 850,86Число Маха законцовки наступающей лопасти несущего винтаРис. 4-10. Пример корреляции шума источника с использованиемобъединенных (кластеризованных) данных испытаний10210098Δ 3PNLTM(PN дБ ) r96947 действительныхполетов на исходнойскоростиΔ 3= коррекция числа Маха92Исходное число Маха90084 ,085 , 0, 860, 87088 , 0,89Число Маха законцовки наступающей лопасти несущего винтаРис. 4-11.Пример корреляции шума источника с использованиемраспределенных данных испытаний

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-4110) Эквивалентная методика испытаний с использованием числа МахаВо избежание проведения испытаний при большом количестве значений воздушной скорости в широкомдиапазоне воздушных скоростей для получения кривой зависимости PNLTM от числа Маха, заявительможет, при условии утверждения сертифицирующим органом, использовать эквивалентную методику,приведенную в п. 4.2.3.2.2. По этой методике выполняется одна серия испытательных полетов наскорректированной исходной воздушной скорости. Выполняется как минимум шесть приемлемыхиспытательных полетов (три в каждом направлении), и в этом случае так же справедливы приведенныевыше замечания о том, что заявителю необходимо рассмотреть возможность выполнениядополнительных испытательных полетов, с тем чтобы обезопасить себя на тот случай, если некоторыеиспытательные полеты могут впоследствии быть признаны недействительными. При использовании этойметодики допуски на воздушную скорость сокращаются с ±9 км/ч (±5 уз) до ±5 км/ч (±3 уз). Кроме этого,также применяются все другие пределы, относящиеся к испытаниям на исходной воздушной скорости.В соответствии с этой эквивалентной методикой до выполнения каждого испытательного полетанеобходимо произвести измерение температуры наружного воздуха. В стабильных условиях температурыокружающего воздуха эта задача относительно проста, а расчеты можно произвести на земле передвыполнением каждого испытательного полета. Если во время периода испытаний происходит колебаниетемпературы, возможно, потребуется измерить температуру наружного воздуха в полете непосредственнодо достижения первоначальной точки уменьшения уровня шума на 10 дБ. Эти результаты измеренийможно использовать для необходимых расчетов с целью соответствующей корректировки воздушнойскорости в полете и обеспечения того, чтобы для данного испытательного полета использоваласьприменимая скорректированная воздушная скорость и исходное значение числа Маха законцовкинаступающей лопасти.При применении этой эквивалентной методики испытательные полеты проводятся при исходномзначении числа Маха законцовки наступающей лопасти, и поэтому никаких дополнительных поправок нашум источника не требуется. Заявитель также должен принимать во внимание, что определяемая вПриложении воздушная скорость является истинной скоростью (TAS) и, поскольку большинствоиндикаторов воздушной скорости не показывают значение TAS, для определения используемой пилотомIAS следует использовать кривые поправок к воздушной скорости и метеорологические условия в деньиспытаний.11) Скорость испытаний с эквивалентным числом МахаКаждое испытание пролетного шума должно быть проведено таким образом, чтобы скорректированнаяисходная истинная скорость (V ar ) являлась исходной воздушной скоростью (V r , указанная в п. 8.6.1добавления 2 Приложения), скорректированной, по необходимости, для получения того же значениячисла Маха законцовки наступающей лопасти несущего винта, как и значение, связанное с исходнымиусловиями.Примечание. Исходное значение числа Маха законцовки наступающей лопасти (M r ) определяется какотношение арифметической суммы частоты вращения законцовки лопасти несущего винта (V T ) иисходной скорости вертолета (V r ), деленное на скорость звука (c r ) при 25 °C (346,1 м/с) таким образом,что:VT+ VrMr=crи скорректированная исходная воздушная скорость (V ar ) рассчитывается из:

4-42 Техническое руководство по окружающей среде=⎛V+ V ⎞−⎝ ⎠T rVarc⎜⎟ VT,crгде "c" является скоростью звука, рассчитанной на основании измерения температуры наружного воздуха.12) Частота вращения несущего винта/наведение по траектории полетаЗамечания относительно частоты вращения несущего винта и наведения по траектории полета,рассмотренные в ПMC № 2 ДОБ2 8.2.1, также применимы для испытаний пролетного шума.ИM № 1 ДОБ2 8.2.3[Конфигурация при заходе на посадку]1) Исходный профиль захода на посадкуНа рис. 4-12 показан исходный профиль захода на посадку вместе со схематическим изображениемизмеренного профиля при проведении испытаний. В Приложении требуется, чтобы летные испытанияпроводились в стабильных условиях полета под углом траектории захода на посадку в пределах 6° ± 0,5°с приведением данных измерений шума к исходному профилю 6°. Исходной воздушной скоростьюявляется V y , используемой для взлетных испытаний, или наименьшей, утвержденной для целей летнойгодности скоростью для захода на посадку, в зависимости от того, какое значение больше.Примечание. Для ясности местоположения испытательных и исходных точек PNLTM, N и N rпоказаны в одном и том же месте для точки измерения шума на осевой линии A и правой боковой точкеизмерения шума S. Однако обычно N и поэтому N r будут иметь различные местоположения наиспытательной и исходной траекториях полета для каждой точки измерения шума.Eη = 6° ± 0,5°N6°θHИзмереннаятраекториязахода на посадкуE rN rHrK rИсходнаятраекториязахода на посадкуθ rK150 mм(492 фут ft) )ЛеваяS120 м(394ft) фут)Kr150 150 mм(492 фут)starboard ПраваяSAПроекция исходнойтраектории захода на посадкуРис. 4-12. Сравнение измеренного и исходного профилей захода на посадку

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-432) Исходная траектория захода на посадкуТочка приземления расположена на расстоянии 1140 м (3740 фут) от пересечения исходной траекториизахода на посадку под углом 6° с плоскостью земли через точку A. Контрольная точка траектории полетаH r располагается на высоте 120 м (394 фут) над точкой A на земле.3) Масса вертолета при испытанияхМасса вертолета во время сертификационных демонстрационных испытаний по шуму (см. п. 8.7.11главы 8 Приложения) должна быть в пределах 90–105 % от максимальной посадочной массы длядемонстрации захода на посадку. Следует выполнить по крайней мере один испытательный заход напосадку при этой максимальной сертифицированной массе или массе, превышающей это значение. Длябольшинства вертолетов максимальная посадочная масса будет такой же, как максимальная взлетнаямасса, и в результате этого для всех трех условий испытаний будет применяться одна и та жемаксимальная масса. Если значение максимальной посадочной массы, выбранное для сертификации пошуму, меньше, чем значение массы, использованное для сертификации летной годности, в этом случаеболее низкое значение массы может быть эксплуатационным ограничением, указанным всоответствующем разделе РЛЭВ.ИМ № 2 ДОБ2 8.2.3[Условия испытаний при заходе на посадку]1) Воздушная скорость при испытанияхПоскольку одной, общей, или конкретно определенной воздушной скорости захода на посадку длявертолетов не предусмотрено, испытания проводятся при сертифицированной наивыгоднейшейскороподъемности, V y , которая приближается к типичной скорости захода на посадку, или принаименьшей, утвержденной для летной годности скорости захода на посадку, в зависимости от того,какая величина больше.2) Отклонение от траектории полетаИспытательные полеты должны выполняться под углом траектории захода на посадку 6° ± 0,5° настабилизированной воздушной скорости полета в пределах ±9 км/ч (±5 уз) от исходной воздушнойскорости V y при частоте вращения несущего винта в пределах ±1 % от нормальной масимальной рабочейчастоты вращения несущего винта и мощности. Для ограничения величины отклонения от линии путилиния пути должна выдерживаться в пределах ±10° или ±20 м (±65 фут) от вертикали, в зависимости оттого, какая величина больше, в течение всего периода уменьшения уровня шума на 10 дБ (см. рис. 4-13).3) Измерение максимального уровня шумаЦель настоящего Стандарта заключается в измерении максимальных уровней шума, которые могутнаблюдаться на практике во время полетных условий захода на посадку. Поскольку известно, чтомаксимальный уровень шума несущего винта, известный как взаимодействие вихрей лопастей (BVI) или"хлопок" на лопасти, проявляется под углом снижения приблизительно 6º при постоянной скорости V y ,такое условие выбрано в качестве исходного условия. Любое исключение, касающееся угла траекториизахода на посадку, допускается только в том случае, когда наименьшая утвержденная для летнойгодности скорость захода на посадку превышает V y . Это требует утверждения сертифицирующиморганом и независимо от утвержденного угла траектории высота над поверхностью земли в точкеизмерения лини пути должна составлять 120 ± 10 м (394 ± 33 фут).Однако опыт показывает, что обычно не представляет большой трудности выполнять испытательныйзаход на посадку с углом снижения 6° при воздушной скорости V y в соответственно допустимыхпределах ±0,5° и ±9 км/ч (±5 уз).

4-44 Техническое руководство по окружающей среде4) Взаимодействие вихрей лопастейПоскольку угол снижения 6° на скорости V y представляет собой условие захода на посадку, которое, повсей вероятности, создаст наивысший уровень BVI несущего винта, заявитель должен иметь в виду, что,хотя на некоторых вертолетах это приведет к постоянным характеристикам шума, на других вертолетаххарактер шума BVI может меняться даже при номинальных, постоянных условиях полета. Это можетбыть субъективно заметным, однако не представляет собой техническую проблему, поскольку средниезначения шести испытательных полетов обычно дадут результаты, вполне находящиеся в пределахмаксимально приемлемого 90-процентного доверительного интервала ±1,5 EPNдБ.5) Пробные полетыВыполнение захода на посадку под постоянным углом 6º с постоянной воздушной скоростью может бытьдо некоторой степени трудной задачей для некоторых вертолетов, в особенности поскольку на практикешироко принятым методом, применяемым при полетах вертолетов, является заход на посадку суменьшением скорости под меняющимся углом снижения. Поэтому заявитель/пилот может счестьцелесообразным выполнить пробные полеты до испытательных полетов для сертификации по шуму.ПMC ДОБ2 8.2.3[Методики испытаний при заходе на посадку]1) Исходная методика захода на посадкуИсходная методика с углом 6° определяется как методика в стабильных условиях полета в планекрутящего момента, частоты вращения несущего винта, воздушной скорости и скорости снижения втечение всего периода уменьшения уровня шума на 10 дБ. Исходной воздушной скоростью являетсянаивыгоднейшая истинная скороподъемность (TAS), V y , утвержденная сертифицирующим органом.2) Количество испытательных полетовНеобходимо выполнить по крайней мере шесть испытательных полетов с одновременными измерениямишума в каждой точке измерения шума. Заявителю следует, как и в случае взлета и пролета, рассмотретьвозможность выполнения дополнительных испытательных полетов для обеспечения наличиядостаточного числа точек действительных данных. В течение всего периода уменьшения уровня шума на10 дБ необходимо проводить синхронизированные измерения шума и траектории полета. Есливыполняются дополнительные испытательные полеты и одновременно получено более шестидействительных измерений шума во всех трех точках измерения, в этом случае результаты такихиспытательных полетов также необходимо включать в процесс усреднения для расчета EPNL. Результатыиспытательных полетов без одновременных измерений шума во всех трех точках измерения в процессрасчета не включаются.3) Наведение по траектории полетаВертолет должен выполнять полет в пределах диапазона угла наклона траектории захода на посадку6° ± 0,5° и в пределах ±10° или ±20 м (±65 фут), в зависимости от того, какая величина больше, отвертикали над исходной линией пути в течение всего периода уменьшения уровня шума на 10 дБ. Такимобразом, вертолет должен выполнять полет в пределах "прямоугольного конуса", как показано нарис. 4-13. Для выдерживания полета в таких пределах пилоту, вероятнее всего, потребуется эффективноенаведение. Такое наведение может обеспечиваться различными способами, такими как использованиебортовой аппаратуры, показывающей, например, прямоугольную рамку в пределах которой пилотпилотирует воздушное судно, пересекающиеся нити, и пилот вертолета выполняет полет по центрупересечения, или применение внешней светосигнальной системы наведения, такая как системавизуальной индикации глиссады захода на посадку (VASI), или система пульсирующей световойиндикации глиссады захода на посадку (PLASI), которые располагаются на условной точке приземленияили около нее, в которой угол 6° пересекается с поверхностью земли. Выбранная заявителем системадолжна быть утверждена сертифицирующим органом до проведения испытаний.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-456° 6° + 0,5°6° – 0,5°Исходнаятраектория полетаТочкаизмерения шумана исходнойлинии пути120 м(394 фут)Исходнаяточкаприземления6°1140 м(3748 фут)Окно параметров испытаний+0,5°–0,5°Высота вертолета150 м10° 10°Исходнаялиния пути20 м 20 мРис. 4-13.Границы выполнения полета для условияиспытаний при заходе на посадку

4-46 Техническое руководство по окружающей среде4) Пересечение траектории полетаВ разделе 8.2.3 добавления 2 Приложения указывается, что каждый испытательный заход на посадкупродолжается до обычного приземления. Измерение уровня шума производится во время условийстабилизированного полета в течение периода уменьшения уровня шума на 10 дБ и, таким образом, нанего не влияет выравнивание или произведенное приземление. Кроме того, в силу соображенийбезопасности полета, возможно, будет нежелательно продолжать испытательный полет с профилем подуглом 6° к поверхности земли. В результате этого можно использовать эквивалентную процедуру, приусловии утверждения сертифицирующим органом, когда вертолет может прервать снижение последостижения второй точки снижения уровня шума на 10 дБ. Это можно выполнить без необходимостифактической посадки вертолета, что значительно сэкономит полетное время при условии, что будутсоблюдены все другие требования.5) Направление ветраХотя в Приложении конкретно не требуется, чтобы испытательные полеты выполнялись против ветра,это рекомендуется, поскольку это обеспечит более безопасные и стабильные условия полета.6) Инструктивные указания в отношении частоты вращения несущего винтаИнструктивные указания относительно частоты вращения несущего винта, приведенные вПMC № 2 ДОБ2 8.2.1, также применимы для испытаний по шуму при заходе на посадку.7) Другие требования к испытаниямЗамечания по высоте, изменению воздушной скорости полета и измерениям частоты вращения несущеговинта, приведенные в ПMC ДОБ2 8.2.2, также применимы для захода на посадку.ИМ ДОБ2 8.3[Коррективы к PNL и PNLT]1) Единицы измеренияДля расчетов в единицах СИ расстояние измеряется в метрах, а α(i) и α(i) 0 , используемые приопределении Δ 1 , выражаются в дБ/100 м. В этом случае для первого и второго выражений поправки Δ 1используется постоянный коэффициент 0,01. Если используется британская система единиц измерения,расстояние измеряется в футах, а α(i) и α(i) 0 выражаются в дБ/1000 фут. В этом случае для первого ивторого выражений поправки используется постоянный коэффициент 0,001.2) Окно параметров измерений с нулевым коррективомЕсли условия испытаний попадают в "окно нулевой корректировки на затухание", показанное на рис. 4-29п. 4.2.3.2.1, корректив затухания звука на влияние атмосферного поглощения данных испытаний можетприниматься за ноль, при условии предварительного утверждения сертифицирующим органом(см. подробную информацию в п. 4.2.3.2.1).ПMC ДОБ2 8.4[Корректив на продолжительность к EPNL]1) Корректив на траекторию полетаРасстояния, связанные с точкой PNLTM, используемые для расчета поправок согласно п. 8.3добавления 2 Приложения, используются при расчете первого выражения поправки напродолжительность Δ 2 к EPNL.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-47Примечание. Если условия испытаний попадают в "окно", показанное на рис. 4-29 п. 4.2.3.2.1,отношения исходной и испытательной наклонных дальностей для поправок к пути распространения впервом выражении коррективов к поправке на продолжительность можно заменить отношениямиисходных и испытательных дальностей до вертолета, когда он находится над точкой измерения шума налинии пути (см. подробную информацию в п. 4.2.3.2.1).2) Поправка на разницу путевой скорости.Путевую скорость нельзя путать с фактической воздушной скоростью, используемой во время испытаний,и она будет зависеть как от воздушной скорости испытательного полета, так и от скорости ветра.Исходная путевая скорость, V Gr (на основании допущения наличия условия нулевого ветра) представляетсобой для взлета и посадки горизонтальную составляющую исходной воздушной скорости V y (вистинной скорости), определенную в пп. 8.6.2 и 8.6.4 главы 8 Приложения, а для пролета – исходнуювоздушную скорость, определенную в п. 8.6.3 главы 8 Приложения. Для взлета исходная путеваяскорость является горизонтальной составляющей наивыгоднейшей скороподъемности V y (в истиннойскорости), т. е. V Gr = V y cosine β .3) Высота микрофонаДля внесения необходимых поправок следует принимать во внимание высоту микрофона надповерхностью земли, 1,2 м (4 фут), при расчетах пути распространения звука от точки возникновенияPNLTM до микрофона.Примечание. Для каждой точки измерения шума во время каждого испытательного полета PNLTMобычно будет иметь место в различной точке как на испытательной, так и на исходной траекторияхполета.ИМ ДОБ2 9.1[Приведение к исходным условиям]1) Приведение к исходным условиям4.1.8 Коррективы к результатам летных испытаний самолетаБольшинство сертификационных испытаний по шуму проводятся в условиях, не соответствующихисходным условиям. Во время этих испытаний самолет может находиться на другой высоте надмикрофоном или отклониться в боковом направлении от заданной траектории полета. Тяга (мощность)двигателей, атмосферные условия, высота самолета и/или общая масса также могут отличаться отисходных условий. Поэтому данные измерений шума должны быть приведены к исходным условиям дляопределения возможности соблюдения сертификационных пределов по шуму глав 3 или 4 Приложения.Методики корректировки и методы анализа должны рассматриваться и утверждаться сертифицирующиморганом. Сертифицирующий орган должен убедиться, что корректировка данных и методы анализа,которые предлагаются заявителями, удовлетворяют требованиям Приложения и утвержденнымметодикам. Любые изменения, включая новые версии программного обеспечения, модернизациюаппаратно-программного обеспечения или изменения в измерительной аппаратуре, подлежатрассмотрению сертифицирующим органом, прежде чем они могут быть использованы длясертификационных оценок уровня шума. Следует планировать валидацию программ, а требуемуюинформацию представлять сертифицирующему органу на раннем этапе сертификационного цикла,поскольку для оценки и утверждения могут потребоваться различные периоды времени в зависимости отвозникших проблем.

4-48 Техническое руководство по окружающей среде2) Неположительные значения SPLПри получении неположительных уровней авиационного шума в третьоктавных полосах частот либо врамках первоначального анализа третьоктавных полос, либо в результате поправок на фоновый шум,либо с помощью других утвержденных методик их значения следует включать во все соответствующиерасчеты. Практика "исключения полос", когда маскируемые уровни методично сводятся к нулю, несчитается приемлемой альтернативой восстановлению маскируемых уровней в соответствии синструктивными указаниями по корректировке на фоновый шум, содержащимися в п. 3.6.3 главы 3. Длялюбого спектра авиационного шума, подлежащего приведению к исходным условиям, все третьоктавныеполосы, включая полосы, содержащие маскируемые уровни или восстановленные уровни, в том числевеличины меньше ноля дБ или равные этой величине, должны быть скорректированы на различия междуусловиями испытаний и исходными условиями.3) Испытания на больших высотахПри испытаниях на высоте 366 м (1200 фут) или выше данные следует корректировать для учетаподавления шума реактивной струи, ввиду разницы в скорости реактивной струи двигателя и эффектасдвига скорости реактивной струи в результате изменений в плотности воздуха. Описание такойкорректировки содержится в п. 4.3.2.3.ИM ДОБ2 9.1.1[Источник исходных данных]1) Данные изготовителяПриведение значений шума от условий испытаний к исходным условиям должно основываться наутвержденных данных изготовителя. Данные изготовителя должны включать:a) исходные профили полета во время взлета с максимальной общей массой;b) тягу (мощность) двигателя или режимы тяги при пролете, сбоку от ВПП и заходе на посадку висходных условиях;c) требования к уменьшению тяги (мощности) двигателя в исходных условиях пролета;d) данные, определяющие отрицательные уклоны ВПП (не применяется, если заявитель применяетметодику пересечения траектории полета);e) исходные воздушные скорости во время испытаний при пролете, сбоку от ВПП и заходе на посадкупри максимальной общей массе.ИМ ДОБ2 9.2.1[Взлетные конфигурации]1) Взлетные испытанияИсходная взлетная конфигурация, выбираемая заявителем, должна находиться в пределах утвержденногодиапазона сертификации летной годности. Особые процедуры для летного экипажа или процедурыэксплуатации воздушного судна применять не разрешается.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-492) Взлеты с уменьшением тяги (мощности)На рис. 4-14 и 4-15 показан пример влияния уменьшения тяги (мощности) на изменение PNLT во времении на соответствующую траекторию полета. После уменьшения тяги (мощности) может произойтинезначительное уменьшение градиента набора высоты из-за падения тяги (мощности) в результатеповышения высоты в течение периода уменьшения уровня шума на 10 дБ.3) Взлеты на режиме полной тяги (мощности)Взлеты на режиме полной тяги (мощности) также разрешаются в качестве исходной методикисертификации по пролетному шуму и их требуется выполнять при применении методики сертификациипо шуму сбоку от ВПП. Максимальная утвержденная взлетная тяга (мощность) должна использоваться отначала разбега (см. точку А на рис. 4-16). Отрыв от ВПП происходит в точке В, после чего убираютсяшасси и соответственно устанавливается положение закрылков. В точке С стабилизируются угол наборавысоты и воздушная скорость при выдерживании режима полной взлетной тяги (мощности). Самолетпродолжает набор высоты, пока не окажется на достаточном удалении от точки F после ее пролета, с темчтобы обеспечить измерение в точке K значения шума за период уменьшения на 10 дБ. Между точками Cи F тяга (мощность) траектория полета и конфигурации воздушного судна должны быть постоянными.4) Траектория полетаНа рис. 4-17 показан диапазон допусков на траекторию полета, в пределах которых летный экипаждолжен выполнять полет между точками C и F. Сертифицирующие органы разрешают отклонение ±20 %PNLTТочка уменьшениятяги (мощности)10 дБИзменение пролетного шумаво времени при уменьшеннойтяге (мощности)ПолнаямощностьУменьшеннаямощность (обратнаяприемистость)Только ВТолько АВремяРис. 4-14.Изменение шума во времени при взлете

4-50 Техническое руководство по окружающей средеТочка уменьшениятяги (мощности)Траектория полетав режиме уменьшеннойтяги (мощности)Траектория полетав режиме полной взлетнойтяги (мощности)Период уменьшениямощности двигателя(обратной приемистости)Точка измерения шумаРис. 4-15.Траектория взлета над точкой измерения пролетного шумав режиме уменьшенной тяги (мощности)PNLTMPNLT10 дБCВремяFОкончаниеиспытанияАбсолютная высотаТраекторияполетаPNLTMТочка FPNLTM – 10 дБНачало испытанияТочка CPNLTM – 10 дБТочка AТочка BТочка KОсвобождениетормозовОтрывМикрофонПериод уменьшенияшума на 10 дБТочка M21 325 фут (6500 м)Рис. 4-16.Нормальный взлет в режиме полной тяги (мощности)

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-51по высоте испытательного пролета и ±10° бокового отклонения относительно продолжения осевой линииВПП. Эти допуски позволяют заявителю проводить испытания в большинстве условий ветра приминимальном риске проведения повторных испытаний из-за смещения траектории полета. Вместе сградиентом набора высоты и углом траектории захода на посадку эти пределы отклонения от траекторииполета определяют взлетную "траекторию полета", по которой воздушное судно должно выполнять полетво время и на протяжении всех измерений шума (т. е. в течение всего периода уменьшения уровня шумана 10 дБ).Во время измерений пролетного шума и шума сбоку от ВПП продолжение осевой линии не видно, и этоможет создать дополнительные трудности для выполнения полета в пределах утвержденной траекторииполета, в особенности в условиях аномального высотного ветра. Разработано несколько методов дляоказания помощи летному экипажу и указания направления полета, с тем чтобы он держался в пределахкоридора траектории полета. Установленные в кабине экипажа самолета индикаторы могут обеспечитьуказание направления по траектории полета и индицировать отклонение от продолжения осевой линииВПП. Передачи систем индикации местоположения самолета (например, микроволновых системопределения местоположения, точного DMU или DGPS) также могут предоставить полезнуюинформацию.ПMC ДОБ2 9.2.1[Методики испытаний при взлете]1) Целевые условия испытанийДля каждого измерения шума задаются целевые условия испытаний. В этих целевых условияхуказываются: методика полета, выбираемая аэродинамическая конфигурация, масса самолета, тяга(мощность) двигателя, воздушная скорость и высота самолета в ближайшей точке подхода к точкеизмерения шума. Что касается выбора целевых воздушных скоростей или изменений массы прииспытаниях, возможные комбинации этих испытательных элементов могут повлиять на угол атакисамолета или высоту самолета и поэтому, возможно, на генерирование шума самолетом или геометриюраспространения шума (см. п. 4.2.1.1.2.1 в отношении инструктивного материала по выбору целевыхвоздушных скоростей и изменению массы при испытаниях).2) Методики летных испытанийДо начала испытаний по шуму сертифицирующий орган должен утвердить допуски на траекторию полета(см. ИМ ДОБ2 9.2.1). За исключением случаев, когда производится демонстрация взлетов в режимеуменьшения тяги (мощности), тяга (мощность) двигателей, траектория полета самолета и аэродинамическаяконфигурация должны оставаться постоянными между точками C и F (см. рис. 4-17) во время каждогоутвержденного сертификационного летного испытания.3) Недействительные данные испытанийИзмерения шума, полученные при полете самолета за пределами утвержденного коридора траекторииполета между точками С и F (см. рис. 4-17) во время сертификационного испытания по шуму, считаютсянедействительными, и измерение шума необходимо повторить.

4-52 Техническое руководство по окружающей средеДопустимоевертикальноеотклонениеЦелевая (заданная) высотаиспытаний надконтрольной точкойТраектория полетаТочка FОкончаниеиспытанияНачалоиспытанияТочка CДопустимоебоковоеотклонениеОкно параметровиспытаний надконтрольной точкойPNLTM – 10 дБПродолжениеосевой линии ВППТочка KМестоположениемикрофонаPNLTM – 10 дБТочка MРис. 4-17.Допуски на траекторию полета при взлетеИМ ДОБ2 9.2.2[Конфигурация во время испытаний при заходе на посадку]1) Испытания при заходе на посадкуНа рис. 4-18 показана исходная полетная конфигурация во время испытаний при заходе на посадку длясертификационных испытаний самолетов по шуму. Угол траектории захода на посадку (постоянный уголнаклона глиссады) для данного условия составляет 3° ± 0,5°, а целевая высота самолета вертикально надточкой измерения шума составляет 120 м (394 фут). Максимальный PNLT может быть получен до илипосле точки измерения шума при заходе на посадку.2) Отклонения от траектории полетаОтклонения от утвержденной высоты и осевой линии траектории полета при заходе на посадку вдольпродолжения ВПП (см. рис. 4-19) определяют утвержденный коридор траектории полета, в пределахкоторого летный экипаж должен выполнять полет между точками G и I. В тех случаях, когда летныйэкипаж во время захода на посадку ясно видит ВПП аэропорта, экипаж, как правило, последовательновыполняет полет в пределах утвержденного коридора траектории полета. Поэтому отклонения отутвержденной линии пути и высоты в условиях захода на посадку могут быть меньше, чем в условияхвзлета.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-53Стабилизированные условияPNLTM – 10 дБТочка GНаклон глиссады = 3° ± 0,5°Абсолютная высотаТочка HТраектория полетаPNLTM –10 дБТочка IОкончаниеиспытанияМикрофонТочка OТочка JТочка PТочка NРасстояние6562 футПриземлениеПериод уменьшения уровня шума на 10 дБРис. 4-18.Заход на посадку и посадка с полной остановкойПMC ДОБ2 9.2.2[Методики испытаний при заходе на посадку]1) Целевые условия испытанийДля каждого измерения шума следует определить целевые условия испытаний. В таких условияхоговариваются: выбираемая аэродинамическая конфигурация, работа системы, масса самолета, схемаполета (например, выполнение посадок или пересечение траектории полета), высота, тяга (мощность) ивоздушная скорость во время каждого измерения шума. Заявитель должен выбрать утвержденную понормам летной годности конфигурацию для сертификации по шуму при заходе на посадку, при которойгенерируется наивысший уровень шума (т. е. наиболее критичная с точки зрения шума). Для дозвуковыхреактивных самолетов скорость должна составлять V REF +19 км/ч (V REF + 10 уз). Такая воздушнаяскорость выдерживается постоянной в пределах ±3,0 % на всем протяжении периода уменьшения уровняшума на 10 дБ (т. е. между точками G и I на рис. 4-19). Во время периода измерения шума конфигурациясамолета (т. е. положение закрылков, работа системы кондиционирования воздуха и/или ВСУ) должнаоставаться без изменений. Изменения воздушной скорости измеряются как IAS, определяемая указателемвоздушной скорости пилота.2) Коррекция режима малого газа двигателяВ двигателях, в которых коррекция режима малого газа может повлиять на режим внутренней системыперепуска воздуха из компрессора во время захода на посадку, рычаг управления двигателем при

4-54 Техническое руководство по окружающей средекоррекции режима полетного малого газа следует установить в положение, соответствующее наивысшейчастоте вращения ротора двигателя, допустимой изготовителем двигателей и соответствующей нормамлетной годности. Можно также произвести коррекцию работы двигателя на режиме наземного малогогаза, однако коррекция необходима для режима, который используется во время полета. Режим полетногомалого газа может корректироваться для улучшения характеристик, касающихся увеличения частотывращения ротора двигателя для соблюдения норм летной годности. Больший режим малого газа приведетк наивысшей скорости вращения ротора двигателя и тем самым к максимальной тяге (мощности) нарежиме малого газа, что приведет к большему углу атаки самолета и к самому высокому уровню шумапри заходе на посадку, требуемому для сертификации. Заявитель должен осуществлять такую коррекцию,которая необходима для соблюдения норм летной годности. Такая коррекция режима малого газа можетповлиять на осуществление или оценку испытаний для определения NPD при заходе на посадку.3) Настройка внутренней системы перепуска воздуха из компрессораРежим работы внутренней системы перепуска воздуха из компрессора, что иногда называется работойклапана перепуска воздуха (SBV), должен быть настроен в пределах спецификации изготовителядвигателей, с тем чтобы как можно ближе соответствовать исходным условиям. Большинствотурбореактивных двигателей оснащены внутренними системами перепуска воздуха из компрессора.Внутренняя система перепуска воздуха из компрессора предназначена для снижения возможностивнутреннего помпажа двигателя при быстром изменении режима работы двигателя. На некоторыхреактивных двигателях установлены внешние системы отбора воздуха, которые генерируют высокие уровнишума.НачалоиспытанияДопустимое боковоеотклонениеТочка GЦелевая абсолютная высота испытания= 394 футДопустимое отклонениеот абсолютной высотыТочка HТраектория полетаТочка IОкончаниеиспытанияТочка PПродолжение ВППТочка NТочка OPNLTM – 10 дБМикрофонPNLTM – 10 дБПериод уменьшения уровня шума на 10 дБРис. 4-19.Допуски на траекторию полета при заходе на посадку

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-55Такие системы обычно работают выше режима полетного малого газа и не представляют проблемы, заисключением случаев, когда заявитель предпочитает подготовить базу данных NPD и установитьпараметры тяги (мощности) выше режима полетного малого газа. Заявитель отвечает за то, чтобыобосновать, что либо работа внутренней системы перепуска воздуха из компрессора не влияет на значениеисходного EPNL во время исходных условий сертификации по шуму, либо данные содержат влияниеработы внутренней системы перепуска воздуха из компрессора.4) Недействительные данные испытанийИзмерения шума, полученные когда воздушное судно выполняет полет за пределами утвержденногокоридора траектории полета между точками G и I, являются недействительными и измерение шумапроизводится еще раз.ИМ ДОБ2 9.3.5[Измерения шума сбоку от ВПП]1) Измеренные уровни шума сбоку от ВППИзмеренные уровни шума сбоку от ВПП могут быть неодинаковыми в симметрично расположенныхточках измерения шума, даже если данные корректируются на местоположение самолета при полетенепосредственно вдоль продолжения осевой линии ВПП. Такой ассиметричный характер измеренногобокового шума главным образом объясняется направлением вращения ротора или воздушного винтадвигателя. Из-за экранирования входного устройства реактивные самолеты могут демонстрироватьразницу 1–2 дБ в уровнях шума сбоку от ВПП. Турбовинтовые самолеты могут демонстрировать разницув уровнях шума сбоку от ВПП, превышающую 6 дБ. В п. 3.3.2.2 главы 3 Приложения указывается, что,вследствие характерной для винтовых самолетов асимметрии шума сбоку от ВПП, проводятсяодновременные измерения шума в каждой точке, расположенной симметрично точке измерения шума спротивоположной стороны линии пути.ИМ ДОБ2 9.4.1[Интегральный метод корректировки]1) Интегральный метод корректировкиВ разделе 4.3.1.1 содержится подробная информация об утвержденном интегральном методекорректировки при полете самолета по стабилизированной траектории полета и в стабилизированныхусловиях тяги (мощности) во время периода измерения шума. Измеренная и исходная траектории полетапоказаны на рис. A2-15 a) и A2-15 b) добавления 2 Приложения.ИМ ДОБ2 9.4.2[Углы излучения]1) Углы излученияПри интегральном методе каждая полусекундная запись данных шума будет определять отдельный уголизлучения шума. Этот угол затем будет определять местоположение каждой записи шума вдоль исходнойтраектории полета. Расстояние между последовательными записями данных вдоль исходной траекторииполета, деленное на исходную скорость по траектории, даст временной интервал между исходнымизаписями данных. Исходная продолжительность каждой из этих записей данных может быть определена

4-56 Техническое руководство по окружающей средепутем получения среднего значения двух интервалов между соседними записями данных. Это можетотличаться от 0,5 с. В п. 4.3.1.1.4 изложены методы вычисления временных интервалов с использованиеминтегрального метода.4.2 ИНФОРМАЦИЯ ОБ ЭКВИВАЛЕНТНЫХ МЕТОДИКАХ4.2.1.1 Методики летных испытаний4.2.1 Дозвуковые реактивные самолетыУказанные ниже методы используются для получения результатов, эквивалентных методикам дляреактивных самолетов, изложенным в главах 3 и 4 Приложения.4.2.1.1.1 Пересечение траектории полетаМетодики пересечения траектории полета вместо полных профилей взлета и/или посадки, изложенныхв п. 9.2 добавления 2 Приложения, используются для удовлетворения демонстрационным требованиям в целяхсертификации по шуму. Методики пересечения также используются при применении обобщенных методиклетных испытаний, изложенных в п. 4.2.1.1.2. Применение методики пересечения траектории полета устраняетнеобходимость выполнения фактических взлетов и посадок, что приводит к значительному уменьшению затрати получению эксплуатационных преимуществ при больших общих массах воздушных судов, а такжезначительно сокращает требуемое время испытаний. Упрощается выбор места испытаний, а более короткийпериод испытаний повышает вероятность стабильных метеорологических условий во время испытаний.Экономится ресурс самолета и снижается потребление топлива, и в то же время получаемые данные являютсяболее последовательными и качественными.4.2.1.1.1.1 При взлетеНа части a) рис. 4-20 показан типичный профиль взлета. Самолет вначале стабилизируется вгоризонтальном полете в точке А и продолжает полет до точки В, в которой устанавливается взлетный режимработы двигателей и начинается установившийся набор высоты. Полностью самолет выходит на режимустановившегося набора высоты в точке С, в которой он пересекает исходную траекторию полета и следует доконца траектории взлета для сертификации по шуму. Точка D представляет собой теоретическую точку отрываносового колеса при взлете, используемую для установления исходной траектории полета. Если применяетсярежим уменьшенной тяги (мощности), точка Е является точкой применения режима уменьшения тяги(мощности), а точка F является точкой окончания траектории взлета для сертификации по шуму. РасстояниеTN представляет собой расстояние, на протяжении которого измеряется местоположение самолета, котороесинхронизируется с измерением шума в точке K.4.2.1.1.1.2 При заходе на посадкуСамолет обычно выдерживает расчетную траекторию полета при постоянной конфигурации и режимемощности до тех пор, пока в пределах 10 дБ от PNLTM не будет оказываться влияние на уровни шума. Затемсамолет не продолжает выполнение посадки, а уходит на второй круг (см. часть b) рис. 4-20).Для получения данных NPD при заходе на посадку ограничения по скорости и углу наклона траекториизахода на посадку, налагаемые пп. 3.6.3, 3.7.5, 4.5 и 4.6 глав 3 и 4 Приложения, не могут быть соблюдены внеобходимых типичных диапазонах режима тяги (мощности). При заходе на посадку должна выдерживатьсяустановившаяся скорость V REF + 19 км/ч (V REF + 10 уз) в пределах ±9 км/ч (±5 уз), а относительная высота надмикрофоном должна составлять 120 ± 30 м (394 ± 100 фут). В пределах этих ограничений угол наклона траекториизахода на посадку во время испытания при установленной для испытания тяги (мощности) должен быть равен углу,полученному в результате применения условий испытания воздушного судна (т. е. масса, конфигурация, скорость итяга (мощность)).

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-57a) Пересечение траектории взлетаPNLT10 дБCПолная мощностьF IFВремяТочка пересечениядо точки уменьшенияуровня шума на 10 дБEAТраекторияпересеченияBНормальныйвзлетCD TK Nb) Заход на посадку (с прерыванием)PNLT10 дБСтабилизированнаятраектория заходана посадкуВремя120 мТочка прерывания послепоследней точки уменьшенияуровня шума на 10 дБТраектория прерываниязахода на посадкуНормальное приземлениеТочка измерения шумаРис. 4-20. Методики пересечения траектории полета

4-58 Техническое руководство по окружающей средеПрофили полета должны соответствовать требованиям испытаний Приложения на протяжениирасстояния, которое соответствует по крайней мере уровням шума, находящимся на 10 дБ ниже PNLTM (т. е.на протяжении всего периода уменьшения уровня шума на 10 дБ), полученного в точках измерения в ходедемонстрации.4.2.1.1.2 Обобщенные методики летных испытанийИзложенные ниже эквивалентные методики летных испытаний используются для демонстрациисоответствия требованиям сертификации.4.2.1.1.2.1 Получение данных "шум-мощность-расстояние" (NPD)При тяге (мощности) в диапазоне режима полной взлетной и уменьшенной тяги (мощности) самолетпролетает микрофоны, установленные сбоку от ВПП и под траекторией полета в соответствии либо свзлетными методиками, указанными в пп. 3.6.2 и 4.5 глав 3 и 4 Приложения, либо, в большинстве случаев, всоответствии с эквивалентными методиками пересечения траектории полета, изложенными выше в п. 4.2.1.1.1.Для каждого измерения звука устанавливаются целевые условия испытаний. Эти целевые условия испытанийопределяют схему полета, выбираемую аэродинамическую конфигурацию, массу воздушного судна, мощность,воздушную скорость и относительную высоту в ближайшей точке относительно местоположения точкиизмерения. Что касается выбора заданных воздушных скоростей и изменения массы при испытаниях,возможное сочетание этих контрольных элементов может повлиять на угол атаки самолета илипространственное положение самолета и, таким образом, возможно, на генерирование звука самолетом илигеометрию его распространения.Угол атаки самолета будет оставаться приблизительно постоянным для всех значений массы прииспытаниях, если испытания проводятся при взлетной исходной воздушной скорости, соответствующейкаждому значению массы при испытании. Например, если соответствующая взлетная исходная воздушнаяскорость самолета составляет V 2 + 15 уз, то устанавливая заданную скорость на V 2 + 15 уз, соответствующуюзначению каждой испытываемой массы, в то время как фактическая воздушная скорость будет колебаться взависимости от каждого значения испытываемой массы, угол атаки самолета при испытании останетсяпримерно постоянным. С другой стороны, для многих самолетов пространственное положение самолетаприблизительно соответствует пространственному положению при взлетной исходной воздушной скорости,соответствующей максимальной взлетной массе. Исследование этих возможных параметров чувствительностисамолета может диктовать выбор задаваемых воздушных скоростей и/или значений испытываемой массы вплане испытаний, с тем чтобы ограничить чрезмерное изменение углов атаки и пространственного положениясамолета, которые могут значительно изменить результаты измерений шума. При выполнении каждогоусловия пилот должен "задать" самолету соответствующий режим, с тем чтобы пролететь точку измеренияшума в пределах целевого окна параметров высоты, выдерживая заданную мощность и воздушную скорость впределах согласованных допусков на всем протяжении периода уменьшения уровня шума на 10 дБ.Для построения кривых "шум – мощность" на определенном расстоянии при измерении шума сбоку отВПП и пролетного шума выполняется достаточное количество измерений шума. Область этих кривыхрасширяется либо путем вычисления, либо путем использования дополнительных данных полетных испытанийдля охвата определенного диапазона расстояний и для формирования обобщенной базы данных по шуму сцелью использования при сертификации по шуму самолета-источника "опорных полетных данных" имодифицированных вариантов типа данного самолета, и они часто называются графиками NPD (см. рис. 4-21).Если в любой части диапазона графика NPD критерии вычисления EPNL, приведенные в п. 9.1.2 добавления 2Приложения, требуют применения интегрального метода, данная методика используется для всего графикаNPD. 90-процентные доверительные интервалы для средних линий определяются по всем данным (см. п. 3.5главы 3).

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-59EPNLна даннойскоростиМинимальноерасстояние (м)F NF 1δamb ИЛИ θt2Параметрхарактеристикишума двигателя ( μ)Рис. 4-21.Вид графика "шум-мощность-расстояние" (NPD) для реактивных самолетовПримечание. Аналогичные методы можно использовать для построения графиков NPD, которыепредназначены для получения уровней шума при заходе на посадку при пролете над установленным подтраекторией полета микрофоном в отношении целого диапазона значений мощности при заходе на посадку сиспользованием скорости и конфигурации самолета, указанных в пп. 3.6.3 и 4.5 глав 3 и 4 Приложения, или,что более типично, методик летных испытаний, изложенных в п. 4.2.1.1.1.2.При планировании испытаний следует учитывать наличие данных летных испытаний для корректировкиданных (например, скорости и высоты), поскольку наличие таких данных может ограничить условия, прикоторых модифицированный вариант может быть сертифицирован без дополнительных летных испытаний, вособенности когда влияние воздушной скорости на уровни шума источника становится значительным. Припланировании испытаний следует также учитывать влияние испытаний на больших высотах на уровни шумареактивной струи. Проведение испытаний на больших высотах утверждено при условиях, указанных в п. 4.3.2.3,если при этом к данным измерения шума применяются поправки на шум реактивного источника. Для этой целиутвержден метод корректировки, изложенный в п. 4.3.2.3.

