---

Таблица 2

В отношении чувствительности к факторам окружающей среды (температуре, относительной влажности воздуха и вибрации) микрофонная система должна удовлетворять требованиям ГОСТ 17187-81.

С установкой ветрозащитного экрана изменение чувствительности в плоскости диафрагмы микрофонной системы не должно превышать 1,0 дБ для диапазона частот 45-11000 Гц.

1.1.2 Акустический калибратор должен обеспечивать возможность подачи на микрофон акустического сигнала (чистого тона или широкополосного шума) с известным постоянным уровнем с погрешностью ± 0,2 дБ. В качестве акустического калибратора может использоваться пистонфон, обеспечивающий подачу на микрофон звукового давления частотой 250 Гц с уровнем 124 дБ (относительно 2×10^-5 Па).

1.1.3. Электрический калибратор должен обеспечивать возможность подачи на вход магнитного регистратора синусоидального или широкополосного электрического сигнала в частотном диапазоне 45-11200 Гц заданного уровня с погрешностью не более ± 0,2 дБ.

1.1.4. Требования к магнитному регистратору

1.1.4.1. При номинальном уровне записи (т.е. при уровне на 10 дБ ниже уровня, при котором нелинейные искажения при прямой записи достигают 3% или отклонения при записи с частотной модуляцией ± 40%) в любой третьоктавной полосе частот в диапазоне 180-11200 Гц частотная характеристика должна быть плоской с погрешностью ± 0,25 дБ, а в любой третьоктавной полосе в диапазоне 45-180 Гц - плоской с погрешностью ± 0,75 дБ.

Амплитудная устойчивость синусоидального сигнала частотой 1 кГц, записанного при номинальном уровне записи, на любой кассете магнитной ленты используемого типа должна быть в пределах ± 0,5 дБ.

1.1.4.2. Характеристики системы записи-воспроизведения должны быть такими, чтобы уровень фона в любой третьоктавной полосе был не менее чем на 35 дБ ниже номинального уровня записи. Для достижения этого требования допускается вводить систему записи предварительного усиления высоких частот с последующим ослаблением при воспроизведении.

1.1.4.3. Используемые в схеме аттенюаторы должны обеспечивать возможность ослабления сигнала с постоянными шагами, выраженными в децибелах, с погрешностью не более ± 0,1 дБ.

1.2. Анализирующая аппаратура

Анализирующая система обеспечивает возможность определения третьоктавных уровней звукового давления через установленные интервалы времени.

К анализирующей аппаратуре относят:

набор 24 третьоктавных фильтров со средними частотами от 50 Гц до 10 кГц;

анализатор, в котором выходные сигналы с каждого из указанных третьоктавных фильтров квадрируются, усредняются, преобразуются в логарифмическую форму и представляются в цифровом виде.

1.2.1. Индикаторный прибор анализатора должен иметь минимальный коэффициент амплитуды 3 и обеспечивать измерение истинного значения среднего квадратического уровня сигнала в каждой из третьоктавных полос с погрешностью не более ± 1,0 дБ.

1.2.2. Динамическая характеристика анализатора для выходных сигналов, соответствующая полному отклонению стрелки измерительного прибора и на 20 дБ меньше этого значения, должна удовлетворять следующим требованиям:

при подаче на вход синусоидального сигнала длительностью 0,5 с на центральной частоте каждой третьоктавной полосы максимальное выходное показание должно быть на (4±1) дБ меньше полученного при постоянном сигнале той же самой частоты и амплитуды;

при подаче на вход анализатора внезапного стационарного постоянного сигнала на среднегеометрической частоте каждой октавной полосы максимальное выходное показание должно превышать окончательно установившееся показание на (0,5±0,5) дБ.

1.2.3. Разрешающая способность анализатора по амплитуде должна быть не более 0,5 дБ.

1.2.4. Погрешность анализатора после устранения всех систематических ошибок не должна превышать ± 1 дБ. Суммарные систематические ошибки для каждого выходного уровня не должны превышать ± 3 дБ.

1.2.5. Динамический диапазон анализатора, под которым понимается разность между наибольшим выходным уровнем и максимальным уровнем шума анализатора, при анализе одного полета самолета должен быть не менее 45 дБ.

