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間的關系示于圖2-6．對于某一個三分之一倍頻
程．log(n)瞳SPL變化的情況可以如圖2-6所示用直
線來表示．
7.2 數學表達式的幾個重要方面是：
a)直線的斜率(M0)，M(c)，M(d)和M∞k
b)直線在SPL軸上的截距(SPL(b)和SPL(cD;
c)不連續點的坐標，SPL(a)和logn(a);,,SPL(d)和
logn=- 1.0;勝及SPL(e)和logn =log(0.3)．
7.3 表達式如下：
a) SPL≥SPL(a)
玎= anhlog{M(c)[spl-SPL(c)]) j
b) SPL(t)<SPL <SPL(a)
n 2 anulog{m(b)[SPL - SPL(b)])
c) SPL(e)<SPL<SPL(b)
n= 0.3antilog ,o(M(exSPL - SPL(d)])*d
SPL(d)≤SPL<SPL(e)．
二時：O.lanti
H: log{{M(d)[SPL - SPL(d)])
7.4 表2-4列出了計算作為聲壓級的函數的感
覺噪度所需的常數的值．
8．空氣中聲音的衰減
聲音的大氣衰減必須按照附錄1第8節確定．
1日2-6 作為聲壓埋的苗政的爵覺嗥度
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9． 試驗結果的調整
9.1 當鑒定試驗條件與基準條件不一樣時，必須
用率節的方法對窶測的噪聲數據作適當的調整．
注：山幣下述的差異造成試聒l基準條什之問曲_籃異：
——飛機飛行航道和相對于測量點的速度
——空氣中聲音的衰減 ‘
——影響發動機噪聲產生機理的參數．
9.1.1 對于下述的差異，必須用93和9.4所述的
方法之一調整實測噪聲值：
——由于受“平方反比1和大氣衰減影響的沿噪聲
道的衰減
——由于受相對于測點的飛機距離和速度封；響的
噪聲的持續時間
——由于受有關參數影響的發動機發出的噪聲源．
9.1.2 當：
a)調整量在起飛小于8 dB,在進近小于4dB,在
橫側小于4dB;
b)調整量在起飛大干4dB且調整后的數字不在
極限噪聲級ldB之內時，必須對起飛越頂泄近
或橫測噪聲測量值用4簡化的’方法或“積分
的”方法進行調整．
9.1.3 當調整繁或對應的裕量超出了9,1.2所規
定的極限時，必須用“積分的”方法對所有噪聲測量值
調整，
注：并坩見筠Ⅱ部分第3章3.7.6廿． ，，
9.2 飛行縱剖面軌跡
注：對于試驗和基準兩種條什的飛行縱劑舊軌跡，呆由它們相對
于地面帥幾何位置，連同扣對干地嘣的*連曲航空器建幢、咀及用以確
定E機噪盧發射的*違的笈動機控制垂數（一個或多個）米描述．
9.2./ 起‘色縱剖面軌跡
往：幽2-7柱際了一十鼎型的起一b縱利而軌跡．
曲飛機在A點，Flh起飛計f跑，在B點商地．在C點開始#以不變
角作第一次爬升．-當，使用推力吐功宰（按書J應情況）掃刨山t，在D
點開始減小，在E點完成，自此定冤飛機開始其第二扶以不變
緗爬升盥至F點．叩噪聲罄定起飛飛行航迥終點．
b】丘l姓起‘乜噪巾測量點，而AKI皿白開始}忖跑至起飛超項測量
點的距離．1<2妊批侗噪聲刪最點，它位于與跑m中心線甲等且
與之扣砸規定距離曲一條線上．起飛時噪聲組埔大之址．
舊2-7 典型的起飛甄剖面軌進
c) AF灶飛機位置嬰測量并且嬰與噪聲刪盅同班的距離（見木附
摯23．，）．
9.2.2 進近縱剖面軌跡
注：凹28崔示了一個辨型的進近縱剖面軌跡，
曲飛機山G點開始了它的噪聲鑒定進近飛行航道，并干J點在跑
m-上接Je!，與跑m^U的距離為OJ_
b) K]是進近噪一f謝顯點，而地0是白進近噪■甜盒點至跑道人
u的距離．
c) Gl足一E機位置璺}測丘并婪與噪rr測量同步帕距離(見車附錄
的13.2)．
在進近謝顯時定露飛機的基準點必須是苴儀班若阽系坑的天線．
9.3 調整的“簡化的’方法
9.3.1 概念．
注：‘簡化的‘調整方法乜臺由于PJVLTNf辟問盛刪與基準條什之
問差異而對從實謝數據算得的F.PNL所作的調情．
9.3.2 對PNL和PNLT調整
往1：起飛越頂和進近啦_盧測量中，試軸‘乜行航避和基準‘乜行航道
中對于計算EPNL有皿要性的部分如I雹2-9所示．
a) XY代班實測一E行航itt的有用部分，而■】：則代出對應n々菇準
飛行航i盯部分．
b)Q代理噪聲測撤點K觀測刊噪蘆發射為PNLTM時婁側乜行
航追上~8LM位置．0 1足在玷準I5行航越上對應的位置，而K．
足基準利帑點．QKl-11口，t分別監實耐的和基準的噪聲侍播
ict．口，足按照QK和口K,與它們各白的笆行航過形屆相同的Q
|曰2-9 影響聲壓曲鲺削面軸違特性
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環境保護卷一 第二版 1988(92)