4-60 Техническое руководство по окружающей средеРезультаты измерений пролетного шума, шума сбоку от ВПП и при заходе на посадку должныкорректироваться с приведением к исходной скорости и атмосферным условиям в диапазоне расстояний всоответствии с методиками, изложенными в добавлении 2 Приложения. Затем можно построить графики NPDна основе скорректированных EPNL, мощности и расстояний. Эти графики показывают значения EPNL дляцелого диапазона параметров расстояния и шумовых характеристик двигателя.Этими параметрами обычно являются скорректированная частота вращения ротора низкого давления( N θ ) или скорректированная чистая тяга ( FNδamb) (см. рис. 4-21), где:1t2– N 1 – фактическая частота вращения ротора низкого давления;–θt 2– отношение абсолютной статической температуры воздуха на относительной высоте самолета кабсолютной температуре воздуха при МСА на среднем уровне моря (т. е. 288,15ºK);– F N – фактическая чистая тяга (мощность) одного двигателя;– δ amb – отношение абсолютного статического давления окружающего воздуха на относительной высотесамолета к давлению воздуха при МСА на среднем уровне моря (т. е. 101,325 кПа).При сертификации прошедшего летные испытания самолета и модифицированных вариантов этоготипа самолета могут использоваться обобщенные данные NPD. Для модифицированных вариантов эти данныемогут использоваться в сочетании с аналитическими методиками, результатами статических испытанийдвигателя и гондолы или с данными дополнительных ограниченных летных испытаний для демонстрациисоответствия.4.2.1.1.2.2 Методики летных испытаний для определения изменений в сертификационных уровняхсамолетного шумаИзменения уровней шума, определяемые путем сравнения данных летных испытаний при различныхконфигурациях данного типа самолета, используются для определения сертификационных уровней шумановых модифицированных вариантов путем сопоставления с уровнями шума самолета-источника "опорныхполетных данных". Эти изменения уровней шума прибавляются к уровням шума, полученным при отдельныхполетах самолета-источника "опорных полетных данных", или вычитаются из них. Доверительные интервалыновых данных статистически объединяются с данными "опорных полетных данных" для получения общихдоверительных интервалов (см. 3.5 главы 3).4.2.1.1.3 Определение сертификационных уровней шума сбоку от ВППКонтрольная точка измерения шума сбоку от ВПП на режиме полной мощности для реактивныхсамолетов определяется как точка на линии, параллельной осевой линии ВПП и удаленной от нее на 450 м(1476 фут), в которой уровень шума при взлете является максимальным. Альтернативные методики сиспользованием двух микрофонов, расположенных симметрично по обеим сторонам исходной линии путивзлета, показали себя эффективными в плане экономии времени и средств. Такое расположение позволяетизбежать многих трудностей, с которыми приходится сталкиваться при использовании многомикрофоннойсистемы вдоль боковых линий. Согласно этой методике испытываемый самолет пролетает на режиме полнойвзлетной тяги (мощности) на нескольких установленных относительных высотах над линией пути подпрямыми углами к линии, соединяющей два микрофона, и на равном удалении от них. При использованиитакой методики для определения шума сбоку от ВПП следует использовать сопоставимые данные от обоихбоковых микрофонов для каждого пролета. Результаты пролетов, при которых получены данные только отодного микрофона, следует исключать из процесса определения уровня шума. В приведенных ниже пунктахсодержится описание этой эквивалентной методики для определения уровня шума сбоку от ВПП реактивныхсамолетов.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-61a) Для самолетов, сертифицируемых согласно главам 3 и 4 Приложения, обычно используются двамикрофона, симметрично расположенные по обеим сторонам исходной линии пути самолета иудаленные от нее на 450 м (1476 фут).b) Пролеты контрольных точек выполняются при постоянном режиме полной взлетной мощности,конфигурации и воздушной скорости, как указано в пп. 3.6.2 c) и 3.6.2 d) главы 3 и п. 4.5 главы 4Приложения.c) Самолет должен выполнять полет по линии пути, которая пересекает под прямыми углами линию,соединяющую два микрофона. Следует выполнить ряд полетов таким образом, чтобы высотасамолета при пересечении им этой линии обычно охватывала диапазон от 60 до 600 м(приблизительно от 200 до 2000 фут).d) Уровни измеренного шума должны корректироваться с приведением к акустическим исходнымусловиям в день испытаний и к исходным эксплуатационным условиям самолета, как указано вразделе 9 добавления 2 Приложения.e) Если скорректированные уровни шума показывают достаточную степень симметрии между левойи правой сторонами, что обычно будет иметь место для реактивных самолетов, среднеарифметическоезначение величин EPNL r для пары боковых микрофонов следует нанести награфик относительно либо высоты самолета напротив микрофонов, либо среднего значения высотакустического излучения для PNLTM. Кривая регрессии, обычно второго порядка, наносится черезвсе точки данных. Сообщаемый боковой EPNL в исходных условиях, необходимый для целейдемонстрации соответствия применимому предельному уровню шума, является максимальнойвеличиной кривой.f) Для самолетов, в отношении которых скорректированные уровни шума демонстрируюточевидную степень асимметрии, значения EPNL r для левой и правой сторон следует наносить награфик либо относительно высоты самолета напротив местоположения микрофона, либо высоты вмомент излучения PNLTM. Отдельные кривые регрессии, обычно второго порядка, наносятсячерез точки данных для левой и правой сторон. Сообщаемый боковой EPNL в исходных условиях(EPNL r ), необходимый для целей демонстрирования соответствия применимому предельномууровню шума, является максимальным значением кривой посередине между левой и правойкривыми.g) Следует также установить, что доверительный интервал, связанный с сообщаемым боковым EPNL(т. е. максимальное "регрессионное" значение EPNL r ), соответствует 90-процентномудоверительному интервалу в пределах ±1,5 дБ, указанному в п. 5.4 добавления 2 Приложения(см. п. 3.5.2.2 главы 3).Примечание. В исключительных случаях и для того, чтобы получить кривую, на основании которойможно четко определить максимальную величину, может допускаться либо кривая регрессии третьегопорядка, либо исключение из анализа некоторых удаленных точек данных. Заявителям потребуетсяпредставить техническое обоснование использования таких исключительных методик, которые будутподлежать утверждению сертифицирующим органом.Сертификационные уровни шума сбоку от ВПП также определяются путем использованиярасположенных сбоку от ВПП и напротив друг друга нескольких пар микрофонов, а не только одной парымикрофонов. В этом случае микрофоны должны быть установлены с достаточными интервалами вдольбоковой линии, с тем чтобы измеренные уровни шума на каждом микрофоне были статистическинезависимыми. Для того чтобы должны образом определить максимальное боковое значение EPNL r и

4-62 Техническое руководство по окружающей средеобеспечить приемлемый 90-процентный доверительный интервал, необходимо получить достаточное числоточек данных в результате выполнения как минимум шести испытательных полетов.Измерения бокового шума ряда самолетов обычной конфигурации с двигателями, установленными подкрылом и/или в задней части фюзеляжа, со степенью двухконтурности, превышающей два, показали, чтомаксимальный шум сбоку от ВПП на режиме полной мощности обычно создается, когда самолет при взлетеприближается к высоте 300 м (984 фут). На основе данного результата и при условии утверждениясертифицирующим органом можно выполнить на самолете как минимум шесть приемлемых полетов таким образом,что самолет пролетает над точками установки микрофонов на заданной высоте 300 м (984 фут) с отклонением отзаданной высоты в пределах +100 м, –50 м (+328 фут, –164 фут).4.2.1.1.4 Уровни пролетного шума при взлете на режиме уменьшенной тяги (мощности)Уровни пролетного шума на режиме уменьшенной тяги (мощности) могут также быть установлены безпроведения измерений во время взлета на режиме полной тяги (мощности) с последующим уменьшением тяги(мощности) (см. подробную информацию в п. 4.2.1.2.1).4.2.1.1.5 Измерения в точках, не являющихся контрольнымиВ некоторых случаях точки измерения шума при испытаниях могут отличаться от контрольных точекизмерения, указанных в пп. 3.3.1 и 4.3 глав 3 и 4 Приложения. При таких условиях заявитель может запроситьутверждение данных, которые были скорректированы относительно фактических измерений, с тем чтобыпредставлять данные, которые были бы измерены в контрольных точках измерения шума в исходных условиях.Запрос на утверждение таких скорректированных данных может быть сделан в силу следующих причин:a) разрешить использование точки измерения, которая находится ближе к траектории полетасамолета, для повышения качества данных путем получения более высокого отношения "сигнал –фоновый шум". Хотя в п. 3.6.3 главы 3 изложена методика устранения влияния фонового шума,использование данных, полученных ближе к самолету, устраняет необходимость в интерполяции иэкстраполяции, присущих данному методу;b) позволить использовать существующую утвержденную базу данных сертификации по шумуконструкции типа данного самолета при сертификации модифицированного варианта этого типа,когда модифицированный вариант должен быть сертифицирован в исходных условиях, которыеотличаются от исходных условий сертификации первоначального типа;c) устранить воздействие препятствий вблизи точек измерения шума, которые могут повлиять нарезультаты измерений звука. При применении метода пересечения траектории полета точкиизмерения пролетного шума и шума при заходе на посадку можно, при необходимости, перенести,с тем чтобы избежать нежелательного воздействия препятствий. Точки измерения шума сбоку отВПП можно переместить на расстояние, соответствующее величинам бокового отклонения илисмещения самолета относительно номинальных траекторий полета, которые имеют место во времялетных испытаний.Заявителям предоставляется разрешение на использование данных от точек измерения шума, неявляющихся контрольными точками, при условии, что измеренные данные приводятся к исходным условиям всоответствии с требованиями раздела 9 добавления 2 Приложения, а величины коррективов не превышаютпределов, указанных в пп. 3.7.6 и 4.6 глав 3 и 4 Приложения.4.2.1.1.6 Атмосферные условия испытанийСертифицирующие органы считают приемлемым превышение предельных значений коэффициентовзатухания звука, приведенных в п. 2.2.2.2 c) добавления 2 Приложения в тех случаях, когда:

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-63a) точка росы и температура шарика сухого термометра измеряются приборами, имеющими точность±0,5 °C, и используются для получения относительной влажности, и когда используются"слоистые" участки атмосферы для расчета коэффициентов затухания звука в каждойтретьоктавной полосе в соответствии с положениями п. 2.2.2.4 добавления 2 Приложения; илиb) пиковые значения ноев в момент PNLT после приведения к исходным условиям возникают начастотах менее 400 Гц или равных этому значению.4.2.1.1.7 Эквивалентность деления на слоиВ разделе 2.2.2 добавления 2 Приложения изложена методика деления атмосферы на слои иопределения коэффициентов затухания звука, подлежащих использованию при корректировке уровнейавиационного шума. В соответствии с данной методикой атмосфера от поверхности земли до, по крайней мере,высоты самолета делится на слои толщиной 30 м (100 фут). При условии утверждения сертифицирующиморганом заявитель может использовать слои большей или меньшей и не обязательно равной толщины.Заявитель должен продемонстрировать, что предлагаемая методика деления на слои эквивалентна методике,изложенной в Приложении.4.2.1.2 Аналитические методикиАналитические эквивалентные методики основываются на имеющихся данных о шуме и летнотехническиххарактеристиках, полученных в результате летных испытаний самолета данного типа.Обобщенное соотношение между шумом, мощностью и расстоянием (см. п. 4.2.1.1.2.1 в отношении полученияграфиков NPD) и методиками корректировки изменений скорости в соответствии с методами добавления 2Приложения в сочетании с аэродинамическими характеристиками сертифицированного самолета позволяютопределить изменения уровней шума, обусловленные изменениями в конструкции типа. Затем эти приращенияуровня шума применяются к уровням шума в соответствии с п. 4.2.1.1.2.4.2.1.2.1 Уровни пролетного шума на режиме уменьшенной тяги (мощности)Уровни пролетного шума на режиме уменьшенной тяги (мощности) можно определить на основанииобъединения результатов измерений PNLT относительно времени, полученных на режиме постоянноймощности. Как показано на рис. 4-22 a), изменяющийся во времени PNLT со снижением уровня шума на 10 дБ,зарегистрированный в точке пролета, может содержать участки изменения во времени как на режиме полнойтяги (мощности), так и на режиме уменьшенной тяги (мощности). Если эти изменения во времени, средниехарактеристики уменьшения тяги (мощности) двигателя (обратной приемистости) и траектория полетасамолета во время этого периода (см. рис. 4-22 b)), которая включает переход от режима полной на режимуменьшенной тяги (мощности), известны, можно вычислить уровень пролетного шума.Когда участок изменения шума во времени на режиме полной тяги (мощности) не затрагивает периодуменьшения уровня шума на 10 дБ во времени на режиме уменьшенной тяги (мощности), уровни пролетногошума можно вычислить, зная характеристики NPD и влияние средних характеристик уменьшения тяги(мощности) на траекторию полета самолета.Примечание 1. Выбор относительной высоты самолета в пределах исходной траектории полета дляначала применения режима уменьшенной тяги (мощности) должен учитывать как время обратнойприемистости "среднего по характеристикам двигателя", так и 1,0-секундную задержку в способностилетного экипажа распознать это состояние и отреагировать на него до передвижения рычага управления вположение режима уменьшенной тяги (мощности).Примечание 2. Для обеспечения того, чтобы участок изменения шума во времени на режиме полнойтяги (мощности), не затрагивал уровни снижения шума на 10 дБ, необходимо, чтобы:PNLTM − PNLT ≥10,5дБ.После уменьшения мощностиДо уменьшения мощности

4-64 Техническое руководство по окружающей средеИзменение шумаво времениТочка уменьшениямощностиУменьшенная мощность(обратная приемистость)Изменение пролетногошума во времени приуменьшении мощностиPNLTПолная мощностьТолько В10 дБТолько AВремяРис. 4-22 a). Расчет уровня шума при взлете на режиме уменьшенной мощностина основании испытаний с постоянными параметрами мощностиТраектория полета над точкойизмерения пролетного шумапри уменьшенной мощностиТочка уменьшениямощностиТраектория полетана режимеуменьшения мощностиТраектория полетана режиме полнойвзлетной мощностиПериод обратнойприемистости двигателяТочка измерения шумаРис. 4-22 b). Расчет уровня шума при взлете на режиме уменьшенной тягина основании испытаний с постоянными параметрами тяги

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-654.2.1.2.2 Эквивалентные методики, основанные на аналитических методахСертификация по шуму была утверждена для заявок, содержащих изменения в конструкции типа,которые приводят к предсказуемым изменениям уровней шума, включая следующие:a) Изменения первоначально сертифицированной взлетной или посадочной массы, что, в своюочередь, приводит к изменениям расстояния между самолетом и микрофоном и/или режимууменьшенной тяги (мощности) при взлете, а также к изменениям режима мощности при заходе напосадку. В этом случае для определения сертификационных уровней шума модифицированноговарианта можно использовать данные NPD.b) Изменения уровней шума из-за изменения мощности двигателя. Однако следует следить за тем,чтобы при экстраполяции графиков NPD относительная доля составляющих источников шума вEPNL оставалась в целом неизменной, и при этом можно произвести несложную экстраполяциюкривых NPD. При расширении области NPD следует учитывать следующие факторы:1) 90-процентный доверительный интервал при увеличенной тяге (мощности);2) характеристики и характер изменения шума источника: самолет/двигатель;3) изменения рабочего цикла двигателя;4) качество подлежащих экстраполяции данных.c) Изменения конфигурации двигателей и мотогондолы самолета, а также акустической обработки,что обычно ведет к изменениям в значениях EPNL r менее 1 дБ.Примечание. Однако при этом необходимо следить за тем, чтобы в результатемодификаций самолета, двигателей или мотогондол не появились новые источники шума. Дляпрогнозирования приращений уровня шума можно использовать опробованную аналитическуюмодель шума, утвержденную сертифицирующим органом. Анализ может включатьмоделирование источника шума по каждому компоненту самолета и проецирование этихисточников на полетные условия таким же образом, как и при методике статическихиспытаний, изложенной в п. 4.2.1.3. Модель подробных спектральных характеристик ихарактеристик направленности шума по каждому компоненту самолета может бытьразработана путем теоретического и/или эмпирического анализа. Каждый компонент долженкоррелироваться по параметрам, которые относятся к физическому поведению механизмовисточника. Механизмы источника и впоследствии корреляционные параметры должны бытьопределены с помощью других дополнительных испытаний, таких как испытания двигателей иликомпонентов. Как указано в п. 4.2.1.3, значение EPNL r , соответствующее полетным условиям,должно вычисляться путем корректировки источников шума компонентов самолета на влияниепоступательной скорости и на количество двигателей и экранирование, восстанавливая общиеспектры шума и проецируя общие спектры шума на полетные условия с учетом эффектараспространения. Влияние изменений в акустической обработке, такой как облицовкамотогондолы, может быть смоделирована и применена к соответствующим источникам шумакомпонента. Расчет совокупных приращений шума, разработка измененной версии NPD и оценказначений EPNL r измененной версии должны осуществляться с использованием методик,изложенных в п. 4.2.1.3.4. Инструктивный материал по вычислению доверительных материаловсодержится в п. 3.5 главы 3.d) Изменения конструкции планера (например, изменение длины фюзеляжа, конфигурациизакрылков и установки двигателей), которые могут косвенно повлиять на уровни шума вследствие

4-66 Техническое руководство по окружающей средеих воздействия на летно-технические характеристики самолета (например, увеличение лобовогосопротивления).Примечание 1. Изменения летно-технических характеристик самолета, полученные наосновании аэродинамического анализа или испытаний, используются для демонстрации того, какэти изменения влияют на траекторию полета самолета и, следовательно, на демонстрируемыеуровни шума самолета.Примечание 2. В этих случаях необходимо следить за тем, чтобы изменения конструкциипланера не создавали новых значительных источников шума или не меняли существующиххарактеристик генерирования или излучения шума источником. В этих случаях степень такоговлияния, возможно, придется установить с помощью испытаний.4.2.1.2.3 Эквивалентная методика расчета сертификационных уровней шумавариантов массы самолета данного типаВ разделе 1.2 главы 1 Приложения 16 указывается, что "Сертификат о соответствии нормам по шумувыдается или ему придается сила государством регистрации воздушного судна на основании убедительныхданных о том, что это воздушное судно отвечает требованиям, которые по крайней мере равноценныприменимым Стандартам, содержащимся в настоящем Приложении". Уровни шума сбоку от ВПП, пролетногошума и шума при заходе на посадку и их 90-процентные доверительные интервалы для вариантов массыданной модели самолета/двигателя и акустической конфигурации обычно рассчитываются по обобщеннымкривым NPD на основании информации, содержащейся в отчетах о сертификационных испытаниях, ивспомогательной документации, а также с использованием сертифицированных данных об аэродинамическиххарактеристиках самолета, утвержденных сертифицирующими органами.Некоторые изготовители самолетов используют информацию об уровне шума, первоначальносертифицированную для нескольких вариантов массы, с тем чтобы продемонстрировать, что, когда базовыепараметры летно-технических характеристик самолета (например, V 2 и V REF ) изменяются линейно поопределенному диапазону сертифицированной взлетной или посадочной массы, можно продемонстрировать,что результирующее отношение шума (EPNL) к массе является в данном диапазоне также линейным. Когдазаявитель демонстрирует такую ситуацию и, при условии утверждения сертифицирующим органом, заявительможет получить сертификационные уровни шума дополнительных вариантов массы, используя линейнуюинтерполяцию между ранее сертифицированными точками. Тогда доверительный интервал дляинтерполированной массы устанавливается с помощью процесса, в котором используются моделиполиномиальной регрессии, которые применялись заявителем для разработки NPD. Для самолета данного типаэквивалентность значений интерполированных уровней шума считается продемонстрированной, когда уровнишума и соответствующие доверительные интервалы рассчитываются и сообщаются в порядке, приемлемом длясертифицирующего органа.4.2.1.3 Статические испытания двигателей по шуму и экстраполяцияих результатов на полетные уровни шума4.2.1.3.1 Общие положенияРезультаты статических испытаний двигателей по шуму дают важную и вполне определеннуюинформацию для определения уровней шума после изменений в конструкции силовой установки самолета илипосле установки на планер в целом аналогичной силовой установки после первоначальной сертификации пошуму самолета-источника "опорных полетных данных". Для этого проводятся испытания как силовыхустановок самолета-источника "опорных полетных данных", так и модифицированных силовых установок с

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-67использованием испытательных стендов на открытой местности, что позволяет оценить влияние спектра шумамодифицированного двигателя на характеристики самолетного шума. При этом можно также использоватьрезультаты испытаний компонентов конструкции самолета для демонстрации того, что при незначительныхконструктивных изменениях уровни шума не изменяются (т. е. NAC).Утверждение эквивалентных методик при использовании результатов данных статических испытанийдвигателей по шуму зависит в первую очередь от наличия надлежащей утвержденной базы данных (графикNPD), полученной в результате летных испытаний самолета-источника "опорных полетных данных".Статические испытания двигателей по шуму могут обеспечить получение достаточныхдополнительных данных или характеристик шума источника, позволяющих прогнозировать влияниеизменений на сертификационные уровни самолетного шума.Статические испытания, утвержденные для целей демонстрации соответствия по шуму примодификации самолета, включают испытания двигателей по шуму. Такие испытания целесообразно проводитьдля оценки влияния на индивидуальные источники шума изменений механических и термодинамическихциклов двигателя. Такие изменения в конфигурации и/или конструкции зачастую имеют место, когдадвигатели дорабатываются после первоначальной сертификации воздушного судна по шуму с целью решенияпроизводственных проблем, снижения затрат, повышения ресурса или по эксплуатационным соображениям.Статические испытания двигателей по шуму подробно рассматриваются в приведенных ниже разделах.Для испытаний компонентов конструкции самолета критерии приемлемости результатов в меньшей степениподдаются определению. Есть много примеров, в особенности если можно ожидать лишь небольшихизменений в EPNL r , когда испытание компонентов конструкции может явиться надлежащей демонстрациейвлияния шума. Примеры таких изменений включают:a) изменения технических характеристик звукопоглощающей облицовки гондолы двигателя;b) изменения в механической или аэродинамической конструкции вентилятора, компрессора илитурбины;c) изменения конструкции камеры сгорания, включая изменения в материале конструкции;d) изменения клапанов перепуска (отбора) воздуха;e) изменения выхлопной системы.Каждое предложение заявителя об использовании результатов испытаний компонентов конструкциидолжно рассматриваться сертифицирующим органом с точки зрения степени влияния соответствующегоисточника на значения EPNL r для сертифицируемого самолета.4.2.1.3.2 Ограничения в отношении экстраполяции результатовстатических испытаний на полетные данныеВ последующих разделах приводятся инструктивные указания в отношении приемлемости,использования и применимости данных статических испытаний двигателей.Величина, на которую измеренные уровни шума модифицированного двигателя будут отличаться отуровней исходного двигателя, зависит от ряда факторов, включая:a) термодинамические изменения цикла двигателя, включая увеличение тяги (мощности);

4-68 Техническое руководство по окружающей средеb) изменения в конструкции основных элементов (например вентилятора, компрессора, турбины,выхлопной системы);c) изменения гондолы.Кроме того, на измеренные уровни шума могут влиять различные ежедневные условия испытаний иразличные места испытаний, и поэтому изложенные в данном руководстве методики испытаний, измерений ианализа призваны учитывать такого рода влияние. Необходимо установить предел, который может бытьединообразно использован сертифицирующими органами, с тем чтобы степень изменений в результатемодификаций, указанных в a), b) и c), при экстраполяции на полетные условия ограничивалась приемлемымивеличинами, прежде чем потребуется проводить новое летное испытание.Для определения такого предела рекомендуется, чтобы сумма величин, не принимая во вниманиезнаки, изменений шума для трех исходных сертификационных условий при сравнении самолета-источника"опорных полетных данных" с модифицированным вариантом при тех же значениях тяги (мощности) ирасстояния для модифицированного варианта, не превышала 5 EPNдБ с максимальной величиной 3 EPNдБ длялюбого из исходных условий (см. рис. 4-23). В случае расхождений, превышающих этот предел, для созданияновой полетной базы данных NPD рекомендуется провести дополнительные летные испытания в условиях, прикоторых ожидается изменение уровней шума.Данная методика может применяться без указанных выше ограничений при условии, чтоиспользуемые детальные прогностические методики верифицируются летными испытаниями в отношениивсех типов источников шума (т. е. относящиеся к испытываемому самолету характеристики тональности, несвязанный и связанный с реактивной струей широкополосный шум), а также, что отсутствуют значительныеизменения установочного эффекта между самолетом, используемым для такой верификации прогностическихметодик, и испытываемым самолетом.Помимо указанных выше ограничений, сертифицирующим органам также необходим дляединообразного применения какой-то критерий приемлемости методик экстраполяции результатов статическихиспытаний на полетные данные. Такой критерий можно получить в качестве остаточной разности NPD междуданными полетных испытаний и результатами экстраполяции статических испытаний на полетные данные дляпервоначального варианта самолета. Эта рекомендация в отношении критерия приемлемости предназначенаограничить эти значения остаточной разности величиной 3 EPNдБ для любого из исходных условий.При определении уровней шума модифицированного варианта используются те же аналитическиеметодики, которые применялись при первоначальных расчетах данных экстраполяции статических результатовна полетные данные при сертификации по шуму данного типа самолета.4.2.1.3.3 Методики статических испытаний двигателей по шуму4.2.1.3.3.1 Общие положенияВ настоящем разделе содержатся рекомендации по методам получения, анализа и нормализацииданных статических испытаний двигателей. Приведенная информация может быть использована в сочетании срекомендациями в отношении места испытания, систем измерения и анализа и методики испытаний,содержащихся в справочном материале 14.Данные по шуму, полученные в результате статических испытаний двигателей конструкции,аналогичной конструкции двигателей, которые прошли летные испытания, при необходимости могут бытьэкстраполированы на полетные условия. После утверждения данные по шуму, полученные в результатестатических испытаний, могут быть использованы в дополнение к утвержденному графику NPD в целяхдемонстрации соблюдения положений Приложения при обосновании изменения конструкции типа.Конструкции двигателей, а также используемые методы испытаний и анализа, должны быть включены в планиспытаний и представлены на утверждение сертифицирующему органу до проведения испытаний.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-69EPNL, спроецированныйна условия полетапо данным статическихиспытанийМодифицированный самолетСамолет-источник опорныхполетных данныхL, T или AПолучено, при необходимости,Требуемый путем экстраполяции спроецированногона опорные полетныепоказатель µмодифицированногоусловия NPDсамолетаПараметр шумовой характеристики двигателя ∼μОпределенияL = разница между EPNL самолета-источника опорных полетных данных и модифицированногосамолета при требуемой мощности модифицированного самолета сбоку от ВПП.TA= разница между EPNL самолета-источника опорных полетных данных и модифицированногосамолета при требуемой мощности и высоте модифицированного самолета при взлете.= разница между EPNL самолета-источника опорных полетных данных и модифицированногосамолета при требуемой мощности модифицированного самолета при заходе на посадку.Ограничения(i) | L| + | T| + | A| не превышает 5 EPN дБ.(ii) L, T или Aне превышает ± 3 EPNдБ индивидуально.Рис. 4-23.Ограничения в отношении использования статических испытанийпри отсутствии валидации полетных данныхОграничения, определенные для летных испытаний в соответствии с Приложением, не обязательноприменимы для статических испытаний (в справочном материале 14 содержатся дополнительныерекомендации). Например, расстояния для проведения измерений при статических испытаниях значительноменьше расстояний, предусмотренных при летных испытаниях, и в связи с этим испытания можно проводить втаких атмосферных условиях, в которых проводить летные испытания согласно требованиям Приложения неразрешается. Более того, поскольку шум при статических испытаниях двигателя характеризуется постоянным,а не изменяющимся, как при пролете, уровнем звукового давления, методы измерения и анализа пристатических испытаниях по шуму могут несколько отличаться от других методов.4.2.1.3.3.2 Требования в отношении места проведения испытанийМесто проведения испытаний должно, по крайней мере, отвечать критериям, указанным в справочномматериале 14. Для испытания различных конфигураций двигателя можно выбирать различные местапроведения испытаний при условии, что результаты измерения шума в различных местах испытаний могутбыть приведены к общему исходному условию.

4-70 Техническое руководство по окружающей среде4.2.1.3.3.3 Установка конуса на входном устройствеВо время статических испытаний реактивных двигателей по шуму перед входным устройствомдвигателя можно устанавливать специальный конус. Такая установка используется для имитации полетныхусловий входного потока во время статических испытаний. Во время испытаний по шуму также необходимоустанавливать выпускаемые звукопоглощающую облицовку входного устройства и обтекатели.4.2.1.3.3.4 Устройства управления входным потоком (ICD)Данные статических испытаний двигателей по шуму для сертификации по шуму самолета при заменедвигателя двигателем аналогичной конструкции должны быть получены с помощью использованияутвержденного ICD для двигателей с высокой степенью двухконтурности (т. е. BPR > 2,0). ICD должноотвечать следующим требованиям:a) оборудование конкретного ICD должно быть проверено сертифицирующим органом на предметотсутствия повреждений и загрязнений ICD, которые могут повлиять на его акустическиехарактеристики;b) ICD должно пройти акустическую калибровку по утвержденному методу (см. п. 4.2.1.3.3.5) дляопределения его влияния на излучение звука в каждой третьоктавной полосе;c) данные, полученные во время статических испытаний двигателя по шуму, должныкорректироваться для учета влияния ICD на излучение звука. Коррективы применяются к каждойтретьоктавной полосе измеренных данных;d) следует определить положение ICD относительно кромки входного устройства двигателя, акалибровка должна проводиться применительно к этому положению;e) для определенной конструкции оборудования ICD требуется проводить не более однойкалибровки при условии отсутствия отклонений от данной конструкции в любом комплектеоборудования ICD с тем же серийным номером.Корректировок калибровки ICD производить не требуется, если используется то же оборудование ICD(т. е. с идентичным серийным номером), которое ранее использовалось при статических испытаниях по шумудвигателя в летной конфигурации, а тональность вентилятора для обоих двигателей остается в тех жетретьоктавных полосах.4.2.1.3.3.5 Калибровка ICDПриемлемым методом калибровки ICD считается следующий:a) Установить акустический(ие) генеpатор(ы) на имитируемой осевой линии двигателя в плоскостикромки входного устройства двигателя. Микрофоны для калибровки установить в секторе прямогоазимута с радиусом от 15 м (50 фут) до 45 м (150 фут), что обеспечивает приемлемое отношение"сигнал – окружающий шум", а также и при каждом угле установки микрофона для анализа данныхстатических испытаний двигателя по шуму. Установить контрольный микрофон ближнего поля наосевой линии акустического центра акустического(их) генератора(ов) и в пределах 0,6 м (2 фут) отнего.b) Запустить акустический генератор на "розовый" шум без установки ICD. После стабилизациисистемы произвести регистрацию шума в течение как минимум 60 с. Данная процедура должнавыполняться при постоянном напряжении на входе в акустический(ие) генератор(ы).

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-71c) Повторить процедуру, указанную в п. b), попеременно с установкой и без установки ICD.Необходимо произвести как минимум три испытания каждой конфигурации с установкой и безустановки ICD. Для приемлемости результатов общее отклонение регистрируемого установленногопод углом 55° микрофоном сигнала суммарного уровня звукового давления, усредненного дляпериода продолжительностью в 1 мин для всех трех условий испытаний каждой конфигурации, непревышает 0,5 дБ.Примечание. Если продемонстрировано, что местоположение ICD не влияет на результатыкалибровки, попеременно устанавливать и убирать ICD для данной калибровки нетнеобходимости.d) Все измеренные данные подлежат корректировке для учета колебаний уровней звуковогодавления, измеренных микрофоном ближнего поля, и атмосферного поглощения применительно кусловиям, характеризующимся температурой 25° C (77° F) и относительной влажностью 70 %, сиспользованием наклонной дальности между внешними микрофонами и акустическим(и)генератором(амии).e) Калибровка по каждой третьоктавной полосе каждого микрофона представляет собой разницумежду средней величиной скорректированных уровней звукового давления в третьоктавныхполосах без установки ICD и средней величиной скорректированных уровней звукового давленияв третьоктавных полосах с установленным ICD.f) Испытания должны проводиться при таких условиях ветра и теплового режима, которыеисключают акустическое затенение во внешних микрофонах и вызываемые погодными условиямиизменения измеряемых уровней звукового давления (см. рис. 4-24).В некоторых случаях могут иметь место значительные колебания величин калибровки в диапазонахсоседних третьоктавных полос и между близко расположенными угловыми позициями микрофонов. Такиеколебания могут быть связаны с эффектом отражения, возникающим в процессе калибровки, и необходимоследить за тем, чтобы они не вводили или подавляли тона двигателя. Это достигается путем сравнения EPNL,рассчитываемых с помощью:a) измеренных калибровок ICD;b) среднего значения калибровочных кривых;c) установки калибровочных значений на "0".4.2.1.3.3.6 Системы измерения и анализаВ зависимости от конкретных целей испытаний для статических испытаний могут использоватьсяразличные системы измерения и анализа, а также разные способы выполнения программы испытаний. В целомони должны соответствовать системам, указанным в справочном материале 14. В последующих разделахприводится ряд важных факторов, которые необходимо принимать во внимание.4.2.1.3.3.7 Места установки микрофоновМикрофоны следует устанавливать в угловом диапазоне, достаточном для включения периодовснижения шума на 10 дБ после экстраполяции данных статических испытаний по шуму на полетные условия. Дляадекватного определения характеристик шума двигателя достаточно следовать общим рекомендациям всправочном материале 14, в котором содержится описание мест установки микрофонов.

4-72 Техническое руководство по окружающей средеВыбор места установки с точки зрения уровня установки над поверхностью при испытаниях зависит отконкретных целей испытания и методов, применяемых для нормализации данных. Исходя из опытасертификации при проведении статических испытаний двигателей микрофоны главным образомустанавливались около поверхности земли или на высоте осевой линии двигателя. В целом, ввиду трудностиполучения уровней звукового давления в свободном поле, которые зачастую необходимы для экстраполяциирезультатов на полетные условия, микрофоны устанавливаются в приземной плоскости или используетсякомбинация установки микрофонов на плоскости земли и с определенным превышением. При измеренияхшума как первоначально утвержденных, так и модифицированных двигателя или гондолы рекомендуетсяприменять одни и те же места установки микрофонов, высоты и т. д.4.2.1.3.3.8 Акустическое затенениеПри установке микрофонов в приземной плоскости необходимо принимать специальные мерыпредосторожности для получения последовательных результатов измерений (например, не подверженныхэффекту рефракции, связанному с "акустическим затенением"). При наличии ветра, направление которогопротивоположно распространению звуковой волны от двигателя, или значительного теплового градиента взоне испытания рефракция может повлиять на результаты измерений при установке микрофона в приземнойплоскости в большей степени, чем на результаты измерений, производимых на большей высоте.Для демонстрации того, что испытания, проводимые на конкретном месте, дают последовательныерезультаты измерений, включая отсутствие затенения, можно использовать результаты или данныепредыдущих или дополнительных испытаний. Вместо таких данных проводится дополнительноедемонстрационное испытание по шуму, которое должно включать утвержденный метод выявления отсутствияэффектов затенения при измерениях в приземной плоскости.Приводимые ниже критерии предлагаются для некоторых схем испытаний, в основу которыхположено измерение трех следующих метеорологических параметров:a) средних скоростей ветра на высоте осевой линии двигателя (WCL);b) температуры воздуха на высоте осевой линии двигателя (TCL);c) температуры воздуха на высоте микрофона, установленного в приземной плоскости (TMIC).Критерии:a) приборы для таких измерений должны размещаться совместно вблизи места измерения шума подуглом 90° и таким образом, чтобы не создавать помех акустическим измерениям;b) предлагаемые предельные значения являются дополнительными к предельным значениям ветра итемпературы, установленным с помощью других критериев, таких как максимальная скоростьветра у микрофона, если не используются ветрозащитные экраны;c) критерии ветра и температуры, при которых обеспечивается получение последовательныхрезультатов, которые исключают любое влияние эффекта акустического затенения на измерения вприземной плоскости (как показано на рис. 4-24).На рис. 4-24 обозначена граница между зоной с отсутствием затенения и зоной возможного появлениянеравномерности спектра в диапазоне очень высоких частот. Проведение испытаний разрешается, еслиусловия в день испытаний таковы, что средняя, обычно в течение 30 с, скорость ветра на высоте осевой линии

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-73Средняяскорость ветра( мс / )( км/ ч)( уз)Максимальнаяскорость ветраИспытание не разрешается при средней скорости выше 12 узПри (TMIC – TCL) > 4°Cиспытание в этой зоне разрешаетсяпроводить, если будетпродемонстрировано отсутствиезатенения из-за воздействияветра, направление которогопротивоположно направлениюраспространения звукаГраницаИспытание без ограниченийпри (TMIC – TCL) < 4°C, , , ,Высота источника (осевая линия двигателя)Расстояние измеренияОпределения:TCL = тeмпература на высоте осевой линии двигателя.TMIC = температура в пределах ±5 мм от высоты диафрагмы наземного микрофона.Рис. 4-24. Критерии метеоусловий для использованияустановленных на земле микрофоновдвигателя располагается ниже показанной на рисунке линии, а порывы ветра не превышают величинупоказанной линии более чем на 1,5 м/с (3 уз). Значения скорости ветра, превышающие показанное линейноесоотношение от 2 до 6 м/с (4–12 уз), могут указывать на необходимость продемонстрировать отсутствиеспектральных аномалий либо до испытаний, либо во время их проведения, если направление ветрапротивоположно направлению распространения звука.Если температура на высоте наземного микрофона не превышает температуру на высоте осевой линиидвигателя более чем на 4 °C (39 °F), влиянием затенения из-за температурных градиентов можно пренебречь.

4-74 Техническое руководство по окружающей средеПримечание. Теоретический анализ и выражение критериев ветра в виде абсолютной скорости, а неуменьшения величины вектора, указывают на то, что приведенные здесь предельные значения могут быть внекоторых отношениях необоснованно жесткими.4.2.1.3.3.9 Условия испытаний по режимам мощности двигателяСледует выбрать диапазон рабочих режимов для статического испытания двигателя, которыйсоответствует ожидаемому максимальному диапазону полетных рабочих режимов двигателя для подходящегопараметра установки режима мощности двигателя. Для определения 90-процентных доверительных интерваловдля значений спроецированных на полетные условия EPNL испытание должно предусматривать достаточноеколичество стабилизированных режимов мощности двигателя в выбранном диапазоне (см. п. 3.5.3 главы 3).4.2.1.3.3.10 Совместимость систем получения данныхЕсли для получения или анализа статических данных используется несколько систем полученияданных и/или систем анализа данных, необходимо обеспечить совместимость систем изготовителя планера иизготовителя двигателей. Совместимость систем получения данных можно обеспечить путем соответствующейкалибровки. Совместимость систем анализа данных можно проверить путем анализа одних и тех же выборокданных на обеих системах. Системы считаются совместимыми, если результирующая разница не превышает0,5 EPNдБ. Оценку следует проводить в полетных условиях, соответствующих условиям сертификации.Для определения совместимости систем анализа данных вместо измерений фактического шумадвигателя можно использовать сигналы псевдослучайного шума со спектральными и тональнымихарактеристиками турбовентиляторных двигателей. Системы считаются совместимыми, если результирующаяразница не превышает 0,5 PNдБ при времени интегрирования 32 с.4.2.1.3.3.11 Получение, анализ и нормализация данныхПо каждому из указанных в плане испытаний режиму мощности двигателя следует получить ипроанализировать данные о характеристиках двигателя, метеорологических условиях и уровне звуковогодавления, используя при этом системы измерения и методики испытаний, изложенные в справочномматериале 14 или утвержденные сертифицирующим органом.Данные измерений шума должны быть нормализованы с приведением к последовательно постояннымусловиям и включать уровни звукового давления в 24 третьоктавных полосах с центральными частотами от 50 Гцдо 10 кГц для каждого измерительного микрофона. Прежде чем экстраполировать данные статических испытанийдвигателя на полетные условия, данные об уровне звукового давления следует скорректировать на:a) частотные характеристики системы измерения шума;b) влияние фонового шума или шума электрической системы (см. п. 3.6.3 главы 3).4.2.1.3.4 Экстраполяция данных статических испытаний двигателя на полетные условия самолета4.2.1.3.4.1 Общие положенияДанные об уровнях звукового давления при статических испытаниях двигателя, полученные длякаждого углового положения, следует проанализировать и нормализовать с учетом влияния явлений,указанных в нижеследующих пунктах. Затем их следует экстраполировать на те же полетные условия самолета,которые использовались при построении графика NPD.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-75По мере необходимости методика экстраполяции включает:a) влияние движения источника, включая эффект Доплера;b) количество двигателей и эффект экранирования;c) установочный эффект;d) геометрию полета;e) распространение в атмосфере, включая сферическое расхождение волн и затухание звука;f) влияние условий полета на распространение звука, включая отражение от земной поверхности ибоковое затухание.Для учета указанных выше влияний следует проанализировать измеренные суммарные данные обуровне шума, полученные в результате статических испытаний, для определения доли уровня шума ототдельных источников шума. После экстраполяции спектральных данных третьоктавных полос на полетныеусловия следует вычислить значения EPNL для пересмотренного графика NPD. В настоящем разделесодержатся инструктивные указания в отношении отдельных элементов приемлемой методики экстраполяции.Данный процесс также показан на рис. 4-25 и 4-26.Методику, показанную на рис. 4-25 и 4-26, не следует рассматривать как единственно приемлемую.Существует несколько других вариантов в зависимости от характера источников шума в силовой установке изначимости отдельных источников шума для EPNL самолета. Однако в представленном методе указываютсяосновные элементы, которые следует учитывать в методике расчета.Также нет необходимости проводить показанные на рис. 4-25 и 4-26 расчеты в указанном порядке.Между различными этапами методики существует взаимосвязь, которая зависит от конкретного видапроизводимого вычисления. Таким образом, не всегда можно заранее установить наиболее эффективнуюпоследовательность расчетов.Существует несколько видов проявления установочного эффекта двигателя, который может изменятьуровни генерируемого шума, но который нельзя определить в ходе статических испытаний. Намодифицированном варианте самолета могут появиться дополнительные источники шума, такие как эффектвзаимодействия реактивной струи/закрылков или реактивной струи/ветра, которые отсутствовали на самолетеисточнике"опорных полетных данных". Диаграммы направленности шума в дальнем поле (т. е. формы поля)могут изменяться под влияние экранирования в системе "крыло – гондола" или "реактивная струя одногодвигателя – реактивная струя другого двигателя" из-за рассеяния потоков, вызываемого стабилизатором ифюзеляжем, или в результате эффекта отражения от планера. Однако в настоящее время еще не разработаныобщие методы корректировки с учетом такого рода явлений. Поэтому до утверждения указанных нижеметодик для модифицированного варианта самолета важно продемонстрировать, что геометрия планера идвигателей вблизи двигателей в целом аналогична геометрии самолетов-источников "опорных полетныхданных" и, таким образом, в целом не оказывает воздействия на излучаемый шум.4.2.1.3.4.2 Приведение к исходным условиямПроанализированные данные уровней звукового давления третьоктавных полос, полученные врезультате статических испытаний, должны быть приведены к исходным атмосферным условиям в свободномполе, указанным в п. 3.6.1.5 главы 3 Приложения. Такую корректировку можно применять только при наличииданных по общему спектру, представляющему собой сумму всех спектров источников шума, вычисленную поправилам, указанным в нижеследующих пунктах. Требуемые корректировки включают:

4-76 Техническое руководство по окружающей средеПолучить данные о шумев результате статических испытанийСкорректировать на условия испытанийРазделить наширокополосный шум и тонНормализованные статическиеспектры свободного поляШирокополосныйТонРазделить на источники шума по их вкладуСкорректировать на местоположение источника шумаРазбивка источников шумапри статических испытанияхСкорректировать на движение источника шумаи полетные режимы двигателяСкорректировать на конфигурацию самолетаУчесть шум планераРазбивка источников шумав полетеЭкстраполировать на траекторию полета самолетаОбъединить для получения суммарного самолетного шумаи скорректировать на эффект распространенияНормализованныеспектры в полетеРассчитать EPNLРис. 4-25.Обобщенная экстраполяция данных статических испытаний двигателяна полетные условия самолета (см. п. 4.2.1.3)