2. Аппаратура для измерения параметров атмосферы

Для измерения параметров атмосферы применяют следующие приборы:

термометр с диапазоном измерения не менее 0-40°С и погрешностью измерения не более ± 0,5°С для измерения температуры воздуха;

гигрометр с диапазоном измерения относительной влажности - 10-100% и погрешностью не более 2% для измерения влажности воздуха;

флюгер или ветровой конус с румбовой шкалой для измерения направления ветра;

воздушный анемометр с диапазоном измерения не менее 0-10 м/с и погрешностью измерения не более ± 0,5 м/с для измерения скорости ветра;

барометр или барограф с погрешностью измерения не более 1 мм рт. ст. для измерения атмосферного давления.

3. Аппаратура для измерения параметров траектории взлета и посадки

Для точного измерения параметров траектории полета самолета используется наземная радиолокационная или другая наземная аппаратура, обеспечивающая регистрацию абсолютного положения самолета в пространстве синхронно с регистрацией шума в следующих пределах по дальности:

при снижении самолета - начиная с 6 км от порога ВПП до точки касания;

при взлете - от точки отрыва до дистанции 10 км от начала разбега по горизонтали.

4. Бортовая самолетная аппаратура

Для контроля параметров самолета и режимов работы двигателей на борту самолета используется штатная бортовая аппаратура, обеспечивающая регистрацию требуемых параметров полета синхронно с акустическими измерениями.

5. Система обеспечения единого времени

Система обеспечения единого времени должна обеспечивать подачу синхронизирующих сигналов для всей регистрирующей аппаратуры.

6. Вся аппаратура, используемая при сертификационных испытаниях самолета по шуму, должна быть утверждена компетентным органом по сертификации и иметь действующие свидетельства о государственной поверке по ГОСТ 8.002-71.

ПРИЛОЖЕНИЕ 3
Рекомендуемое

ЭКВИВАЛЕНТНЫЕ МЕТОДЫ ИСПЫТАНИЙ

Эквивалентные методы испытаний по определению характеристик шума самолетов на местности включают:

методы летных испытаний;

методы наземных испытаний;

аналитические методы определения уровней шума с использованием предварительных экспериментальных исследований.

1. Методы летных испытаний предусматривают:

использование имитаций взлетов и посадок с целью определения характеристик шума в контрольных точках;

использование пролетов на различных режимах с целью определения зависимостей создаваемого самолетом шума от высоты пролета и режима работы двигателей;

сокращение числа боковых точек измерения шума при определении максимального шума сбоку от ВПП;

использование метода измерения шума сбоку от ВПП с помощью системы измерения в двух симметричных точках.

1.1. Имитации взлетов и посадок выполняются следующим образом:

взлет с максимальной взлетной массой на взлетном режиме работы двигателей. Скорость набора высоты равна v₂ + 20 км/ч (v₂ - безопасная скорость взлета);

дросселирование двигателей на высоте не менее (210±5) м до режима, который обеспечивает горизонтальный полет при одном неработающем двигателе или градиент набора высоты не менее 4% при всех работающих двигателях, в зависимости от того, какое значение тяги выше;

разворот, заход на посадку и уход на второй круг с высоты, определяемой в соответствии с РЛЭ (высота принятия решения);

снижение на посадку производится по стандартной глиссаде при установившейся скорости полета не менее 1,3 v_s + 20 км/ч (v_s - скорость сваливания в посадочной конфигурации) и установившейся тяге двигателей;

разворот и пролет над ВПП. При подходе к выбранному ориентиру выполняется имитация взлета с установленными ранее ограничениями;

аналогичные заходы на посадку с уходом на второй круг и имитации взлета;

заход на посадку и посадка с максимальной посадочной массой.

1.2. Пролеты самолета выполняются как в комбинации с имитациями взлетов и заходов на посадку, так и самостоятельно.

Характеристики шума при пролетах самолета определяются при работе двигателей на режимах: взлетный, номинальный, характерный дроссельный, характерный посадочный и полетный малый газ.

Характерный дроссельный режим выбирается из условия обеспечения градиента набора высоты 4% при максимальной взлетной массе и взлетной конфигурации самолета.

Характерный посадочный режим соответствует режиму работы двигателей при заходе на посадку по стандартной глиссаде со скоростью 1,3 v_s + 20 км/ч.

