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不能達到基準值時，只要數(shù)據(jù)覆蓋至少0.3 馬赫范圍，就允許對靈敏度曲線進行外推計算。
計算向前的翼葉葉尖馬赫數(shù)必須使用真空速、飛機上測得的外界大氣溫度和旋翼速度。
必須分別對三個合格審定傳聲器位置，即中線、左邊線和右邊線位置導出其向前的翼葉
葉尖馬赫數(shù)與PNLTM 之間的關系式。左邊線和右邊線是相對于每次飛行的方向而言的。
必須使用相應的PNLTM 關系式對每個傳聲器數(shù)據(jù)實施PNLTM 的修正。
(f)PNLT 修正 如果大氣條件中的溫度和相對濕度不滿足本附件所規(guī)定的基準條件
(25℃(77℉)，70%)，則必須根據(jù)本節(jié)(a)從測得的數(shù)據(jù)計算對EPNL 值的修正如下：
(1)起飛航跡 對圖H1 給出的起飛航跡，將在A 站觀察到的直升機在Lr 時的PNLTM
的頻譜分解成單個的SPLi 的值。
(i)步驟1 由下式計算出一組修正值：
SPLic=SPLi+(αi+αi0)AL+αi0(AL-ALr)+20log(AL/ALr)
此處：SPLi 和SPLic 分別是測得的和修正后的在第i 個三分之一倍頻程的聲壓級。第一
中國民用航空規(guī)章第36 部 航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定
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項修正為考慮到大氣吸聲的變化的修正，αi 和αio 分別是試驗和基準大氣條件時第i 個
三分之一倍頻帶的吸聲系數(shù)，AL 是測得的聲傳播路徑。第二項為考慮到由于傳播路徑的
變化導致的大氣吸聲的修正。LrA 是經(jīng)修正后的起飛聲傳播路徑。第三項為考慮到聲傳
播路徑的長度的變化的反平方律的修正。
(ii)步驟2 將修正后的SPLic 值轉(zhuǎn)換成為PNLT，由下式得出一修正項：
Δ1=PNLT-PNLTM
此修正項為以代數(shù)的形式加到由測得的數(shù)據(jù)計算得的EPNL 值上的修正值。
(2)進場航跡
(i)在本節(jié)(f)(1)中所述的對起飛航跡的修正程序也適用于進場航跡，只是此時與進場
聲傳播路徑相關的SPLic 值如下：
SPLic=SPLi+(αi-αic)AN+αiα(AN-ANr)+20log(AN/ANr)
此處AN、ANr 分別是測得的和基準的進場聲傳播路徑。
(ii)以后的程序與本節(jié)(f)(1)(ii)的一樣。
(3)邊線傳聲器在本節(jié)(f)(1)中對起飛航跡規(guī)定的程序也適用于傳播到邊線傳聲器的
噪聲，只是SPLic 的值僅與測得的邊線傳播路徑有關，即：
SPLic=SPLi+(αi-αi0)KX+αi0(KX-KXr)+20log(KX/KXr)
此處：K 是邊線測量站
對起飛： X=L Xr=Lr
對飛越： X=M Xr=Mr
對進場： X=N Xr=Nr
(4)水平飛越航跡 在本節(jié)的(f)(1)中為起飛航跡規(guī)定的程序也適用于水平飛越航跡，
只是SPLic 的值僅與飛越的聲傳播路徑有關，即：
SPLic=SPLi+(αi-αio)AN+αio(AN-ANr)+20log(AN/ANr)
(g)持續(xù)時間修正
(1)如果測量的起飛和進場航跡分別與根據(jù)第A36.5 條(d)(2)經(jīng)修正的和基準的航跡不
同時，則有必要對由測量數(shù)據(jù)計算得的EPNL 值進行持續(xù)時間修正。此修正必須由下計
算出：
(i)起飛航跡 對圖H1 所示的起飛航跡，修正項的計算由下式得出：
Δ2=-10log(AT/ATr)+10log(V/Vr)
此修正量必須以代數(shù)的形式加到由測得數(shù)據(jù)計算得的EPNL 上。長度AT 和ATr 分別是由
測得的和經(jīng)修正的起飛航跡到A 站的最小距離。負號表明，對特定的持續(xù)時間修正，如
果測量的航跡高度比經(jīng)修正的航跡高度大，則由測量數(shù)據(jù)計算得的EPNL 值必須減小。
(ii)進場航跡對圖H3 所示的進場航跡，修正項需用如下等式計算：
Δ2=-10log(AS/ASr)+10log(V/Vr)
此處AS 是測得的進場航跡距A 站最小的距離。120 米（394 英尺）是A 站距基準航跡的
最小距離。
(iii)邊線傳聲器 對邊線航跡，修正項如下計算：
Δ2=-10log(KX/KXr)+10log(V/Vr)
K 是邊線測量站
對起飛： X=T Xr=Tr
對進場： X=S Xr=Sr
對飛越： X=G Xr=Gr
(iv)水平飛越航跡 對水平飛越航跡，修正項如下計算：
Δ2=-10log(AG/AGr)+10log(V/Vr)
此處，AG 是測得的飛越A 站時的高度。
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(2)必須對起飛，飛越和進場時的邊線傳聲器實施在本節(jié)中所述的修正程序。盡管噪
聲的輻射很依賴于直升機型號不同而不同的指向性圖，但對試驗和基準航跡，傳播角θ
必須相同。仰角ψ不得被約束，但是必須將它確定并報送。合格審定當局必須規(guī)定可接
受的限制。當對超過這些限制所得的數(shù)據(jù)進行修正時，必須使用中國民用航空總局認可
的方法。
D 部分 根據(jù)第36.805 條的噪聲限制
第H36.301 條 噪聲的測量、評定和計算
必須根據(jù)本附件的B 部分和C 部分進行噪聲級的測量，評定和計算，以表明符
合本附件的本規(guī)定分。
[第H36.303 條 備用]
第H36.305 條 噪聲級
(a)限制 為滿足本附件，必須通過飛行試驗表明，計算得的直升機在本附件的第
H36.305 條(a)中規(guī)定的測量點上的噪聲級不超過如下值，不同重量間的數(shù)值用內(nèi)推法：
(1)第一階段 直升機聲學更改的噪聲限制：
(i)對于起飛、飛越和進場的計算得的噪聲級，凡噪聲級超過第二階段的噪聲限制加
2EPN 分貝的每架第一階段的直升機，在型號設計更改后不得超過型號設計更改前的噪聲
級。
(ii)對于起飛、飛越和進場的計算得的噪聲級，凡噪聲級沒有超過第二階段噪聲限制
加2EPN 分貝的每架第一階段的直升機，在型號設計更改后不得超過第二階段噪聲限制
加2EPN 分貝。
(2)第二階段 噪聲限制如下：
(i)對起飛 最大起飛重量大于或等于80000 公斤（176370 磅）時為109EPN 分貝。重
量每減半噪聲級降低3.01EPN 分貝。直至最大起飛重量為小于或等于800 公斤（1764 磅）
時為89EPN 分貝。
(ii)對飛越 最大起飛重量大于或等于80000 公斤（176370 磅）時，為108EPN 分貝。
重量每減半噪聲級降低3.01EPN 分貝，直至最大起飛重量為小于或等于800 公斤（1764
磅）時為88EPN 分貝。
(iii)對進場 最大起飛重量大于或等于80000 公斤（176370 磅）時，為110EPN 分貝。
　
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