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-77Получить усредненные по времени данные статическихиспытаний при установившихся режимах мощностив угловом диапазоне, охватывающем периодыснижения уровня шума на 10 дБ в полетеPNLT*Для каждого индивидуального замеренного угла * выполнитьтретьоктавный (и, возможно, узкополосный) анализи скорректировать данные на эффект статическогораспространения при исходных атмосферных условияхSPLТретьоктавныйSPLУзкополосныйИдентифицировать все значимые дискретные тонаи вычесть из третьоктавного спектра для полученияширокополосного спектра. Отдельно рассмотретьтона и широкополосный шумЧастотаЧастотаШирокополосныйТонаИспользуя утвержденныеметоды идентификацииисточников, провестиразбивку источниковПри необходимости,установитьпроисхождение тоновРеактивнаяструяПрочееВентиляторТонавентилятораСкорректировать на влияние движения источникас учетом относительной скорости, сдвига доплеровскойчастоты, конвективного усиления, эффекта направленностии т. д., а также на термодинамическиеизмененияСкорректировать на число двигателей,значимый установочный эффект и источники шумавзаимодействия/планера, и воспроизвести уровнизвукового давления третьоктавных полосЭкстраполировать на относительную высоту воздушногосудна (наклонная дальность) с учетом отражения отповерхности земли, бокового распространения и другихзначимых эффектов для получения квазиполетных,третьоктавных значений SPL и PNLTСамолетПланерPNLTИнтегрировать экстраполированное значение PNLTпо времени, соответствующему относительнойвысоте, траектории полета и воздушной скорости10 дБВремяПовторить для других угловРассчитать EPNLEPNLРис. 4-26.Примерная методика экстраполирования данных статических испытанийдвигателя на полетные условия самолета

4-78 Техническое руководство по окружающей средеa) Затухание звука из-за атмосферного поглощения. Поправки для учета акустических исходныхусловий затухания звука приведены в справочном материале 17. Если в справочном документе 17обнаруживаются незначительные расхождения в значениях коэффициентов, содержащихся вуравнениях, таблицах или графиках, следует использовать уравнения. Коэффициенты затуханиязвука следует рассчитывать по фактическому расстоянию от эффективного центра каждогоисточника шума до каждого микрофона, как указано в п. 4.2.1.3.4.5.b) Отражение от земной поверхности. Примеры методов получения уровней звукового давления всвободном поле приводятся в справочных материалах 5 и 16. Пространственное распределениеисточников шума не оказывает первостепенного влияния на эффект отражения от земнойповерхности, и поэтому им можно пренебречь. Также следует отметить, что можно использоватьизмерения уровней звукового давления в дальнем поле с помощью установленных в приземнойплоскости микрофонов, с тем чтобы исключить значительные неравномерности спектра,вызываемые влиянием помех на частотах менее 1 кГц.4.2.1.3.4.3 Разделение на широкополосный и тональный шумИзложенная в настоящем разделе методика предназначена для выявления всех значительных тонов вспектрах: во-первых, для того чтобы предотвратить включение тонов в последующую оценкуширокополосного шума и во-вторых, чтобы тона с доплеровским сдвигом в полете можно было распределятьпо соответствующим третьоктавным полосам в нужные моменты времени во время моделирования пролетасамолета.Широкополосный шум следует рассчитывать путем вычитания всех значительных тонов иззамеренных спектров. Одним из способов определения дискретных тонов является способ, используемый вдобавлении 2 Приложения для расчета поправок на тональность (т. е. рассмотрение наклонов между уровнямисоседних третьоктавных полос). В тех случаях, когда уровень звукового давления окружающегоширокополосного шума может оказаться ниже при его приведении от статических к полетным условиям или вслучае классификации тесно сгруппированных пар или серий тонов в качестве широкополосного шума,следует следить за тем, чтобы не рассматривать тона как "не выступающие". Одним из методов разрешениятаких проблем является узкополосный анализ с шириной полосы менее 50 Гц.Узкополосный анализ может также использоваться для проверки действительности других методикопределения тонов при установлении спектрального характера в критических точках звукового поля (например,вблизи местонахождения пикового значения PNLT) или где преобладают тона, создаваемые турбореактивнымидвигателями.4.2.1.3.4.4 Разделение на источники шума по их вкладуКоличество источников шума, которые необходимо определить, в некоторой степени зависит отиспытываемого двигателя и характера модификации двигателя или гондолы. Минимальным, а иногда идостаточным требованием является разделение широкополосного шума на комбинацию шума, генерируемого засчет наружного смешения реактивной струи, и шума от внутренних источников. Может потребоваться болеесложный анализ в зависимости от уровня шума, создаваемого другими отдельными источниками, что можетповлечь за собой выявление широкополосного шума от вентилятора, компрессора, камеры сгорания и турбины.Более того, для шума вентилятора и компрессора может потребоваться дополнительное разделениеширокополосного и тонального шума на шум, излучаемый воздухозаборником двигателя и шум выходного сопла(сопл).Для удовлетворения данного минимального требования разделение источников широкополосногошума на источники шума из-за наружного смешения реактивной струи и источники внутреннегогенерирования шума можно произвести следующим образом:

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-79a) путем оценки шума реактивной струи с помощью одного или нескольких указанных нижеметодов;b) путем корректировки уровня прогнозируемого спектра для каждого угла, с тем чтобы онсоответствовал замеренной низкочастотной части широкополосного спектра, в которой шумреактивной струи будет, как ожидается, доминирующим.Существуют три метода получения прогнозируемых форм спектров шума реактивной струи:a) Для однопоточных двигателей с круглым соплом можно применять методику, изложенную всправочном материале 13. Однако геометрия двигателя может быть такова, что данный методможет быть неприемлем. Примерные методики для двигателей с коаксиальным потокомприводятся в справочном материале 12.b) Могут использоваться аналитические методики, основанные на корреляции данных натурныхиспытаний двигателя с характеристиками модели сопла. Данные модели используются вдополнение к данным натурных испытаний двигателя, в особенности на режимах малоймощности, поскольку в этом случае трудно определить уровень шума реактивной струи в областиболее высоких частот, где шум из других источников двигателя может явиться значительнойсоставляющей широкополосного шума.c) Имеются специальные методики определения местоположения источника шума, которые при ихиспользовании в натурных испытаниях двигателя могут определить местоположение отдельныхисточников шума двигателя и его уровни.4.2.1.3.4.5 Влияние местоположения источника шумаИзмерения уровня шума двигателя при статических испытаниях часто производятся на такихрасстояниях, когда нельзя с полной достоверностью считать, что источники шума двигателя представляютсобой единый излучающий шум акустический центр. Этот факт может не создавать трудностей приэкстраполяции результатов статических испытаний на полетные условия для определения приращений шума,поскольку приращения шума в EPNL не особенно чувствительны к пространственному распределениюисточников шума согласно сделанному допущению.Вместе с тем в некоторых обстоятельствах, например, когда модифицируется конструкция выхлопныхсистем и когда критическое значение приобретают источники наружного смешения реактивной струи, бываетцелесообразно более точно определить местоположение источников шума. Шум реактивной струи можнорассматривать как источник шума, который распределяется по потоку от плоскости выхлопа двигателя. Можносчитать, что внутренние источники широкополосного шума двигателя проявляются через излучение шума состороны воздухозаборника и выхлопа.Как следствие отличия местоположения источника шума от "номинального" местоположения,принятого для "источника" шума двигателя, необходимо учитывать три основных фактора:a) Сферическое расхождение. Удаление источника от микрофона отличается от номинальногорасстояния, и в этом случае необходимо внести поправку по закону обратных квадратов.b) Направленность. Угол, образуемый линией, стягивающей источник с микрофоном и источник сосевой линией двигателя, отличается от номинального угла, и в этом случае для получения данныхдля надлежащего угла следует произвести линейную интерполяцию.c) Затухание звука из-за атмосферного поглощения. Разница между истинным и номинальнымрасстоянием между источником и микрофоном изменяет сделанный допуск на затухание звука.

4-80 Техническое руководство по окружающей средеМестоположение источника можно определить либо путем измерений местонахождения источникашума (при натурных испытаниях или на модели), либо на основе обобщенной базы данных.Примечание. В настоящее время не существует какого-либо опубликованного стандарта пораспределению источника шума коаксиального реактивного потока. Приблизительное распределениеоднопоточной реактивной струи дается следующим уравнением (см. справочные материалы 7 и 18):где:– S – число Струхаля fD/ V j;x/D = (0,0575 S + 0,0215 S –2 ) –½ ,– x – расстояние вниз по потоку от выходного сечения сопла;– D – диаметр сопла, рассчитанный по общей площади выходного сечения сопла;– V j – средняя скорость реактивной струи для полного изэнтропического расширения от среднегодавления и температуры на выходном сечении сопла до давления окружающей среды;– f – центральная частота третьоктавной полосы.4.2.1.3.4.6 Полетные условия двигателяОпределенные термодинамические условия в двигателе при статических испытаниях отличаются отполетных условий, и такое отличие следует учитывать. Соответственно может изменяться интенсивностьисточников шума. Поэтому величины основных корреляционных параметров генерирования шума отдельнымиисточниками должны основываться на полетных условиях и соответствующие значения корреляционныхпараметров должны вноситься в базу данных статических испытаний. Уровни шума турбореактивногодвигателя должны основываться на скорректированных величинах частоты вращения ротора в полетеN1 θt. Уровни шума реактивной струи должны основываться на относительных скоростях выходящей2реактивной струи в полетных режимов.Вариация уровней шума источника в зависимости от основных корреляционных параметров можетбыть определена на основании базы данных статических испытаний, которая включает ряд различныхтермодинамических рабочих режимов.4.2.1.3.4.7 Влияние движения источника шумаВлияние движения на шум реактивной струи отличается от влияния скорости на другие источникишума, и поэтому при экстраполяции результатов статических испытаний на полетные условия такое влияниеучитывается отдельно.a) Внешний шум реактивной струи. Следует учитывать зависящее от частоты влияниеотносительной скорости реактивной струи и эффект конвективного усиления. В целом, дляразработки утвержденного метода определения влияния полета на внешний шум реактивной струиможно использовать два источника информации:1) по однопоточным двигателям с круглым выхлопным соплом инструктивные указаниясодержатся в справочном материале 13. Однако может потребоваться дополнительная

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-81подтверждающая информация, когда шум реактивной струи является главной составляющейшума от двигателя с более сложной конструкцией сопла;2) другим источником дополнительной информации могут стать результаты натурных летныхиспытаний с аналогичной геометрией выхлопной системы. Однако в целом, ввиду трудностиопределения высокочастотного влияния при наличии генерируемого внутреннимиисточниками шума двигателя, возможно, потребуется представить дополнительнуюинформацию для определения колебаний EPNL при изменении спектров шума реактивнойструи на высоких частотах.b) Другие, не относящиеся к шуму реактивной струи, источники шума. Кроме влияниядоплеровской частоты на шум, не являющийся шумом реактивной струи, наблюдаемый на землепри пролете самолета, на шум, генерируемый внутренними компонентами двигателя и планером,может влиять изменение амплитуды источника и направленности излучения:1) Эффект Доплера. Сдвиг частоты в результате движения источника (т. е. самолета)относительно микрофона учитывается с помощью следующего уравнения:где:staticflight=,ff(1−M cos λ)– fflight= частота в условиях полета;– fstatic= частота в статических условиях;– M = число Маха самолета;– λ = угол между траекторией полета в направлении полета и прямой линией, соединяющейсамолет и микрофон в момент излучения звука.Следует отметить, что для третьоктавных уровней звукового давления, которыедоминируются тоном турбореактивного двигателя, доплеровский сдвиг может переместитьтон и его гармоники в соседнюю полосу.2) Изменение амплитуды источника и направленности излучения. Коррективы третьоктавныхуровней звукового давления, вносимые в генерируемый планером шум, являющийсярезультатом изменений в скорости между "опорным" и модифицированным вариантами,приводятся ниже.Что касается шума, генерируемого источниками внутри двигателя (например, шумвентилятора), то единого мнения относительно механизмов его генерации или относительнооднозначного метода корректировки, который учитывает все изменения источника и эффектыраспространения звука, не существует. Если при определении изменений уровня шумаиспользуется корректировка, в отношении конфигурации самолета-источника "полетныхопорных данных" и модифицированного варианта следует применять аналогичную методику.В таких случаях корректив на изменения третьоктавных уровней звукового давления,являющиеся результатом движения источника (т. е. самолета) относительно микрофона,может рассчитываться по следующему уравнению:SPL = SPL −K log(1 − M cos λ),flightstatic

4-82 Техническое руководство по окружающей средегде:– SPL flight = уровень звукового давления в условиях полета;– SPL static = уровень звукового давления в статических условиях;– M и λ определены выше, а K является константой.Теоретически K равно величине 40 для точечного источника шума, однако более подходящуювеличину можно получить путем сравнения статических и полетных данных для самолета-источника "опорныхполетных данных".4.2.1.3.4.8 Влияние конфигурации самолетаСоставляющая шума от нескольких двигателей самолета обычно учитывается путем прибавлениявеличины 10 log N, где N соответствует числу двигателей, к показателю каждого отдельного источника шума.Однако возможно потребуется рассчитать уровень шума широко разнесенных двигателей на большихсамолетах, в особенности при заходе на посадку, если эти двигатели установлены как под крыльями, так и нафюзеляже. Известно, что шум от воздухозаборников двигателей, установленных над фюзеляжем, экранируется.В случае различий в установочных эффектах двигателей на самолете-источнике "опорных полетныхданных" и на модифицированном варианте, следует учитывать изменения в третьоктавных уровнях звуковогодавления, которые должны рассчитываться на основе наиболее надежных данных.4.2.1.3.4.9 Шум планераДля учета составляющей шума планера и для создания базы данных по шуму планера можноиспользовать только измеренный уровень шума планера самолета-источника "опорных полетных данных" илив сочетании с данными утвержденной аналитической модели шума планера. Генерируемый планером шум,который в целях коррекции можно считать точечным источником, приводится к тем же условиям, как иусловия других источников (т. е. двигателя), с должны учетом влияния сферического расхождения,атмосферного поглощения и воздушной скорости, как указано в добавлении 2 Приложения.Шум планера для конкретной конфигурации изменяется в зависимости от воздушной скорости(см. справочный материал 6) следующим образом:где:Δ SPLairframe = 50log(VREF VTEST),– V REF – утвержденная исходная воздушная скорость самолета-источника "опорных полетных данных";– V TEST – воздушная скорость модели или измеренная воздушная скорость.Данное уравнение также применимо для коррективов к EPNL, когда полученный эмпирическим путемкоэффициент заменяет коэффициент 50, поскольку это число может в некоторой степени зависеть отконфигурации. Однако для использования величин, отличных от 50, требуется утверждениесертифицирующего органа.4.2.1.3.4.10 Учет факторов, связанных с траекторией полета самолетаПри расчете третьоктавных уровней звукового давления, соответствующих наклонной дальностинаходящегося в полете самолета от точки измерения шума, главными воздействующими факторами являютсякоррективы на сферическое расхождение (закон обратных квадратов) с учетом номинальной дальности при

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-83статических испытаниях и затухания звука из-за атмосферного поглощения (как указано в добавлении 2Приложения). Кроме того, следует учитывать разницу между положением оси двигателя при статическихиспытаниях и положение этой оси в полете относительно контрольных точек измерения шума. Коррективыследует вносить в уровни отдельных источников шума, которые были определены индивидуально.4.2.1.3.4.11 Суммарные спектры шумаДля построения спектров суммарных уровней самолетного шума составляющие источниковтонального и широкополосного шума двигателей в полете, а также шум планера и любые установочныеэффекты суммируются на основе среднеквадратичного давления.При суммировании широкополосных и тональных составляющих следует учитывать возможностьсоответствующего разделения на полосы дискретных частотных тонов.В оценку уровней звукового давления в свободном поле следует включать влияние отражения отземной поверхности, с тем чтобы моделировать уровни звукового давления, которые были бы измеренымикрофоном на высоте 1,2 м (4 фут) над естественной земной поверхностью. Для внесения коррективов кспектрам свободного поля для учета полетных измерений, производимых на высоте 1,2 м (4 фут), можноиспользовать информацию, содержащуюся в справочном материале 5 или 16. В противном случае корректив котражению от земной поверхности можно получить на основании других утвержденных аналитическихмоделей или моделей, полученных эмпирическим путем. Следует отметить, что поправка на эффект Доплерадля статического источника на частоте ( fstatic)применяется к движущемуся источнику (т. е. самолету) начастоте ( fflight) , где f flight= f static/(1− Mcos λ ) с использованием тех же обозначений, которые упомянутывыше для эффекта Доплера. Данный процесс повторяется для каждого угла измерения и для каждого режимаработы двигателя.Что касается бокового затухания, то для расчета бокового шума можно использоватьсоответствующую информацию, содержащуюся в справочном материале 15.4.2.1.3.4.12 Расчет EPNLПри вычислении EPNL с каждым экстраполированным спектром вдоль траектории полетаассоциируется фактор времени. Следует принять во внимание, что время увязывается с каждым местомизмерения относительно контрольной точки двигателя/самолета и истинной скорости самолета вдоль исходнойтраектории полета с учетом нулевого ветра. Для каждого режима работы двигателя и минимального расстоянияEPNL рассчитывается на основании экстраполированного изменения во времени с использованием методов,изложенных в дополнении 2 Приложения.4.2.1.3.4.13 Изменения уровней шумаГрафик NPD можно построить на основе экстраполированных данных статических испытаний как дляпервоначальной (т. е. для опорных полетных данных), так и для модифицированной конфигурациииспытываемых двигателя или гондолы. Сравнение зависимости уровня шума от тяги (мощности) двигателя дляэтих двух конфигураций на одном и том же соответствующем минимальном расстоянии определит, привело лиизменение конфигурации к изменению уровня шума от источника шума в двигателе. Если уровень шумаисточника изменился, можно разработать новый график NPD для полетных условий самолета путемкорректировки измеренного первоначального графика NPD на величину изменения, полученную путемсравнения экстраполированных графиков NPD на основе статических испытаний для первоначального имодифицированного вариантов в пределах ограничений, указанных для EPNL в п. 4.2.1.3.2.

4-84 Техническое руководство по окружающей средеСертификационные уровни шума для модифицированного варианта самолета можно определить наосновании графиков NPD при соответствующей исходной мощности двигателя и расстоянии с внесениемдополнительной поправки [10 log V nom /V r ] на скорость самолета в сертификационных исходных условияхотносительно номинальной скорости (V nom ), используемой при разработке графиков NPD.4.2.2 Винтовые самолеты массой более 8618 кгМетодики, приведенные в настоящей главе, используются в качестве эквивалентных по жесткоститребований методик для винтовых самолетов с максимальной сертифицированной взлетной массой более8618 кг, как указано в главах 3 и 5 Приложения.4.2.2.1 Методики летных испытаний4.2.2.1.1 Методики пересечения траектории полетаМетодики пересечения траектории полета, изложенные в п. 4.2.1.1.1, используются для демонстрациисоответствия сертификационным требованиям вместо полных взлетов и/или посадок.4.2.2.1.2 Обобщенные методики летных испытанийОбобщенные методики летных испытаний, в отличие от обычных демонстрационных взлетов изаходов на посадку при испытаниях по шуму, используются для достижения двух эквивалентных целей:a) Графики NPDПолучение данных об уровне шума осуществляется в диапазоне режимов работы двигателя наодной или нескольких относительных высотах. Такая информация позволяет разработатьобобщенные характеристики шума, необходимые для сертификации "семейства" аналогичныхсамолетов. Используемые методики аналогичны методикам, изложенным в п. 4.2.1.1.2, заисключением того, что в графиках NPD используются параметры характеристик шума двигателя(µ), связанные с числом Маха законцовки лопасти воздушного винта (M H ) и мощностью на валу(SHP/δ amb ) (см. рис. 4-27), где δ amb определяется в п. 4.2.1.1.2.1.Для обеспечения того, чтобы углы притекания лопастей воздушного винта были аналогичными входе определения данных по шуму/чувствительности по мере изменения массы самолета,воздушная скорость используемого в летных испытаниях самолета для получения данныхбокового и пролетного шума составляет V 2 + 19 км/ч (V 2 + 10 уз) в пределах ±6 км/ч (±3 уз) всоответствии с массой самолета во время испытаний.Для получения данных NPD при заходе на посадку ограничения по скорости и углу траекториизахода на посадку, налагаемые в пп. 3.6.3, 3.7.5, 4.5, 4.6, 5.6.3 b) и 5.7.5 соответственно глав 3, 4 и 5Приложения, не могут быть соблюдены в типичном диапазоне необходимой мощности. Призаходе на посадку должна выдерживаться установившаяся скорость V REF + 19 км/ч (V REF + 10 уз) впределах ±6 км/ч (±3 уз), а относительная высота пролета над микрофоном должна составлять122 ± 30 м (400 ± 100 фут). В пределах этих ограничений угол траектории захода на посадку прииспытании на режиме испытательной мощности должен соответствовать углу, который получен вусловиях испытания самолета (т. е. масса, конфигурация, скорость и мощность).

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-85Значениечисла Маха законцовкилопасти воздушного винтаM HEPNL на данной высотеSHP / δambПараметрхарактеристикишума двигателя ( μ)Рис. 4-27.Вид графика "шум-мощность-расстояние" (NPD) для тяжелых винтовых самолетовb) Изменения уровней шумаПроводится сравнение испытательных данных пролетного шума для различных конфигурацийтипа самолета (например, изменение типа воздушного винта). Такие изменения используются дляустановления сертификационных уровней шума нового модифицированного варианта, как указанов п. 4.2.1.1.2.4.2.2.1.3 Определение сертификационного уровня шума сбоку от ВППДля винтовых самолетов поправкой 5 к Приложению в главу 3 была введена точка измерения шумасбоку от ВПП на режиме полной мощности, расположенная под траекторией полета, вместо точки измерения,расположенной сбоку от ВПП. В данном разделе содержится описание соответствующих эквивалентныхметодик для тех самолетов, в отношении которых применялся метод измерения с помощью двухрасположенных сбоку микрофонов.Утверждена альтернативная методика определения сертификационных уровней шума сбоку от ВПП сиспользованием двух микрофонов, расположенных симметрично по обеим сторонам траектории взлета,аналогично тому, как это изложено в п. 4.2.1.1.3. Однако при использовании этой методики для определенияшума сбоку от ВПП следует использовать сопоставимые данные от обоих боковых микрофонов для каждогопролета. Результаты испытаний, при которых при данном пролете получены данные только от одного

4-86 Техническое руководство по окружающей средемикрофона, должны быть исключены из процесса определения уровня шума. В нижеследующих пунктахсодержится описание методик для тяжелых винтовых самолетов:a) EPNL сбоку от ВПП от винтовых самолетов при его построении относительно высоты надпунктами измерения может быть явно ассиметричным. Максимальное значение EPNL с однойстороны самолета зачастую проявляется на различной высоте и на различном уровне шума посравнению со значением, измеренным с другой стороны.b) Для определения среднего максимального значения EPNL сбоку от ВПП (т. е. сертификационныйуровень бокового шума) необходимо, таким образом, выполнить ряд полетов на различных высотахдля определения характеристик зависимости шума от высоты для каждой стороны самолета.Типичный диапазон высот находится в пределах от 30 м (100 фут) до 550 м (1800 фут) над линиейпути под прямыми углами к линии, соединяющей два микрофона и проходящей на равном удаленииот них. Пересечение линии пути с этой линией определяется как контрольная точка.c) Поскольку опыт показал, что максимальный уровень шума сбоку от ВПП может зачастуюнаходиться на нижней границе данного диапазона, следует получить как минимум шестьдостоверных наборов данных, измеренных одновременно с обеих сторон линии пути длявозможного, наиболее низкого диапазона высот полета самолета. В этом случае, возможно,придется выполнять взлеты. Однако особое внимание следует обращать на то, чтобы воздушнаяскорость стабилизировалась по крайней мере до V 2 + 19 км/ч (V 2 + 10 уз) в течение периодаснижения уровня шума на 10 дБ.d) Самолет набирает высоту над контрольной точкой на взлетном режиме мощности при скоростях иконфигурации, указанных в пп. 3.6.2 c) и 3.6.2 d) главы 3 или в пп. 5.6.2 c) и 5.6.2 d) главы 5Приложения.e) Сертификационный уровень шума сбоку от ВПП определяется через пиковое значение кривойуровня шума (EPNL), скорректированного по значению атмосферного поглощения в исходныхусловиях и нанесенного на график относительно высоты самолета над контрольной точкой(см. рис. 4-28). Данная кривая описывается как аппроксимация кривой по методу наименьшихквадратов через точки данных, определяемые средними значениями каждой пары согласованныхданных, измеренных с каждой стороны линии пути (т. е. среднее значение результатов измеренийдвух микрофонов по данной высоте самолета).f) Для обеспечения соблюдения требований п. 5.4.2 добавления 2 Приложения 90-процентныедоверительные пределы следует определять в соответствии с п. 3.5 главы 3.4.2.2.1.4 Измерения в точках, не являющихся контрольнымиВ некоторых случаях точки измерений при испытаниях могут отличаться от контрольных точекизмерения, указанных в главах 3 и 5 Приложения. При таких обстоятельствах заявитель может запроситьутверждение данных фактических измерений, которые были приведены к исходным условиям в силу причин,изложенных в п. 4.2.1.1.5.Измерения шума, произведенные ближе к испытываемому самолету по сравнению ссертификационными контрольными точками, являются особенно ценными для корректировки данных уровняшума воздушного винта, поскольку в них преобладает низкочастотный шум. На более высоких частотахспектры быстро затухают и зачастую пропадают в фоновом шуме на частотах выше 5000 Гц. В п. 3.6.3 главы 3содержится методика корректировки на фоновый шум.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-87Сертификационный уровень шумаxxxxx xxxx x xУровни шума слеваот линии путиEPNLКривая средних значенийxxxxx x x x xxx x xxxx xxУровни шума справаот линии путиВысота самолетаРис. 4-28.Типичный график данных об уровне шума сбоку от ВППдля тяжелых винтовых самолетовМожно использовать точки измерения, не являющиеся контрольными, при условии, что измеренныеданные корректируются с приведением к исходным условиям в соответствии с требованиями раздела 9добавления 2 Приложения, а значения коррективов не превышают пределы, указанные в п. 3.7.6 главы 3 ип. 5.7.6 главы 5 Приложения.4.2.2.2 Аналитические методикиЭквивалентные аналитические методики основываются на имеющихся данных по шуму и летнотехническиххарактеристиках типа самолета. Обобщенная взаимосвязь между уровнями шума, значениемчисла Маха законцовки лопасти воздушного винта и мощности на валу, а также методики корректировки поскорости и изменениям высоты в соответствии с методами, изложенными в добавлении 2 Приложения, всочетании с данными о сертифицированных летно-технических характеристиках самолета позволяют

4-88 Техническое руководство по окружающей средеопределить изменение уровней шума в результате изменений конструкции типа. Затем величины измененийуровня шума прибавляются к сертификационным уровням шума или вычитаются из сертификационныхуровней шума, которые были продемонстрированы путем измерений в ходе летных испытаний самолетаисточника"опорных полетных данных".Сертификация с использованием аналитических методик утверждена для изменений конструкции типа,которые приводят к прогнозируемым различиям в уровнях шума. Изменения конструкции типа включают:a) увеличение или уменьшение максимальной взлетной и/или посадочной массы самолетаотносительно первоначально сертифицированной массы;b) увеличение или снижение мощности двигателей с аналогичными акустическимихарактеристиками и воздушными винтами того же типа;c) изменения, обычно незначительные, конфигурации двигателей и гондолы, включаямодифицированные модели самолета с изменениями длины фюзеляжа и конфигурации закрылков.Однако необходимо следить за тем, чтобы такие модификации не вызвали изменений всуществующих источниках шума (например, путем изменения поля обтекания воздушныхвинтов);d) незначительные изменения конструкции планера, которые могут косвенно повлиять на уровнишума из-за воздействия на летно-технические характеристики самолета (например, повышенноелобовое сопротивление). Полученные в результате аэродинамического анализа или испытанийданные об изменениях в летно-технических характеристиках самолета используются для того,чтобы продемонстрировать, как такие изменения могут повлиять на траекторию полета самолетаи, следовательно, на демонстрируемые уровни шума самолета.4.2.2.3 Методики наземных статических испытаний4.2.2.3.1 Общие положенияВ отличие от турбореактивных или турбовентиляторных силовых установок, для определенияизменений уровней шума при разработке семейства винтовых самолетов/силовых установок нельзя применятьстатические испытания, связанные с модификацией воздушного винта, из-за изменений аэроакустическихрабочих условий воздушного винта при его статических испытаниях по сравнению с условиями,существующими во время полета. Уровни шума воздушного винта, измеренные во время статическогоиспытания, могут содержать значительные составляющие от компонентов источника шума, которые в полетеобычно не имеют значения. Однако для определения изложенных ниже незначительных изменений уровнейшума можно использовать ограниченные статические испытания двигателей с воздушными винтами, которыеиспользуются в качестве устройств нагрузки двигателя.4.2.2.3.2 Рекомендации по характеристикам места испытанийРекомендации по характеристикам места испытаний, системам получения и анализа данных,расположению микрофонов, акустической калибровке и методике измерений для статических испытанийсодержатся в справочном материале 14 и в этом отношении в равной степени применимы к винтовым силовымустановкам (см. п. 4.2.1.3.3).4.2.2.3.3 Статические испытания газогенератораСтатические испытания газогенератора могут использоваться для определения изменений уровняшума, обусловленных изменениями в конструкции газогенераторов или внутренней конструкции двигателя, вчастотных диапазонах, в которых:

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-89a) наблюдается увеличение значения самолетного EPNL; илиb) эта часть спектра явно доминируется газогенератором; илиc) в диапазонах вспомогательного оборудования в условиях, когда воздушный винт и егоаэродинамические характеристики остаются неизменными.Такие условия, при которых воздушный винт и его аэродинамические характеристики остаютсянеизменными, включают, например, изменения в компрессоре, турбине или камере сгорания силовойустановки. Воздействие таких изменений следует оценивать в соответствии с такими же методикамииспытаний, измерений, обработки данных и экстраполяции, которые указаны в п. 4.2.1.3 для турбореактивныхи турбовентиляторных двигателей. Шум воздушного винта или другого устройства отбора мощности,используемого в статических испытаниях, следует исключать или удалять аналитическим путем. При расчетеEPNL самолета в процесс вычисления следует включать измеренные составляющие шума воздушного винтасамолета-источника "опорных полетных данных".4.2.3 ВертолетыЦелью сертификационного испытания по шуму является сбор данных для получения точного инадежного определения характеристик шума вертолета (см. п. 8.7 главы 8 Приложения). В Приложенииуказывается ряд условий испытаний и методик для приведения измеренных данных к исходным условиям.4.2.3.1 Методики летных испытаний4.2.3.1.1 Скорость вертолета при испытанияхСуществует два требования к скорости вертолета во время испытаний. Во-первых, воздушная скоростьво время периода уменьшения уровня шума на 10 дБ должна приближаться к исходной скорости (т. е. впределах ±9 км/ч (±5 уз), см. п. 8.7.6 главы 8 Приложения), с тем чтобы свести к минимуму корректировкискорости для трех сертификационных условий взлета, пролета и захода на посадку.Второе требование к скорости относится к пролету (см. п. 8.7.7 главы 8 Приложения). Количествогоризонтальных полетов, учитывающих составляющую встречного ветра, равно количеству горизонтальныхполетов, учитывающих составляющую попутного ветра. Цель заключается в том, чтобы свести к минимумувоздействие ветра на измеренные уровни пролетного шума. Однако, если абсолютная составляющая скоростиветра в направлении полета, измеренная на высоте 10 м (33 фут) над поверхностью земли, составляет менее±2,5 м/с (±5 уз), влиянием направления ветра можно пренебречь. В этом случае можно считать, что измеренияпри испытательном пролете проводились при встречном или попутном ветре.Заявитель может обнаружить, что, хотя имеется по крайней мере три действительных пролета ссоставляющей встречного ветра и три действительных пролета с составляющей попутного ветра, числодействительных пролетов с одной составляющей ветра больше, чем с другой. В этом случае заявителю будетнеобходимо обсудить с сертифицирующим органом, какие пролеты следует использовать при определенииокончательного пролетного значения EPNL. Во многих случаях предпочтительно выполнять горизонтальныепролеты попарно, с тем чтобы для двух пролетов в каждой паре мпетеорологические условия были как можноболее идентичными. Таким образом, имеет смысл рассмотреть возможность выполнения попарных пролетов длялюбой скорости ветра. Каждая пара должна состоять из двух пролетов, выполняемых один за другим впротивоположных направлениях вдоль исходной линии пути.Измерение путевой скорости можно производить путем регистрации времени пролета вертолетом наддвумя точками, отстоящими на известном расстоянии на линии пути вертолета во время измерений пролетногошума. Эти две точки должны находиться по обе стороны микрофонной системы измерения шума.

4-90 Техническое руководство по окружающей среде4.2.3.1.2 Атмосферные условия испытанийПредельные значения температуры, относительной влажности и скорости ветра содержатся в п. 2.2.2.2добавления 2 Приложения. Параметры измеряются на высоте 10 м (33 фут) в пределах 2000 м (6562 фут) отточки измерения шума на линии пути в месте, подлежащем утверждению сертифицирующим органом. Дляцелей корректировки предполагается, что измеренные значения этих параметров являются репрезентативнымидля воздушной массы между вертолетом и микрофонами. Методики вычисления на основе деления атмосферына слои применять не требуется, однако такой метод анализа может быть разрешен сертифицирующим органом.4.2.3.1.3 Измерения температуры и относительной влажностиИзмерения температуры и относительной влажности, как указано в п. 2.2.2.5 добавления 2Приложения, необходимо производить на высоте 10 м (33 фут) над поверхностью земли. Измеренныевеличины используются при корректировке измеренных третьоктавных уровней звукового давления навоздействие атмосферного поглощения для учета разницы в коэффициентах затухания звука в испытательныхи исходных атмосферных условиях, как указано в п. 8.3.1 добавления 2 Приложения. Расстояния QK и Q r K r вуравнениях п. 8.3.1 являются расстояниями между точками на измеренной и исходной траекториях полета,соответствующих местоположению PNLTM и точки измерения шума.Вследствие этого данная методика предполагает, что разница между температурой и относительнойвлажностью на высоте 10 м (33 фут) и местоположением PNLTM равняется нулю или является весьманезначительной, и состояние атмосферы может быть представлено значениями, измеренными на высоте 10 м(33 фут) над поверхностью земли вблизи точки измерения шума (т. е. в пределах 2000 м (6562 фут) от точкиизмерения шума на траектории полета). Данные, полученные в результате проведенных в течение ряда летсертификационных испытаний в Европе и США, а также материалы, предоставленные метеорологическойслужбой Соединенного Королевства, подтверждают действительность такого допущения в широком диапазонеметеорологических условий.Измерения при сертификации по шуму можно производить в условиях испытаний, когда ожидаютсязначительные изменения температуры и/или относительной влажности по высоте. Особое значение имеютусловия, когда ожидается значительное понижение влажности по высоте. Такие особые условия могутвстретиться в пустынях вскоре после восхода солнца, когда температура около земли ниже, а относительнаявлажность значительно выше, чем на высоте, соответствующей точке PNLTM. Произведенные при такихусловиях измерения следует скорректировать путем использования среднего значения температуры иотносительной влажности, измеренной на высоте 10 м (33 фут) над поверхностью земли и на высоте,соответствующей точке PNLTM, с тем чтобы исключить ошибки, связанные с применением данных,измеренных только на высоте 10 м (33 фут) (см. также п. 4.2.3.1.5).Раздел 2.2.2.2 добавления 2 Приложения ограничивает проведение испытаний условиями, при которыхстепень затухания звука в третьоктавной полосе с частотой 8 кГц не превышает 12 дБ/100 м. Однако, еслиточка росы и температура шарика сухого термометра измеряются прибором, точность которого находится впределах ±0,5 °C, сертифицирующие органы считают допустимым разрешать проведение испытаний вусловиях, когда степень затухания звука в третьоктавной полосе с частотой 8 кГц не превышает 14 дБ/100 м.4.2.3.1.4 Модификации или доработки, связанные с изменениемаэродинамического лобового сопротивленияИспользование увеличивающих лобовое сопротивление устройств, таких как тормозящие пластины,установленные снизу или по бокам вертолета-источника "опорных полетных данных" доказало своюэффективность при сертификации по шуму модификаций или доработок, связанных с изменениемаэродинамического лобового сопротивления. Такого рода внешние модификации выполняются изготовителямии "доработчиками" воздушных судов. Устранив необходимость производить испытания по шуму

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-91многочисленных индивидуальных модификаций модели той же серии, можно сэкономить значительныесредства. Исходя из этих выводов считается приемлемым использовать следующие эквивалентные методики:a) для вертолетов, подлежащих сертификации согласно главе 8 Приложения, используетсяувеличивающее лобовое сопротивление устройство, которое создает аэродинамическое лобовоесопротивление, рассчитываемое для модификаций или комбинаций модификаций, создающихнаибольшее лобовое сопротивление;b) при установке создающего лобовое сопротивление устройства пролетное испытание и, если этосчитается целесообразным сертифицирующим органом, взлетное испытание и/или испытание призаходе на посадку выполняются с использованием соответствующих исходных и испытательныхметодик сертификации по шуму;c) соотношение между уровнем шума и изменением аэродинамического лобового сопротивления иливоздушной скорости определяется с использованием данных уровня шума (скорректированных,как указано в добавлении 2 Приложения) вертолета-источника "опорных полетных данных" ивертолета в конфигурации "повышенного лобового сопротивления";d) фактическая воздушная скорость модифицированного варианта, подлежащего сертификации,определяется на основании результатов проверки летно-технических характеристик в ходе летныхиспытаний базового вертолета с установленным модифицированным элементом;e) используя измеренную воздушную скорость модифицированного варианта, сертификационныеуровни шума определяются путем интерполяции соотношения, полученного в п. c).Примечание. Модификации или доработки, связанные с изменением аэродинамического лобовогосопротивления, которые не требуют сертификации по шуму, изложены в п. 2.3.1 главы 2.4.2.3.1.5 Аномальные условия испытанийРаздел 2.2.2.2 добавления 2 Приложения требует, чтобы испытания проводились при отсутствиианомальных метеорологических условий. Наличие аномальных атмосферных условий можно определить сдостаточной степенью достоверности путем наблюдения температуры окружающего воздуха (OAT) спомощью бортовых приборов. Аномальные условия, которые могут повлиять на измеренные уровни, могутвозникать, когда ОАТ на высоте 150 м (492 фут) превышает на 2 °C (3,6 °F) или более температуру,измеренную на высоте 10 м (33 фут) над уровнем земли. Такой замер можно произвести в горизонтальномполете на высоте 150 м (492 фут) в пределах 30 мин перед каждым измерением шума.Поскольку фактические высоты, соответствующие точкам PNLTM, будут известны только послезавершения анализа, можно производить замеры температуры и относительной влажности на ряде высот, афактическое значение определить по графику зависимости температуры и относительной влажности от высоты.В качестве альтернативы, поскольку влияние высоты является незначительным, можно производить замеры нафиксированной высоте порядка 120 м (394 фут) и 150 м (492 фут), а зависимости от полетных условий иполучения согласия сертифицирующего органа до начала проведения испытаний.Если результаты испытаний корректируются путем использования "средней" температуры иотносительной влажности, измеренной на высоте 10 м (33 фут) и на высоте, соответствующей точке PNLTM(как указано в третьем абзаце п. 4.2.3.1.3), положения первого абзаца данного раздела не применяются.Причина этого заключается в том, что влияние любых аномальных метеорологических условий учитываетсяпутем использования среднего значения температуры и относительной влажности на высоте 10 м (33 фут) ивысоты, соответствующей точке PNLTM.