Диапазон высот при пролетах выбирается с учетом взлетно-посадочных характеристик самолета с интервалом 100-150 м.

Скорость при полетах выбирается равной v₂ + 20 км/ч для режима набора высоты, для посадочного режима эта скорость равна 1,3 v_s + 20 км/ч.

Расстояние до точки измерения, начиная с которого должны быть выдержаны постоянными скорость полета и режим работы двигателей, определяется в зависимости от высоты полета и режима работы двигателей (с увеличением высоты и уменьшением режима работы двигателей это расстояние увеличивается).

Высота начала выдерживания режима определяется предварительным расчетом по приближенным значениям вертикальной скорости для данной массы самолета и режима работы двигателей при характерной конфигурации самолета.

1.3. При использовании эквивалентного метода определения максимального шума уровни шума сбоку от ВПП измерения проводят в процессе выполнения пролетов самолета на одной или более высотах между двумя точками измерения, расположенными симметрично относительно траектории взлета.

1.3.1. Для реактивных самолетов по ГОСТ 17228-78 используют следующие условия испытаний:

микрофоны устанавливаются симметрично по обе стороны траектории полета самолета на расстоянии 450 м или 650 м в зависимости от требований разд. 2 ГОСТ 17228-78;

относительная высота пролета в момент прохождения плоскости установки микрофонов должна составлять 300 м с погрешностью не более ± 50 м;

пролеты выполняют при взлетном режиме работы двигателей, конфигурация и скорость пролета соответствуют п. 1.3.1 настоящего стандарта;

корректировку уровней измеряемого шума производят с учетом исходных условий в соответствии с требованиями, изложенными в основной части настоящего стандарта.

1.3.2. Для тяжелых винтовых самолетов используют те же условия, за исключением того, что с целью учета асимметрии распространения шума воздушных винтов пролеты выполняют на различных относительных высотах.

Диапазон высот при определении шума сбоку от ВПП должен обеспечивать 90%-ный доверительный интервал в 1,5 дБ.

Максимальный уровень шума определяют по кривой изменения шума сбоку от ВПП, построенной по данным об относительной высоте пролета над контрольной точкой.

2. Эквивалентные методы наземных испытаний используют для определения влияния конструктивных изменений силовой установки на акустические характеристики самолета. Оценку ожидаемых уровней шума в контрольных точках при внедрении конструктивных изменений производят на основании результатов наземных испытаний и сопоставления их с результатами испытаний типа по методике, утвержденной сертифицирующим органом.

3. Аналитические методы эквивалентности утверждаются органами, ответственными за сертификацию, и основываются на использовании экспериментальных данных по шуму и летно-технических характеристик самолета и позволяют определить:

значение изменений уровней шума, обусловленных конструктивными изменениями;

зависимость шума от тяги;

методы поправок на изменения скорости и высоты.

ПРИЛОЖЕНИЕ 4
Рекомендуемое

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ ТАБЛИЦ ВОСПРИНИМАЕМОЙ ШУМНОСТИ (для расчетов на ЭВМ)

Зависимость логарифма воспринимаемой шумности lg n от уровня звукового давления в третьоктавной полосе SPL может быть представлена в виде ломаной линии на чертеже.

Основными параметрами математического описания зависимости логарифма воспринимаемой шумности от уровня звукового давления являются:

наклоны прямых линий М (b), М (с), М (d) и М (е);

точки пересечения этих линий с осью SPL: SPL (b) и SPL (с);

координаты точек излома: SPL (a) и lg n (a); SPL (d) и lg n (d) = -1,0; SPL (е) и lg n (e) = lg 0,3.

Формулы имеют следующий вид:

а) SPL ³ SPL (a), n = anti lg [M (c) (SPL - SPL (c))];

б) SPL (b) £ SPL < SPL (a), n = anti lg [M (b) (SPL - SPL (b))];

в) SPL (e) £ SPL < SPL (b), n = anti lg [M (e) (SPL - SPL (b))];

г) SPL (d) £ SPL < SPL (е), n = 0,1 anti lg [M (a) (SPL - SPL (a))].

Константы для расчета воспринимаемой шумности представлены в таблице.

График зависимости логарифма воспринимаемой шумности от уровня звукового давления в третьоктавной полосе

Константы для расчета воспринимаемой шумности