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進行正弦波的響應(yīng)，對于加權(quán)曲線“A”，在45至11200
赫頻率范田，必須位于IEC第179*號出版物表Ⅳ和
表V為T型儀喪規(guī)定的容限之內(nèi)．
    3.3.4  所記錄的噪聲信號必須通過一個如IEC
第179*號出版物研述的具有定名的“慢”的動態(tài)特性
的“A’濾波器來讀出。
    注：存以高屯行建應(yīng)試驗時，為T獲得真的噪聲級，可瞻需要
-w’的動態(tài)特性．
    3.3.5  設(shè)備必須用自由場聲學(xué)校準(zhǔn)器進行聲學(xué)
枝瀚．測量系統(tǒng)的總酌靈敏度必須用一個在已知頻率
上產(chǎn)生已知聲壓級的聲學(xué)校準(zhǔn)器在測盤一個序列飛機
飛行的噪聲級的前后來檢查．
    注：為此H的，一般用帕足在標(biāo)稱I24 dB和z50赫上工作的一個
衍巒式發(fā)聲船．
    3.3.6  當(dāng)風(fēng)速超過Il公里，小時（6海里，小時）
時，在航空器噪聲的所有測越中必須在傳聲器上裝擋
風(fēng)罩。當(dāng)使用時，它的特性必須是使整個系統(tǒng)璉同它
奉身能符合上述的規(guī)范。它的聲學(xué)校準(zhǔn)器頻率．1二的插
人損失也必須為已知，并包括在聲學(xué)基準(zhǔn)級的規(guī)定．}|
阻分析各測世值．
    3.4噪聲測量程序
    3.4.I  傳聲器的取向必須是在一個已知的方【甸
上，使所接收的最大聲音以盡可能同于傳聲器校準(zhǔn)的
方向到達。必須使傳聲器的敏感元件置于高出地面約
‘接恬改曲．在瑞士，日內(nèi)噸，華{它俎衢l號目際lt7t技術(shù)委員會
巾臾局可蚋抖．
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1.2米（4英尺）之處．
    3-4.2  為了檢查系統(tǒng)的靈敏度和為聲級數(shù)據(jù)分析
提供聲學(xué)基準(zhǔn)級這兩個目的，在每次試驗即將開始之
前和試驗剛結(jié)束之后，必須在現(xiàn)場用一個聲學(xué)枝準(zhǔn)器
來作系統(tǒng)的有記錄的聲學(xué)校準(zhǔn)工作．
  3.4.3  必頹在試驗地點、在系統(tǒng)增益調(diào)到航空器
噪聲測量時將要用的數(shù)值的情況下，記錄和確定周圍
噪聲，包括背景噪聲和測量系統(tǒng)的電噪聲，如飛杌聲
壓級不超過背持聲壓級至少10 dB(A)，則必須對背姑
聲壓級對實測到的聲壓級的影響加上經(jīng)過批準(zhǔn)的修
正．
4．向發(fā)證當(dāng)局報告數(shù)據(jù)并修正刮得的數(shù)據(jù)
  4.1  數(shù)據(jù)報告
  4.1.1  使用符合本附錄第3節(jié)所述規(guī)范的設(shè)備所
測得和修正的聲壓級必須報告。
    4.1.2  用以測培和分析所有飛機的聲學(xué)性能和氣
象數(shù)據(jù)的設(shè)備的型號，必須報告．
  4.1.3  在本附錄第2節(jié)所述各觀測點每次試驗期
間和緊接試驗前后所測得螅下列大氣環(huán)境數(shù)據(jù)必須報
告：
    a)空氣溫度和相對濕度；
    b)最大、最小和平均風(fēng)速．
    4.1.4  當(dāng)?shù)氐牡匦巍⒌孛娓采w情況和可能干擾錄
音的事情，都必須報告．
    4.1.5  下列飛機的數(shù)據(jù)必須報告：
    a)飛機、發(fā)動機（一臺或多臺）和螺旋槳（一個或
    多個）的類型、型號和序號：
    b)任何會蟛響飛機噪聲特性的任何改裝或非標(biāo)
    準(zhǔn)設(shè)備；
  c)最大審定起飛質(zhì)量；
  d)對于每次起飛越頂，由恰當(dāng)?shù)刂��?zhǔn)過的儀表所
    確定的在起飛越頂高度上的空速和空氣溫
    度；
  曲對于每攻起飛越頂，由恰當(dāng)?shù)匦��?zhǔn)過的儀表所
    確定的以進氣壓力或功率，螺旋槳每分鐘轉(zhuǎn)數(shù)
    和其他有關(guān)參數(shù)表示的發(fā)動機性能：
    f)飛機高出地面的高度（見2.3.2）；
    g)有關(guān)上述d）和c）的基準(zhǔn)條件對應(yīng)的制造者數(shù)
    據(jù)．
j  )
4.2數(shù)據(jù)修正
  4.2.1  噪聲源噪聲修正
  4,2.1.1  當(dāng)發(fā)證當(dāng)局規(guī)定肘，必須用批準(zhǔn)的方法
對試驗時達到的發(fā)動機功率與在基準(zhǔn)條件下同型發(fā)動
機平均在正常工作范圍對應(yīng)于最高功率的調(diào)節(jié)位置所
會達到的功率之間的差異作修正．
  4.2.1.2  在螺旋槳葉尖螺旋方【匈馬赫數(shù)等于或低
于0.70時，如果試驗的螺旋方向葉尖馬赫數(shù)在基準(zhǔn)的
螺旋方向葉尖馬赫數(shù)的0.014之內(nèi)，則不需要修正．
在螺旋槳葉尖螺旋方向馬赫數(shù)高于0.07但等于或低
于0.80時，如果試驗的螺旋方向葉尖馬赫數(shù)在基準(zhǔn)的
螺旋方向葉尖馬赫數(shù)的0.007之內(nèi)，則不需要修正，
螺旋方向葉尖馬赫數(shù)高于0.80時，如果螺旋方向葉尖
馬赫數(shù)在基準(zhǔn)的螺旋方向葉尖馬赫數(shù)0,005之內(nèi)，則
不需要修正．如果在任何螺旋方向葉尖馬赫數(shù)時的試
驗功率在基準(zhǔn)功率IO%之內(nèi)，則不需作噪聲源噪聲隨
功率變化的修正．對于定距螺旋槳驅(qū)動曲飛機，對于
功率變化不需作修正，如果試驗螺旋槳螺旋方向葉尖
馬赫數(shù)和功率對于基準(zhǔn)條件的變化，超出了這些限制
之外，則根據(jù)用實際試驗飛機或具有相同發(fā)動機和螺
旋槳、且工作在與鑒定中的飛機同一狀態(tài)的、形狀近
似的飛機所制定的數(shù)據(jù)的修正量必須使用，如<關(guān)于
航空器噪聲鑒定中程序的位用的環(huán)境技術(shù)手冊>（第
9501號文件）中第4.1節(jié)所述．
    4:2.2  修正地面上接收到的噪聲
    4.2.2.1  在高度不同于300米(985英尺)處所作
的噪聲測量，必須用平方反比定律調(diào)整到300米(985
英尺)．
  4.2.3  性能修正
  洼：性幄修正在于獎勵較高性艙的’乜機．這是根據(jù)它們有以轉(zhuǎn)硅
的角度爬升的螗力和雌以輕低的功率位置飛行空中交通路線啊，同
時．這個修正也是址罰有佩性指的飛機，它們遺成爬升卓低．而且在空
中變通路線圈中要用較高的功率位置．
　
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本文鏈接地址：環(huán)境保護卷一 第二版 1988(96)