4-92 Техническое руководство по окружающей среде4.2.3.1.6 Частота вращения несущего винта вертолета при испытанияхЭксплуатационные режимы частоты вращения несущего винта (например, КAT A) могут быть частьюнормальных процедур в РЛЭВ и используются в конкретных эксплуатационных обстоятельствах. Обычно онивключают диапазоны воздушных скоростей ниже скоростей, указанных в исходных методиках посертификации. Однако в некоторых случаях, таких как высокая рабочая нагрузка пилота на конечном этапезахода на посадку в сочетании в условиями полета по правилам полетов по приборам (ППП), их использованиеразрешается на более высоких воздушных скоростях, что включает исходную скорость для сертификации пошуму. Таким образом, максимальная нормальная рабочая частота вращения несущего винта, соответствующаяисходным полетным условиям, должна учитывать любой соответствующий эксплуатационный режим частотывращения несущего винта. Решение о том, как и какие эксплуатационные режимы частоты вращения несущеговинта применять для сертификации по шуму, как правило, координируются с экспертами в области летныхиспытаний сертифицирующего органа и принимаются отдельно по каждому случаю.4.2.3.1.7 Масса вертолета при проведении испытанийМасса вертолета во время демонстрационных сертификационных испытаний по шуму (см. п. 8.7.11главы 8 Приложения) должна находиться в пределах 90–105 % от максимальной взлетной массы для взлетныхи пролетных демонстрационных испытаний и в пределах 90–105 % от максимальной посадочной массы придемонстрационных испытаниях захода на посадку. Для целей сертификации по шуму влияние изменениямассы сводится к изменению траектории полета при взлете в день испытаний, а в исходную траекторию полетадолжны быть внесены поправки на сферическое распространение и атмосферное затухание, как изложено вразделе 8 добавления 2 Приложения.В некоторых случаях, таких когда масса воздушного судна ограничивается значением несколькоменьшим, чем предполагаемая окончательная сертификационная масса, заявитель может, при условииутверждения сертифицирующим органом, применить конкретные поправки на изменение массы. Заявителюможет быть разрешено применять корректирующую поправку соотношения 10 log или определить другимспособом, путем летных испытаний, изменение EPNL в зависимости от массы. В таком случае испытываемаямасса должна включать максимальную допустимую испытываемую массу.Примечание. Может быть допустима аналогичная методика корректировки, когдасертифицированная масса незначительно увеличивается после летных испытаний.4.2.3.1.8 Заход вертолета на посадкуРаздел 8.7.10 главы 8 Приложения ограничивает демонстрационный заход на посадку величиной ±0,5° отисходного угла 6° захода на посадку. Для учета сферического распространения и атмосферного затухания, какуказано в разделе 8 добавления 2 Приложения, в данные по шуму требуется вносить коррективы для приведенияк исходному углу захода на посадку.4.2.3.2 Аналитические методики4.2.3.2.1 "Окно параметров испытаний" вертолета для нулевойкорректировки на атмосферное затуханиеВ настоящее время в п. 2.2.2.2 добавления 2 содержится "окно параметров испытаний", котороенеобходимо соблюдать, чтобы результаты испытаний были приняты сертифицирующими органами. Крометого, если условия испытаний подпадают под "окно параметров испытаний с нулевой корректировкой назатухание" (см. рис. 4-29), которое определяется как область, ограниченная значениями (2 °C, 95 % RH), (30 °C,95 % RH), (30 °C, 35 % RH), (15 °C, 50 % RH) и (2 °C, 90 % RH), в этом случае корректировку испытательныхданных на ослабление звука можно считать равной нулю.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-93100(2 °C, 95 % RH)(30 °C, 95 % RH)90(2 °C, 90 % RH)8070Относительная влажность %60504030(15 °C, 50 % RH)(30 °C, 35 % RH)201000 5 10 15 20 25 30 35Температура °CРис. 4-29. "Окно" нулевой корректировки на затухание звука главы 8Соответственно выражения:0,01 [α (i) – α (i) 0 ] QK, и0,01α (i) 0 (QK – Q r K r )из уравнения для SPL(i) r в п. 8.3.1 добавления 2 Приложения становятся равными нулю, а уравнение дляSPL(i) r принимает вид:SPL( i) = SPL( i) + 20 log(QK Q K ).r r rБолее того, в данном уравнении QK и Q r K r могут быть заменены испытательными и исходнымирасстояниями до вертолета, когда вертолет находится над центральной точкой измерения шума при условии,что все измеряемые точки для конкретного полетного условия:a) пролетаются в условиях испытаний в пределах "окна нулевой корректировки на затухание",указанного на рис. 4-29;b) при пролете высота составляет 150 ± 9 м (492 ± 30 фут);

4-94 Техническое руководство по окружающей средеc) при заходе на посадку высота над микрофоном составляет 120 ± 10 м (492 ± 33 фут);d) при взлете корректив на расстояние, приведенный в п. 8.7.4 a) главы 8 Приложения, не превышает2 EPNдБ.Суммарный эффект обоих упрощений, указанных выше, сводится к тому, что уравнение в п. 8.3.1добавления 2 Приложения принимает вид:SPL( i) = SPL( i) + 20 log(HK H K ),rа поправочный член на продолжительность, указанный в п. 8.4.2 добавления 2 Приложения, принимает вид:Δ2=− 7,5log ( HK HrK r) + 10 log(V Vr),где HK – измеренное расстояние от вертолета до точки измерения шума, когда вертолет находитсянепосредственно над центральной точкой измерения шума, а H r K r – исходное расстояние.4.2.3.2.2 Методика определения поправки на шум источникаПри демонстрации исходных сертификационных уровней пролетного шума поправки, связанные сотклонениями от исходных условий, обычно вносятся с использованием кривой зависимости PNLTM от числаМаха законцовки наступающей лопасти, получаемой в результате пролетов, выполняемых на различныхвоздушных скоростях, близких к исходной воздушной скорости. Однако поправку можно вносить сиспользованием альтернативного параметра или параметров, утвержденных сертифицирующим органом. Еслина испытываемом воздушном судне невозможно получить исходное значение числа Маха законцовкинаступающей лопасти или согласованного исходного параметра корреляции шума, то допускаетсяэкстраполяция кривой зависимости при условии, что данные охватывают диапазон значений согласованного ссертифицирующим органом параметра корреляции шума между условиями при испытаниях и исходнымиусловиями. Число Маха законцовки наступающей лопасти или согласованный параметр корреляции шумарассчитывается на основании результатов измерений с использованием истинной воздушной скорости,температуры наружного воздуха (ОАТ) и частоты вращения несущего винта. Отдельная кривая зависимостишума источника от числа Маха законцовки наступающей лопасти или другого согласованного параметракорреляции шума рассчитывается для каждой из трех используемых для сертификации точек измерения шума(т. е. на осевой линии, сбоку слева и сбоку справа). Точки сбоку и справа определяются относительнонаправления полета при каждом испытании. Поправки PNLTM должны применяться к каждому значениюмикрофона с использованием соответствующей зависимости PNLTM.С тем чтобы исключить необходимость в отдельной поправке на источник шума к результатампролетных испытаний, приемлемой считается указанная ниже методика, когда параметром корреляцииявляется значение числа Маха законцовки наступающей лопасти несущего винта (M r ).Каждое испытание на пролетный шум должно проводиться таким образом, чтобы:a) Скорректированная исходная истинная скорость (V ar ) являлась исходной воздушной скоростью(V r ), указанной в п. 8.6.1 главы 8 Приложения, скорректированной, по необходимости, дляполучения того же значения числа Маха законцовки наступающей лопасти несущего винта, как ипри исходным условиях.Примечание. Исходное значение числа Маха законцовки наступающей лопасти (M r )определяется как отношение арифметической суммы скорости вращения законцовки лопастинесущего винта (V T ) и исходной скорости вертолета (V r ), деленное на скорость звука (c r ) при25 °C (346,1 м/с) таким образом, чтобы:rr

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-95VT+ VrM=rcrи скорректированная исходная истинная скорость (V ar ) рассчитывается по формуле:⎛V+V⎞T rVar= c⎜⎟−V T,cr⎝⎠где c – скорость звука, вычисленная на основании измерения на борту температуры наружноговоздуха (см. п. 3.8 главы 3).b) Испытательная истинная скорость (V T ) не отличалась от скорректированной исходной истиннойскорости (V ar ) более чем на ±5 км/ч (± 3 уз) или на эквивалентную утвержденную величинуотклонения от исходного значения числа Маха законцовки наступающей лопасти несущего винта(M r ).c) На практике испытательные полеты выполнялись на IAS, которая является скорректированнойисходной истинной скоростью (V ar ), с поправкой на эффект сжатия и инструментальныхаэродинамических ошибок.d) Статическая температура наружного воздуха должна быть измерена на борту на высоте пролетанепосредственно перед каждым пролетом.Примечание 1. Расчет уровней шума, включая поправки, выполняется так же, как это изложено вглаве 8 и добавлении 2 Приложения, за исключением того, что в поправке на источник шума нетнеобходимости. Следует подчеркнуть, что при определении поправки на продолжительность ( Δ 2 ),составляющая скорости поправки на продолжительность рассчитывается как 10 log(V G /V Gr ), где V Gявляется путевой скорости при испытании, а V Gr является исходной путевой скоростью.Примечание 2. Обозначение V G указывается как обозначение V, а V Gr – как V r в главе 8 Приложения.4.3 ИНФОРМАЦИЯ О ТЕХНИЧЕСКИХ МЕТОДИКАХ4.3.1 Реактивные и винтовые самолеты4.3.1.1 Расчет EPNL по интегральному методу корректировкиВ разделе 9.1 добавления 2 Приложения предусматривается использование "упрощенного" или"интегрального" метода корректировки измеренных данных по шуму для их приведения к исходным условиямдня испытаний. Такая "интегральная" методика может применяться к измеренным данным в точках измеренияпролетного шума, шума сбоку от ВПП и при заходе на посадку. При "интегральном" методе корректировки всекорректировки данных применяются к каждому измеренному набору уровней звукового давления, полученнымв полусекундные интервалы, с тем чтобы определить эквивалентные исходные средние уровни звуковогодавления, которые используются для вычисления значений EPNL, соответствующих значениям, которые былибы получены при исходных условиях. Для обеспечения полного акустического соответствия такаякорректировка применяется только в тех случаях, если оценка производится для идентичных пар угловизлучения шума ( θ)относительно траектории полета и углов распространения шума ( ψ ) относительно земли

4-96 Техническое руководство по окружающей средедля измеренной (т. е. испытательной) и скорректированной (т. е. исходной) траекторий полета. В то время какэто требование может быть с удовлетворительной точностью аппроксимировано для измерений пролетногошума и шума при заходе на посадку, можно продемонстрировать, что, когда необходимо вносить поправки приизмерении шума сбоку от ВПП, сохранить идентичные пары углов не представляется возможным. Поэтому привнесении поправок к результатам измерений шума сбоку от ВПП по "интегральному" методу следуетвыдерживать геометрические условия идентичных углов излучения шума для траектории полета прииспытании и исходной траектории полета, в то время как соответствующие различия между углами прииспытаниях и исходными углами относительно земли должны быть сведены к минимуму. Небольшое различие,которое будет иметь место между углами при испытаниях и исходными углами относительно земли, будетоказывать незначительное воздействие на скорректированную величину EPNL.В данном разделе содержится описание интегрального метода корректировки, который применяется,когда во время периода измерения шума самолет выполняет полет в постоянных условиях с точки зрениятраектории полета и режима мощности.4.3.1.1.1 Местоположение испытываемого воздушного суднаСогласно "интегральному" методу приведения данных измеренного уровня шума к исходнымусловиям необходимо получать данные о шуме и летно-технических характеристиках самолета в каждомполусекундном интервале во время испытательных полетов. Эти данные включают местоположение самолетаотносительно пространственной системы координат (X, Y и Z), третьоктавные уровни звукового давления SPL(i,k) и время (t k ) в средней точке каждого усредненного периода времени относительно исходного моментавремени. Кроме этого, для каждого пролета требуется получить данные о параметрах летно-техническиххарактеристик самолета, точках измерения шума и температуры, и влажности.Высота воздушного судна (Z) измеряется над исходной плоскостью X-Y, за которую обычнопринимается плоскость земли, с помощью измерительного микрофона, установленного на высоте 1,2 м (4 фут)над такой исходной плоскостью. Средней траекторией испытательного полета считается прямая линия, заисключением случаев, когда во время измерения пролетного шума применяется режим уменьшенной тяги(мощности), а коррелированные по времени данные о местоположении самолета используются дляопределения времени пролета (t oh ), высоты пролета при испытании (h To ) 1 и минимального расстояния прииспытании (d Tm ) от траектории полета при испытании до местоположения микрофона[K (X TM ,Y TM ,Z TM )].Используя данные испытаний непосредственно или путем геометрического анализа соотношениямежду средней прямолинейной траекторией полета и линией минимального расстояния отK T до R T (X RT ,Y RT ,Z RT ), как показано на рис 4-30, минимальное расстояние составляет:d Tm = [(X RT – X TM ) 2 + (Y RT – Y TM ) 2 + (Z RT – Z TM ) 2 ] 1/2 .4.3.1.1.2 Время распространения звука и углы излучения звукаВремя распространения звука при испытаниях (∆t pk ) отождествляется с временем регистрации данных(t k ), временем излучения шума (t ek ), местоположением самолета (A k ) в момент времени (t ak ) и временемусреднения (t Av ) с помощью следующих соотношений:t k = t ak – ½t Av1. Здесь, для того чтобы сделать акцент на условии испытаний, используется нижний индекс "T". В Приложении 16 обозначение условийиспытаний приводится без нижних индексов.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-97t ek = t k – ∆t pk∆t pk = K T Q ek /c T ,где c T – скорость звука для средней абсолютной температуры воздуха между поверхностью (T S ) и высотойсамолета (T A ) (см. п. 3.8 главы 3, где T = (T S + T A ) / 2).Используя геометрические соотношения на рис. 4-30, минимальное расстояние, полученное изуравнения в п. 4.3.1.1.1, расстояние при проведении испытания Q ek R и, принимая разницу во времени B,равную t Tm – t k , получаем следующее выражение для времени распространения звука по траектории полета повремя испытания:∆t Tpk = [1/(c T 2 – V T 2 )] × {BV T 2 + [(c T 2 – V T 2 )(d Tm ) 2 + (Bc T V T ) 2 ] 1/2 },где V T – средняя истинная скорость испытываемого самолета по траектории полета.Аналогичным образом угол излучения звука определяется как:θ ek = sin –1 (d Tm /d Tpk ); илиθ ek = sin –1 [d Tm /(∆t Tpk )(c T )].4.3.1.1.3 Исходная траектория полета воздушного суднаГеометрия исходной траектории полета в целом аналогична траектории, показанной на рис. 4-31, заисключением следующих различий:a) исходная траектория полета проходит непосредственно над осевой линией ВПП (т. е. Y DEV = 0);+Z+Yγ+XRtekt ( k + 1)t kte( k + 1)Q RQe( k +1)Q ( + 1) kθekhoQekKРис. 4-30.Относительные временные периоды для интегрального метода

4-98 Техническое руководство по окружающей среде+Z+Yt mekCPAQtekRtohohθekM ktakt kγV+XdpkdmγОсевая линия ВППY DEVФактическая линия путиψK (X , Y , Z )TM TM TMРис. 4-31.Геометрия интегрального методаb) для пролетов при взлете и заходе на посадку точка измерения шума находится на осевой линииВПП (т. е. Y rr = Y rM );c) для измерения шума сбоку от ВПП (Y rr – Y rM ) равняется исходному боковому смещению точкиизмерения.Примечание 1. Для обозначения исходных условий используется нижний индекс "r".Примечание 2. Исходное местоположение микрофона (K r ) для измерения пролетного шума или шумасбоку от ВПП обычно находится по тем же координатам, как и для местоположения во время испытаний(K T ), т. е. (X TM , Y TM , Z TM ) = (X rM , Y rM , Z rM ).Исходная траектория полета может быть геометрически указана относительно исходногоместоположения микрофона (K r ) путем использования бокового расстояния до точки измерения, высотыпролета (h ro ) и угла наклона траектории полета (γ r ).Эти значения приводятся к минимальному расстоянию (d rm ) от K r с помощью следующих уравнений:d rm = [h ro2cos 2 γ r + (Y Rr – Y rM ) 2 ] 1/2 илиd rm [(X Rr – X rM ) 2 + (Y Rr – Y rM ) 2 + (Z Rr – Z rM ) 2 ] 1/2 .

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-99Основным акустическим допущением, касающимся испытательных и исходных условий полета,является то, что пространственные (трехмерные) акустические углы излучения (θ ek и θ erk ) для каждого временирегистрации при испытаниях (t k ) и соответствующего исходного времени (t rk ) равны. Используя уравнение дляθ ek и указанное равенство, испытываемые уровни звукового давления SPL T (i, k) для каждой из i-й полос частоткорректируются на сферическое распространение и затухание звука из-за атмосферного поглощения попротяженностям акустического пути с помощью следующих уравнений:a) SPL r (i, rk) = SPL T (i, k) – 20 log (d rpk /d Tpk ) – [α(i) 0 d rpk – α(i) d Tpi ],где α(i) 0 и α(i) – коэффициенты затухания звука, соответственно, исходный и в день испытания; илиb) при использовании минимальных расстояний испытательной и исходной траектории полета спомощью уравнения:SPL r (i, rk) = SPL T (i, k) – 20 log (d rm /d Tm ) – [α(i) 0 d rm –α(i) d Tm ] cosec θ ek.4.3.1.1.4 Вычисление временного интервалаПомимо вышеуказанных корректировок испытательных данных на сферическое распространение изатухание звука из-за атмосферного поглощения, необходимо внести поправку на изменение приращениявремени, t rk , которое используется в расчете EPNL. Поскольку приращения времени при их корректировке по"интегральному" методу не равны приращениям времени 500 мс во время измерений при испытаниях,исходные моменты времени последовательных местоположений самолета (t rk и t r(k+1) ) запаздываютотносительно исходного времени (t rek ) в точке излучения звука (рис. 4-30). Среднее приращение времени,подлежащее использованию при расчете EPNL, составляет:δt rk = [∆t rk + ∆t r(k–1) ] / 2,где исходный временной интервал (∆t rk ) между записями данных равняется:∆t rk = t r(k+1) – t rk.Используя соотношение между значениями времени замеров, времени излучения звука и временираспространения звука, исходный интервал составляет:∆t rk = [t re(k+1) – t rek ] + [∆t rp(k+1) – ∆t rpk ].Этот временной интервал соответствует времени полета самолета с испытательной и исходнойскоростями (V T и V r ) от одной точки излучения звука до следующей такой точки, а также отражает разницумежду испытательными и исходными минимальными расстояниями (d rm и d Tm ) и скоростями звука (c r и c T ). Этифакторы явно выражены, если преобразовать вышеуказанное уравнение для ∆t rk следующим образом:4.3.1.1.5 Скорректированный EPNL∆t rk = (d rm /d Tm ) {(V T /V r )[0,5 – (∆t Tp(k+1) – ∆t Tpk )] + (c T /c r ) (∆t Tp(k+1) – ∆t Tpk )}.После корректировки уровней звукового давления с помощью указанного выше уравнениярассчитываются поправки на тональность в соответствии с п. 4.3 добавления 2 Приложения. Кроме этого,используя взвешенные значения ноев и методику расчета PNL (см. п. 4.2 добавления 2 Приложения), можнополучить исходные значения PNLT для моментов времени t r1 – t rn , которые включают первый и последниймоменты времени снижения уровня шума на 10 дБ. Эти значения и скорректированное среднее приращениевремени δt rk (см. п. 4.3.1.1.4) затем суммируются для вычисления скорректированного EPNL следующимобразом:

4-100 Техническое руководство по окружающей среде⎡n⎛ 1 ⎞⎤0,1 PNLTkEPNL = 10log ⎜ ⎟∑( 10 )( δ trk),⎢⎣⎝T0⎠ k = 1⎥⎦где исходное время (T 0 ) составляет 10 с, а суммирование начинается с установления ∆t r (1–1) = ∆t r (2–1) такимобразом, чтобы δt r (1–1) = ∆t rl .Суммирование прекращается с допущением ∆t rn = ∆t r (n–1) , что дает δt rn = ∆t rn = ∆ tr (n–1) .На практике скорректированное значение EPNL рассчитывается путем суммирования от первой точкиснижения уровня шума на 10 дБ, k F , до последней точки снижения уровня на 10 дБ, k L , составляющих звуковойэнергии, связанных с каждым индивидуальным приращением времени (записью). Следует отметить, чтопродолжительность, связанная с каждой записью, δt rk , неодинакова (см. п. 4.3.1.1.4). В таблице 4-4 содержитсяпример выполнения такого расчета.4.3.2 Реактивные самолеты4.3.2.1 Управление компьютерным программным обеспечением для сертификациипо шуму и документация, относящаяся к процессам экстраполяциистатических данных на полетные условия4.3.2.1.1 Общие положенияПроцедуры управления компьютерным программным обеспечением разрабатываются, утверждаютсясертифицирующим органом, обеспечиваются и соблюдаются каждым заявителем, использующимэквивалентности статических и полетных параметров (SFE).Данные процедуры состоят из четырех основных элементов, которые при применении их заявителемна сертификацию по шуму обусловливают разработку документации, в которой содержится надлежащееописание и валидация компьютерных программ обеспечения SFE для сертификации по шуму и выходныхданных. На всем протяжении разработки данного типа самолета соблюдение этих процедур позволитотслеживать критические компьютерные программы, с тем чтобы убедиться, что первоначально разработанноепрограммное обеспечение не изменялось без имеющихся на то оснований.Четыре основных элемента – индекс конфигурации, план управления программным обеспечением,описание разработки и процесс верификации – изложены в п. 4.3.2.1.2.4.3.2.1.2 Процедуры управления программным обеспечением — четыре основных элемента4.3.2.1.2.1 Индекс конфигурацииДля каждой уникальной системы программного обеспечения SFE составляется индекс конфигурации.Он включает все соответствующие элементы системы программного обеспечения и позволяет отслеживать вхронологическом порядке контролируемые документы и программное обеспечение. При необходимости,данный индекс может содержаться в общей базе данных.4.3.2.1.2.2 План управления программным обеспечениемУстанавливается процедура управления изменениями программного обеспечения SFE, котораявключает идентификацию базовой разработки, систему контролирования изменений программногообеспечения и метод рассмотрения и ревизии изменений программного обеспечения и ведения учета состоянияизменений.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-101Tаблица 4-4. Пример расчета скорректированного значения EPNLпри использовании интегрального метода корректировкиОбозначения PNLT k δt rk s"Энергия"( 0,1PNLTk )= ( 10 ) δ t rk84,62 0,395085,84 0,395085,37 0,3951k F 88,57 0,3951 284254291,288,82 0,3952 301173624,888,03 0,3953 251146317,488,76 0,3954 297191692,387,06 0,3956 201027875,586,92 0,3957 194700044,390,39 0,3960 433206721,089,89 0,3963 386388393,491,00 0,3967 499415710,990,08 0,3973 404686358,589,71 0,3981 372384998,989,61 0,3992 364914006,090,21 0,4009 420761559,691,14 0,4033 524358390,892,10 0,4066 659427985,693,68 0,4108 958584572,094,89 0,4153 1280447955,795,87 0,4196 1621195835,797,06 0,4231 2150022601,5PNLTM 97,40 0,4256 2338845959,196,23 0,4273 1793630138,694,73 0,4285 1273358894,692,30 0,4294 729225824,488,75 0,4299 322379520,6k L 86,96 0,4304 213733335,285,41 0,430783,88 0,430983,01 0,4311Суммарная энергия 18276462607,5EPNL = 10 log (суммарная энергия) – 10 92,61892

4-102 Техническое руководство по окружающей средеУправление изменениями в программном обеспечении осуществляется посредством определениябазовых параметров в изложенном ниже процессе верификации и путем документирования модификацийбазового состояния в результате изменений в кодировании программ. Будут разработаны процедурыпересмотра и ревизии в рамках процесса верификации, для того чтобы действительность изменений вкодировании программ для "модифицированной" конфигурации можно было оценить относительно "базовой"конфигурации.Индекс конфигурации обновляется, с тем чтобы отразить хронологию изменений, внесенных в системупрограммного обеспечения.4.3.2.1.2.3 Описание разработкиПриводится техническое описание методов, используемых для проведения сертификации сприменением SFE, включая общий обзор и описание исполнения системы программного обеспечения длясоблюдения технических требований. Описание исполнения программного обеспечения должно включатьструктуру программы, использование подпрограмм, управление процессом выполнения программы иуправление информационным потоком.4.3.2.1.2.4 Процесс верификацииПроцесс валидации системы программного обеспечения SFE или изменений к ней включает процедуруверификации того, что программное обеспечение должным образом выполняет расчеты, указанные вдокументации. Данный процесс может включать расчет вручную и сравнение с результатами, полученными накомпьютере, пошаговый вывод информации на графические дисплеи, ревизии программного обеспечения,диагностические подпрограммы, которые генерируют значения всех соответствующих переменных, связанных смодификациями, или другие методы для подтверждения целостности программного обеспечения. Результатыданного процесса контролируются и отслеживаются относительно изменений в расчетах программногообеспечения.4.3.2.1.3 ПрименимостьХотя план управления программным обеспечением применим ко всему компьютерному программномуобеспечению и документации, касающихся SFE и разрабатываемых в рамках конкретных процедур ипроцессов каждого заявителя, осуществлять пересмотр и ревизию дополнительного программного обеспечения,такого как (но перечень не является исчерпывающим) подпрограммы для расчета коэффициентов затуханиязвука с учетом воздействия атмосферного поглощения, вычисление значений ноев и поправок на тональностьдля каждого изменения исходного кода основной программы, может не потребоваться.4.3.2.2 Определение неравномерностей спектра4.3.2.2.1 ВведениеНеравномерности спектра, которые не являются следствием источников авиационного шума, могутобусловливать поправки на тональность при использовании методик п. 4.3 добавления 2 Приложения. Такиенеравномерности спектра могут быть вызваны:a) отражением звуковой энергии от плоскости земли под установленным над ней микрофоном навысоте 1,2 м (4 фут), воздействующей на энергию прямых звуковых волн от воздушного судна.Усиливающий и деструктивный эффект такого воздействия сильнее проявляется на более низкихчастотах, обычно 100–200 Гц, и уменьшается по мере повышения частоты. Локальные пики втретьоктавных спектрах таких сигналов называются псевдотонами. Выше 800 Гц эффект такого

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-103воздействия обычно недостаточен для внесения поправки на тональность при использованиисодержащейся в Приложении 16 методики поправки на тональность;b) небольшими возмущениями в распространении авиационного шума при анализе с помощьютретьоктавных фильтров; илиc) поправками при обработке данных, такими как метод корректировки на фоновый шум и поправкана затухание звука из-за атмосферного поглощения. В последнем случае коэффициенты затуханиязвука "a", приведенные в справочном материале 17, придают значения центральной частотетретьоктавной полосы при 4 кГц, в то время как при 5 кГц значение "а" придается более низкойчастоте пропускания третьоктавной полосы. В некоторых случаях эта разница достаточна длявведения поправки на тональность.Включение поправки на тональность при расчете EPNL является субъективной реакцией наприсутствие явно выраженных неравномерностей спектра. Поправки на тональность оправданы для тех тонов,которые генерируются источниками авиационного шума. Поправки на тональность в результатенеравномерностей спектра (т. е. ложные тона в силу любой из перечисленных выше причин) можно непринимать во внимание. В данном разделе изложены методы, которые утверждены для обнаружения иисключения воздействия таких неравномерностей спектра. Однако утверждение использования любых из этихметодов остается за сертифицирующим органом.4.3.2.2.2 Методы идентификации ложных тонов4.3.2.2.2.1 Отслеживание частотОтслеживание частот измеренного пролетного шума целесообразно использовать для отслеживаниячастот неравномерностей спектра. Наблюдаемая частота источников самолетного шума во время пролетанепрерывно уменьшается из-за сдвига доплеровской частоты f DOPP , где:где:– f – частота шума в источнике;– M – число Маха самолета;ff=1 − McosλDOPP,– λ – угол между траекторией полета в направлении полета и линией, соединяющей источник инаблюдателя в момент излучения шума.Эффекты в спектрах, связанные с отражением (т. е. псевдотона), уменьшаются по частоте до иувеличиваются по частоте после пролета над микрофоном или на траверзе микрофона. Неравномерностиспектра из-за возмущений при распространении шума от самолета к микрофону, как правило, носят случайныйхарактер, в отличие от эффекта Доплера. Эти носящие различный характер характеристики можноиспользовать для отделения тонов источника от ложных тонов.4.3.2.2.2.2 Узкополосный анализУзкополосный анализ с использованием фильтров с полосой более узкой, чем 1/3 октавы, применяетсядля идентификации ложных тонов. Например, при получении таких результатов анализа, когда уровни

4-104 Техническое руководство по окружающей средеспектрального шума в данный момент представлены как яркость отображения на линии, общий анализпролетного шума четко указывает на излучаемые самолетом тона с доплеровским сдвигом и тона, вызываемыеуказанным выше отражением.4.3.2.2.2.3 Высота установки микрофоновДля идентификации ложных тонов можно использовать сравнение третьоктавных спектров измерений,проведенных с помощью микрофона, установленного на высоте 1,2 м (4 фут), и соответствующими даннымиизмерений, полученными от расположенного рядом микрофона, установленного заподлицо на твердойотражающей поверхности (конфигурация, аналогичная конфигурации, изложенной в п. 4.4 добавления 6Приложения) или на высоте, значительно превышающей 1,2 м (4 фут), например 10 м (33 фут). Изменениевысоты установки микрофона меняет неравномерности спектра из-за интерференции по сравнению с частотнымдиапазоном данных, полученных от микрофона на высоте 1,2 м (4 фут), и при сравнении этих двух одновременнособранных наборов данных можно отделить тона источника шума от любых ложных тонов, которые могутприсутствовать.4.3.2.2.2.4 Контроль динамики изменения шума во времениНеравномерности спектра, появляющиеся после корректировки данных, как изложено в настоящемразделе, будут встречаться в частотном диапазоне от 1 до 10 кГц, а результирующие корректировки ложныхтонов обычно колеблются по величине от 0,2 до 0,6 дБ. Динамика изменения во времени значений PNL и PNLT,при которой наблюдается постоянное различие в уровнях, зачастую свидетельствует о наличии корректировокложных тонов. Дополнительный узкополосный анализ применяется в целях демонстрации того, что такиекорректировки тонов не вызваны генерируемым самолетом шумом.4.3.2.2.3 Устранение ложных тоновКогда неравномерности спектра приводят к появлению ложных тонов, которые идентифицируются,например, с помощью методов, изложенных в настоящем разделе, их значения, вычисленные в соответствии сэтапом 9 расчета поправки на тональность, изложенного в п. 4.3 добавления 2 Приложения, можно установить наноль.4.3.2.3 Поправки к данным по шуму при испытаниях на больших высотах4.3.2.3.1 ВведениеНа больших высотах генерируемый реактивной струей шум до некоторой степени подавляется из-заразницы в скорости реактивной струи двигателя и скорости реактивной струи из-за эффекта сдвига в результатеизменения плотности воздуха. При испытании на больших высотах уровня шума модели самолета, в которойглавным образом доминирует шум реактивной струи, следует вносить следующие поправки. Эти поправки нашум реактивного источника вносятся дополнительно к стандартной поправке барометрического давления сиспользованием пистонфона, составляющей примерно 0,1 дБ/100 м (0,3 дБ/1000 фут), которая обычноиспользуется для мест испытаний, не находящихся приблизительно на уровне моря. Поправки на шумреактивного источника применимы к испытаниям, проводимым на высоте 366 м (1200 фут) или выше надсредним уровнем моря (MSL).4.3.2.3.2 Поправка на шум реактивного источникаПроведение испытаний на высоте 366 м (1200 фут) или выше MSL, но не выше 1219 м (4000 фут) MSL,могут быть утверждены при условии соблюдения определенных критериев (см. рис. 4-32) и внесения поправокна шум источника.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-105100 % 100 %Упрощенный методПрименяемаякоррекцияПрименяемаякоррекцияИнтегральный метод0% 0%B17 B23 B27Номер третьоктавной полосы частот60 90 120 150Акустический угол (градусы)Рис. 4-32.Критерии коррекции на шум реактивного источникаДля использования альтернативных критериев или поправок требуется утверждениесертифицирующего органа.4.3.2.3.2.1 КритерииВысотные поправки на шум реактивного источника необходимы для каждого полусекундного спектрапри использовании интегрального метода и для спектра PNLTM при использовании упрощенного метода(см. пп. 9.3 и 9.4 добавления 2 Приложения), и они должны применяться в соответствии с критериями,показанными на рис. 4-32.4.3.2.3.2.2 Методики внесения поправокПриемлемая поправка на шум реактивного источника является следующей:a) скорректировать каждый полусекундный спектр или, по необходимости, полусекундный спектрPNLTM в соответствии с критериями в п. 4.3.2.3.2.1 с использованием следующего уравнения:где:ΔSPL = [10 log (d R /d T ) + 50 log (c T /c R ) + 10k log (u R /u T )] [F1] [F2],– нижний индекс T означает условия на фактической относительной высоте испытательногополета самолета над MSL при стандартных атмосферных условиях (т. е. МСА + 10 ºC (50 °F) и70 % относительной влажности);– нижний индекс R означает условия на исходной относительной высоте самолета над MSL(т. е. относительная высота выполнения испытательного полета самолета над MSL минусабсолютная высота проведения испытаний) при стандартных атмосферных условиях (т. е.МСА + 10 ºC (50 °F) и 70 % относительной влажности);– SPL означает уровень звукового давления;– d R – плотность стандартной атмосферы на исходной относительной высоте самолета в кг/м 3(фунт/фут 3 );– d T – плотность стандартной атмосферы на относительной высоте самолета при проведениииспытания в кг/м 3 (фунт/фут 3 );

4-106 Техническое руководство по окружающей среде– c R – скорость звука, соответствующая абсолютной температуре стандартной атмосферы наисходной относительной высоте самолета в м/с (фут/с);– c T – скорость звука, соответствующая абсолютной температуре стандартной атмосферы наотносительной высоте самолета при проведении испытания в м/с (фут/с);– k = 8, если не будет обосновано другое, полученное эмпирическим путем значение;– u = (v e – v a ) – эквивалентная относительная скорость реактивной струи в м/с (фут/с);где:– v e – эквивалентная скорость реактивной струи, определенная в добавлении С справочногоматериала 13 и получаемая из программы циклов двигателя в м/с (фут/с);– v a – скорость воздушного судна в м/с (фут/с);– u R – эквивалентная относительная скорость реактивной струи в м/с (фут/с), где v e определяетсяпри N1C TEST для стандартной атмосферы на исходной относительной высоте самолета;– u T – эквивалентная относительная скорость реактивной струи в м/с (фут/с), где v e определяетсяпри N1C TEST для стандартной атмосферы на относительной высоте самолета при проведениииспытания;– N1C – скорректированное число об/мин двигателя N ; 1θt 2– F1 – коэффициент, соответствующий процентному отношению внесенной поправки вотношении акустического угла на рис. 4-32 (значения в диапазоне от 0,00 до 1,00);– F2 – коэффициент, соответствующий процентному отношению внесенной поправки вотношении третьоктавной полосы на рис. 4-32 (значения в диапазоне от 0,00 до 1,00);b) для каждого третьоктавного SPL арифметически прибавить указанную в п. 4.3.2.3.2.2 a) поправкупо высоте шума реактивной струи к измеренным значениям SPL для получения значений SPL споправкой по абсолютной высоте на источник реактивного шума для получения PNL, указанного вп. 4.1.3 a) добавления 2 Приложения;c) поправка по высоте применяется ко всем измеренным данным при испытании, включая условиязахода на посадку, если не будет доказано, что шум реактивной струи при заходе на посадку неспособствует значительному увеличению суммарного уровня авиационного шума.4.3.2.4 Получение внутриканальных данных и/или данных в ближнем поле для демонстрации"отсутствия акустических изменений" (NAC)4.3.2.4.1 Общие положенияСертифицирующие органы разрешают заявителям проводить испытания по шуму для оценкинезначительных изменений в двигателе, указанных в п. 4.2.1.2.2. Зачастую целью таких испытаний являетсяпредоставление доказательств того, что внесенные изменения оказывают незначительное воздействие навеличины EPNL, и поэтому их можно классифицировать как NAC относительно сертифицированнойконфигурации воздушного судна. Такие испытания включают испытания элементов конструкции, статические

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-107испытания двигателя в испытательном боксе, измерения микрофоном в ближнем поле и измерениядинамического давления в канале (тракте).4.3.2.4.2 Руководящие принципыОбщими принципами, которыми следует руководствоваться при представлении приемлемыхдоказательств для обоснования NAC в двигателе, являются:a) измерения и анализы должны адекватно моделировать шум таким образом, чтобы можно былоколичественно определить небольшие изменения в уровнях авиационного шума;b) метод измерения шума и условия испытания не должны вносить изменения в источники шума,которые делают недействительными прогнозируемые небольшие изменения в уровняхавиационного шума.Эти руководящие принципы следует применять во всех случаях и при этом по каждомусоответствующему случаю следует предоставлять подробные обоснования выбранного подхода.Примечание 1. Важно, чтобы измерения в ближнем поле или в канале позволяли сделать достаточноточный прогноз изменений уровня шума двигателя в дальнем поле.Примечание 2. Важно, чтобы условия испытательного бокса не оказывали значительного влияния напредставляющие интерес механизмы генерирования шума. Испытательный бокс должен быть оборудованвыходным коллектором для сведения к минимуму повторной циркуляции потока. Должно бытьнезначительное нарушение однородности и турбулентности входного потока, в противном случае следуетприменять экран управления турбулентностью или ICD для сведения к минимуму таких нарушений илитурбулентности. Измерения в испытательном боксе, возможно, нельзя производить для оценки изменений шумареактивной струи из-за влияния испытательного бокса на формирование реактивной струи.Примечание 3. Необходимо следить за тем, чтобы испытываемый источник шума не маскировалсядругими нерепрезентативными компонентами шума. В то время как во многих случаях может бытьприемлем менее жесткий акустический стандарт для компонентов, которые не подвергаются испытанию,существуют примеры, когда такие различия могут сделать недействительной предпосылку о наличии NAC(например, шум от воздухозаборника маскируется каналом наружного контура с жесткими стенками илизначительный шум от отвода воздуха за борт искажает замеряемый уровень шума).4.3.2.4.3 Системы измеренияТипичные системы измерения, используемые для получения данных, подтверждающих NAC вдвигателе, включают:a) микрофоны ближнего поля либо в испытательных боксах, либо на наружных испытательныхустановках;b) измерения во входном или выходном канале вентилятора с помощью внутриканальных датчиков;c) зонды-измерители для оценки изменений конструкции камеры сгорания или турбины низкогодавления.4.3.2.4.4 Методики измерений и анализа данныхПроцесс измерений и анализа данных следует осуществлять на основе следующих критериев:

4-108 Техническое руководство по окружающей средеa) следует использовать надлежащий набор датчиков для обеспечения того, чтобы измерениядолжным образом моделировали уровень шума. Для определения общих изменений в уровнезвукового давления измеренные уровни шума, как правило, потребуется усреднить азимутально,радиально и/или аксиально, с тем чтобы избежать ложных выводов, которые можно сделать наосновании аномальных показателей одиночных датчиков;b) необходимо следить за тем, чтобы изменения локальных условий (например, температураиспытательного бокса) не привели к серьезным аномалиям в измеренной разности в уровняхшума;c) микрофоны следует устанавливать на стене испытательного бокса или на земле, или на полу, нотаким образом, чтобы не было затенения от какой-либо опорной конструкции или другогоиспытательного оборудования;d) внутриканальные датчики должны монтироваться заподлицо с минимальной потерей площадиакустической обработки. Устанавливать датчики в тракте потока на распорках не следует, еслиони будут распространять волны, которые будут сталкиваться с элементами конструкции вниз попотоку и таким образом создавать значительный шум;e) зонды-измерители следует надежно прикреплять к пилону, сужающемуся обтекателю или другойконструкции и они не должны подвергаться чрезмерному бафтингу от потока;f) технические требования к системе измерения и методикам калибровки микрофонов, системамзаписи и воспроизведения должны соответствовать разделу 3 добавления 2 Приложения.Лабораторные калибровки внутриканальных датчиков и зондов-измерителей следует проводить дои, по возможности, после каждого испытания. Динамический диапазон датчиков должен бытьдостаточным, чтобы исключать перегрузку;g) данные должны быть получены в диапазонах соответствующей рабочей частоты вращения роторадвигателя и для всех соответствующих комбинаций переменных двигателя, как указано впоследнем варианте справочного материала 14 (см. п 4.2.1.3.3.1);h) расшифровка результатов внутриканальных измерений должна учитывать возможностьприсутствия затухающих или граничных акустических волн, которые могут маскироватьизменения, обнаруженные в дальнем поле распространяющейся волны;i) для демонстрации NAC можно использовать два альтернативных метода в последующем анализеизмеренных уровней шума:1) измеренные изменения составляющих шума можно включить в модель шума, котораяпрогнозирует авиационный EPNL. Этот метод обладает дополнительным преимуществомучета воздействий в полете и относительной значимости различных источников шума; или2) в некоторых случаях можно сделать вывод относительно NAC, не прибегая к включениюизмеренных изменений составляющих шума в модель шума, которая прогнозируетавиационный EPNL. Замеренные изменения шума можно изучить на предмет отсутствияувеличения уровней шума на любой соответствующей частоте или режиме двигателя.В общем, модели шума, которые прогнозируют уровень авиационного шума, выраженный в EPNL,основаны на данных статических испытаний в дальнем поле. Вследствие этого при проведении любого изанализов потребуется получить согласие сертифицирующего органа на использование метода для расчетавоздействия на статический шум дальнего поля в результате измерений микрофона в ближнем поле или

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 4 4-109измерений внутриканальных датчиков. Это, как правило, потребует решений с точки зрения звукотехники,поиска характерных особенностей данных и технических объяснений любых наблюдаемых различий.Более того, следует учитывать статическую (не)определенность в данных. Например, еслистатистический анализ показывает, что в данных содержится значительная степень неопределенности, аразличия незначительны, на основании таких данных никаких выводов сделать нельзя. С другой стороны, еслииспытания показывают значительное уменьшение в уровнях шума, которое является более значимым, чемнеопределенность в данных, можно сделать вывод с достаточной определенностью, что модифицированныйдвигатель в действительности менее шумный, чем первоначальный двигатель.______________________

Глава 5ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ В ОТНОШЕНИИ ОЦЕНКИВИНТОВЫХ САМОЛЕТОВ МАССОЙ НЕ БОЛЕЕ 8618 КГВ СООТВЕТСТВИИ С ДОБАВЛЕНИЕМ 6 ТОМА I ПРИЛОЖЕНИЯ 165.1 ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ИНФОРМАЦИЯ5.1.1 Условия сертификационных испытаний по шуму и условия измеренийПMC ДОБ6 2.1[Общие положения]1) Ответственность заявителяЗаявитель должен подготовить план демонстрации соответствия по шуму, как это изложено в п. 2.5главы 2, в котором указывается предлагаемый процесс сертификации, включая эквивалентные методики.Данный план должен быть представлен соответствующему сертифицирующему органу достаточнозаблаговременно, с тем чтобы можно было провести надлежащее его рассмотрение и внести возможныеизменения до начала любых сертификационных испытаний по шуму.ИМ ДОБ6 2.2.1[Выбор места испытаний]В разделе 3.1 главы 3 содержится описание технических процедур, которые заявители должны соблюдатьпри выборе места сертификационных испытаний по шуму для винтовых самолетов массой не более8618 кг, оценка которых производится в соответствии с добавлением 6 Приложения.ИМ ДОБ6 2.2.2[Метеорологические условия]1) ОсадкиТуман, дождь, изморось, снег могут в различной степени оказывать отрицательное воздействие.Изменения в генерировании и распространении звука в таких условиях достаточно полно недокументированы. Большинство типов оборудования, применяемого для измерения шума, непредназначены для использования в условиях осадков, и их воздействие может варьироваться отизменений чувствительности микрофона и ветрозащитного экрана или частотных характеристик додугообразования в обычных микрофонах конденсаторного типа, а также до возможного отказаоборудования из-за короткого замыкания.2) Атмосферные условияАтмосферные условия могут повлиять на генерирование и распространение звука в отношенииизменения числа Маха законцовки лопасти воздушного винта относительно исходного значения5-1

5-2 Техническое руководство по окружающей среде(см. п. 5.2.1 добавления 6 Приложения). Воздушные винты генерируют более высокие уровни шума прибольших значениях числа Маха законцовки лопасти воздушного винта. Обычно фактическая скоростьзаконцовки лопасти близка к исходной скорости законцовки лопасти, однако скорость звука зависит оттемпературы воздуха, которая зачастую отличается от исходного значения. Значения числа Маха, несоответствующие исходным значениям, могут иметь место из-за температуры воздуха, отличающейся отисходных условий. В Приложении указывается на необходимость в большинстве случаев корректировкичисла Маха законцовки лопасти воздушного винта относительно исходных условий. Однако ограничениедопустимого диапазона температуры при испытаниях снижает потенциальную величину данногокорректива. Коррективы также необходимы для учета различий атмосферного поглощения звукаотносительно исходных условий. Величина такого корректива также ограничивается при ограничениидиапазона допустимой температуры и относительной влажности.3) Неоднородность атмосферыАтмосфера между источником (т. е. самолетом, воздушным винтом и/или выхлопом) и микрофоном неявляется однородной. Могут быть значительные перепады температуры, положительные и отрицательные,колебания относительной влажности и силы ветра. Сильный ветер также вызывает турбулентность,которая может привести к неравномерному распространению звука. Для учета ветра коррективы вноситьне требуется. Предельные значения ветра являются только средством определения приемлемости данных.4) Мониторинг погодных условийИсходя из вышеуказанных соображений следует осуществлять мониторинг погодных условий. Методики,используемые в процессе сертификации по шуму самолетов транспортной категории и турбореактивныхсамолетов, предусматривают измерение погодных условий между землей и относительной высотой полетасамолета (см. п. 2.2.2.2 b) добавления 2 Приложения). Затем на основе этих измерений можно вычислитьпоглощение звука. Такой процесс требует значительного времени и ресурсов. Для легких винтовыхсамолетов величина поправки на атмосферное поглощение ниже, чем для реактивных самолетов. Поэтомуметодика внесения поправок на основе измерений погодных условий около поверхности земли считаетсядостаточной и более подходящей для самолетов, указанных в данном разделе.5) Температурная инверсияВоздействие инверсии и аномальные условия ветра трудно выразить в количественном отношении. Когдаприсутствует температурная инверсия (т. е. когда температура воздуха повышается с высотой над любойчастью атмосферы между землей и самолетом), условия полета могут быть нестабильными, что непозволяет пилоту установить последовательный стабилизированный набор высоты в пределахразрешенных эксплуатационных допусков. Также в таких условиях может возникнуть такая ситуация, вкоторой приземная температура и относительная влажность отвечают допустимым критериям испытаний,однако высотные условия характеризуются значительно меньшей влажностью с последовательными,более высокими характеристиками поглощения звука и возможностью недооценки уровня шума. Спектршума винтовых самолетов содержит относительно меньший уровень высокочастотного шума, чем спектрреактивных самолетов, таким образом, это воздействие может быть не таким значительным, если неприсутствует сильная инверсия.ПMC ДОБ6 2.2.2[Измерения атмосферных параметров]1) Общие измерения погодных условийЗаявитель должен производить измерение погодных условий около поверхности земли и вблизи точкиизмерения шума. Приемлемость данных о шуме зависит от условий, которые должны быть в пределах,указанных в п. 2.2.2 добавления 6 Приложения. Эти изменения должны производиться на высоте от 1,2 м

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-3(4 фут) и до 10 м (33 фут) над уровнем земли. Это позволяет использовать портативное оборудование, ноне исключает, по усмотрению заявителя, применение более сложной аппаратуры, типы которой указаны вдобавлении 2 Приложения. Данные измерений погодных условий могут регистрировать на графике илиможно вести запись наблюдений, проверяемых сертифицирующим органом.2) ВетерВ связи с менее жесткими требованиями в отношении небольших винтовых самолетов измерения ветрамогут производиться с помощью портативного устройства, если его технические характеристикисоответствуют положениям п. 2.2.2.1 добавления 2 Приложения. Если данное устройство не обеспечиваетполучение достаточных данных для вычисления боковой составляющей ветра, в этом случае ветер влюбом направлении следует ограничивать пределом боковой составляющей 2,5 м/с (5 уз). Предельныезначения ветра основываются на 30-секундном усреднении.3) Предельные значения температуры и относительной влажностиДанные о шуме приемлемы только в том случае, если температура воздуха находится в диапазоне 2 °C(36 °F) – 35 °C (95 °F), а относительная влажность – в диапазоне от 20 до 95 %. Температуру иотносительную влажность можно измерять с помощью психрометра – устройства, которое измеряеттемпературу воздуха по влажному и сухому шарику термометра. Затем на основе значений этих температурвычисляется относительная влажность. Следует производить достаточное число измерений для определениявсех поправок, указанных в добавлении 6 Приложения. Персонал, ответственный за проведение испытаний,должен следить за изменениями условий испытания. Как минимум, измерения следует производитьнепосредственно до первого испытания в серии испытаний и сразу после последнего испытания. Этотинтервал не должен превышать 1 ч, ввиду требования корректировки массы испытываемого самолета из-зарасхода топлива. В предельных или изменяющихся условиях, возможно, потребуется соблюдать болеекороткие интервалы.4) Использование аэропортовой метеорологической станцииРаздел 2.2 e) добавления 6 Приложения также разрешает использование измерительной аппаратурыметеорологической станции аэропорта. При принятии решения о том, является ли данная аппаратураприемлемой, следует проверить, что результаты измерений являются репрезентативными для условийоколо микрофона, а оборудование выдает надежную информацию, недавно прошло калибровку иутверждено сертифицирующим органом.5) Аномальный ветерПрисутствие аномальных условий ветра можно оценить по наблюдениям за колебанием воздушнойскорости, по мере того как самолет набирает высоту. Если ветер является однородным или скорость, илинаправление меняются медленно по мере набора высоты, выдерживать постоянную скорость наборавысоты трудности не составляет. Если имеют место сильные колебания параметров ветра (т. е. сдвигветра) или присутствуют восходящие и нисходящие потоки воздуха, будут иметь место трудноконтролируемые колебания воздушной скорости. Добавлением 6 Приложения допускаются колебания±2,5 м/с (±5 уз) во время пролета относительно исходной скорости (V y ), и данный критерий можноиспользовать для оценки присутствия аномальных условий ветра.6) Измерение температуры воздуха относительно абсолютной высотыВ начале испытания и, если будет сочтено необходимым, периодически во время испытания,наблюдатель на борту испытываемого самолета может счесть целесообразным отслеживать температурувоздуха во время набора высоты. Такой набор высоты может осуществляться для регистрации данных об

5-4 Техническое руководство по окружающей средеуровне шума или может предназначаться для измерения температуры. Эта информация оценивается дляпринятия решения о приемлемости условий измерений уровня шума. Присутствие аномальных условийветра можно оценить во время получения данных.ИМ ДОБ6 2.3.5[Траектория полета самолета]1) Местоположение самолетаГлава 10 Приложения предусматривает определение уровня шума в одном месте относительно началаразбега при взлете. Для летных испытаний устанавливаются предельные значения допустимогоотклонения от исходной траектории полета (см. рис. A6-1 добавления 6 Приложения). Эти предельныезначения основаны на способности получить последовательные репрезентативные результаты, не налагаячрезмерных ограничений на летные испытания. Первоначальная взлетная масса должна равнятьсямаксимальной взлетной массе, а после часового полета массу следует увеличить до максимальногозначения, чтобы компенсировать расход топлива. При такой методике летные параметры, главнымобразом угол атаки, значительно не отличаются от исходных параметров. Для каждого испытательногопролета местоположение самолета должно быть утверждено сертифицирующим органом.ИМ ДОБ6 3.0[Корректировка по шкале А]1) Основа измерений5.1.2 Определение единицы шумаКривая корректировки по шкале А точно определена национальными и международными стандартамидля измерения звука, такого как окружающий шум, и является стандартной характеристикой вшумомерах и другой анализирующей аппаратуре, применяемой для оценок уровня шума.ИМ ДОБ6 4.2[Калибровка системы]1) Калибровка в поле5.1.3 Измерение самолетного шума, воспринимаемого на землеМожно произвести калибровку измерительных и записывающих систем в лаборатории и, по существу,это обычно и делается. Однако различные обстоятельства, такие как изменение условий окружающейсреды, могут вызывать незначительные изменения чувствительности аппаратуры. Также во времяустановки и проведения испытаний по шуму можно непреднамеренно повредить аппаратуру. Такимобразом, следует производить калибровку в поле.ПMC ДОБ6 4.2[Калибровка системы]1) Акустическая калибровкаДля калибровки измерительной и записывающей системы следует использовать акустический калибратор.Следует сообщать среднеквадратичное значение калибровочного сигнала. Калибровочные сигналы

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-5должны записываться на магнитофоне, если таковой используется, в начале и в конце каждой сериииспытаний и через периоды времени, утвержденные сертифицирующим органом, на протяжении всегоиспытания, когда имеет место какая-либо задержка в проведении испытания. До первоначальнойкалибровки система должны достичь стабильного рабочего режима в соответствии с рекомендациямиизготовителя.ИМ ДОБ6 4.3.1[Записывающие системы]1) АудиомагнитофоныДля сохранения полной акустической записи испытаний можно использовать аудиомагнитофон. Еслиотносительно зарегистрированных в ходе испытаний данных возникают какие-либо вопросы, записанныеданные можно воспроизвести, при необходимости несколько раз, для проверки результатов. Заявителюдля целей научно-исследовательских работ, возможно, также целесообразно провести более детальныйанализ сигнала самолетного шума.2) Графические записывающие устройстваДля обеспечения постоянной записи уровней шума можно использовать графическое записывающееустройство, однако в этом случае воспроизводить акустический сигнал не представляется возможным.3) Шумомеры (измерители уровня шума)Запись, получаемая в результате использования шумомера, зависит от конструктивных особенностейданного прибора. В простейших приборах используется электромеханический механизм измерения иоператору необходимо при каждом испытании наблюдать за перемещающейся стрелкой на шкалешумомера, которая указывает на максимальный уровень шума. В других, более сложных приборах можноустановить режим сохранения максимального уровня шума, который достигается в течение каждогоиспытания, и показывать этот уровень на цифровом дисплее. Некоторые, имеющиеся в настоящее времяцифровые аппараты способны сохранять все изменения во времени уровней шума в течение несколькихиспытаний. Эти изменения могут быть выведены на дисплей прибора, направлены на печатающееустройство или загружены в компьютер.ПMC ДОБ6 4.3.1[Записывающие системы]1) АудиомагнитофоныОдним из методов является запись каждого измерения шума на аудиомагнитофон. Такие записанныеданные могут воспроизводиться и анализироваться столько раз, сколько может потребоваться дляпроверки последовательности полученных результатов.2) Другие методыДругие методы включают следующее:a) изучение лент графических записывающих устройств;b) снятие показаний шумомера в поле во время проведения испытания и внесение записей вручную вжурнал;

5-6 Техническое руководство по окружающей средеc) печатание и загрузку в персональный компьютер данных полного изменения во времени послезавершения испытания.Следует принимать соответствующие меры для обеспечения действительности данных, а ихиспользование подлежит утверждению сертифицирующим органом.ИМ ДОБ6 4.3.4[Характеристики шума]1) Пропускаемый через фильтр уровень шума и скоростные характеристики измерителяУровень шума при каждом испытательном пролете следует измерять в плане максимального,скорректированного по шкале А уровня звука в децибелах (дБ(A)) с использованием корректирующего пошкале А фильтра с динамическими характеристиками (характеристики реакции измерителя),обозначаемыми "S" ("медленно"), как это определено в справочном материале 4 и указано в разделе 3добавления 6 Приложения. Медленная реакция приводит к эффективному двухсекундному периодуусреднения (т. е. односекундная постоянная времени), который должен использоваться в испытаниях пошуму согласно добавлению 6 Приложения 16.2) Максимальный уровень звукаИзмеренный или индицируемый, скорректированный по шкале А уровень звука будет увеличиваться, помере того как самолет приближается к точке измерения, и будет уменьшаться после прохождениясамолетом над этой точкой. Наивысшее значение скорректированного по шкале А уровня звука, котороерегистрируется во время пролета, называется максимальным скорректированным по шкале А уровнемзвука. Это и является тем значением, которое должно измеряться во время каждого испытания.Примечание. Такое максимальное значение может не наблюдаться именно в тот момент, когдасамолет находится непосредственно над микрофоном. Обычно оно наблюдается несколько до или послетого, как самолет достигнет точки пролета, из-за характеристик направленности воздушного винта,излучений шума двигателя и выхлопа.ИМ ДОБ6 4.3.5[Чувствительность измерительной системы]1) Колебания уровня шумаВ уровнях шума, индицируемых измерительной аппаратурой, могут наблюдаться колебания главнымобразом из-за факторов окружающей среды и внутреннего прогрева, который требуется для большинстватипов аппаратуры. Иногда могут иметь место другие изменения из-за проблем с кабелями или даже из-заповреждения аппаратуры. Такие случаи можно определить с помощью надлежащего использованияустройств для акустической калибровки.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-7ПMC ДОБ6 4.3.5[Процесс калибровки]1) Калибровка оборудованияДля обеспечения исходного уровня звука следует использовать подходящий акустический калибратор.Это обычно делается путем размещения калибратора на микрофоне и настройки усиления измерительнойсистемы на такой уровень, чтобы показания соответствовали известному уровню звука калибратора.Следует производить первоначальную, окончательную и периодическую калибровку для определениялюбых изменений в чувствительности. До начала калибровки оборудования в поле важно выдержатьрекомендованное изготовителем время прогрева системы. В плане испытаний следует указатькалибровочное оборудование, которое должно быть утверждено сертифицирующим органом.ИМ ДОБ6 4.4.1[Конфигурация микрофона]1) Микрофон на плоскости землиУказанная конфигурация микрофона на плоскости земли в значительной степени сводит к минимумуэффект интерференции отраженных звуковых волн, присущий микрофонам, установленным на шесте.Для микрофона, установленного на высоте 1,2 м (4 фут), такой эффект обычно возникает в частотномдиапазоне, который является наиболее значимым для шума винтовых воздушных судов.2) Чувствительность микрофонаПри указанной конфигурации на плоскости земли диафрагма микрофона располагается в эффективномполе звукового давления для представляющего интерес частотного диапазона. Для использования в такихустановках подходят микрофоны, сконструированные с однородными характеристикамичувствительности к давлению.ПMC № 1 ДОБ6 4.4.1[Конфигурация микрофона]1) Микрофон в развернутом положенииПоказанная на рис. 5-1 установка микрофона в развернутом положении является примером конструкциистойки микрофона и металлической плиты. Ножки стойки микрофона должны быть надежноприкреплены к плите, с тем чтобы во время испытания стойка микрофона не вибрировала. Плита должнабыть окрашена в белый цвет для отражения солнечных лучей, поскольку такое отражение уменьшиттепловое воздействие на чувствительный элемент микрофона. Для того чтобы установить зазор междудиафрагмой микрофона и наземной плитой целесообразно применять металлический разделитель.Толщина разделителя должна быть 7 мм за вычетом зазора между защитной сеткой и диафрагмоймикрофона.2) Размещение микрофонаРасстояние диафрагмы микрофона относительно плиты имеет критическое значение, поскольку онадолжна располагаться полностью в пределах эффективного поля звукового давления, а глубина этогополя изменяется в зависимости от частоты и размера датчика. В отношении представляющих интересчастот для получения наилучшего компромисса в части соответствующих технических соображенийустановлено, что такое расстояние составляет 7 мм.

5-8 Техническое руководство по окружающей средеПлита,окрашеннаяв белый цветЛиния путивоздушногосудна90°Треножник, сконструированныйдля создания минимальныхпомех ( диаметр ножки ≤ 2 мм)Зазор междудиафрагмойи плитой –7 ммРадиус 3/415 смТолщина плиты≥ 25 , ммПоверхность плитызаподлицо с окружающейповерхностьюземлиДиаметр плиты – 0, 4 мРис. 5-1.Конфигурация для установки в развернутом положениимикрофона диаметром 1/2 дюймаПMC № 2 ДОБ6 4.4.1[Установка микрофона]1) Установка плиты на поверхности землиВо время установки следует следить за тем, чтобы поверхность земли под плитой была горизонтальной ине содержала полостей или щелей. Для этого плиту можно положить на поверхность земли внеобходимом месте, слегка надавить на нее, а затем убрать и посмотреть, имеются ли под ней впадины.Эти впадины можно затем заполнить каким-либо сыпучим материалом, таким как песок или земля, дляполучения горизонтальной однородной подушки. Следует также следить за тем, чтобы края плиты былизаподлицо с окружающей поверхностью земли. Это особенно важно, если плиты толще, чем указанныйминимум 2,5 мм.В некоторых случаях целесообразно смочить землю непосредственно до установки плиты, с тем чтобыплита вдавилась в поверхность вокруг нее. В этих случаях акустические измерения следует проводитьтолько после того, как земля высохнет.2) Конструкция и изготовление стойки для микрофонаСтойка должна быть сконструирована таким образом, чтобы свести к минимуму любые потенциальныепомехи звуковым волнам, излучаемым воздушным судном при приближении к микрофону. Еслииспользуется паукообразная конструкция, показанная на рис. 5-1, число ножек не должно превышать триили четыре. Как указано на рисунке, диаметр ножек не должен превышать 2 мм. В идеальном случае

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-9крепежный хомут стойки должен быть как можно меньшего размера и снабжен каким-то зажимнымустройством, таким как фиксирующий винт, для регулировки установки высоты диафрагмы микрофонанад плитой. Стойка должна быть устойчивой и ориентировать микрофон таким образом, чтобыдиафрагма была параллельна плите.3) Опора для кабеляВ некоторых случаях целесообразно установить дополнительную опору для микрофонного кабеля,который тянется за пределы плиты. Для этой цели можно использовать металлический прут илианалогичную опору. Любая такая опора должна быть как можно меньших размеров и располагаться какможно дальше от плиты. Микрофонный кабель следует протягивать непосредственно за пределы плиты сминимальным необходимым пересечением поверхности плиты.4) Ветрозащитные экраныСледует рассмотреть возможность использования ветрозащитных экранов при скоростях ветра,превышающих 2,5 м/с (5 уз) (см. п. 5.2.2).ПMC ДОБ6 4.4.4[Снижение уровня фонового шума]1) Повышенный уровень самолетного шумаЕсли использовать место испытания с более низкими уровнями шума не представляется возможным,самолету, возможно, потребуется выполнить полет таким образом, чтобы заданная относительная высотанад микрофоном была меньше, чем над исходным пунктом установки микрофона (2500 м (8202 фут) отначала разбега при взлете). В этом случае высота самолета над микрофоном, по всей вероятности, будетнаходиться за пределами допуска ±20 %, указанного в п. 2.3.5 добавления 6 Приложения. Следуетпроизвести корректировку данных с приведением их к исходным условиям согласно утвержденномуметоду.ИМ ДОБ6 5.2.1 a)[Корректив на атмосферное поглощение]1) Атмосферное поглощение5.1.4 Корректировка результатов испытанийТемпература и относительная влажность воздуха влияют на распространение звука. Данный коррективучитывает различия в атмосферном поглощении вдоль пути распространения звука, которые имеют местопри температуре и относительной влажности в условиях сертификационных испытаний по шуму и притемпературе в исходных условиях 15 ºC (59 °F) и относительной влажности 70 % (см. п. 5.2.2 добавления6 Приложения относительно дополнительной информации о коррективах на атмосферное поглощение).ИМ ДОБ6 5.2.1 b)[Корректив на протяженность пути распространения шума]1) Протяженность пути распространения шумаОграничения проведения испытаний самолета состоят в том, что относительная высота над микрофономнаходится в пределах ±20 % от исходной относительной высоты, а боковое отклонение находится впределах ±10° от вертикали. Поправка на протяженность пути распространения звука корректируетизмеренные уровни шума на разницу протяженности пути распространения шума между фактическими

5-10 Техническое руководство по окружающей средеусловиями проведения испытаний по шуму и исходными условиями (см. п. 5.2.2 добавления 6Приложения относительно информации о корректировке протяженности пути распространения шума).ИМ ДОБ6 5.2.1 c)[Поправка на источник шума]1) Число Маха законцовки лопасти воздушного винтаШум, генерируемый винтовым самолетом, зависит от скорости вращения законцовки воздушного винта,более конкретно – от числа Маха законцовки лопасти воздушного винта. Корректировка данныхосновывается на соотношении между числами Маха законцовки лопасти воздушного винта,определенных для условий испытаний и исходных условий (см. п. 5.2.4).Примечание. Исходное число Маха законцовки лопасти воздушного винта M R, – это число,соответствующее исходным условиям над точкой измерения.ИМ ДОБ6 5.2.1 d)[Поправка на источник шума]1) Мощность двигателяНеобходимо вносить коррективы для учета не соответствующих исходным условиям режимов мощностидвигателя, которые используются во время сертификационных испытаний по шуму. Методики дляопределения мощности двигателя, подлежащей использованию при расчетах, зависят от характеристикконструкции комбинации двигатель – воздушный винт. В большинстве случаев такая мощность непубликуется и не должна определяться для целей летной годности. Вследствие этого необходимоопределить мощность для целей сертификации по шуму (см. п. 5.2.4).5.1.5 Представление данных сертифицирующему органуи действительность результатовИМ ДОБ6 6.1.3[Представление метеорологических данных]1) Получение результатов "каждого испытания"В целях пояснения, это относится к каждой серии испытаний (т. е. испытанию) и к каждомуиспытательному пролету (т. е. испытательному полету). Метеорологические измерения следуетпроводить во время каждого испытательного полета, поскольку каждое измерение шума будеткорректироваться путем использования метеорологических данных.2) Измерение ветраПоложения п. 2.2.2 c) добавления 6 Приложения устанавливают предельные значения для проведенияиспытаний на основе 30-секундной средней скорости ветра, не превышающей 5 м/с (10 уз), при боковойсоставляющей средней скорости ветра, не превышающей 2,5 м/с (5 уз). Дополнительные ограниченияотносительно приземного ветра отсутствуют.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-11ПMC ДОБ6 6.1.5[Предоставление информации о самолете]1) Калибровка оборудованияВсе оборудование, используемое для определения требуемых параметров, должно быть откалибровано икалибровку следует производить до предоставления информации об оборудовании сертифицирующемуоргану в отчете об испытаниях и до его использования для внесения коррективов в параметры исходногосамолета. Для корректировки числа Маха законцовки лопасти воздушного винта необходимо получитьданные о температуре и относительной высоте самолета.2) Механические тахометрыПри использовании механического тахометра следует производить отдельную валидацию его показаний вполете, поскольку механические тахометры подвержены потенциальным ошибкам индикации врезультате кабельных приводных систем.ПMC ДОБ6 6.2.1[Исходные уровни шума/доверительные интервалы]1) Расчет среднего уровня шумаРасчет среднего значения шума и соответствующие доверительные интервалы следует производить всоответствии с п. 3.5 главы 3.Если 90-процентный доверительный предел, рассчитанный с использованием данных от шести или болееиспытательных полетов, находится в пределах ±1,5 дБ(A), в этом случае для определения соответствиямаксимальным уровням шума, указанным в п. 10.4 главы 10 Приложения, можно использовать среднеескорректированное значение уровня шума (L Amax ) avg , полученное на основании прошедших валидациюданных.ИМ ДОБ6 6.2.2[Соответствие доверительному пределу]1) Превышение доверительного пределаЕсли 90-процентный доверительный предел не соответствует стандарту ±1,5 дБ(A), следует получитьданные из дополнительных точек измерения при проведении испытаний, увеличивая число испытаний дотех пор, пока доверительный интервал не будет сокращен до ±1,5 дБ(A). Изменяемость данных, полученныхв контролируемых условиях, должна быть значительно меньше, чем ±1,5 дБ(A). Если 90-процентныйдоверительный интервал приближается к разрешенному пределу или превышает его, следует внимательноизучить утвержденные методики испытаний и/или методики корректировки.5.2 ИНФОРМАЦИЯ ОБ ЭКВИВАЛЕНТНЫХ МЕТОДИКАХПриведенные в настоящей главе методики используются в качестве эквивалентных по жесткоститребований методик для винтовых самолетов с максимальной сертифицированной взлетной массой не более8618 кг, как указано в главах 6 и 10 Приложения.

5-12 Техническое руководство по окружающей среде5.2.1 Установка дополнительных глушителей шума (шумоглушителей)Установка дополнительных глушителей шума (шумоглушителей) может быть эффективным методомснижения уровней шума винтовых самолетов с поршневыми двигателями. Однако дополнительный глушительшума (шумоглушитель) может также ухудшить летно-технические характеристики самолета и тем самымотрицательно воздействовать на характеристики шума воздушного судна.После установки дополнительного глушителя шума (шумоглушителя) летно-техническиехарактеристики самолета необходимо оценить заново. Изменение конструкции типа в связи с установкойглушителя шума (шумоглушителя) может рассматриваться в качестве неакустического изменения (NAC) (см.п. 2.3 главы 2) для соблюдения требований главы 6 или 10 Приложения, если соблюдены указанные нижеусловия в соответствии с требованиями сертифицирующего органа:a) для воздушных судов, сертифицированных согласно главе 6 Приложения, на летно-техническиехарактеристики самолета при взлете и наборе высоты, определенные поправкой на летнотехническиехарактеристики, указанные в п. 4.2.3 добавления 3 Приложения, отрицательноговоздействия не оказывается; илиb) для воздушных судов, сертифицированных согласно главе 10 Приложения, на летно-техническиехарактеристики самолета при взлете и наборе высоты, определенные на основе расчета исходнойвысоты в соответствии с п. 10.5 главы 10 Приложения, отрицательного воздействия не оказывается.В любом из этих случаев дополнительный глушитель шума (шумоглушитель) не оказываетзначительного воздействия на характеристики двигателя (т. е. мощность и частоту вращения).5.2.2 Инструктивные указания относительно использования ветрозащитного экранаДля сертификационных испытаний по шуму, проводимых согласно главе 10 Приложения, микрофонустанавливает в соответствии с п. 4.4.1 добавления 6, в котором изложено, как устанавливать микрофон вразвернутом положении так, чтобы диафрагма микрофона находилась на 7 мм (0,3 дюйма) выше круглойметаллической плиты и параллельно ей. При использовании такой конфигурации многие сертифицирующиеорганы утвердили использование ветрозащитного экрана для сведения к минимуму вызываемой ветром итурбулентностью уровня псевдошумов и для защиты микрофона во время испытания.Ветрозащитный экран, подготовленный и используемый, как указано ниже, не будет оказыватьзначительного воздействия на результаты испытаний. Ветрозащитный экран должен быть изготовлен на основесерийно выпускаемого сферического ветрового экрана из пеноматериала, которому придаетсяполусферическая форма, чтобы защитить микрофон над плитой. При подготовке полусферическоговетрозащитного экрана следует соблюдать следующие условия:a) в процессе вырезания ветрозащитного экрана поверхность среза не должна быть повреждена;b) когда микрофон должным образом установлен в полусферическом ветрозащитном экране и наднаходящейся на земле плитой, диафрагма микрофона должна находиться на установленномрасстоянии от поверхности плиты.5.2.3 Методики испытаний при взлете и исходные методикиПримечание. При планировании программы сертификационных испытаний по шуму в соответствиис положениями главы 10 и добавления 6 Приложения целесообразно учитывать различия между методикамиполета в день испытаний и стандартизированным исходным профилем взлета.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-13Исходный профиль взлета используется для вычисления абсолютной высоты и скорости воздушногосудна, пролетающего над микрофоном в стандартный день. Требования к этому профилю содержатся вп. 10.5.2 главы 10 Приложения. Они предусматривают, что первый участок вычисляется с использованиемданных, утвержденных для целей летной годности, предполагая, что взлетная мощность используется смомента освобождения тормозов до точки, в которой достигается высота 15 м (50 фут) над ВПП.Предполагается, что второй участок начинается точно в конце первого участка, при этом самолет сохраняетконфигурацию набора высоты с убранным шасси и положением закрылков, соответствующим набору высоты,и выдерживая сертифицируемую скорость набора высоты, соответствующую наивыгоднейшейскороподъемности (V y ) (см. рис. 5-2).В п. 5.3.1 содержится пример вычисления исходной пролетной относительной высоты и исходныхусловий для поправки на шум источника для самолетов, сертифицированных в соответствии со стандартамиглавы 10 Приложения.Требования в отношении методики испытаний самолетов содержатся в п. 10.6 главы 10 и в п. 2.3добавления 6 Приложения. В основном они касаются только допусков при испытаниях и утверждения плановиспытаний сертифицирующими органами.На рис. 5-2 показана разница между методикой испытания и исходной методикой. Следует отметить,что фактическая траектория полета при испытании не обязательно должна включать полный взлет с разбегомот линии остановки перед взлетом. Скорее предполагается, что будет использована методика пересечениятраектории полета. Как и в соответствии со стандартами для турбореактивных самолетов и вертолетов, самолетдолжен выполнить полет для пересечения второго этапа (т. е. участка) траектории набора высоты снеобходимой скоростью и углом набора высоты при пролете над микрофоном в пределах 20 % от исходнойвысоты.Определенная в главе 10 Приложения исходная методика взлета требует, чтобы на втором этапе даннойметодики полет выполнялся с наивыгоднейшей скороподъемностью (V y ). Указанные в добавлении 6 Приложенияметодики летных испытаний самолета требуют, чтобы летные испытания проводились при скорости V y .Исходная высота, к которой должны быть приведены измеренные уровни шума, рассчитывается на основескорости набора высоты, соответствующей V y . Последние поправки к нормам летной годности устранилинеобходимость определять V y для небольших винтовых самолетов. В этом случае заявители, тем не менее,должны будут определить V y для целей демонстрации соответствия требованиям главы 10 Приложения. Еслиминимальная утвержденная по нормам летной годности скорость набора высоты превышает V y , в этом случаеиспользуется эта скорость и она указывается в РЛЭС.В противном случае заявители могут продемонстрировать соответствие требованиям главы 10 прискорости набора высоты, для которой рассчитаны летно-технические характеристики в РЛЭС, при условии, чтоони продемонстрируют приемлемым для сертифицирующего органа методом, что результирующий уровеньшума не меньше уровня, который был бы получен с использованием V y .5.2.4 Поправки на шум источникаЗначение поправок на шум источника для винтовых легких самолетов можно получить путемвыполнения испытательного полета самолета с определенным диапазоном частоты вращения воздушноговинта для воздушных винтов неизменяемого шага и с определенным диапазоном значений крутящего моментаили давления наддува (MAP) для воздушных винтов изменяемого шага.

5-14 Техническое руководство по окружающей средеВысота ( м)Траектория полета при испытанияхИсходная траектория полетаИсходная высота150Первый этап Второй этап 2500Расстояние после освобождения тормозов ( м)Рис. 5-2.Типичный профиль при испытаниях и исходный профиль5.2.4.1 Воздушные винты неизменяемого шагаДля самолетов с воздушными винтами неизменяемого шага, демонстрирующими соответствиетребованиям главы 6 Приложения, кривые зависимости от источника шума разрабатываются на основанииданных, полученных при измерении уровня шума для самолета, выполняющего полет на высоте 300 м (984 фут)(см. п. 6.5.2 главы 6 Приложения) при частоте вращения воздушного винта для максимального номинальногорежима мощности (N MCP ).Самолеты, демонстрирующие соответствие требованиям главы 10 Приложения, должны выполнятьполет в соответствии с п. 2.3 добавления 6 Приложения. В этом случае воздушное судно пролетает надмикрофоном на исходной высоте (H REF ), указанной в п. 10.5.2 главы 10 Приложения, с наивыгоднейшейскороподъемностью (V y ) и частотой вращения воздушного винта (N MAX ), соответствующего значению,указанному в п. 10.5.2 d) "второго этапа" п. 10.5.2 главы 10 Приложения.Как для самолетов, указанных в главе 6, так и для самолетов, указанных в главе 10, измерения шумаповторяются при двух более низких значениях частоты вращения воздушного винта, обычно на 200 и400 об/мин ниже, чем N MCP или N MAX . Указанные в главе 10 самолеты должны выполнять полет на скорости V y .

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-15Максимальное, скорректированное по шкале А значение пикового уровня шума (L Amax ) наноситсяотносительно числа Маха законцовки лопасти воздушного винта (M H ), с тем чтобы получить кривую, наосновании которой можно рассчитать поправку на источник шума.Для самолетов с воздушными винтами неизменяемого шага, как правило, путем летных испытанийневозможно разделить два важных параметра генерирования шума: число Маха законцовки лопастивоздушного винта и мощность, поглощаемую воздушным винтом. Поэтому кривая зависимости числа Махазаконцовки лопасти воздушного винта и уровня шума, полученная по результатам летных испытанийвоздушного винта неизменяего шага либо при горизонтальных пролетах, либо при наборах высоты сфиксированной скоростью, будет включать в параметрах этой кривой воздействие не только числа Маха, нотакже и мощности. При таких обстоятельствах вводить отдельный корректив на мощность нецелесообразно.5.2.4.2 Воздушные винты изменяемого шагаДля воздушных винтов изменяемого шага кривые зависимости источника шума разрабатываются наоснове данных, полученных при полете воздушного судна с определенным диапазоном значений частотывращения воздушного винта, как правило трех значений, с фиксированным значением крутящего момента илиMAP по методике, аналогичной методике, изложенной в п. 5.2.4.1, где N MCP или N MAX будут в этом случаемаксимальной частотой вращения воздушного винта при максимально разрешенном крутящем моменте илиМАР. Это повторяется для двух более низких значений крутящего момента или МАР, с тем чтобы построитьплоский график максимальных, скорректированных по шкале А уровней шума относительно частоты вращениявоздушного винта и крутящего момента, МАР или SHP.Строится график максимального, скорректированного по шкале А уровня шума (L Amax ), числа Махазаконцовки лопасти воздушного винта (M H ) и крутящего момента или МАР. Этот график затем используетсядля получения поправки на источник шума (L Amax ), которая является разницей между исходными условиями иусловиями испытаний на режиме мощности для сертификации по шуму.Как правило, испытательные и исходные значения SHP двигателя можно получить из кривых летнотехническиххарактеристик, предоставляемых изготовителем двигателя. Однако, если такие кривыеотсутствуют, следует применить поправку к опубликованной изготовителем двигателя SHP, которая обычнодается для диапазона скоростей двигателя при МСА и условии над уровнем моря, с тем чтобы установитьуровень мощности двигателя при температуре окружающего воздуха и плотности воздуха в условияхиспытаний. Поправка рассчитывается следующим образом:a) для двигателей с обычным наддувом:1/2( ) ⎤ ⎡( σ )PT = P ⎡RTR/TT⎣ −0,117 /0,883 ⎤⎦; а⎣ ⎦b) для двигателей с турбонагнетателем:( ) 1/2PT = P ⎡RTR/T⎤⎣T⎦ ,где:– P T и P R – режим мощности двигателя при испытаниях и исходный режим мощности;– T T и T R – температура окружающего воздуха при испытаниях и исходная температураокружающего воздуха;– σ – относительная плотность воздуха.Примечание. В данном контексте "исходный" обозначает исходные условия, для которых известнозначение SHP.

5-16 Техническое руководство по окружающей среде5.2.5 Инструктивные указания относительно отсутствия акустическихизменений для модифицированных вариантов винтовых самолетов,сертифицированных в соответствии с главой 10После сертификации базовой конфигурации небольшие винтовые самолеты часто модифицируютсялибо путем изменения сертификата типа (ТС) владельца ТС, либо посредством дополнительного сертификататипа (STC) от производителя. Такие изменения могут носить различный характер, например,увеличение/снижение массы, модификация двигателя, изменение мощности, изменение воздушного винта,установка завихрителей, законцовок крыла или внешнего оборудования (грузовые контейнеры, поплавки ит. д.). Что касается шума и в зависимости от его характера, при некоторых изменениях, возможно, придетсяпродемонстрировать соответствие применимым требованиям путем новых летных испытаний, а для другихизменений – путем повторной оценки первоначальных испытательных полетов по шуму или путемдемонстрации отсутствия акустических изменений.Основными источниками шума небольших винтовых самолетов являются воздушный винт и двигатель.На характеристики шума воздушного винта могут влиять такие параметры, как его диаметр, число лопастей,число об/мин, шаг, форма или геометрия законцовки лопасти. Что касается двигателя, характеристики шумамогут измениться при модификации конструкции ротора или выхлопного устройства.Несколько разделов касаются определения новой исходной относительной высоты ввиду измененияданных о летно-технических характеристиках – это D 15 , V y и RC. Новые данные о летно-техническиххарактеристиках приемлемы для перерасчета, только если они определены по методу, утвержденномуполномочным органом.Приведенные ниже разделы предназначены для предоставления заявителям и сертифицирующиморганам инструктивных указаний относительно демонстрации NAC.5.2.5.1 Инструктивные указания относительно отсутствия акустическихизменений для самолетов с воздушными винтами неизменяемого шага(Зарезервировано)Примечание. Инструктивные указания касаются только воздушных винтов изменяемого шага.Согласно п. 10.5.2 главы 10 Приложения 16 взлетное число об/мин выдерживается на протяжении всехиспытательных полетов по шуму. Во время взлета с наивыгоднейшей скороподъемностью воздушный винтнеизменяемого шага обычно не может достичь своего максимального рабочего значения об/мин. Поэтомуисходная частота вращения воздушного винта определяется как среднее число об/мин воздушного винта,рассчитанная на основании всех действительных испытательных полетов. Изменение летно-техническиххарактеристик (например, из-за модификации двигателя или изменения массы) может отрицательным образомизменить среднее число об/мин. В настоящее время оценить аналитическим путем количественное значениеизменения числа об/мин несущего винта неизменяемого шага не представляется возможным.5.2.5.2 Инструктивные указания относительно отсутствия акустических измененийдля самолетов с воздушными винтами изменяемого шага5.2.5.2.1 Модификация двигателя без изменения мощностиДвигатель является одним из основных источников шума самолета. Модификации двигателя могутносить различный характер. Они могут представлять незначительные изменения в рамках одного семействадвигателей, на что обычно указывают различные индексы в обозначении двигателя, или может бытьразработан полностью новый двигатель. В последнем случае демонстрацию соответствия можно, как правило,

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-17осуществить только путем новых летных испытаний по шуму. В первом случае зачастую очевидно, что данноеизменение не влияет на акустические характеристики, и в этом случае достаточно просто указать, что данноеизменение акустически не значимо.5.2.5.2.2 Увеличение мощности без изменения числа об/мин несущего винтаУвеличение выходной мощности двигателя без изменения взлетной массы повысит уровень шумадвигателя в источнике, но также улучшит взлетные характеристики. Для оценки увеличения шума двигателяможно применить метод при условии его утверждения сертифицирующим органом. Такое увеличение шумаисточника в двигателе может быть компенсировано большей исходной высотой. Взлетная дистанцияукорачивается, скорость набора высоты увеличивается и поэтому увеличивается высота пролета надмикрофоном. Если можно доказать, что такое увеличение исходной пролетной высоты компенсируетувеличение шума источника в двигателе, изменения в мощности двигателя можно считать как NAC.NAC приемлемо, если можно продемонстрировать, что как минимум шесть действительных полетовнаходятся в пределах "нового" окна высоты.В анализ можно включить оценку воздействия изменений угла атаки, проводимую по методу,утвержденному полномочным органом. Данный метод должен быть достаточно надежным для учетавоздействия на уровни шума изменений летно-технических характеристик и угла атаки. Если аналитическийметод указывает на то, что уровень шума не увеличивается, в этом случае можно применять уровень шуманемодифицированного самолета. В противном случае потребуется проводить новые испытания.Примечание. В п. 10.5.2 главы 10 Приложения 16 указывается, что пролет над микрофоном долженосуществляться на режиме максимальной взлетной мощности. Если кривые зависимости источника шумаустанавливаются в соответствии с методикой, изложенной в п. 5.2.4 настоящей главы, уровень шума можетбыть скорректирован до наивысшего значения мощности, охватываемого кривой зависимости. В этом случаевместо общей поправки Δ 3 = K 3 log (P R /P T ) следует использовать коррекцию мощности, определяемую кривойзависимости.5.2.5.2.3 Изменение массыСогласно п. 2.3.2 добавления 6 Приложения 16 летные испытания начинаются при максимальнойвзлетной массе. Без проведения новых летных испытаний может быть приемлемо только увеличение взлетноймассы до максимальной массы, с которой фактически выполнялся полет во время первоначальных летныхиспытаний. Если можно продемонстрировать, что дальнейшее увеличение массы и соответствующее ухудшениелетно-технических характеристик не оказывают отрицательного влияния на уровень шума более чем на 0,1 дБ(A),сертификационный уровень шума может быть придан данной массе без дополнительных летных испытаний.Изменение массы воздушного судна приведет к другим параметрам летно-технических характеристик.Для того чтобы продемонстрировать влияние этого на уровень шума, необходимо определить новую исходнуювысоту с новыми параметрами летно-технических характеристик. Следует учитывать возможное воздействиена частоту вращения воздушного винта.Аналогично тому, что упомянуто в предыдущем разделе, в анализ можно включить оценкувоздействия изменений угла атаки, проводимую по методу, утвержденному сертифицирующим органом.5.2.5.2.4 Изменение лобового сопротивленияВ то время как лобовое сопротивление обычно не оказывает прямого воздействия на шум в источнике,оно может оказать косвенное воздействие на уровень шума из-за изменения летно-технических характеристик.

5-18 Техническое руководство по окружающей средеИзменение лобового сопротивления, как правило, произойдет из-за таких модификаций, как установкагрузовых контейнеров или внешних топливных баков, более крупных пневматиков, поплавков и т. д. Вбольшинстве случаев для небольших винтовых самолетов можно продемонстрировать, что изменением ваэродинамическом шуме можно пренебречь. Однако возможны случаи, когда будет необходимо обратитьвнимание на аэродинамический шум, генерируемый данной модификацией. Изменение лобовогосопротивления может изменить летно-технические характеристики воздушного судна D 15 , V y и/или RC, чтоприведет к изменению исходной пролетной высоты. Летно-технические характеристики, указанные в РЛЭС,утверждаются экспертами по летно-техническим характеристикам сертифицирующего органа. В некоторыхслучаях эксперты по летно-техническим характеристикам соглашаются применять предыдущие параметрылетно-технических характеристик к модифицированному воздушному судну, если заявитель можетпродемонстрировать, что летно-технические характеристики не хуже характеристик базового воздушногосудна. Следует учитывать три разных ситуации:a) летно-технические характеристики лучше, чем характеристики базового самолета;b) летно-технические характеристики идентичны характеристикам базового самолета;c) летно-технические характеристики хуже характеристик базового самолета.Что касается шума, то для этих трех ситуаций следует принимать следующие меры:a) в случае ситуации а), независимо от того, решает ли заявитель сохранить в РЛЭС прежние данныео летно-технических характеристиках или задокументировать лучшие летно-техническиехарактеристики, можно дать разрешение на NAC, а к модифицированному воздушному суднуможно применить уровень шума базового самолета;b) в случае ситуации b) к модифицированному воздушному судну можно применить уровень шумабазового самолета без проведения дальнейшего исследования;c) в случае ситуации с) в целом потребуется проводить новое летное испытание.5.2.5.2.5 Воздушный винт с другим число лопастейВоздействие изменения числа лопастей воздушного винта на уровень шума трудно определить спомощью аналитических методик. Как правило, заявитель должен провести новое летное испытание. Программыпрогнозирования шума воздушного винта весьма сложны и требуют обширных наборов данных, которые, вобщем, может предоставить только изготовитель воздушного винта. Для демонстрации NAC применение такихпрограмм прогнозирования шума воздушного винта должно быть утверждено сертифицирующим органом.5.2.5.2.6 Другая форма законцовки лопастиВ целом закругленные законцовки менее шумные, чем прямоугольные законцовки. Заменапрямоугольных законцовок закругленными законцовками лопасти может быть приемлема как NAC, если числооб/мин и диаметр остаются неизменными.5.3 ИНФОРМАЦИЯ О ТЕХНИЧЕСКИХ МЕТОДИКАХ5.3.1.1 Введение5.3.1 Пример расчета исходной пролетной высотыи исходных условий для поправок на шум источника (глава 10)Исходная пролетная высота для самолета, сертифицированного согласно главе 10 Приложения,определяется в точке, которая находится на расстояние 2500 м (8202 фут) от начала разбега под исходной

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-19траекторией полета, определяемой в соответствии с исходной методикой взлета, изложенной в п. 10.5.2главы 10 Приложения. В данном разделе представлено выражение исходной пролетной относительной высотыпосредством утвержденных в обычном порядке данных о летно-технических характеристиках, а также примертого, как такое выражение можно рассчитать. Также разъясняется взаимосвязь между исходной высотой иусловиями, с учетом которых должны быть внесены коррективы на источник шума.5.3.1.2 Исходная методика взлетаИсходная методика взлета для самолета, сертифицированного согласно главе 10, определена в п. 10.5.2главы 10 Приложения при атмосферном давлении на уровне моря, условиях МСА и с максимальной взлетноймассой, для которой запрашивается сертификация по шуму. Указанная методика состоит из двух этапов:a) первый этап начинается с момента "освобождения тормозов" и продолжается до той точки, вкоторой достигается высота 15 м (50 фут) над ВПП. Точка пересечения вертикальной линии,проходящей через эту точки, с горизонтальной плоскостью на высоте 15 м (50 фут) частоназывается "исходным нулевым моментом отсчета";b) второй этап начинается в конце первого этапа и предполагается, что самолет сохраняетнормальную конфигурацию набора высоты с убранным шасси и положением закрылков,соответствующим нормальному набору высоты "на втором участке".Примечание. Исходная "акустическая" траектория полета не принимает во внимание "первыйучасток" траектории полета, в течение которого воздушное судно ускоряется до нормальной скоростинабора высоты и когда в соответствующих случаях убираются шасси и закрылки.5.3.1.3 Выражение для исходной высотыИсходная пролетная высота определяется в соответствии с исходной траекторией взлета в точке нарасстоянии 2500 м (8202 фут) от начала разбега при взлете самолета с горизонтальной ВПП с искусственнымпокрытием при следующих условиях:a) атмосферное давление на уровне моря 1013,25 гПа;b) температура окружающего воздуха 15 °C (59 °F) (т. е. МСА);c) относительная влажность 70 %;d) штиль.Такая высота может быть определена через утвержденные значения летно-технических характеристикпри взлете и наборе высоты для указанных выше условий следующим образом:где:⎡ ⎛1 RC ⎞⎤−HR = ( 2500− D15) × tan⎢sin ⎥+15,⎢⎜ V ⎟⎣ ⎝ y ⎠⎥⎦– D 15 – взлетная дистанция в метрах при атмосферном давлении на уровне моря и МСА до высоты15 м при максимальной сертифицированной взлетной массе и на режиме максимальнойсертифицированной взлетной мощности;

5-20 Техническое руководство по окружающей среде– RC – наивыгоднейшая скороподъемность (м/с) при атмосферном давлении на уровне моря и МСАс максимальной сертифицированной взлетной массой и на режиме максимальной мощности ичастоты оборотов ротора двигателя, которые могут постоянно выдерживаться двигателем(ями) вовремя этого второго этапа;– V y – скорость (м/с) наивыгоднейшей скороподъемности.Во многих руководствах по летной годности данные о летно-технических характеристиках даются вединицах, не входящих в систему СИ. Обычно взлетная дистанция, выраженная в футах, дается до высоты50 фут, скорость набора высоты выражается в футах в минуту (фут/мин), а воздушная скорость – в узлах (уз).В таких случаях выражение для исходной пролетной высоты, H R фут, становится:где:⎡ ⎛1 RC ⎞⎤−HR = ( 8203 − D50) × tan ⎢sin ⎥+50 ,⎢⎜101, 4 V ⎟⎣ ⎝y ⎠⎥⎦– D 50 – взлетная дистанция в футах при атмосферном давлении на уровне моря и МСА до высоты50 фут с максимальной сертифицированной взлетной массой и на режиме максимальной взлетноймощности;– RC – наивыгоднейшая скороподъемность (фут/с) при указанном атмосферном давлении на уровнеморя и МСА с максимальной сертифицированной взлетной массой и на режиме максимальноймощности и частоте оборотов ротора двигателя, которые могут постоянно выдерживатьсядвигателем(ями) во время второго этапа;– V y – скорость (уз) наивыгоднейшей скороподъемности.Значения летно-технических характеристик обычно содержатся в разделе РЛЭС, касающемся летнотехническиххарактеристик, или в справочнике пилота. Следует отметить, что для некоторых категорийвоздушных судов в параметры летно-технических характеристик при взлете и наборе высоты может бытьвнесен коэффициент безопасности. В случае воздушных судов с несколькими двигателями можнопредположить, что частично этап 1 и этап 2 будут выполняться с одним неработающим двигателем. В целяхрасчета "акустической" исходной траектории полета взлетная дистанция и скорость набора высоты должныопределяться для всех работающих двигателей с использованием полных (т. е. без учета коэффициентов)данных.Кроме этого, наивыгоднейшая скороподъемность V y , используемая в уравнении для расчета H,определяется как истинная скорость (TAS). Однако в руководстве по летной годности скорость обычноуказывается в значениях IAS. Она должна быть скорректирована с приведением к индикаторной земнойскорости (CAS) путем применения соответствующих поправок на аэродинамическую и инструментальнуюпогрешности к указателю воздушной скорости. Эти поправки также содержатся в руководстве. Таким образом,на день в условиях МСА на уровне моря TAS равна CAS.5.3.1.4 Исходные условия для поправок на шум источникаВ пп. 5.2.1 c) и 5.2.1 d) добавления 6 Приложения указывается, как вносить коррективы на различия висточнике шума между условиями испытаний и исходными условиями.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-21Для исходных условий над точкой измерения определяются исходное число Маха законцовки лопастивоздушного винта и мощность двигателя (т. е. исходные атмосферные условия на исходной высоте, H R ).Исходная температура на исходной высоте (H R ) рассчитывается при условиях МСА (т. е. притемпературе окружающего воздуха на уровне моря 15 °C и допуская, что стандартный градиент изменениятемпературы составляет 1,98 °C на 1000 фут). Исходную температуру, T R °C, можно определить как:⎛ H ⎞= − ⎜ ⎟⎝ ⎠ .RTR15 1,98 1000Исходное атмосферное давление, P R гПа, рассчитывается аналогичным образом на исходной высоте(H R ) для стандартного давления на уровне моря 1013,25 гПа, допуская, что стандартный градиент изменениядавления такой, что:−6( R)PR= 1013,25 ⎡⎣1− 6,7862×10 H⎤⎦5,325.5.3.1.5 Пример расчета исходной пролетной высотыи соответствующих исходных атмосферных условий5.3.1.5.1 Расчет исходной пролетной высотыВ таблице 5-1 содержится выдержка из раздела летного руководства, касающегося летно-техническиххарактеристик типичного легкого винтового самолета с одним двигателем.В введении говорится, что информация получена на основе "измеренных полетных данных во времяиспытаний", и "дополнительные коэффициенты не включены".Взлетная дистанция в футах на уровне моря и при МСА до высоты 50 фут в исходных условиях,указанных в главе 10 Приложения, приведена в таблице в разделе взлетных дистанций для ВПП сискусственным покрытием при максимальной сертифицированной взлетной массе 1920 фунтов. Таким образом,D 50 составляет 1370 фут.Аналогичным образом в разделе RC таблицы приведена скорость набора высоты (RC) в исходныхусловиях. Таким образом, RC составляет 1000 фут/мин.Скорость набора высоты, соответствующая значениям RC, дается как приборная воздушная скорость80 уз (kIAS). Соответствующая истинная скорость в исходных условиях, указанных в главе 10 Приложения,равна IAS, скорректированная в соответствии с таблицей поправок воздушной скорости при соответствующемположении закрылков, равном 0°. Таким образом, V y является истинной скоростью 81 уз (kTAS).Введение этих параметров в уравнение для исходной высоты, выраженной в футах (H R фут),приведенной в п. 5.3.1.3, дает:и, таким образом, H R = 888 фут.−1( ) ⎡ ( )HR= 8203+ 1370 × tan⎣sin 1000/101,4 × 81 ⎤⎦+ 50

5-22 Техническое руководство по окружающей средеTаблица 5-1. Пример раздела из руководства по летной эксплуатации,касающегося летно-технических характеристик1. ВВЕДЕНИЕРАЗДЕЛ 5. ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИПредставленные в этом разделе данные позволяют осуществлять планирование выполнения полетов на аэродромах,находящихся на различных абсолютных высотах, при различной температуре и длине летного поля. Указаннаяинформация получена на основе измеренных полетных данных во время испытаний с использованием методов икоэффициентов, утвержденных ВГА, для всех указанных условий. Данные приведены исходя из средней степени летногомастерства пилота и рабочего состояния двигателя и воздушного винта воздушного судна.Дополнительные коэффициенты не включены, а за применение коэффициентов безопасности отвечает пилот, значениякоторых должны быть не меньше значений коэффициентов …6. ТАБЛИЦА ПОПРАВОК ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИзакрылки0°закрылки15°закрылки35°KIASKCASKIASKCASKIASKCAS50515050606160616059707170717069808180818079909185868584100 110 120 130 180101 111 121 131 181— — — — —— — — — —ВЗЛЕТНАЯ ДИСТАНЦИЯ НА ВПП С ИСКУССТВЕННЫМ ПОКРЫТИЕМ (1) — УСЛОВИЯЗакрылки — 15°Скорость отрыва — 53 KIASМасса — 1920 фунтовСкорость на высоте 50 фут — 65 KIASМощность — полный газОтносительнаявысотааэродрома(фут)УровеньМСА – 20 °C МСА – 10 °C МСА МСА + 10 °C МСА + 20 °C МСА + 30 °CРазбег Всегодо50 футРазбег Всегодо50 футРазбег Всегодо50 футРазбег Всегодо50 футРазбег Всегодо50 футРазбег Всегодо50 фут530 1 230 565 1 290 600 1 370 700 1 580 750 1 715 840 1 900моря5 000 1 045 2 835 1 065 2 435 1 090 2 580 1 170 2 670 1 295 2 840 1 290 2 90510 000 1 0465 3 335 1 490 3 390 1 510 3 435 1 575 3 560 1 610 3 695 1 670 3 790Закрылки убраныМасса — 1920 фунтовСКОРОСТЬ НАБОРА ВЫСОТЫ — УСЛОВИЯПолный газСкорость — 80 KIASБарометрическаяСкорость набора высоты (фут/мин)высота (фут)МСА – 20 °C МСА МСА + 10 °C МСА + 20 °CУровень моря 1 035 1 000 915 8251 000 980 945 860 7702 000 925 890 805 7203 000 870 830 750 6654 000 815 775 695 6105 000 765 720 640 5606 000 700 665 585 5057 000 635 605 560 4508 000 570 550 475 3959 000 495 480 410 33510 000 415 405 335 270KIAS = приборная воздушная скорость в узлах.KCAS = индикаторная земная скорость в узлах.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 5 5-235.3.1.5.2 Расчет исходных атмосферных условийa) Исходная температура на исходной высоте H R дается в уравнении для T R в п. 5.3.1.4:⎛ 888 ⎞= − ⎜ ⎟⎝ ⎠ ,TR15 1,98 1000и, таким образом, T R = 13,24 °C.b) Исходное давление на исходной высоте дается в уравнении для P R в п. 5.3.1.4:и, таким образом, P R = 981 гПа.−6( ) ⎤5,325PR= 1013,25 ⎡⎣1− 6,7862× 10 × 888⎦,______________________

Глава 6ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ В ОТНОШЕНИИ ОЦЕНКИВЕРТОЛЕТОВ МАССОЙ НЕ БОЛЕЕ 3175 КГВ СООТВЕТСТВИИ С ДОБАВЛЕНИЕМ 4 ТОМА I ПРИЛОЖЕНИЯ 166.1 ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ИНФОРМАЦИЯ6.1.1 Общие положенияВертолеты массой не более 3175 кг (7000 фунтов) могут быть сертифицированы либо по главе 8, либо поглаве 11 Приложения. Вертолеты массой более 3175 кг (7000 фунтов) могут быть сертифицированы только поглаве 8 Приложения. Инструктивные указания в отношении вертолетов, сертифицированных по главе 8Приложения, содержатся в главе 4 настоящего руководства.В отличие от главы 8 Приложения, в которой требуется во время испытаний при взлете, пролете изаходе на посадку производить измерения шума в трех контрольных точках, соответствие требованиямглавы 11 Приложения основывается только на испытаниях при пролете и при измерении уровня шума толькоодним микрофоном, расположенным под траекторией полета. Корректировки траектории полета упрощаются,а окончательные результаты определяются в виде SEL вместо EPNL.Кроме того, поскольку содержащаяся в главе 11 Приложения 16 методика основывается только наиспытаниях при пролете, отсутствуют положения о допусках относительно условий полета, как этопредусматривается в главе 8 Приложения. Однако, если вертолет с массой не более 3175 кг (7000 фунтов) недемонстрирует соответствия с предельным уровнем шума главы 11 Приложения, допускается сертификацияданного вертолета по методикам, содержащимся в главе 8 Приложения 16.ПMC ДОБ4 2.1[Общие положения]6.1.2 Условия сертификационных испытаний по шуму и условия измерений1) Ответственность заявителяЗаявитель должен подготовить план демонстрации соответствия по шуму, как изложено в п. 2.4 главы 2, вкотором указывается предлагаемый процесс сертификации, включая эквивалентные методики. Данныйплан представляется сертифицирующему органу достаточно заблаговременно, с тем чтобы можно былопровести надлежащее рассмотрение и внести возможные поправки до начала любых сертификационныхиспытаний по шуму.ИМ ДОБ4 2.2.1[Выбор места испытаний]В разделе 3.1 главы 3 содержится описание технических методик, которых должны придерживатьсязаявители при выборе места сертификационных испытаний по шуму для вертолетов массой не более3175 кг (7000 фунтов), оценка которых производится в соответствии с добавлением 4 Приложения.6-1

6-2 Техническое руководство по окружающей средеПMC № 1 ДОБ4 2.2.2[Отсутствие осадков]1) Воздействие влаги на микрофоныБольшинство микрофонов, которые используются при сертификационных испытаниях по шуму,подвержены воздействию влаги. Осадки, включая снег, изморось и туман, или чрезмерная влажностьмогут вызвать образование электрической дуги на датчиках микрофона, что сделает измеренные данные ошуме неприемлемыми. Однако некоторые поляризованные микрофоны менее подверженыэлектрическому дугообразованию во время условий повышенной влажности (см. техническиехарактеристики изготовителя оборудования). Особо следует следить за тем, чтобы все ветрозащитныеэкраны, подверженные воздействию осадков, до их использования были тщательно высушены внутри иснаружи. Ветрозащитные экраны из пеноматериала могут удерживать воду, а влажные ветрозащитныеэкраны из пеноматериала использовать не следует.2) Внутренние обогреватели микрофоновЕсли имеются внутренние обогреватели микрофонов, микрофоны в меньшей степени подверженывоздействию влаги при дожде, влажности, в холодных атмосферных условиях или при температурахзамерзания.ПMC № 2 ДОБ4 2.2.2[Атмосферные условия испытаний]1) Окно параметров температуры/относительной влажности при испытанияхИспытания разрешается проводить в диапазоне температуры и относительной влажности, указанном вп. 2.2.2 b) добавления 4 Приложения и показанном на рис. 6-1.Окно параметров испытанийОтносительная влажность (%)10 дБ/100мИсходные условия(25 °C; 70 %)Температура (°C)Рис. 6-1.Окно указанных в добавлении 4 параметров температуры/относительнойвлажности при проведении испытаний

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 6 6-32) Проведение испытаний за пределами окна параметров температуры и относительной влажностиЕсли предельные значения п. 2.2.2 b) добавления 4 Приложения соблюсти нельзя, но испытания можнопровести в пределах значений температуры/относительной влажности, указанных в п. 2.2.2.2 b)добавления 2 Приложения, в этом случае заявитель может в качестве альтернативы применитьэквивалентную методику, изложенную в п. 6.2.2.2 настоящей главы.3) Измерение метеорологических параметровИзмерение метеорологических условий необходимо производить с помощью оборудования,утвержденного сертифицирующим органом. Измерения температуры, относительной влажности искорости ветра должны производиться около точки измерения шума на высоте от 1,2 м (4 фут) до 10 м(33 фут). Это позволяет использовать портативное оборудование, однако не исключает применения болеесложных измерительных систем. Температуру и относительную влажность можно замерять портативнымпсихрометром. Этот прибор измеряет температуру влажного и сухого шарика термометра, на основаниикоторой рассчитывается относительная влажность. Аналогичным образом измерение скорости ветраможно производить с помощью портативного устройства, если его технические характеристикисоответствуют положениям п. 2.2.2.1 добавления 2 Приложения.Если заявитель может доказать, что произведенные измерения соответствуют результатам измерений наместе испытаний, результаты измерений можно получить, при условии утверждения сертифицирующиморганом, в стационарной метеорологической станции, например, в близлежащем аэропорту. Такиестанции обычно должны располагаться в пределах 2000 м (6560 фут) от места испытаний, и для получениятакого разрешения заявителю обычно потребуется продемонстрировать, что измерительные системыпрошли калибровку в пределах 90 дней до испытаний и, что также важно, следует документальноподтвердить, что измерительные системы соответствуют требованиям п. 2.2.2.1 добавления 2 Приложения,а результаты измерений соответствуют результатам на месте испытаний.Хотя допускается использование аэропортовых измерительных систем, заявитель может посчитатьцелесообразным использовать утвержденную портативную систему, позволяющую легко произвестиизмерения, подтверждающие, что значения температуры, относительной влажности и скорости ветранаходятся в пределах требуемых значений. Это будет особенно важно, когда любое из значений и, вособенности, значение скорости ветра, приближается к любому из предельных значений. Заявителямследует также иметь в виду, что для определения боковой составляющей ветра с требуемой точностьютребуется иметь направление ветра, а также скорость ветра. Опыт показывает, что некоторые указателинаправления ветра в небольших аэродромах/аэропортах медленно реагируют на быстрые изменениянаправления ветра и не подходят для таких измерений.4) Температура и относительная влажностьИзменения температуры и относительной влажности должны производиться через интервалы, непревышающие 1 ч, с тем чтобы условия испытаний оставались в требуемых пределах. Целесообразнопроизводить измерения для каждого полета на случай, если позже потребуется проверить условияиспытаний.В разделе 6.2.2.2 содержится эквивалентная методика, применяемая вместо требований к измерениютемпературы и влажности, содержащихся в п. 2.2.2 b) добавления 4 Приложения.

6-4 Техническое руководство по окружающей средеПMC № 3 ДОБ4 2.2.2[Аномальные метеорологические условия]1) Разница в температуре наружного воздуха (ОАТ)Присутствие аномальных метеорологических условий можно с достаточным основанием определить,наблюдая за температурой наружного воздуха (OAT) с помощью имеющегося на борту вертолета датчикатемпературы. Аномальные условия, которые могут повлиять на измеряемые уровни, могут возникнуть,если OAT на высоте 150 м (492 фут) превышает температуру, измеренную на высоте от 1,2 м (4 фут) до10 м (33 фут) над поверхностью земли, более чем на 2 °C (3,6 °F). Такой замер следует производить пригоризонтальном полете на высоте 150 м (492 фут) в пределах 30 мин до каждого измерения шума.ПMC № 4 ДОБ4 2.2.2[Скорость ветра]1) Предельные значения скорости ветраТочки измерения скорости ветра и ее предельные значения приводятся в п. 2.2.2 c) добавления 4Приложения. Спецификации системы измерения скорости ветра приводятся в п. 2.2.2.1 добавления 2Приложения. Замеры следует производить часто и, если результаты близки к предельным значениям, покрайней мере перед каждым полетом, с тем чтобы убедиться, что требования соблюдаются. Особоевнимание следует уделять боковой составляющей скорости ветра, поскольку это зачастую можетявляться во время испытаний ограничивающим фактором. Если это практически возможно, для снижениявоздействия данного требования можно изменить направление исходной траектории полета. Этизначения скорости ветра должны регистрироваться и включаться в отчет о выполнении программысертификации по шуму. Предельные значения скорости ветра предназначены для того, чтобы свести кминимуму отрицательное воздействие ветра на генерирование вертолетного шума и распространениезвука.ПMC № 5 ДОБ4 2.2.2[Аномальные условия ветра]1) Идентификация аномального ветраАномальный ветер трудно выразить количественно, однако, если вертолет может легко выполнять полетв пределах указанных в Приложении допусков по траектории полета и воздушной скорости, отсутствуетчрезмерный боковой сдвиг или рыскание вертолета и нет признаков болтанки, полеты можно считатьприемлемыми. В том случае, если воздействие ветра, как предполагается, будет являться проблемой,заявитель и сертифицирующий орган или назначенный наблюдатель должны по взаимному согласию доначала испытаний установить приемлемые критерии. Обычно такие проблемы возникают только приналичии порывистого ветра, скорость которого приближается к предельному значению 5 м/с (10 уз), вусловиях сильного бокового ветра или присутствия мощных восходящих потоков воздуха.ПMC ДОБ4 2.3.1[Измерение местоположения воздушного судна]1) Измерение местоположения воздушного суднаДля измерения местоположения воздушного судна утверждено несколько методов, которые не зависят отобычной бортовой аппаратуры. Примеры ранее утвержденных систем измерения местоположениявоздушного судна, таких как системы радиолокационного слежения, теодолитная триангуляция или

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 6 6-5масштабное фотографирование, приведены в пп. 3.2.1, 3.2.2, 3.2.3 и 3.2.4 главы 3. Инструктивныеуказания относительно получения разрешения на использование DGPS содержатся в п. 3.2.5 главы 3.Также утверждены методы масштабного фотографирования, основанные на системах видеокамер.Сертифицирующие органы, как правило, утверждают системы в тех случаях, когда заявители могутпродемонстрировать приемлемый уровень точности определения местоположения воздушного суднаотносительно точек измерения шума. Также требуется предоставить надлежащую документацию поиспользуемой системе.ИМ ДОБ4 2.4[Условия летных испытаний]1) Высота пролетаНа рис. 6-2 показана исходная высота пролета 150 ± 15 м (492 ± 50 фут) над поверхностью земли в точкеизмерения шума. Измеренные данные о шуме должны быть скорректированы на влияние сферическогораспространения на траектории вертолета при испытаниях по сравнению с исходной траекторией полета,а также по исходной и скорректированной исходной воздушной скорости, как указано в п. 5.2.2добавления 4 Приложения.Окно параметровиспытаний добавления 2Относительная влажность (%)12 дБ/100мИсходные условия( 25 °C; 70 %)Температура (°C)Рис. 6-2.Факультативное окно параметров температуры/относительнойвлажности при испытаниях согласно добавлению 2

6-6 Техническое руководство по окружающей среде2) Измерение траектории полетаТраектория полета вертолета также должна находиться в пределах ±10° от вертикали над точкойизмерения шума (см. рис. 6-2). Такое требование вместе с окном параметров высоты при испытанияхозначает, что вертолет должен выполнять полет при испытаниях через окно параметров повысоте/отклонению от линии пути, расположенное непосредственно над точкой измерения шума.Требование в отношении определения величины отклонения от линии пути отсутствует, однаконеобходимо продемонстрировать, что вертолет находится в пределах требуемой высоты и предельныхугловых значений. Поэтому заявитель может счесть целесообразным регистрировать величиныотклонений от линии пути для последующего подтверждения соответствия требованиям.3) Линия пути: маркировочные знакиВертолет должен выполнять полет по прямолинейной траектории и находиться в пределах ±10° отвертикали над точкой измерения шума, как показано на рис. 6-3. Для успешного выполнения этогоусловия заявителю следует рассмотреть возможность установки на земле маркировочных знаков такимобразом, чтобы они были хорошо видны из вертолета, для обозначения заданной линии пути исоответствующих допусков бокового отклонения. Для обозначения линии пути целесообразноиспользовать маркеры яркого цвета или светящиеся днем маркеры, или огни. Эти маркировочные знакибудут весьма важны при полетах небольшого вертолета, на котором по сертификационным нормамлетной годности может быть установлен минимальный комплект бортового оборудования.4) Количество испытательных полетовТребуется выполнить как минимум шесть пролетов при равном числе полетов над точкой измеренияшума с составляющими встречного и попутного ветра. Эти испытательные полеты должны выполнятьсяпопарно, с тем чтобы свести к минимуму влияние скорости и направления ветра на измеряемый SEL.Испытательные полеты в каждой паре должны выполняться сразу один за другим, с тем чтобыметеорологические условия были как можно более идентичными для этих двух пар испытательныхполетов. Непосредственно после каждого испытательного полета можно определить, отвечает ли оннеобходимым требованиям и, таким образом, относительно легко установить, когда выполнены три парыиспытательных полетов с действительными результатами. Заявителю также рекомендуется выполнитьTest WindowОкно параметровиспытаний15 м (50 фут)Исходная высота150 м (492 фут)10° 10°Точка измерения шумана линии путиРис. 6-3.Границы выполнения полета для условия испытаний при пролете

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 6 6-7одну или две дополнительные пары испытательных полетов, чтобы гарантировать после изучения всехпараметров испытаний наличие как минимум трех пар испытательных полетов с действительнымирезультатами. Если получены действительные результаты дополнительной пары (пар) испытательныхполетов, они должны быть включены в анализ для определения среднеарифметического значения SEL.5) Положение шассиЕсли вертолет имеет убирающееся шасси, положение шасси для испытаний по шуму должносоответствовать положению, используемому для крейсерской конфигурации.ПMC ДОБ4 2.4[Условия летных испытаний]1) Период испытанийУсловия испытаний должны выдерживаться или быть постоянными на достаточном расстоянии (периодвремени) для включения периода уменьшения уровня шума на 10 дБ. Максимальный, скорректированныйпо шкале А уровень звукового давления, dB(A) или L Amax , обычно проявится, когда вертолет будетнаходиться прямо над точкой измерения шума или когда он непосредственно приблизится к ней. Для тогочтобы установить период снижения шума на 10 дБ и убедиться, что этот период должным образомрегистрируется системой измерения шума, следует выполнить ряд полетов до проведения испытаний.Рекомендуется стабилизировать испытательный режим полета вертолета задолго до первой точкиснижения шума на 10 дБ и выдерживать его в течение достаточного времени после пролета второй точкиснижения уровня шума на 10 дБ для получения действительных результатов измерения уровня шума.2) Максимальная нормальная рабочая частота вращения несущего винтаДля того чтобы уровни шума соответствовали нормальному рабочему режиму, используемая частотавращения несущего винта должна быть равна максимальной нормальной величине для выполненияпролета в исходных условиях. Кроме того, поскольку на большинстве вертолетов во времястабилизированного полета имеют место незначительные изменения частоты вращения несущего винта,допускается колебание числа об/мин ±1 %.3) Масса при испытанияхДля установления массы испытываемого вертолета в пределах требуемого диапазона +5 %/–10 % отмаксимальной взлетной массы во время испытания обычно используется запас топлива, а также массапилота, наблюдателей в полете и балласта. Для определения фактической величины массы прииспытании следует документировать расход топлива (т. е. уменьшение массы топлива). Следуетобращать внимание на расположение балласта таким образом, чтобы он не оказывал отрицательноговоздействия на предельную центровку.В отличие от главы 8 выполнять какие-либо испытательные полеты с массой, превышающеймаксимальную взлетную массу, не требуется. Следует принять к сведению, что колебание уровнейпролетного шума в пределах допустимых значений массы является незначительным и по этой причиневносить поправки на разницу массы при испытаниях не требуется. Масса вертолета или количествотоплива, на основании которого может быть рассчитана масса вертолета, должна регистрироваться длякаждого полета.

6-8 Техническое руководство по окружающей средеПримечание. Может также оказаться полезным выполнение испытательных полетов с массой,максимально приближающейся к верхнему пределу массы +5 %, с тем чтобы это послужило основаниемдля сертификации по шуму при будущем увеличении максимальной полной массы вертолета и свело кминимуму вероятность проведения необходимых новых испытаний.4) Фоновый шумСледует выполнить ряд предварительных пролетов до начала испытаний для подтверждения того, чтоуровни вертолетного шума превышают фоновый шум на 15 дБ(A), как указано в п. 4.4.4 добавления 4Приложения. Сертифицирующие органы, как правило, признают, что данное требование соблюдается,если максимальный уровень вертолетного шума превышает уровни фонового шума на 15 дБ(A). Еслитакое требование нельзя соблюсти при испытательных пролетах на высоте 150 м (492 фут), можновыполнять пролет на меньшей высоте, утвержденной сертифицирующим органом. Обычно этопотребуется только для легких/небольших вертолетов или вертолетов, которые генерируют крайненизкие уровни шума.Как правило, от полета к полету могут наблюдаться колебания в измеренных уровнях шума,достигающие ±1,5 дБ(A). Поэтому заявитель должен обеспечить такое положение, при котором разницамежду уровнями фонового шума и вертолетного шума достаточна для предполагаемого получениярезультатов измерений с наименьшим уровнем пролетного шума. Такая информация может такжеоказаться полезной для настройки чувствительности системы измерения шума. На уровень фоновогошума может оказывать воздействие расположение места испытаний.ИМ ДОБ4 2.4.2[Условия летных испытаний]1) Скорректированная исходная воздушная скоростьСкорректированная исходная воздушная скорость пролета (V ar ) определяется как значение притемпературе испытаний, которое дает такое же число Маха законцовки наступающей лопасти несущеговинта (M AT ), как и число при исходной температуре 25 °C (77 ºF). На большинстве вертолетовдоминирующий источник шума зависит от числа Маха законцовки наступающей лопасти. Число Махазаконцовки наступающей лопасти зависит от температуры и, таким образом, с температурой изменяется иуровень звука. Для исключения необходимости внесения поправки на шум источника, что требовалось быпри пролетных испытаниях согласно добавлению 2 Приложения, если не применяется эквивалентнаяметодика, необходимо проводить испытания для соблюдения требований добавления 4 Приложения наскорректированной исходной воздушной скорости, V ar , которая дает то же число Маха законцовкинаступающей лопасти во время испытания, которое было бы получено, если бы испытание проводилось приисходных условиях. Скорость звука увеличивается с абсолютной температурой таким образом, чтоиспытания, проводимые при температурах ниже исходного значения 25 °C (77 ºF) на исходнойотносительной высоте пролета, приведут к повышению числа Маха законцовки наступающей лопасти, идля получения исходного числа Маха законцовки наступающей лопасти при проведении испытанияпотребуется уменьшить воздушную скорость. Аналогичным образом, когда температура воздуха наисходной относительной высоте пролета превышает 25 °C (77 ºF), скорость пролета при испытании должнабыть увеличена. Для этого необходимо знать OAT, измеренную на борту воздушного судна во времяиспытания. Заявитель должен иметь в виду, что крайне важно проводить испытания при требуемомзначении воздушной скорости, поскольку корректировки данных, полученных при неправильном числеМаха, не предусмотрено.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 6 6-9ПMC № 1 ДОБ4 2.4.2[Условия летных испытаний]1) Скорость легких вертолетов при испытанияхДля целей соответствия требованиям главы 11 Приложения вертолет должен выполнять полет прииспытаниях на скорости (V ar ), при которой будет получено то же число Маха законцовки наступающейлопасти (M R ), как и при исходной скорости в исходных условиях, приведенных в пп. 11.5.1.4 и 11.5.2.1 b)главы 11 Приложения.Исходное число Маха законцовки наступающей лопасти (M R ) определяется как отношениеарифметической суммы скорости вращения законцовки лопасти несущего винта (V TIP ) и истиннойвоздушной скорости вертолета (V REF ), деленное на скорость звука (c) при 25 °C (346,1 м/с), таким образомчто:VREF+ VTIPMR= .cВоздушная скорость при испытаниях (V ar ) рассчитывается по формуле:⎛VREF+ VTIP⎞Var = cT ⎜ ⎟−V TIP,⎝ c ⎠где c T – скорость звука, полученная на основании измерений на борту окружающей температуры воздуха.Поскольку путевая скорость, полученная на основании пролетных испытаний, будет отличаться отскорости для исходных условий, потребуется внести поправку, Δ 2 , в виде:Δ 2 = 10 log (V ar /V REF )Δ 2 – приращение в децибелах, которое должно быть прибавлено к измеренному SEL.Для скорости легких вертолетов при испытаниях существуют еще два дополнительных требования. Вопервых,воздушная скорость во время периода уменьшения уровня шума на 10 дБ должна приближаться кзначению (т. е. быть в пределах ±5 км/ч (±3 уз)) к скорректированной исходной скорости (см. п. 11.6.7главы 11 и п. 2.4.2 добавления 4 Приложения).Во втором требовании к скорости говорится, что при пролетах выполняется равное число полетов привстречном и попутном ветре (см. п. 11.6.4 главы 11 Приложения). По практическим соображениям, еслиабсолютная составляющая скорости ветра в направлении полета, измеренная на высоте от 1,2 м (4 фут) и10 м (33 фут) над поверхностью земли (см. п. 2.2.2 c) добавления 4 Приложения), меньше чем 2,5 м/с(5 уз), тогда воздействием ветра можно пренебречь. В этом случае измеренные пролетные результатыможно использовать для соблюдения условий испытательного полета при встречном или попутномнаправлении ветра, если пролеты выполняются попарно. Каждая пара должна состоять из двух пролетов,выполняемых один за другим в противоположных направлениях по исходной линии пути.Любые изменения в частоте вращения несущего винта, которые могут иметь место на воздушнойскорости полета, также потребуется учитывать в вышеуказанных расчетах для определенияскорректированной исходной воздушной скорости. Если существует вероятность того, что этопроизойдет, тогда данный вопрос следует обсудить с сертифицирующим органом для определениянеобходимости внесения любых дополнительных поправок к скорости полета при испытании. Обычноэто не является проблемой, поскольку частота вращения несущего винта будет не зависеть от скоростиполета.

6-10 Техническое руководство по окружающей средеЗаявитель должен также иметь в виду, что рассчитанная скорректированная исходная воздушная скорость(V ar ) является скорректированной истинной воздушной скоростью (TAS). Для определения IAS, котруюбудет использовать пилот, потребуется получить дополнительную информацию. Как правило, это будетсделано на основании графиков поправок воздушной скорости или коррективов для системы измерениявоздушной скорости, показывающих соотношение IAS/TAS.ПMC № 2 ДОБ4 2.4.2[Условия летных испытаний]1) Частота вращения несущего винтаНа некоторых вертолетах частота вращения несущего винта может изменяться, а на других вертолетахколебания частоты вращения несущего винта могут зависеть от скорости полета. Для того чтобы уровнишума соответствовали нормальным условиям эксплуатации, используемая частота вращения воздушноговинта должна соответствовать максимальному нормальному значению при пролетах в исходных условиях.Примечание. Этим не преследуется цель требовать проводить измерения шума при каком-либо другомзначении, кроме максимального значения, используемого во время нормальных условий эксплуатации, и, такимобразом, испытания на максимальной допустимой частоте вращения несущего винта проводить нетребуется.На некоторых вертолетах предусматривается использование двух отдельных значений частоты вращениянесущего винта. Если оба эти значения могут использоваться для нормальных полетов, тогдасертификационные полеты по шуму должны выполняться на более высокой частоте вращения несущеговинта. Если более высокая из двух скоростей предназначена только для особых полетов иликонфигурация вертолета такова, что ее нельзя использовать в исходных условиях и/или во время полетовна более низкой абсолютной высоте, тогда, при условии утверждения сертифицирующим органом, можетбыть разрешено проведение испытаний на более низкой частоте вращения несущего винта.На некоторых вертолетах частота вращения несущего винта может изменяться пилотом. В этих случаяхпри сертификации по шуму будет необходимо использовать самую высокую частоту вращения несущеговинта, указанную в РЛЭВ для условий пролета с используемой максимальной взлетной массой.Для большинства вертолетов с газотурбинными двигателями частота вращения несущего винтаавтоматически регулируется системой контроля/регулирования двигателя в зависимости от условийполета. Если это приведет к частоте вращения несущего винта при скорректированной исходнойвоздушной скорости, отличной от частоты вращения, соответствующей исходной воздушной скорости,могут потребоваться дополнительные поправки для обеспечения использования для испытанийправильного числа Маха законцовки наступающей лопасти. Если существует вероятность возникновениятакой ситуации, следует получить разрешение сертифицирующего органа на использованиесоответствующих значений частоты вращения несущего винта и/или скорректированной исходнойвоздушной скорости.На некоторых, недавно сконструированных вертолетах использование более низких значений частотывращения несущего винта сертифицировано для полетов на низких абсолютных высотах и/или прикрейсерском полете. Поскольку эти более низкие значения частоты вращения несущего винта указаны вРЛЭВ и, если более высокие значения частоты вращения несущего винта нельзя использовать в исходныхусловиях, за исключением только, возможно, аварийной ситуации, сертификация по шумуосуществляется при использовании сертифицированного более низкого значения частоты вращениянесущего винта при условии утверждения сертифицирующим органом. Однако, если вертолетоборудован двухскоростной или многоскоростной системой, и пилотом может быть установлено любоезначение, тогда для сертификации по шуму необходимо использовать наивысшее значение.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 6 6-11ИМ 3.1[Единицы измерения]6.1.3 Определение единицы шумаУровни шума должны определяться по показателю SEL. SEL является интегрированным по временискорректированным по шкале А уровнем шума за период снижения уровня шума на 10 дБ. Этотпоказатель учитывает как продолжительность, так и уровень звука.ПMC ДОБ4 4.3[Система измерения шума]1) Требования к системе и калибровке6.1.4 Измерение вертолетного шума, воспринимаемого на землеТребования к системе измерения шума и калибровке системы указаны в пп. 4.1–4.3 добавления 4Приложения для обеспечения соблюдения положений главы 11 Приложения. План демонстрационныхиспытаний на соответствие требованиям должен включать описание системы, которая будетиспользоваться для измерения шума. Сертифицирующий орган должен утвердить систему измерения иметоды калибровки, с тем чтобы обеспечить получение точных результатов измерений.ПMC ДОБ4 4.4[Методики измерения шума]1) Калибровка в полеМетодики калибровки системы измерения шума указаны в разделе 4 добавления 4 Приложения. Обычнодля калибровки в поле используется звуковой калибратор. Он выдает синусоидальный сигнал сизвестным уровнем звукового давления, и этот сигнал вводится в систему при размещении калибраторанад микрофоном. Следует предоставлять данные об уровне калибровочного сигнала. При использованиимагнитофона калибровочные сигналы необходимо записывать в начале и в конце каждой сериииспытаний и/или в начале и в конце каждой используемой ленты. Если имеет место задержка междуотдельными полетами в серии испытаний, калибровку следует производить по окончании летныхиспытаний и еще раз, когда они возобновляются. Если испытания проводятся в течение длительногопериода времени, калибровку также необходимо производить периодически, согласно утверждениюсертифицирующего органа. Звуковой калибратор можно использовать для проверки правильности работыизмерительной системы. Такие проверки следует производить часто и периодически во время периодазаписи.2) Скорректированный калибровочный уровеньДля определения уровня звукового давления следует учитывать калибровочные поправки, включаяпоправки на воздействие окружающей среды (например, температура окружающего воздуха и давление)к уровням выходного сигнала звукового калибратора.3) Период интегрирования уровня звукового давленияСкорректированный по шкале А уровень звукового давления должен быть интегрирован за периодснижения уровня шума на 10 дБ. При использовании интегрирующего измерителя уровня звука, когдавремя включения и остановки выбирается вручную, фактический период интегрирования во время

6-12 Техническое руководство по окружающей средеиспытания должен быть несколько более продолжительным, чем фактический период уменьшенияуровня шума на 10 дБ. Это не будет оказывать какого-либо значительного воздействия на значение SEL,если продолжительность периода интегрирования больше всего лишь на несколько секунд, посколькууровни шума будут более чем на 10 дБ(A) ниже максимального значения уровня звука.ПMC ДОБ4 5.0[Корректировка данных]1) Корректировка высоты6.1.5 Корректировка результатов испытанийДля того чтобы учесть разницу между высотой проведения испытаний (H) и исходной высотой 150 м(492 фут), которая влияет как на сферическое распространение шума, так и на продолжительность периодаснижения шума на 10 дБ, применяется поправка ∆ 1 .2) Корректировка воздушной скоростиДля того чтобы учесть разницу между скорректированной исходной воздушной скоростью (V ar ) иисходной воздушной скоростью (V REF ), которая влияет на продолжительность периода снижения шума на10 дБ, применяется поправка ∆ 2 . В результате воздействия ветра на высоте проведения испытаний такжеимеют место колебания путевой скорости, а отсюда и продолжительности, однако, поскольку должно бытьвыполнено одинаковое число испытательных полетов при встречном и попутном ветре (см. п. 11.6.4главы 11 Приложения), это фактически нейтрализует это воздействие и никаких дополнительных поправокна продолжительность вносить не требуется.ПMC ДОБ4 6.0[Представление данных]1) Требования к представлению данных6.1.6 Представление данных сертифицирующему органуТребования к представлению данных о сертификации по шуму подробно изложены в разделе 6добавления 4 Приложения. Должны быть предоставлены данные о соблюдении в течение периодаснижения уровня шума на 10 дБ требования в отношении стабильных условий испытаний, включаявоздушную скорость испытаний, среднюю частоту вращения несущего винта и высоту пролета. Еслипроизводится запись акустических данных, должна регистрироваться и предоставляться информация озаписывающем устройстве, включая полосу частот, частоту выборки и рабочий режим.2) Данные о боковом отклонении от линии путиТребование в отношении определения бокового отклонения от линии пути непосредственно над точкойизмерения шума отсутствует, поскольку требуется только продемонстрировать, что вертолет соблюдаеттребования, указанные в п. 11.6.8 главы 11 Приложения. Тем не менее заявитель может счестьцелесообразным определить и сообщить величину бокового отклонения от линии пути припредоставлении требуемой информации о высоте для демонстрации обеспечения соответствиятребованиям.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 6 6-136.2 ИНФОРМАЦИЯ ОБ ЭКВИВАЛЕНТНЫХ МЕТОДИКАХ6.2.1 Общие положенияЦелью демонстрационных сертификационных испытаний по шуму является получение данных дляточного и надежного определения характеристик шума вертолета. Кроме того, в Приложениипредусматривается ряд условий испытаний и методики для приведения измеренных данных к исходнымусловиям.6.2.2 Методики определения изменений в уровнях шумаДля определения сертификационных уровней шума модифицированных или зановомодифицированных вариантов путем их соотнесения с уровнями шума базовой модели вертолета или свертолетом-источником "опорных полетных данных" используется информация об изменениях в уровнях шума,определенных путем сравнения данных летных испытаний для различных серий модели вертолета. Этиизменения уровней шума прибавляются к уровням шума или вычитаются из уровней шума, полученных врезультате отдельных полетов модели вертолета-источника "опорных полетных данных". Доверительныеинтервалы новых данных статистически объединяются с данными вертолета-источника "опорных полетныхданных" для расчета суммарных доверительных интервалов (см. п. 3.5 главы 3).6.2.2.1 Модификации или доработки, при которых изменяетсяаэродинамическое сопротивлениеИспользование увеличивающих лобовое сопротивление устройств, таких как тормозящие пластины,установленные снизу или по бокам вертолета-источника "полетных данных", доказало свою эффективностьпри сертификации по шуму модификаций или доработок, которые приводят к изменениям аэродинамическогосопротивления. Такого рода внешние модификации осуществляются изготовителями и "доработчиками"воздушных судов. Можно сэкономить значительные средства, если устраняется необходимость в проведениииспытаний по шуму многочисленных индивидуальных модификаций модели той же серии. Исходя из этихсоображений считается целесообразным применять следующие эквивалентные методики:a) для вертолетов, подлежащих сертификации согласно главе 11 Приложения, используетсяповышающее лобовое сопротивление устройство, которое дает аэродинамическое сопротивление,рассчитываемое для модификации или комбинации модификаций, при которых создаетсянаибольшее лобовое сопротивление;b) с установленным повышающим лобовое сопротивление устройством выполняется испытательныйпролет с использованием соответствующих исходных и испытательных методик сертификации пошуму;c) рассчитывается соотношение уровня шума и изменения аэродинамического сопротивления иливоздушной скорости с использованием данных о шуме, скорректированных, как указано вдобавлении 4 Приложения, относящихся к вертолету-источнику "опорных полетных данных" иконфигурации "с повышенным лобовым сопротивлением";d) фактическая воздушная скорость при установке подлежащей сертификации модификацииопределяется на основании испытаний летно-технических характеристик базового вертолета сустановленной модификацией;e) используя измеренную воздушную скорость вертолета с установленной модификацией, определяютсясертификационные уровни шума путем интерполяции соотношения, полученного в п. с).

6-14 Техническое руководство по окружающей среде6.2.2.2 Испытания легких вертолетов вне предельныхпараметров температуры и влажности главы 11При утверждении сертифицирующим органом можно проводить испытания легких вертолетов всоответствии с предельными параметрами температуры и относительной влажности, указанными в пп. 2.2.2.2 b)и 2.2.2.2 c) добавления 2 Приложения (см. рис. 6-2), вместо использования предельных значений, указанных вп. 2.2.2 b) добавления 4 Приложения. Измерения температуры и относительной влажности производятся навысоте от 1,2 м (4 фут) до 10 м (33 фут) над поверхностью земли, как указано в п. 2.2.2 b) добавления 4Приложения, и в пределах 30 мин перед каждым замером шума, как предусмотрено в п. 2.2.2.3 добавления 2Приложения. В этом случае потребуется провести третьоктавный анализ шума, зарегистрированного прикаждом пролете. Измеренное значение SEL корректируется с приведением значений температуры иотносительной влажности при испытании к исходным условиям, указанным в п. 11.5.1.4 главы 11 Приложения.Методика корректировки аналогична методике, указанной в п. 8.3.1 добавления 2 Приложения, с заменойдлины пути распространения шума QK и Q r K r соответственно H – высотой испытываемого вертолета при егопролете над точкой измерения шума, и исходной высотой 150 м (492 фут).______________________

Глава 7ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ В ОТНОШЕНИИ ОЦЕНКИВОЗДУШНЫХ СУДОВ С ПОВОРОТНЫМИ ВИНТАМИВ СООТВЕТСТВИИ С ДОПОЛНЕНИЕМ F К ТОМУ I ПРИЛОЖЕНИЯ 167.1 ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ИНФОРМАЦИЯИМ ДОП F 1[Применимость]1) Цель инструктивных указаний дополнения F7.1.1 Исходные данныеИнструктивные указания в отношении сертификации по шуму воздушных судов с поворотными винтами,содержащиеся в добавлении F к Приложению, были разработаны Специальной группой CAEP повоздушным судам с поворотными винтами специально для сертификации по шуму воздушного судна"Белл/Агуста BA609" – первого образца гражданского воздушного судна с поворотными винтами.Преследовалась также цель использовать эти инструктивные указания в качестве основы длясертификации по шуму будущих воздушных судов с поворотными винтами. Содержащийся в настоящейглаве пояснительный материал призван предоставить информацию о процессе разработки этихинструктивных указаний, в особенности в части их применения к воздушному судну "Белл/АгустаBA609". Предполагается, что данная информация может послужить хорошей основой для разработкиинструктивных указаний для других воздушных судов с поворотными винтами, которые, возможно, вконечном счете будут приняты в качестве Стандарта Приложения.2) Сфера применения инструктивных указаний дополнения FСчитается, что в настоящий момент для обоснования принятия конкретных Стандартов нет достаточногоопыта использования воздушных судов с поворотными винтами. Поэтому инструктивный материал былразработан в виде дополнения F к Приложению, который во многом аналогичен инструктивнымуказаниям в отношении сертификации по шуму винтовых самолетов КВП, содержащимся вдополнении В к Приложению. Считалось целесообразным включить такую же по степени детализацииинформацию, как и в соответствующих главах Приложения, включая информацию о дате применения, вцелях содействия единообразному применению инструктивных указаний.После внимательного рассмотрения этого вопроса был сделан вывод, что существующие Стандартыглавы 8 Приложения являются хорошей основой для инструктивных указаний добавления F, а различиямежду этими инструктивными указаниями и главой 8 следует свести к минимуму.a) Шум от поворотных винтов будет наиболее сильным во время вылета и захода на посадку. В этихслучаях поворотные винты обычно работают в "вертолетном режиме" или почти в "вертолетномрежиме".7-1

7-2 Техническое руководство по окружающей средеb) При разработке этих инструктивных указаний велись наблюдения за уровнем шума воздушногосудна с поворотными винтами "Белл XV-15" (прототип "Белл/Агуста BA609"). Был сделан вывод, чтохарактер шума данного воздушного судна весьма похож на характер шума обычного вертолета.c) В горизонтальном полете "вертолетный режим" будет, как правило, самой шумной конфигурацией.d) Предлагаемые инструктивные указания относятся к воздушным судам с поворотными винтами,которые могут взлетать только вертикально, и не включает воздушные суда с характеристиками КВП.По эксплуатационным характеристикам они во многом схожи с обычными вертолетами и имеютотносительно крутую траекторию взлета и захода на посадку.e) Технический уровень имеющихся средств снижения шума для воздушных судов с поворотнымивинтами считается аналогичным техническому уровню для вертолетов.f) Зачастую полеты воздушных судов с поворотными винтами будут выполняться совместно с полетамивертолетов из одного и того же вертодрома. Поэтому целесообразно сравнить шум, производимыйвоздушными судами с поворотными винтами и вертолетами.3) Оценка уровня шума в установленной для испытаний точке во время этапа перехода на другой режимОдним из представляющих большой интерес вопросов является переход от одного угла поворотнойгондолы к другому, что может быть связано с особыми механизмами генерирования шума. Например,если рассмотреть переход поворотного винта от самолетного режима к вертолетному режиму соснижением скорости, возникает этап, на котором компонент вектора скорости, который перпендикуляреннесущему винту, меняет положение от "сверху вниз" на "снизу вверх". Можно предположить, что вкакой-то момент на этапе перехода вихри на конце лопастей будут засасываться или дополнительныйшум создаст другой эффект нестационарного характера.Уровень шума прослушивался в ходе выполнения ряда пролетов "Белл XV-15", один из которых былвыполнен с особой конфигурацией для изучения шума во время перехода на другой режим. При этомиспытательном полете воздушное судно с поворотными винтами ("Белл XV-15") пролетало на высоте150 м (492 фут), переходя в это время с самолетного на вертолетный режим. Во время этого полетаособых явлений не прослушивалось. Кроме того, во время других испытательных полетов, при которыхдемонстрировались висение, развороты в режиме висения, полет боком, взлет, горизонтальные пролетыпри различных сочетаниях скорости/углах поворотной гондолы и заходы на посадку под углами 6° и 9°,особой шумности не прослушивалось, кроме обычного шума BVI во время заходов на посадку подуглами 6° и 9°. В ходе установки конфигурации воздушного судна для различных испытательных полетовбыло осуществлено несколько переходов от вертолетного к самолетному режиму и наоборот, которыепрослушивались из различных пунктов относительно воздушного судна. Никакого особого шумаотмечено не было.Исходя из этого опыта и приведенных ниже доводов было решено отказаться от попытки определить дляиспытаний специальную точку, предназначенную для регистрации шума воздушных судов споворотными винтами при переходе на другой режим.Доводы в поддержку этого являются следующими:a) Опытные наблюдатели от отрасли утверждают, что они никогда не отмечали каких-либоотносящихся к шуму явлений, связанных с этапом перехода на другой режим. Это былоподтверждено конкретными, приведенными выше наблюдениями за "Белл XV-15".

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 7 7-3b) Переход осуществляется относительно медленно, что означает, что в течение всего процессаперехода поле потока также меняется весьма медленно.c) Если бы и был шум во время перехода на другой режим, он, вероятно, был бы связан с какой-тоформой BVI. Это явление предусмотрено в методике захода на посадку и для получениядополнительной информации, возможно, будет весьма трудно обосновать применениедополнительной точки измерения.d) Установить повторяемую и практически выполнимую методику для регистрации шума во времяперехода на другой режим, который никто никогда не замечал, фактически невозможно.e) Если в будущем появится конструкция, у которой будут четкие характеристики шума при переходена другой режим, данный эффект можно будет изучить и, если будет необходимо, предложитьпоправку к данным инструктивным указаниям.7.1.2 Общая информацияИМ ДОП F 6[Термины, используемые в методиках сертификации по шумувоздушных судов с поворотными винтами]Вертолетный режим. Термин "вертолетный режим" используется, когда несущие винты ориентированытаким образом, что их ось вращения расположена практически вертикально (т. е. угол гондолы составляетприблизительно 90°). В инструктивных указаниях дополнения F Приложения такое положение называется"режим ВВП/переходный режим", и этот термин использовался в стандартах летной годности приразработке "Белл/Агуста BA609". ВВП означает "вертикальный взлет и посадка".Самолетный режим. Термин "самолетный режим" используется, когда несущие винты сориентированытаким образом, что их ось вращения расположена практически горизонтально (т. е. угол поворотнойгондолы двигателя почти равен 0° в крайнем нижнем положении на "нижних упорах"). См. раздел 6 с)ИМ ДОП F.Угол поворотной гондолы. "Угол поворотной гондолы" определяется как угол между осевой линией валанесущего винта и продольной осью фюзеляжа воздушного судна. Поворотная гондола обычноперпендикулярна плоскости вращения несущего винта.Фиксированное положение. В конструкции "Белл/Агуста BA609" предусмотрен ряд рекомендуемых угловустановки поворотной гондолы, называемых "фиксированными положениями". Они являютсяположениями поворотной гондолы по умолчанию, которые, как правило, используются при нормальнойэксплуатации воздушного судна. Угол поворотной гондолы регулируется самоцентрирующимсяпереключателем. Когда угол поворотной гондолы составляет 0° (т. е. самолетный режим), а пилотпереводит переключатель в верхнее положение, гондолы автоматически поворачиваются в положение подуглом приблизительно 60°, в котором они будут зафиксированы. Еще одно нажатие на переключательповлечет за собой поворот гондолы в положение под углом приблизительно 75°. Выше угла 75° гондоламожет быть установлена под любым углом до угла приблизительно 95°, для чего переключатель следуетудерживать в верхнем положении или в нижнем положении для уменьшения угла.Предполагается, что концепция "фиксированного положения" будет, как правило, применяться для всехбудущих воздушных судов с поворотными винтами, хотя число и углы фиксированных положений могутбыть другими. Фиксированные положения играют важную роль в нормах летной годности, в которых ониназываются "разрешенными фиксированными рабочими точками в режиме ВВП/переходном режиме". Во

7-4 Техническое руководство по окружающей средевремя полета воздушного судна в самолетном режиме угол поворотной гондолы будет совмещен спродольной осью воздушного судна. В этом случае угол фиксируется с помощью так называемого"нижнего упора".Частота вращения воздушного винта. Конструкция "Белл/Агуста BA609" предусматривает (и, по всейвероятности, будущие конструкции воздушных судов с поворотными винтами также будутпредусматривать) установку по крайней мере двух возможных значений частоты вращения несущего винта:одно значение частоты вращения воздушного винта для вертолетного режима, а другое, более низкоезначение частоты вращения несущего винта для самолетного, крейсерского, режима. Более низкая частотавращения воздушного винта может использоваться, только когда поворотные гондолы находятся вкрайнем нижнем положении на нижних упорах. Перед переводом гондол с нижних упоров частотавращения несущего винта должна быть установлена на более высокое значение, чтобы воздушное судно споворотными винтами могло находиться в режиме висения.ИМ ДОП F Примечание 1[Определение]1) Определение7.1.3 Информация о конкретных разделах дополнения FОпределение было предложено Международным координационным советом ассоциацийаэрокосмической промышленности (ИККАИА). В нем отмечается принципиальное различие междувоздушными судами с поворотными винтами и другими воздушными судами.ИМ ДОП F Примечания 1 и 2 и раздел 1[Применимость]1) ПрименимостьРаздел о применимости был включен для содействия единообразному применению инструктивныхуказаний. Ссылка на модифицированные варианты означает, что в отношении самолетов, имеющихменьший уровень шума, чем их первоначальный вариант, никаких измерений шума производить нетребуется, ввиду содержащегося в Приложении определения модифицированных вариантов. Указаннаядата является датой обсуждения данного раздела инструктивных указаний.ИМ ДОП F Раздел 2[Единица оценки шума]1) Единица оценки шумаВвиду сходства характеристик с вертолетами, предлагается использовать те же единицы, которыеуказаны в главе 8 Приложения. Предлагается не разрабатывать нового добавления для воздушных судов споворотными винтами, поскольку считается, что для них подходит существующее добавление 2Приложения. Для целей планирования землепользования предлагается предоставить дополнительныеданные. Какие данные следует предоставлять, будет определяться по согласованию между полномочныморганом и заявителем, поскольку требования разных полномочных органов в этом вопросе могут бытьразличными.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 7 7-5В настоящий момент цель данного раздела инструктивных указаний заключается в том, чтобыпредусмотреть требование относительно сбора данных, которые могут быть получены только путемдополнительного анализа данных, которые уже собраны для процесса сертификации. Ожидается, что"SAE International" проведет дальнейшие исследования относительно требований к представлениюданных для планирования землепользования. Поскольку требуемая информация для планированияземлепользования может содержать такие детальные сведения, которые сделают ее конфиденциальной скоммерческой точки зрения, обнародовать такую информацию не предполагается.ИМ ДОП F раздел 3[Контрольные точки измерения шума]1) Контрольные точки измерения шумаВвиду схожих с вертолетами характеристик, предлагается использовать те же контрольные точкиизмерения шума, которые применяются для главы 8 Приложения.ИМ ДОП F разделы 4 и 5[Максимальные уровни шума и допуски]1) Максимальные уровни шума и допускиВвиду схожих с вертолетами характеристик, считается, что существующие предельные значения п. 8.4.1и допуски п. 8.5 главы 8 Приложения служат хорошей отправной точкой для использования в данныхинструктивных указаниях. В вертолетном режиме как подъемная технология, так и условия эксплуатациианалогичны вертолету. Если технология потребует применения более высоких предельных значений илипозволит использовать более низкие предельные значения, такое положение должно быть рассмотреноотдельными полномочными органами при использовании данных инструктивных указаний в каждомконкретном случае. Для пролета предельное значение указано только для вертолетного режима,поскольку такой режим обычно является конфигурацией с наибольшим уровнем шума, а такжеконфигурацией, которая, по всей вероятности, будет использоваться при полетах по кругу.ИМ ДОП F раздел 6[Исходная методика сертификации по шуму]1) Общие положенияВвиду способности менять угол поворотной гондолы и наличия двух (возможно, более двух) разныхзначений частоты вращения несущего винта, в существующие исходные методики по вертолетам,содержащиеся в главе 8 Приложения, возможно, потребуется включить дополнительные положения.2) Частота вращения несущего винтаВ инструктивных указаниях требуемая частота вращения несущего винта зависит от соответствующегорежима полета. Это означает, что при взлете, заходе на посадку и пролете в вертолетном режименеобходимо будет использовать более высокую частоту вращения несущего винта, а при пролете всамолетном режиме должна использоваться более низкая частота вращения несущего винта.

7-6 Техническое руководство по окружающей среде3) Угол поворотной гондолыa) ВзлетПри взлете угол поворотной гондолы выбирает заявитель. Это соответствует принципиальнымположениям Приложения, в которых выбор конфигурации предоставляется на усмотрение заявителя.Это также соответствует содержащемуся в главе 8 требованию использовать наивыгоднейшуюскороподъемность воздушного судна V y , поскольку заявитель обычно выберет угол поворотнойгондолы, который близок к углу поворотной гондолы, соответствующему общей наивыгоднейшейскороподъемности. Следует иметь в виду, что для каждого угла поворотной гондолыпредусматривается скорость, которая дает наивыгоднейшую скороподъемность, которая обычно неимеет одинакового числового значения для различных углов поворотной гондолы. Можно установитьугол поворотной гондолы, который обеспечивает наивысшую общую скороподъемность, однако этообычно угол, который не соответствует "фиксированному положению".b) Пролет в вертолетном режимеПри пролете в вертолетном режиме определение используемого угла поворотной гондолы явилосьодной из более сложных проблем. Первоначально предлагалось использовать угол поворотнойгондолы 90°, соответствующий вертолету. Это, однако, было неприемлемо, поскольку воздушноесудно с поворотными винтами обычно не выполняет полет с таким углом на высокой скорости,необходимой для сертификации по шуму. Обычно несущий винт будет повернут таким образом,чтобы развить большую прямую тягу, не поворачивая вперед фюзеляж, а для этого выбирается уголповоротной гондолы, соответствующий приблизительно 80°. Было достигнуто согласие относительнотого, что эта уникальная характеристика воздушного судна с поворотными винтами должна бытьвключена в исходную методику. С другой стороны, данное требование не должно позволятьзаявителю выбирать угол поворотной гондолы, который будет близок к 0°, поскольку это дастнеобоснованно низкие значения уровня шума. Следует иметь в виду, что поворот несущего винтауменьшит значение числа Маха законцовки наступающей лопасти. После длительного рассмотренияданного вопроса было найдено удовлетворительное решение. Для воздушного судна с поворотнымивинтами обычно будет устанавливаться такой угол поворотной гондолы, ниже которого производитьвисение более невозможно, и при котором полет с нулевой воздушной скоростью не разрешается.Было решено зафиксировать угол поворотной гондолы при пролете в вертолетном режиме вближайшем к этому углу фиксированном положении.c) Пролет в самолетном режимеПри пролете в самолетном режиме угол поворотной гондолы определяется как угол в крайнемнижнем положении, в котором обычно будет выполняться крейсерский полет на высоких скоростях.Измеряются два режима:– Один – с высокой частотой вращения несущего винта и такой же частотой вращения, котораяиспользуется в вертолетном режиме при пролете. Такой режим предназначен для того, чтобыможно было сравнить результаты пролетов в вертолетном и самолетном режимах.– Другой режим – это режим с крейсерской скоростью вращения воздушного винта и скоростьюV MCP или V MO , как это определено в примечании 1 п. 6.3 e) дополнения F Приложения, которыйпредназначен для того, чтобы представить наихудшее условие крейсерского режима.d) Заход на посадкуДля исходной конфигурации захода на посадку следует использовать угол поворотной гондолы, прикотором достигается максимальный уровень шума при заходе на посадку. Это соответствует

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 7 7-7принципиальным положениям главы 8 и других разделов Приложения, в которых требуется призаходе на посадку применять конфигурацию с максимальными уровнями шума. Для этого обычнопотребуется провести испытания при нескольких разных углах поворотной гондолы, с тем чтобыопределить, какой из них генерирует максимальный уровень шума.В конструкции воздушного судна с поворотными винтами угол закрылков меняется в зависимости отвоздушной скорости, и, таким образом, пилот может установить закрылки вручную или использоватьавтоматическое управление закрылками, с тем чтобы снизить рабочую нагрузку пилота. В этомпоследнем случае угол положения закрылков для сертификации по шуму будет соответствовать углуположения закрылков, который является нормальным для конфигурации захода на посадку и режимаполета при заходе на посадку. В конструкции воздушного судна, при которой угол положениязакрылков устанавливается пилотом, заявитель должен использовать угол установки закрылков,предназначенный для захода на посадку, и должен будет продемонстрировать, что для сертификациипо шуму применяется конфигурация с максимальным уровнем шума.ИМ ДОП F раздел 7[Методики испытаний[1) Методики испытанийМетодики испытаний аналогичны методикам, содержащимся в главе 8 Приложения. Следует иметь ввиду, что, как минимум, все измерения уровня шума производятся и оцениваются с помощью микрофона,установленного на высоте 1,2 м (4 фут), включая данные, получаемые для целей планированияземлепользования. Это предлагается для обеспечения соответствия величинам в главе 8 и для снижениярасходов для заявителя. Если для целей планирования землепользования или других целей необходимособрать данные в других точках расположения микрофонов (т. е. на плоскости земли), это несомненнодопустимо, однако потребует согласования между заявителем и сертифицирующим органом.______________________

Глава 8ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ В ОТНОШЕНИИ "ОКОН"ПАРАМЕТРОВ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ И КОРРЕКТИРОВКИДАННЫХ О ШУМЕ ДЛЯ ПЛАНИРОВАНИЯ ЗЕМЛЕПОЛЬЗОВАНИЯ,ПОЛУЧЕННЫХ В РЕЗУЛЬТАТЕ ИЗМЕРЕНИЙВ СООТВЕТСТВИИ С ДОПОЛНЕНИЕМ Н ТОМА I ПРИЛОЖЕНИЯ 168.1 ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ИНФОРМАЦИЯИМ ДОП H 1[Общие положения]8.1.1 Исходные данныеНа совещании CAEP/6 были утверждены в качестве дополнения Н к Приложению инструктивныеуказания в отношении получения данных о шуме винтокрылов для целей планирования землепользования(LUP). Цель дополнения Н заключается в предоставлении данных о шуме в показателях, подходящих для целейLUP при условиях полета для сертификации по шуму и/или альтернативных условиях полета,соответствующих нормальным эксплуатационным схемам полета или другим схемам полета для целейснижения шума или конкретно относящихся к требованиям в отношении вертолетов.В настоящей главе содержится подробный инструктивный материал в отношении "окон" параметровлетных испытаний и корректировок данных LUP с приведением к исходным условиям для альтернативныхметодик/схем полета, конкретно предназначенных для получения данных LUP. Для обеспечения соответствияданным сертификации по шуму и предоставления сопоставимой точности подробные инструктивные указанияоснованы в максимально практически возможной степени на "окнах" параметров летных испытаний и методахкорректировки данных, используемых для методик полета при сертификации по шуму.При разработке этих "окон" параметров летных испытаний и методов корректировки данныхтребования, связанные с получением данных LUP, были сбалансированы относительно затрат на испытаниядля получения данных LUP, с тем чтобы поощрять проведение заявителями дополнительных факультативныхлетных испытаний и измерений.Инструктивные указания в отношении "окон" параметров испытаний для альтернативных методикполетов содержатся в п. 8.1.2. Инструктивные указания в отношении приведения данных LUP к исходнымусловиям содержатся в пп. 8.1.3 и 8.3.1, при этом в п. 8.1.3 рассматриваются исходные условия, а в п. 8.3.1содержатся конкретные инструктивные указания по методике корректировки.Примечание. "Окна" параметров испытаний и коррективы к данным, указанные в настоящей главе,предназначены только для постоянного режима воздушной скорости и постоянной траектории полета. Применяющихся значениях воздушной скорости и изменениях траектории полета могут потребоватьсядополнительные инструктивные указания, которые еще для настоящей главы не разработаны.8-1

8-2 Техническое руководство по окружающей среде8.1.2 "Окна" параметров испытанийИМ № 1 ДОП H 2.1 и 2.2[Альтернативные условия с постоянной воздушной скоростью и траекторией полета]"Окна" параметров летных испытаний и методики для альтернативных постоянных условий полета дляLUP приведены в таблице 8-1 вместе с существующими требованиями в отношении сертификации по шуму."Без изменений" в таблице 8-1 означает рекомендуемое использование соответствующего "окна" параметровиспытаний или методики, содержащихся в главах 8 или 11 Приложения.При получении данных для целей LUP в соответствии с дополнением Н Приложения можно применятьмногие из "окон" параметров летных испытаний и методик, используемых в настоящее время для сертификациипо шуму. Таким образом, в "окнах" параметров летных испытаний и методиках, указанных в таблице 8-1, вмаксимально возможной степени используются существующие методы корректировки, содержащиеся в главах 8и 11 Приложения. Кроме этого, следует иметь в виду, что можно использовать "окно нулевой корректировки назатухание звука", как это указано в п. 4.2.3.2.1 главы 4.Таблица 8-1 включает в части требований к сертификации по шуму увеличенные допуски воздушнойскорости ±13 км/ч (±7 уз) для вертолетов главы 8 и ±9,3 км/ч (±5 уз) для вертолетов главы 11 (или ±13 км/ч (±7 уз),если используется поправка Δ 2 главы 8), и минимум четыре испытательных полета. 90-процентныйдоверительный интервал, не превышающий ±1,5 EPNдБ, применяемый в настоящее время в главе 8 к среднемузначению EPNL по трем микрофонам, также применяется к соответствующему среднему значению SEL по треммикрофонам. Для вертолетов главы 11 существующее требование к 90-процентному доверительному интервалудля SEL в точке измерительного микрофона на линии пути сохраняется. Кроме этого, следует сообщать данные о90-процентном доверительном интервале, рассчитанном для каждого интегрированного по времени показателя имаксимального уровня шума по каждому микрофону.Главным образом эти инструктивные указания обеспечивают баланс между требованиями к даннымдля LUP и затратами заявителей на испытания для получения данных согласно дополнению Н. В особенностиувеличение "окна" параметров воздушной скорости при проведении испытаний на 3,7 км/ч (2 уз) понизитзатраты на испытания и в то же время окажет незначительное влияние на окончательные результаты.Уменьшение требуемого минимального числа испытательных полетов с шести до четырех также понизитрасходы на испытания, но в то же время необходимая точность данных обеспечивается предельным значением90-процентного доверительного интервала.ИМ № 2 ДОП H 2.1 и 2.2[Условия полета с несколькими участками траектории полета припостоянной воздушной скорости – без участков набора высоты]Приведенные в таблице 8-1 "окна" параметров летных испытаний и методики, предусмотренные дляальтернативных постоянных условий полета для LUP, могут применяться для заходов на посадку снесколькими исходными участками траектории полета, каждый из которых имеет различный постоянный уголснижения или другое условие горизонтального полета. В особенности, в соответствующих случаях, к каждомуучастку траектории полета применимы при проведении испытаний приведенные в таблице 8-1 допустимыезначения для суммарных коррективов, частоты вращения несущего винта, воздушной скорости, угла отвертикали, высоты над контрольной точкой, угла захода на посадку и испытываемой массы.Примечание. Для того чтобы оставаться в пределах допустимых значений выдерживаниятраектории полета на каждом участке полета, изменение угла исходной траектории полета между двумяучастками следует осуществлять как можно скорее. Это может потребовать начать выполнение переходадо исходной точки перехода.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 8 8-3Таблица 8-1. "Окна" параметров летных испытаний и методикидля альтернативных, постоянных условий полета для LUPСсылка наПриложение 16/Doc 9501 "Окно" параметров испытаний/методика Сертификация по шуму Условия полета для LUP8.7.4 Суммарные поправки Взлет: 4 EPNдБ/2 EPNдБЗаход на посадку и пролет:2 EPNдББез изменений дляинтегрированныхпоказателей шума8.7.5 Частота вращения несущего винта (N r ) ±1 % Без изменений8.7.6 Воздушная скорость ±9 км/ч (±5 уз) ±13 км/ч (±7 уз)8.7.7 Пролеты со встречным/попутным ветром Равное число Без изменений8.7.8 Угол от вертикали ±10° или ±20 м (±66 фут) Без изменений8.7.9 Высота пролета над контрольной точкой ±9 м (±30 фут) Без изменений8.7.10 Угол захода на посадку "Клин" ± 0,5° Без изменений8.7.11 Масса 90–105 % Без измененийДОБ 2, 2.2.2.2 b) Температура на высоте 10 м (33 фут) -10–35 °C (14–95 °F) Без измененийДОБ 2, 2.2.2.2 b) RH на высоте 10 м (33 фут) 20–95 % Без измененийДОБ 2, 2.2.2.2 c) Коэффициент затухания звука в полосе 12 дБ/100 м Без изменений8 кГцДОБ 2, 2.2.2.2 e) Ветер на высоте 10 м (33 фут) 5 м/с (10 уз) Без измененийДОБ 2, 2.2.2.2 e) Боковой ветер на высоте 10 м (33 фут) 2,5 м/с (5 уз) Без измененийДОБ 2, 3.5.2 Высота микрофона 1,2 м (4 фут) 1,2 м (4 фут) (Примечание 1)ДОБ 2, 5.4.2 Число испытательных полетов 6 4ДОБ 2, 5.4.2 90-процентный CI – среднее значение по ±1,5 EPNдБ ±1,5 дБ SELтрем микрофонам (Примечание 2)90-процентный CI – каждый показатель НеприменимоБудет сообщенов каждом микрофонеDoc 9501, 4.2.3.2.1 Отсутствие "окна" корректировки Эквивалентно

8-4 Техническое руководство по окружающей средеИМ № 3 ДОП H 2.1 и 2.2[Условия полета с несколькими участками траектории полетапри постоянной воздушной скорости с участками набора высоты](Зарезервировано)ИМ № 4 ДОП H 2.1 и 2.2[Условия полета при непостоянной воздушной скорости и траектории полета](Зарезервировано)ИМ № 5 ДОП H 2.1 и 2.2[Заходы на посадку с постоянным замедлением и постоянной траекторией полета]Приведенные в таблице 8-1 "окна" параметров летных испытаний и методики, предусмотренные дляальтернативных постоянных условий полета, можно применять для заходов на посадку с постояннымзамедлением и с постоянной траекторией полета (углом наклона глиссады) с определенными коррективами дляучета постоянного изменения воздушной скорости в зависимости от времени. В особенности "режим" исходнойвоздушной скорости (т. е. исходная воздушная скорость как функция местоположения на исходной линии пути)необходимо получить из исходной интенсивности замедления для исходного условия нулевой скорости ветра.Допуск на воздушную скорость ±7 уз следует применять к воздушной скорости как к функции времени и как кфункции местоположения вдоль исходной линии пути, что показано на рис. 8-1 и 8-2.ИМ № 6 ДОП H 2.1 и 2.2[Другие условия полета с непостоянной воздушной скоростью и траекторией полета](Зарезервировано)ИМ № 1 ДОП H 2.3[Общие положения]8.1.3 Исходные условияМетодики полета, предназначенные для демонстрации нормальных полетов или полетов суменьшением шума, будут варьироваться от простых методик фиксированной траектории полета и воздушнойскорости, аналогичных условиям проведения испытаний для сертификации полета, до сложных методик снепостоянной траекторией полета и/или непостоянной воздушной скоростью. Применяемые в результате этогоисходные методики полета и методы корректировки данных должны быть представлены на утверждениесертифицирующему органу.Главными исходными условиями испытаний, которые влияют на коррективы к данным о шуме,являются исходные атмосферные условия, исходная траектория полета вертолета и исходная воздушнаяскорость вертолета. Для получения данных о шуме для целей LUP исходные атмосферные условия должнысоответствовать условиям, указанным в п. 8.6.1.5 главы 8 и в п. 11.5.1.4 главы 11 Приложения.В процессе разработки профилей полета для LUP и эксплуатационных методов снижения шумаметодика исходной траектории и/или исходной воздушной скорости может быть не определена до получениянабора данных о шуме, подходящих для целей LUP. В этих случаях для получения соответствующих исходныхзначений можно использовать данные о траектории полета и воздушной скорости, полученные при испытаниях.Используемый метод должен быть утвержден сертифицирующим органом.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 8 8-510090Потенциальные точки определения X 0Воздушная скорость ( уз )8070605040+7 уз–7 узПериод уменьшенияуровня шума на 10 дБ3020102x = ½ at + V0t +V = at + V0X 0Над микрофономна линии путиV0– исходная воздушнаяскорость в X00–800 –600 –400 –200 0 200 400 600Местоположение на линии пути (м)Рис. 8-1.Пример профиля исходной воздушной скорости относительно местоположенияна линии пути при постоянном замедлении от 80 до 50 уз при 1 уз/сИМ № 2 ДОП H 2.3[Заранее определенная постоянная траектория полета и постоянная воздушная скорость]Если используется заранее определенная исходная постоянная траектория полета и постояннаяскорость, аналогичные траектории полета и скорости, установленным для сертификационных испытаний пошуму согласно главе 8, но отличающиеся от них, можно использовать те же методы корректировки, которыеуказаны в добавлении 2, подставляя при этом соответствующим образом в методах корректировки новыеисходные условия и изменяя, по необходимости, методы корректировки для получения результатов в видескорректированного уровня звукового воздействия, L AE , и любых других показателей, выбранных заявителем.ИМ № 3 ДОП H 2.3[Рассчитанная постоянная траектория полета]Если исходная траектория полета заранее не определена, исходную траекторию необходиморассчитать или иным образом определить на основании данных летных испытаний. Один метод определенияисходной траектории заключается в получении средних значений испытательных полетов путем расчетатраектории каждого испытательного полета с использованием линейной аппроксимации по методунаименьших квадратов данных о местоположении воздушного судна, определяемого в виде координат X, Y и Z,между точками уменьшения уровня шума на 10 дБ и усредняя результаты расчетов.

8-6 Техническое руководство по окружающей среде1009080+7 узПостоянное замедление = линейныйпрофиль воздушной скоростиВоздушная скорость ( уз )706050403020–7 узПериод уменьшения уровня шума на 10 дБНад микрофономна линии пути100–20 –15 –10 –5 0 5 10 15 20Время ( с) [= 0 с над микрофоном]Рис. 8-2. Пример профиля исходной воздушной скорости относительновремени при постоянном замедлении от 80 до 50 уз при 1 уз/сПримером может служить случай, когда в результате летных испытаний с использованием несколькихуглов наклона глиссады, берется траектория захода на посадку с фиксированным углом глиссады, котораясчитается приемлемой для пилота. Если полет по выбранной траектории повторяется, по необходимости,несколько раз для получения статически действительного набора уровней шума, полученные на этойтраектории полета данные могут быть усреднены для определения исходной траектории полета.ИМ № 4 ДОП H 2.3[Рассчитанная постоянная воздушная скорость]Если исходная воздушная скорость, V r , заранее не установлена, величину V r необходимо рассчитатьили иным образом определить на основании измеренных данных. Один метод определения V r заключается вполучении среднего значения испытательных полетов путем усреднения значений истинной скорости (TAS)каждого испытательного полета, который удовлетворяет критериям "окна" параметров испытаний.Примером этого является случай, когда представляет интерес зависимость уровня шума от воздушнойскорости и скорости снижения. В программе испытаний можно предусмотреть испытания с постепеннымприращением значений определенного диапазона фиксированных IAS для одного или нескольких значенийскорости снижения и по завершении программы летных испытаний будет определена воздушная скоростьпрофиля полета для LUP.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 8 8-7Для специального случая определения V r в условиях пролета при использовании методаэквивалентного числа Маха (см. ПМС ДОБ2 8.2.2 10), п. 4.2.3.2.2 главы 4 и ПМС ДОБ4 2.4.1) для внесенияпоправки на источник шума в ИМ № 7 ДОП H 2.3, содержащемся в п. 8.3.1 настоящей главы, изложенотдельный метод.Примечание. Исходная путевая скорость V Gr может быть рассчитана на основании данных обистинной воздушной скорости, поскольку по определению истинная скорость и путевая скорость являютсяидентичными для исходных условий при нулевом ветре.ИМ № 5 ДОП H 2.3[Условия полета по траектории с несколькими участками с постояннойвоздушной скоростью]Данные инструктивные указания касаются профилей захода на посадку с несколькими участками содной постоянной исходной воздушной скоростью, при этом каждый участок имеет различный исходный уголснижения или другие условия горизонтального полета.Примечание. Можно применять альтернативную методику предоставления данных LUP дляпрофилей полета с несколькими участками на постоянной воздушной скорости путем объединения участковиз наборов данных, полученных при постоянном профиле. Однако заявителю следует иметь в виду, чтоважное значение может иметь эффект направленности при получении данных об акустическомраспространении по траекториям полета каждого участка, что потребует применения дополнительныхмикрофонов для обеспечения лучшего геометрического разрешения записанных данных о шуме.ИМ № 6 ДОП H 2.3[Инструктивные указания в отношении траекторий полетас несколькими участками, включающими участки набора высоты](Зарезервировано)ИМ № 7 ДОП H 2.3[Условия полета с непостоянной воздушной скоростью и/или траекторией](Зарезервировано)ИМ № 8 ДОП H 2.3[Заходы на посадку с постоянным замедлением и постоянной траекторией полета]Этап замедления исходного профиля полета должен охватывать весь период уменьшения уровня шумана 10 дБ для каждой точки измерения для сертификации по шуму, как показано на рис. 8-1 и 8-2. Если этого непроисходит, исходную методику захода на посадку не следует рассматривать как один участок полета. Такжерекомендуется начинать этап замедления как можно ближе к началу периода уменьшения уровня шума на10 дБ, с тем чтобы значение воздушной скорости было как можно ближе к значению исходной воздушнойскорости в первой точке снижения уровня шума на 10 дБ. Это поможет свести к минимуму потенциальноевоздействие ветра при соблюдении требований как к воздушной скорости, так и к допускам.Примечание. Возможно, целесообразно выполнить пробные полеты для определения и/илиподтверждения исходного профиля полета, который отвечает этим критериям.Если исходное замедление или режим воздушной скорости заранее не определен, его значениенеобходимо рассчитать или иным образом определить на основании измеренных данных. Один метод

8-8 Техническое руководство по окружающей средеопределения исходного замедления или режима воздушной скорости заключается в определении среднегозначения испытательных полетов путем усреднения профиля замедления или профиля воздушной скоростикаждого испытательного полета, который отвечает критериям "окна" параметров испытаний.ИМ № 9 ДОП H 2.3[Другие условия полета при непостоянных воздушных скоростях и/или траекториях полета](Зарезервировано)8.2 ИНФОРМАЦИЯ ОБ ЭКВИВАЛЕНТНЫХ МЕТОДИКАХ(Зарезервировано)8.3 ИНФОРМАЦИЯ О ТЕХНИЧЕСКИХ МЕТОДИКАХ8.3.1 Приведение к исходным условиямИМ № 10 ДОП H 2.3[Условия полета с постоянной скоростью и траекторией полета]Результаты данных о вертолетном шуме, полученные для условий полета с постоянной воздушнойскоростью и траекторией полета, обычно приводятся к исходным условиям с использованиемстандартизированных методов, примеры которых изложены в добавлениях 2 и 4 Приложения.ИМ № 11 ДОП H 2.3[Обработка результатов измерений с использованием методов добавления 2 Приложения]Приведенные ниже поправки к данным о шуме предполагают использование скорректированныхизмеренных третьоктавных данных и данных изменений во времени относительно местоположениявоздушного судна, которые приведены в добавлении 2 Приложения.Примечание. Скорректированные измеренные данные о шуме представляют собой данные,скорректированные в соответствии с требованиями пп. 3.9 и 3.10 добавления 2 Приложения.Если измеряется исходное условие полета с фиксированной траекторией полета и/или фиксированнойвоздушной скоростью, которые отличаются от таких параметров, определенных для сертификации по шумусогласно главе 8, можно использовать те же методы корректировки данных, которые определены вдобавлении 2 Приложения, подставляя при этом в соответствующих случаях в методах корректировки новыеисходные условия и изменяя, по необходимости, методы корректировки для получения результатов в видеуровня звукового воздействия (L AE ) и любых других показателей, выбранных заявителем.Поправки, которые следует вносить в интегрированные по времени показатели уровня шума(например, L AE или EPNдБ), должны включать:a) поправку на разделение на полосы для показателей с поправкой на тональность, таких как EPNL;b) поправку Δ 1 на затухание звука;

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 8 8-9c) поправку на продолжительность Δ 2 для интегрированных по времени показателей;d) поправку на шум источника Δ 3 для пролетов.Примечание. Поправка на разделение на полосы, поправка Δ 1 и поправка Δ 3 должны такжеприменяться в соответствующих случаях к максимальному уровню шума (например, PNLTM, L Amax ), еслиданное значение будет опубликовано.Δ 1 может быть рассчитан для L AE и L Amax следующим образом:a) определить местоположение воздушного судна в момент излучения шума при L Amax и наклоннуюдальность до диафрагмы микрофона;b) определить исходное местоположение воздушного судна на основе исходной траектории полета иисходную наклонную дальность до диафрагмы микрофона;c) рассчитать новое исходное значение L Amax на основе третьоктавного спектра с поправкой поуравнению в п. 8.3.1 добавления 2 Приложения;d) рассчитать L Amax вычитанием значения L Amax при испытаниях из исходного значения L Amax , какпоказано в п. 8.3.2 добавления 2 Приложения.Примечание 1. Использование поправки Δ 1 , полученной для EPNL и PNLTM, приемлемо дляприменения к данным о шуме L AE и L Amax .Примечание 2. Если метеорологические условия по температуре и влажности находятся в пределах"окна" нулевой корректировки на затухание звука, исходные и испытательные значения наклонной дальностиможно заменить исходными и испытательными расстояниями до вертолета, когда вертолет находится надцентральной точкой измерения шума (см. п. 4.2.3.2.1 главы 4). Это предполагает, что точки измерениярасположены в тех же пунктах или вблизи тех же пунктов, которые используются для сертификационныхиспытаний по шуму, а значения наклонной дальности воздушного судна аналогичны значениям, наблюдаемымво время сертификационных испытаний по шуму. Если используются дополнительные точки измерений,которые расположены на значительном удалении от траектории полета, следует принимать во вниманиеувеличение погрешности, которая неотъемлемо привносится с увеличением расстояния.Поправка Δ 2 применяется только к интегрированным по времени показателям шума. Измеренные иисходные значения расстояния, используемые при определении поправок Δ 1 к данным испытаний, можноиспользовать для определения выражения (параметра) расстояния поправки Δ 2 .Ниже приводится пример расчета Δ 2 для L AE :a) определить среднюю путевую скорость, V G , для каждого испытательного полета;b) если исходная путевая скорость, V Gr , заранее не определена, определить исходную путевуюскорость на основании результатов испытаний, которая будет использоваться в качестве V Gr впоправке Δ 2 ;c) рассчитать Δ 2 , как показано в п. 8.4 добавления 2 Приложения, на основании значений наклоннойдальности, определенных на основании расчета поправки Δ 1 , средней путевой скорости, V G ,испытательного полета и исходной путевой скорости, V Gr .При сертификационных испытаниях по шуму приемлемым методом определения поправки на шумисточника при пролетах является метод, изложенный в п. 8.5 добавления 2 Приложения. Такая поправка

8-10 Техническое руководство по окружающей средеобычно вносится с использованием кривой зависимости PNLTM от числа Маха законцовки наступающейлопасти несущего винта. Для интегрированных по времени значений, помимо EPNL, следует вместо PNLTMиспользовать соответствующий максимальный показатель шума.Альтернативный метод – методика испытаний с эквивалентным числом Маха – заключается в расчетескорректированной исходной истинной скорости на основе заранее выбранной исходной воздушностискорости и/или скорости во время испытаний и температуры окружающего воздуха в день испытаний(см. п. 4.1.7 главы 4, ПMC ДОБ2 8.2.2 10), п. 4.2.3.2.2 главы 4 и ПMC ДОБ4 2.4.1). Любой из этих методовприемлем для корректировки пролетных данных для целей LUP при других значениях скорости, когдаисходная воздушная скорость заранее известна.Примечание. Использование поправки на шум источника, рассчитанной для EPNL и PNLTM,приемлемо для применения к данным о шуме L AE и L Amax .При некоторых пролетных испытаниях при отсутствии заранее установленной исходной воздушнойскорости, V r, для которой предполагается использование метода эквивалентного числа Маха, испытательныеполеты можно выполнять на выбранных значениях воздушной скорости, не корректируя вначале воздушнуюскорость с учетом температуры окружающего воздуха в день испытаний. В этом случае исходная воздушнаяскорость, V r , может быть получена на основании данных испытаний таким образом, чтобы была включенапоправка на шум источника. Это можно получить следующим образом:a) рассчитать число Маха законцовки наступающей лопасти несущего винта, M T , для каждогоиспытательного полета на основании испытательной истинной скорости, V T , скорости вращениязаконцовки лопасти несущего винта, V TIP , и скорости звука, c T , вычисленной по результатамизмерения на борту температуры окружающего воздуха:MV+ VT TIPT= ;cTb) рассчитать среднее значение чисел Маха при испытаниях;c) установить исходное число Маха, M R , равным среднему значению чисел Маха при испытаниях;d) рассчитать V r на основе исходного числа Маха, M R , скорости вращения законцовки лопастинесущего винта, V TIP , и скорости звука, c, при 25 °C (77 °F):V = c(M ) − Vr R TIPe) рассчитать скорректированную исходную воздушную скорость V ar и Δ 2 для каждогоиспытательного полета обычным способом (см. п. 4.1.7 главы 4, ПMC ДОБ2 8.2.2 10), п. 8.4.2добавления 2 приложения и п. 5.2.3 добавления 4 Приложения).Примечание. Можно выбрать значение V r , которое отличается от рассчитанного выше значения, ссоответствующей корректировкой V ar при условии, что каждый испытательный полет, используемый дляопределения среднего уровня шума для выбранного значения V r , находится в пределах "окна" параметровиспытаний для воздушной скорости.; иИМ № 12 ДОП H 2.3[Обработка результатов измерений с использованием методик добавления 4 Приложения]Примечание 1. Заявителям на сертификацию, согласно главе 11, рекомендуется в дополнение ктребованиям добавления 4 Приложения регистрировать сигналы звукового давления и/или третьоктавныеданные и, если возможно, данные изменения шума во времени относительно местоположения воздушного

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 8 8-11судна. Это позволит провести дополнительный анализ и получить дополнительные данные, включаядополнительные показатели звука.Примечание 2. Помимо требуемого главой 11 центрального микрофона, заявителям следуетрассмотреть вопрос о получении данных с использованием двух дополнительных точек измерения,расположенных симметрично на удалении 150 м (492 фут). Приведенные в настоящем разделе поправкимогут применяться к уровням шума, измеренным в этих пунктах. Для этого необходимо рассчитатьнаклонную дальность от местоположения воздушного судна над контрольной точкой до расположеннойсбоку точки измерения.Указанные ниже поправки предполагают использование скорректированных измеренных данных,полученных от интегрирующего измерителя уровня звука и при нахождении воздушного судна надконтрольной точкой, которые приведены в добавлении 4 Приложения. При использовании измеренныхтретьоктавных данных для вычисления L AE , можно использовать метод, изложенный в ИМ № 7, если такжеимеются данные об изменении по времени уровня шума относительно местоположения воздушного судна.Примечание. Скорректированные измеренные данные о шуме представляют собой данные,скорректированные в соответствии с требованиями п. 4.3.5 добавления 4 Приложения.Поправки, которые следует применять к интегрированным по времени показателям шума (например,L AE ), должны включать:a) поправку Δ 1 , разделенную на выражения (параметры) сферического распространения идлительности (см. пример ниже);b) поправку Δ 2 .Примечание. Разделение поправки Δ 1 на выражения сферического распространения и длительностиосновано на выражениях, указанных в добавлении 2 Приложения.Примечание 2. Выражение сферического распространения поправки Δ 1 следует применять кмаксимальному значению шума (например, L Amax ), если это значение также должно предоставляться.Ниже приводится пример расчета Δ 1 :a) определить наклонную дальность, SR, от воздушного судна до микрофона, используя измереннуювысоту воздушного судна, H, когда вертолет находится над центральной точкой измерения шума.Для микрофона на линии пути SR будет равна H;b) определить исходную наклонную дальность, SR REF , до микрофона, используя исходнуютраекторию полета;c) рассчитать выражение сферического распространения Δ 1SS следующим образом:Δ 1SS = 20 log (SR/SR REF ).Выражение продолжительности поправки Δ 1 необходимо применять только к интегрированному повремени показателю, и оно рассчитывается следующим образом:Δ 1D = –7,5 log (SR/SR REF ).

8-12 Техническое руководство по окружающей средеПоправку Δ 2 необходимо применять только к интегрированному по времени показателю шума. Припролетах для расчета Δ 2 должно быть использовано уравнение, приведенное в п. 5.2.3 добавления 4Приложения и воспроизведенное здесь.Δ 2 = 10 log 10 (V ar /V r ),где V ar – скорректированная исходная истинная воздушная скорость.Для расчета поправки Δ 2 для условий взлета и захода на посадку требуется путевая скорость каждогоиспытательного полета. Однако ни в главе 11, ни в добавлении 4 Приложения не содержится требования вотношении измерения путевой скорости, V G . Если каждый испытательный полет выполняется с составляющейвстречного ветра, в этом случае считается приемлемым, что рассчитывать поправку Δ 2 нет необходимости.Однако следует иметь в виду, что результирующий уровень шума будет выше, чем скорректированныйуровень. Если путевая скорость измеряется, поправка Δ 2 должна рассчитываться с использованием следующегоуравнения:Δ 2 = 10 log (V G /V r ),где V r – определенное заранее или рассчитанное значение, как указано в ИМ № 7 ДОП H 2.3.ИМ № 13 ДОП H 2.3[Условия полета по траектории с несколькими участками с постоянной скоростью]Ввиду наличия нескольких участков полета, установить Q r для определения расстояния Q r K r можетбыть практически невозможно. В качестве альтернативы, если Q r K r нельзя определить на исходном профилеполета, можно использовать минимальное расстояние до испытательных и исходных профилей полета дляаппроксимации отношения Q r K r к QK в определении поправок Δ 1 и Δ 2 . Следует установить минимальноерасстояние для того, чтобы поправки к данным основывались на расстоянии от соответствующего участкаполета как на испытательном, так и на исходном профилях.ИМ № 14 ДОП H 2.3[Условия полета с непостоянной воздушной скоростью и траекторией](Зарезервировано)ИМ № 15 ДОП H 2.3[Заходы на посадку с постоянным замедлением и траекторией полета]Если используется заранее определенная постоянная исходная траектория полета, эквивалентнаятраектории полета, определенной для испытаний по сертификации по шуму согласно главе 8, или аналогичнаяей, поправку Δ 1 и первую составляющую (расстояние) поправки Δ 2 , определенной в добавлении 2 тома IПриложения 16, можно использовать при:a) соответствующей подстановке новых исходных условий;b) необходимом изменении методик коррекции для получения результатов в виде скорректированногоуровня звукового воздействия, L AE , и любых дополнительных показателей, выбранных заявителем.Для условий сертификации по шуму с постоянной исходной воздушной скоростью согласно главе 8тома I Приложения 16 второе выражение поправки Δ 2 использует отношение путевой скорости для внесенияпоправки на продолжительность в измеренные уровни шума. Ввиду того, что исходная воздушная скорость

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 8 8-13постоянна, это отношение путевой скорости является временным отношением. Однако при непостояннойисходной воздушной скорости из-за замедления одно значение исходной путевой скорости получить нельзя ивторое выражение поправки на продолжительность Δ 2 лучше получить непосредственно из исходных значенийи значений Δ при испытаниях, определенных для каждого испытательного полета. В этом случае поправка Δ 2видоизменяется следующим образом:Δ 2 = –7,5 log(QK/Q r K r ) + 10 log (Δt r,j / Δt T,j )где Δt r,j – временной интервал исходной траектории полета между точками периода времени снижения уровняшума на 10 дБ при испытательном полете, а Δt T,j – испытательный временной интервал периода времениуменьшения уровня шума на 10 дБ для испытательного полета j.Моменты времени первой и последней точек уменьшения уровня шума на 10 дБ на исходном профилеможно определить по следующей методике:a) расстояние вдоль исходного профиля полета может быть представлено формулой:X r = ½ at 2 + V 0 t + X 0 ,где a – исходное замедление, V 0 – исходная воздушная скорость в X 0 , а X 0 – выбранная исходнаякоордината линии пути, обычно при инициировании замедления, находящаяся над микрофоном налинии пути или в точке завершения замедления;b) для каждой точки измерения при каждом испытательном полете, j, время t можно приращать, покарассчитанная координата X r не будет согласовываться с координатами X T первой и последнейточек периода уменьшения уровня шума на 10 дБ, для определения соответствующих моментоввремени на исходном профиле полета. В качестве альтернативы можно использовать решениеквадратичного уравнения для прямого расчета t first и t last как функции x, т. е.:− + − −t =2(0,5 a)2V0 V0 4(0,5 a)(X 0x) ;c) Δt r,j тогда получен из разницы между этими двумя значениями времени.ИМ № 16 ДОП H 2.3[Другие условия полета с непостоянной воздушной скоростью и траекторией](Зарезервировано)______________________

Глава 9ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ В ОТНОШЕНИИПОВТОРНОЙ СЕРТИФИКАЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ9.1 ВВЕДЕНИЕПовторная сертификация определяется как "Сертификация воздушного судна с пересмотром или безпересмотра его сертификационных уровней шума на соответствие иному, чем оно первоначальносертифицировалось, Стандарту". Повторная сертификация вертолетов и легких винтовых самолетов по иному,чем они первоначально сертифицировались, Стандарту не рассматривается.Для самолетов, проходящих повторную сертификацию по Стандарту главы 4 тома I Приложения 16,документ о повторной сертификации должен выдаваться на том основании, что данные, использовавшиеся дляопределения соответствия требованиям, являются такими же убедительными, как и данные, которые ожидаетсяполучить в отношении конструкции нового типа. В этом отношении дата, используемая сертифицирующиморганом для определения основы повторной сертификации, должна являться датой принятия первой заявки наповторную сертификацию.В разделе 9.2 настоящей главы содержится описание оценки существующих утвержденных уровнейшума, касающихся заявок на повторную сертификацию самолета по главе 4. Раздел 9.3 включаетинструктивные указания в отношении повторной сертификации по главе 4 самолетов, "модифицированных"специально для обеспечения соответствия требованиям главы 4. Соответствующий процесс определениясоответствия повторно сертифицированного воздушного судна новому Стандарту должен определятьсясертификационными уровнями шума данного воздушного судна и документами с соответствующимобоснованием. На рис. 9-1 приведена блок-схема процесса повторной сертификации дозвуковых реактивныхсамолетов, сертифицированных по Стандартам главы 3, на соответствие Стандартам главы 4.При применении этих инструктивных указаний в отношении повторной сертификации следуетсоблюдать существующие соглашения между сертифицирующими органами. Ожидается, что взаимномупризнанию выданных полномочными органами утверждений в соответствии с рекомендуемыми в настоящемруководстве инструктивными указаниями, будут способствовать двусторонние соглашения.9.2 КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ9.2.1 Общие положенияВ разделе 9.2 рассматриваются вопросы оценки существующих утвержденных уровней шума,касающихся заявок на повторную сертификацию самолета, сертифицированного по Стандартам глав 3 или 5, насоответствие Стандартам главы 4 тома I Приложения 16. В разделе 9.2.3 рассматривается повторнаясертификация самолета, сертифицированного по Стандартам главы 2, на соответствие Стандартам главы 4 тома IПриложения 16. В разделе 9.2.4 рассматривается сертификация самолета, утвержденная по этапу 3 части 36Федеральных авиационных правил (FAR) Соединенных Штатов Америки, на соответствие Стандартам главы 4.При применении критериев оценки каждого раздела повторная оценка не требуется, если заявительспособен дать положительные ответы, которые удовлетворят сертифицирующий орган, на все поставленные9-1

9-2 Техническое руководство по окружающей средевопросы, которые могут иметь к этому отношение. Для определения соответствия новому Стандарту следуетиспользовать существующие утвержденные уровни шума в соответствии с главами 3, 5 или этапом 3. Впротивном случае, для того чтобы удовлетворить требованиям сертифицирующего органа, заявитель можетпредложить провести дополнительный анализ или представить дополнительные данные. Такой анализ можетповлечь за собой корректировку существующих уровней шума, утвержденных в соответствии с главами 3, 5или этапом 3. По своему усмотрению заявители могут вместо проведения анализа или в дополнение к немупредставить новые данные испытаний.Примечание. Оценка сертифицирующим органом приемлемости существующих утвержденныхуровней шума для установления соответствия требованиям главы 4 будет включать рассмотрение любыхэквивалентных методик, предложенных заявителем для удовлетворения критериев оценки.9.2.2 Повторная сертификация воздушных судов, сертифицированных поСтандартам глав 3 или 5 на соответствие Стандартам главы 4Уровни шума, уже утвержденные по Стандартам глав 3 или 5 и представленные в поддержкузаявлений на повторную сертификацию существующих воздушных судов, должны оцениваться в соответствиис критериями, содержащимися в настоящем разделе. Эти критерии разработаны для обеспечения должногосоответствия новому Стандарту. Данные критерии состоят из перечня простых вопросов, касающихся способовполучения первоначальных данных согласно главам 3 или 5 и их последующей обработки. Эти вопросыявляются результатом проведенного сравнения различных поправок и изменений, внесенных в том IПриложения 16 и в настоящее руководство, в соответствии с которыми, возможно, были утвержденысуществующие предусмотренные в главах 3 и 5 уровни шума воздушного судна.Для самолетов, которые были утверждены в соответствии с поправкой 5 или последующимипоправками к тому I Приложения, повторная сертификация не требуется. Для установления соответствияглаве 4 следует использовать существующие, утвержденные согласно главам 3 или 5, уровни шума самолета.Для самолетов, которые были утверждены в соответствии с поправкой 4 или предыдущимипоправками к тому I Приложения 16, заявителю потребуется продемонстрировать, что существующие,утвержденные согласно главам 3 или 5 уровни шума эквивалентны уровням шума, утвержденным всоответствии с поправкой 5, ответив на приведенные ниже вопросы. Если иначе не указано, ссылки на разделыотносятся либо к поправке 5 Приложения, либо к редакции 6 настоящего руководства, утвержденной Рабочейгруппой (WGAR/6).Для всех самолетов:a) Использовался ли режим полной взлетной мощности на исходной траектории полета приопределении уровня шума сбоку от ВПП? (См. п. 3.6.2.1 c) главы 3 поправки 5 к тому IПриложения 16).b) Использовалась ли тяга или мощность "среднего по характеристикам двигателя", а не"минимального по характеристикам двигателя" при расчете взлетной исходной траектории полета?(См. пп. 3.6.2.1 a) и 3.6.2.1 g) главы 3 поправки 5 к тому I Приложения 16).Примечание. Заявитель может продемонстрировать соответствие требованиям главы 4посредством определения уровней шума сбоку от ВПП и пролетного шума прибавлением значениядельта-дБ, соответствующего разнице между средним и минимальным по характеристикамдвигателями, полученной по утвержденным данным NPD, основанным на изменениях летнотехническиххарактеристик самолета из-за такой разницы.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 9 9-3ДаСуществующие уровнишума отвечают требованиямв отношении предельных значенийи допусков главы 4Приложения 16?НетИзменение в конфигурации/конструкции типа воздушногосуднаПоправка 5 илипоследующие поправкик тому I Приложения 16?НетРазработать плансертификацииДаДаОтвечает критериямповторной оценкидобавления 8 тома IDoc 9501?Утверждениесертифицирующим органомНетТребуется повторная оценкаДемонстрация идокументация сертификацииПолучить у сертифицирующегооргана утверждение методадля решения вопросов,связанных с критериями,которые на соблюденыУтверждениесертифицирующим органомДокументацияДаУровни шумаотвечают требованиямв отношении предельныхзначений и допусковглавы 4Приложения 16?НетТребования главы 4 в отношении предельныхзначений и допусков:Сертификацияпо главе 4Сертификацияпо главе 3— суммарное значение в отношении предельныхзначений главы 3 минимум 10 EPN дБ;— минимум 2 EPNдБ в любых двух точкахизмерения для сертификации;— допуски отсутствуют.Рис. 9-1."Дорожная карта" повторной сертификации дозвуковых реактивных самолетов

9-4 Техническое руководство по окружающей средеc) Использовался ли "упрощенный" метод корректировки, указанный в добавлении 2 тома IПриложения 16, и, если это так, использовалось ли значение –7,5 в качестве множителя прирасчете поправочного члена на продолжительность для пути распространения шума? (См.п. 9.3.3.2 добавления 2 поправки 5 к тому I Приложения 16).d) Находилась ли взлетная исходная скорость в пределах V 2 + 10 уз и V 2 + 20 уз? (См. п. 3.6.2.1 d)главы 3 поправки 5 к тому I Приложения 16).Примечание. Взлетная исходная скорость, используемая для демонстрации соответствиятребованиям главы 4, удовлетворяет требованиям п. 3.6.2.1 d) главы 3 поправки 5 к Приложению.e) Использовалась ли для экспоненциального усреднения четырехполусекундная линейнаяусредняющая аппроксимация и, если это так, использовались ли 100-процентные коэффициентывзвешивания? (См. пп. 3.4.5 и 3.4.6 добавления 2 поправки 5 к тому I Приложения 16).Примечание. Заявителю необходимо продемонстрировать соответствие требованиямп. 3.4.5 добавления 2 поправки 5 к тому I Приложения 16, которые соответствуют процессуэкспоненциального усреднения для определения взвешенных с учетом МЕДЛЕННОЙ РЕАКЦИИуровней звукового давления. Смоделированные взвешенные с учетом МЕДЛЕННОЙ РЕАКЦИИуровни звукового давления можно получить, соответственно, с пoмощью одного из двухуравнений, приведенных в пп. 3.4.5 и 3.4.6 добавления 2 поправки 5 к тому I Приложения 16, или спомощью других методов, утвержденных сертифицирующим органом.Только для реактивных самолетов:f) Проводились ли измерения уровня шума при проведении испытаний ниже высоты 366 м(1200 фут) и, если нет, применялся ли корректив на шум реактивного источника?(См. добавление 6 WGAR/6 настоящего руководства).g) Имеет ли двигатель степень двухконтурности больше 2 и, если нет, был ли определен пиковыйуровень шума сбоку от ВПП путем выполнения ряда полетов на разных высотах? (См. п. 2.1.3.2 b)главы 2 WGAR/6 настоящего руководства).h) Если применялись методы сертификации "семейства", устанавливались ли 90-процентныедоверительные интервалы для объединения данных летных и статических испытаний двигателей всоответствии с инструктивными указаниями, содержащимися в настоящем руководстве? (См.добавление 1 WGAR/6 настоящего руководства).i) Имеют ли двигатели степень двухконтурности 2 или менее и, если нет, если использовалисьметоды сертификации "семейства", применялись ли при всех соответствующих статическихиспытаниях двигателей экраны управления турбулентностью (TCS) или ICD? (См. п. 2.3.3.4.1главы 2 WGAR/6 настоящего руководства).Только для винтовых самолетов:j) Использовались ли симметрично расположенные микрофоны в каждой точке вдоль бокового рядамикрофонов для определения пикового значения уровня шума сбоку от ВПП? (См. п. 3.3.2.2главы 3 поправки 5 к тому I Приложения 16).k) Был ли продемонстрирован уровень шума при заходе на посадку в конфигурации, при которойдостигается максимальный уровень шума? (См. п. 3.6.3.1 e) главы 3 поправки 5 к тому IПриложения 16).

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 9 9-5l) Соответствовала ли заданная воздушная скорость во время летных испытаний фактической массеиспытываемого самолета? (См. п. 3.1.2 a) главы 3 WGAR/6 настоящего руководства).9.2.3 Повторная сертификация воздушных судов, сертифицированныхв соответствии со Стандартами главы 2, на соответствие Стандартам главы 4Многие воздушные суда, первоначально сертифицированные в соответствии со Стандартами главы 2тома I Приложения 16, возможно, уже прошли повторную сертификацию в соответствии со Стандартамиглавы 3. В этом случае утвержденные по главе 3 уровни шума могут быть оценены на соответствие главе 4согласно критериям п. 9.2 настоящей главы. В отношении воздушных судов, сертифицированных по главе 2,которые еще не прошли повторную сертификацию по главе 3, прежде чем данное воздушное судно будетпроходить оценку в соответствии с требованиями главы 4, данные об уровне шума, первоначально полученныедля этого воздушного судна с целью демонстрации соответствия требованиям главы 2, должны вначале бытьскорректированы по утвержденному методу с учетом требований главы 3 тома I Приложения 16.При оценке данных, представленных в подтверждение заявки на повторную сертификацию самолета,сертифицированного по главе 2, на соответствие главе 3, следует соблюдать рекомендации, содержащиеся вп. 9.3.2.1.9.2.4 Повторная сертификация воздушных судов, сертифицированныхсогласно этапу 3 части 36 FAR Соединенных Штатов Америки,на соответствие Стандартам главы 4Уровни шума, уже утвержденные в соответствии с этапом 3 части 36 FAR и представленные дляобоснования заявок на повторную сертификацию существующих воздушных судов на соответствие главе 4,должны оцениваться в соответствии с указанными ниже критериями.Для самолетов, соответствующих этапу 3, которые были утверждены в соответствии с поправкой 24(дата вступления в силу 7 августа 2002 года) или в соответствии с последующими поправками к части 36 FARСоединенных Штатов Америки, единственным критерием оценки, содержащимся в п. 9.2 настоящей главы,требования которого могут быть не соблюдены, является критерий g). За исключением критерия g) дляопределения соответствия главе 4 следует использовать существующие уровни шума самолета, утвержденныесогласно этапу 3 части 36 FAR Соединенных Штатов Америки.Для самолетов, соответствующих этапу 3, которые были утверждены в соответствии с поправками7–23 к части 36 FAR Соединенных Штатов Америки, в дополнение к критериям повторной оценки,содержащимся в п. 9.2 настоящей главы, следует также учитывать следующие критерии:a) Была ли составляющая скорости поправки на продолжительность EPNL установлена путемиспользования 10 log V/V r ? (См. п. 9.3.3.2 добавления 2 поправки 5 к тому I Приложения 16).b) При сертификации модифицированных двигателей с использованием методик статическихиспытаний двигателя сумма величин, независимо от знака, изменений уровня шума для трехисходных сертификационных условий при сравнении самолета-источника "опорных полетныхданных" и модифицированного варианта не превышала 5 EPNдБ с максимальным значением3 EPNдБ при любом из исходных условий? (См. п. 4.2.1.3.2 главы 4 WGAR/6 настоящегоруководства).Примечание. Эти предельные значения могут быть превышены при обстоятельствах, указанных вп. 4.2.1.3.2 главы 4.

9-6 Техническое руководство по окружающей среде9.3 ИНСТРУКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ В ОТНОШЕНИИ ПОВТОРНОЙСЕРТИФИКАЦИИ "МОДИФИЦИРОВАННЫХ" САМОЛЕТОВВозможно, что существующий самолет был утвержден в соответствии с сертификационнымиуровнями шума глав 3 или 5, которые выше максимальных уровней шума, предусмотренных главой 4. Для тогочтобы такой самолет можно было повторно сертифицировать по главе 4, потребуется "модифицировать"данный самолет, с тем чтобы уменьшить его уровни шума ниже предельных значений, требуемых в главе 4.Для того чтобы сертифицирующие органы могли оценить заявки на повторную сертификацию"модифицированных" самолетов упорядоченным образом, следует придерживаться инструктивных указаний,изложенных в настоящем разделе. Эти инструктивные указания будут разработаны, с тем чтобы предусмотретьразличные возможности "модификации".9.3.1 Эксплуатационные ограниченияВ качестве условия соблюдения новых сертификационных требований по шуму на воздушное судно,проходящее повторную сертификацию, могут быть наложены эксплуатационные ограничения. В данномконтексте "эксплуатационное ограничение" определяется как ограничение либо на конфигурацию, либо нарежимы пилотирования воздушного судна, которое накладывается таким образом, что его реализация зависитот воли пилота и может в других случаях не соблюдаться.9.3.1.1 Отклонение закрылковДля демонстрации сертификационных уровней шума при заходе на посадку:a) Сертифицируется только наиболее критическое отклонение закрылков (т. е. при которомдостигается максимальный уровень шума). Уровни шума для других положений отклонениязакрылков могут быть утверждены только в качестве дополнительной информации и должныопределяться в соответствии с пп. 3.6.1, 3.6.3 и 3.7 главы 3 Приложения и пп. 3.2.1.1 и 3.2.1.2настоящего руководства с использованием таких же демонстрационных полетов, как и длянаиболее критического отклонения закрылков.b) Обычно для реактивного самолета наиболее критическая конфигурация закрылков соответствуетмаксимальному отклонению закрылков. Если воздушное судно в его исходном состоянии неможет удовлетворить требованиям при максимальном отклонении закрылков или если заявительхочет сертифицировать воздушное судно при отклонении закрылков меньшем чем максимальное,отклонение закрылков должно быть ограничено с помощью физического ограничителя, которыйпо практическим соображениям предосторожности может быть выполнен из ломкого материала.Простое внесение ограничения в руководство по летной эксплуатации неприемлемо. Допускаетсяпревышать предел, установленный ломким ограничителем, только в случае аварийной ситуации,которая здесь определяется как непредвиденная ситуация, угрожающая безопасности самолета илилюдей, требующая нарушения эксплуатационного ограничения. В этих случаях ломкийограничитель должен быть заменен в соответствии с установленным порядком техническогообслуживания, а его замена занесена в бортовой журнал перед выполнением следующего полета.Ссылка на превышение предела ломкого ограничителя в аварийной ситуации должна бытьвключена только в раздел РЛС, касающийся порядка действий в аварийной ситуации.c) Необходимо либо фактически выполнять полет по профилю захода на посадку, определенному вп. 4.5 главы 4 Приложения, либо, если полет не выполняется по исходному профилю, должно бытьуказано воздействие всех параметров (например, угол атаки воздушного судна), которые могутповлиять на уровни шума, а в результаты испытаний должны быть введены соответствующиекоррективы.

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуГлава 9 9-7d) Следует иметь в виду, что для проходящего повторную сертификацию винтового самолетанаиболее критическая конфигурация закрылков может не соответствовать максимальномуотклонению закрылков, и для определения конфигурации с максимальным уровнем шуманеобходимо выполнять полеты при всех обычно допустимых положениях отклонения закрылков.9.3.1.2 Частота вращения воздушного винтаПолеты для демонстрации сертификационного уровня шума при заходе на посадку должнывыполняться в наиболее критической конфигурации воздушного судна (т. е. при которой достигаетсямаксимальный уровень шума). Для винтовых самолетов данная конфигурация включает частоту вращениявоздушного винта. Для проходящего повторную сертификацию винтового самолета может быть утвержденатолько "самая шумная" частота вращения воздушного винта, установленная для нормальных заходов напосадку. Определение альтернативной нормальной методики с использованием другой "менее шумной",обычно более низкой частоты вращения воздушного винта не допускается. Уровень шума для такой методикиможет быть утвержден только в качестве дополнительной информации.9.3.1.3 Максимальная разрешенная взлетная и посадочная массаСертификационные уровни шума самолета можно понизить путем уменьшения его максимальнойразрешенной взлетной и/или посадочной массы. Каждое воздушное судно сертифицируется только сиспользуемой в данное время одной парой максимальной взлетной/посадочной массы. Уровни шума длядругих значений взлетной/посадочной массы могут быть утверждены только в качестве дополнительнойинформации.9.3.1.4 Уменьшение тяги при взлетеЕсли используется уменьшение тяги при взлете, требуется применение определенного методауправления тягой. Методы, которые могут применяться по усмотрению сертифицирующего органа, могутвключать механическое или электронное управление, изменение обозначения характеристик двигателя ивключение ограничения в руководство по летной эксплуатации. Уменьшенная взлетная тяга, установленнаядля целей снижения шума, должна равняться предельному эксплуатационному значению взлетной тяги длянормальных полетов и может быть превышена в аварийной ситуации. Во всех случаях разделы руководства полетной эксплуатации, касающиеся ограничений и летно-технических характеристик, должны содержатьаналогичную информацию.9.3.2 Методы демонстрации9.3.2.1 Демонстрация уровня шума сбоку от ВПП, измеренного на удалении 650 мРасположение точек измерения шума для измерения шума сбоку от ВПП определено в главе 2Приложения как местоположение на линии, параллельной продолжению осевой линии ВПП и удаленной отнее на 650 м (2133 фут). В случае повторной сертификации самолета по главе 4, который первоначально былсертифицирован по главе 2, допускается измерение уровня бокового шума при боковом смещении 650 м(2133 фут) только при условии, что они корректируются для смещения 450 м (1476 фут) с помощью"интегрального" метода корректировки. В этих случаях в любой момент времени "измеренные" и "исходные"углы излучения шума должны быть одинаковыми.

9-8 Техническое руководство по окружающей среде9.3.2.2 Положение центра тяжести во время взлетаПолеты для демонстрации уровня шума при заходе на посадку должны выполняться в наиболеекритической конфигурации воздушного судна (т. е. с максимальным уровнем шума). Конфигурация включаетположение центра тяжести, который при заходе на посадку в наибольшей степени сдвинут вперед. Длядемонстрации уровней взлетного шума такого ограничения не существует, и поэтому заявитель может выбратьлюбую конфигурацию при условии, что она находится в нормальных пределах, установленных в руководствепо летной эксплуатации. Для самолета, проходящего повторную сертификацию, положение центра тяжести,используемое для определения исходного профиля взлета, должно находиться в пределах нормальногосертифицированного диапазона.______________________

Добавление 1СПРАВОЧНЫЙ МАТЕРИАЛ1. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Global Positioning System: Theory and Applications,Volume I, 1996.2. Bureau Central de la Electrotechnique Internationale, Electroacoustics — Instruments for Measurement of AircraftNoise — Performance Requirements for Systems to Measure One-third-octave-band Sound Pressure Levels inNoise Certification of Transport-Category Aeroplanes, IEC 61265, April 1995.3. Bureau Central de la Electrotechnique Internationale, Electroacoustics — Octave-band and Fractional-octavebandFilters, IEC 61260, July 1995.4. Bureau Central de la Electrotechnique Internationale, Electroacoustics — Sound Level Meters, IEC 61672-1, 2002.5. ESDU International plc., The Correction of Measured Noise Spectra for the Effects of Ground Reflection, DataItem No. 94035 (Amendment A), December 1995.6. Fink, M.R., Airframe Noise Prediction Method, USA DOT Report FAA-RD-77-29, Washington, D.C.,29 March 1977.7. Laufer, J., R.E. Kaplan and W.T. Chu, “Noise Produced by Subsonic Jets,” Proceedings of the Second Inter-Agency Symposium on University Research in Transportation Noise, 1974, Volume 1, pp. 50-58.8. National Marine Electronics Association, Standards for Interfacing Marine Electronics Devices, NMEA 0183,Version 1.5, December 1987.9. National Marine Electronics Association, Standards for Interfacing Marine Electronics Devices, NMEA 0183,Version 2.0, 1 January 1992.10. Radio Technical Commission for Aeronautics, Minimum Operational Performance Standards for GlobalPositioning System/Wide Area Augmentation System Airborne Equipment, DO-229C, 28 November 2001.11. Radio Technical Commission for Maritime Services, Recommended Standards for Differential Navstar GPSService, Paper 194-93/SC104-STD, Version 2.1, January 1994.12. SAE International, Gas Turbine Coaxial Exhaust Flow Noise Prediction, Aerospace Information Report AIR 1905,December 1985.13. SAE International, Gas Turbine Jet Exhaust Noise Prediction, Aerospace Recommended Practice ARP 876E,February 2006.14. SAE International, Measurement of Far Field Noise from Gas Turbine Engines During Static Operation,Aerospace Recommended Practice ARP 1846A, March 2008.15. SAE International, Method for Predicting Lateral Attenuation of Airplane Noise, Aerospace Information ReportAIR 5662, April 2006.ДОБ 1-1

ДОБ 1-2Техническое руководство по окружающей среде16. SAE International, Practical Methods to Obtain Free-Field Sound Pressure Levels from Acoustical MeasurementsOver Ground Surfaces, Aerospace Information Report AIR 1672B, June 1983.17. SAE International, Standard Values of Atmospheric Absorption as a Function of Temperature and Humidity,Aerospace Recommended Practice ARP 866A, March 1975.18. Tester, B.J. and V.M. Szewczyk, Mixing Noise: Comparison of Measurement and Theory. American Institute ofAeronautics and Astronautics Paper 79-0570, March 1979.19. Ueno, Mami, Kazuaki Hoshinoo et al., Assessment of Atmospheric Delay Correction Models for the JapaneseMSAS, Proceedings of ION GPS, http://gauss.gge.unb.ca/papers.pdf/iongps2001.ueno.pdf, 2001.20. United States Coast Guard, Broadcast Standard for the USCG DGPS Navigation Service, COMDTINST M16577,1 April 1993.______________________

Добавление 2БИБЛИОГРАФИЯ1. Cochran, W.G. “Approximate Significance Levels of the Behrens-Fisher Test.” Biometrics, 10 (1964): 191-195.2. Kendall, M.G. and A. Stuart. The Advanced Theory of Statistics. Volumes 1, 2 and 3. New York: Hafner, 1971.3. Kendall, M.G. and G.U. Yule. An Introduction to the Theory of Statistics. 14th ed. New York: Griffin, 1950.4. Rose, D.M. and F.W. Scholz. Statistical Analysis of Cumulative Shipper-Receiver Data. U.S. Nuclear RegulatoryCommission, Division of Facility Operations, Office of Nuclear Regulatory Research, Washington, D.C., 1983.NUREG/CR-2819. NRC FIN B1076.5. Snedecor, G.W. and W.G. Cochran. Statistical Methods. 6th ed. Arnes, Iowa: The Iowa State University Press,1968.6. Walpole, R.E. and R.H. Myers. Probability and Statistics for Engineers and Scientists. New York: MacMillan,1972.7. Wonnacott, T.H. and R.J. Wonnacott. Introductory Statistics, 5th ed. N.p.: John Wiley & Sons, 1990.______________________ДОБ 2-1

УКАЗАТЕЛЬ ИНСТРУКТИВНОГО МАТЕРИАЛА (ИМ)И ПРИЕМЛЕМЫХ МЕТОДОВ УСТАНОВЛЕНИЯСООТВЕТСТВИЯ (ПМС)СтраницаПМС ДОБ2 2.1........................................................................................................................................................... 4-1ИМ ДОБ2 2.2.1 .......................................................................................................................................................... 4-1ИМ ДОБ2 2.2.2.2 a) ................................................................................................................................................... 4-1ПМС ДОБ2 2.2.2.2 a) ................................................................................................................................................ 4-2ИМ ДОБ2 2.2.2.2 b) ................................................................................................................................................... 4-2ПМС ДОБ2 2.2.2.2 b) ................................................................................................................................................ 4-2ПМС ДОБ2 2.2.2.2 d) ................................................................................................................................................ 4-3ПМС ДОБ2 2.2.2.2 e) ................................................................................................................................................ 4-6ИМ ДОБ2 2.2.2.2 f) .................................................................................................................................................... 4-7ПМС ДОБ2 2.2.2.2 f) ................................................................................................................................................. 4-7ИМ ДОБ2 2.2.2.3 ....................................................................................................................................................... 4-8ПМС ДОБ2 2.2.2.3 ..................................................................................................................................................... 4-8ИМ ДОБ2 2.2.2.6 ....................................................................................................................................................... 4-9ИМ ДОБ2 2.3.1 .......................................................................................................................................................... 4-9ИМ ДОБ2 2.3.2 .......................................................................................................................................................... 4-9ИМ ДОБ2 2.3.3 .......................................................................................................................................................... 4-10ПМС ДОБ2 2.3.3 ........................................................................................................................................................ 4-11ИМ ДОБ2 3.2 ............................................................................................................................................................. 4-11ИМ ДОБ2 3.3.1 .......................................................................................................................................................... 4-11ПМС ДОБ2 3.3.1 ........................................................................................................................................................ 4-12ИМ ДОБ2 3.4 ............................................................................................................................................................. 4-12ПМС ДОБ2 3.5.2 ........................................................................................................................................................ 4-12ИМ ДОБ2 3.5.4 .......................................................................................................................................................... 4-13ИМ ДОБ2 3.6.1 .......................................................................................................................................................... 4-13ПМС ДОБ2 3.6.1 ........................................................................................................................................................ 4-14ПМС ДОБ2 3.6.2 ........................................................................................................................................................ 4-16ПМС ДОБ2 3.6.9 ........................................................................................................................................................ 4-16ИМ ДОБ2 3.7.2 .......................................................................................................................................................... 4-16ИМ ДОБ2 3.7.3 .......................................................................................................................................................... 4-16ПМС ДОБ2 3.9.3 ........................................................................................................................................................ 4-17ИМ ДОБ2 3.9.4 .......................................................................................................................................................... 4-17ПМС ДОБ2 3.9.5 ........................................................................................................................................................ 4-17ИМ ДОБ2 3.9.7 .......................................................................................................................................................... 4-18ПМС ДОБ2 3.9.8 ........................................................................................................................................................ 4-18ПМС ДОБ2 3.9.10 ...................................................................................................................................................... 4-18ПМС ДОБ2 3.10.1 ...................................................................................................................................................... 4-19ИМ ДОБ2 4.2 ............................................................................................................................................................. 4-19ПМС ДОБ2 4.3.1 ........................................................................................................................................................ 4-20ПМС ДОБ2 4.3.1 (ЭТАПЫ 4, 5) ............................................................................................................................... 4-20ПМС ДОБ2 4.3.1 (ЭТАП 10) .................................................................................................................................... 4-20ИМ ДОБ2 4.4.2 .......................................................................................................................................................... 4-21Указатель-(i)

Указатель-(ii)Техническое руководство по окружающей средеСтраницаПМС ДОБ2 4.4.2 ........................................................................................................................................................ 4-21ИМ ДОБ2 4.5.4 .......................................................................................................................................................... 4-22ПМС ДОБ2 4.5........................................................................................................................................................... 4-22ИМ ДОБ2 5.1 ............................................................................................................................................................. 4-24ИМ ДОБ2 5.4 ............................................................................................................................................................. 4-24ПМС ДОБ2 5.4........................................................................................................................................................... 4-25ИМ № 1 ДОБ2 8.1.1 .................................................................................................................................................. 4-25ИМ № 2 ДОБ2 8.1.1 .................................................................................................................................................. 4-26ИМ ДОБ2 8.1.2 .......................................................................................................................................................... 4-27ИМ ДОБ2 8.2.1 .......................................................................................................................................................... 4-27ПМС № 1 ДОБ2 8.2.1 ................................................................................................................................................ 4-28ПМС № 2 ДОБ2 8.2.1 ................................................................................................................................................ 4-29ИМ № 1 ДОБ2 8.2.2 .................................................................................................................................................. 4-35ИМ № 2 ДОБ2 8.2.2 .................................................................................................................................................. 4-36ПМС ДОБ2 8.2.2 ........................................................................................................................................................ 4-37ИМ № 1 ДОБ2 8.2.3 .................................................................................................................................................. 4-42ИМ № 2 ДОБ2 8.2.3 .................................................................................................................................................. 4-43ПМС ДОБ2 8.2.3 ........................................................................................................................................................ 4-44ИМ ДОБ2 8.3 ............................................................................................................................................................. 4-46ПМС ДОБ2 8.4........................................................................................................................................................... 4-46ИМ ДОБ2 9.1 ............................................................................................................................................................. 4-47ИМ ДОБ2 9.1.1 .......................................................................................................................................................... 4-48ИМ ДОБ2 9.2.1 .......................................................................................................................................................... 4-48ПМС ДОБ2 9.2.1 ........................................................................................................................................................ 4-51ИМ ДОБ2 9.2.2 .......................................................................................................................................................... 4-52ПМС ДОБ2 9.2.2 ........................................................................................................................................................ 4-53ИМ ДОБ2 9.3.5 .......................................................................................................................................................... 4-55ИМ ДОБ2 9.4.1 .......................................................................................................................................................... 4-55ИМ ДОБ2 9.4.2 .......................................................................................................................................................... 4-55ПМС ДОБ6 2.1........................................................................................................................................................... 5-1ИМ ДОБ6 2.2.1 .......................................................................................................................................................... 5-1ИМ ДОБ6 2.2.2 .......................................................................................................................................................... 5-1ПМС ДОБ6 2.2.2 ........................................................................................................................................................ 5-2ИМ ДОБ6 2.3.5 .......................................................................................................................................................... 5-4ИМ ДОБ6 3.0 ............................................................................................................................................................. 5-4ИМ ДОБ6 4.2 ............................................................................................................................................................. 5-4ПМС ДОБ6 4.2........................................................................................................................................................... 5-4ИМ ДОБ6 4.3.1 .......................................................................................................................................................... 5-5ПМС ДОБ6 4.3.1 ........................................................................................................................................................ 5-5ИМ ДОБ6 4.3.4 .......................................................................................................................................................... 5-6ИМ ДОБ6 4.3.5 .......................................................................................................................................................... 5-6ПМС ДОБ6 4.3.5 ........................................................................................................................................................ 5-7ИМ ДОБ6 4.4.1 .......................................................................................................................................................... 5-7ПМС № 1 ДОБ6 4.4.1 ................................................................................................................................................ 5-7ПМС № 2 ДОБ6 4.4.1 ................................................................................................................................................ 5-8ПМС ДОБ6 4.4.4 ........................................................................................................................................................ 5-9ИМ ДОБ6 5.2.1 a) ...................................................................................................................................................... 5-9ИМ ДОБ6 5.2.1 b) ...................................................................................................................................................... 5-9ИМ ДОБ6 5.2.1 c) ...................................................................................................................................................... 5-10ИМ ДОБ6 5.2.1 d) ...................................................................................................................................................... 5-10

Том I. Методики сертификации воздушных судов по шумуУказательУказатель-(iii)СтраницаИМ ДОБ6 6.1.3 .......................................................................................................................................................... 5-10ПМС ДОБ6 6.1.5 ........................................................................................................................................................ 5-11ПМС ДОБ6 6.2.1 ........................................................................................................................................................ 5-11ИМ ДОБ6 6.2.2 .......................................................................................................................................................... 5-11ПМС ДОБ4 2.1........................................................................................................................................................... 6-1ИМ ДОБ4 2.2.1 .......................................................................................................................................................... 6-1ПМС № 1 ДОБ4 2.2.2 ................................................................................................................................................ 6-2ПМС № 2 ДОБ4 2.2.2 ................................................................................................................................................ 6-2ПМС № 3 ДОБ4 2.2.2 ................................................................................................................................................ 6-4ПМС № 4 ДОБ4 2.2.2 ................................................................................................................................................ 6-4ПМС № 5 ДОБ4 2.2.2 ................................................................................................................................................ 6-4ПМС ДОБ4 2.3.1 ........................................................................................................................................................ 6-4ИМ ДОБ4 2.4 ............................................................................................................................................................. 6-5ПМС ДОБ4 2.4........................................................................................................................................................... 6-7ИМ ДОБ4 2.4.2 .......................................................................................................................................................... 6-8ПМС № 1 ДОБ4 2.4.2 ................................................................................................................................................ 6-9ПМС № 2 ДОБ4 2.4.2 ................................................................................................................................................ 6-10ИМ 3.1 ........................................................................................................................................................................ 6-11ПМС ДОБ4 4.3........................................................................................................................................................... 6-11ПМС ДОБ4 4.4........................................................................................................................................................... 6-11ПМС ДОБ4 5.0........................................................................................................................................................... 6-12ПМС ДОБ4 6.0........................................................................................................................................................... 6-12ИМ ДОП F 1 .............................................................................................................................................................. 7-1ИМ ДОП F 6 .............................................................................................................................................................. 7-3ИМ ДОП F Примечание 1 ........................................................................................................................................ 7-4ИМ ДОП F Примечания 1 и 2 и раздел 1 ................................................................................................................ 7-4ИМ ДОП F Раздел 2 .................................................................................................................................................. 7-4ИМ ДОП F Раздел 3 .................................................................................................................................................. 7-5ИМ ДОП F Разделы 4 и 5 ......................................................................................................................................... 7-5ИМ ДОП F Раздел 6 .................................................................................................................................................. 7-5ИМ ДОП F Раздел 7 .................................................................................................................................................. 7-7ИМ ДОП H 1 .............................................................................................................................................................. 8-1ИМ № 1 ДОП H 2.1 и 2.2 .......................................................................................................................................... 8-2ИМ №2 ДОП H 2.1 и 2.2 ........................................................................................................................................... 8-2ИМ № 3 ДОП H 2.1 и 2.2 .......................................................................................................................................... 8-4ИМ № 4 ДОП H 2.1 и 2.2 .......................................................................................................................................... 8-4ИМ № 5 ДОП H 2.1 и 2.2 .......................................................................................................................................... 8-4ИМ № 6 ДОП H 2.1 и 2.2 .......................................................................................................................................... 8-4ИМ №1 ДОП H 2.3 .................................................................................................................................................... 8-4ИМ № 2 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-5ИМ № 3 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-5ИМ № 4 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-6ИМ № 5 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-7ИМ № 6 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-7ИМ № 7 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-7ИМ № 8 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-7ИМ № 9 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................... 8-8ИМ № 10 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................. 8-8ИМ № 11 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................. 8-8ИМ № 12 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................. 8-10

Указатель-(iv)Техническое руководство по окружающей средеСтраницаИМ № 13 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................. 8-12ИМ № 14 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................. 8-12ИМ № 15 ДОП H 2.3 ................................................................................................................................................. 8-12ИМ № 16 ATT H 2.3 .................................................................................................................................................. 8-13— КОНЕЦ —