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间的关系示于图2-6．对于某一个三分之一倍频
程．log(n)瞳SPL变化的情况可以如图2-6所示用直
线来表示．
7.2 数学表达式的几个重要方面是：
a)直线的斜率(M0)，M(c)，M(d)和M∞k
b)直线在SPL轴上的截距(SPL(b)和SPL(cD;
c)不连续点的坐标，SPL(a)和logn(a);,,SPL(d)和
logn=- 1.0;胜及SPL(e)和logn =log(0.3)．
7.3 表达式如下：
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)．
二时：O.lanti
H: log{{M(d)[SPL - SPL(d)])
7.4 表2-4列出了计算作为声压级的函数的感
觉噪度所需的常数的值．
8．空气中声音的衰减
声音的大气衰减必须按照附录1第8节确定．
1日2-6 作为声压埋的苗政的爵觉嗥度
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9． 试验结果的调整
9.1 当鉴定试验条件与基准条件不一样时，必须
用率节的方法对窭测的噪声数据作适当的调整．
注：山币下述的差异造成试聒l基准条什之问曲_篮异：
——飞机飞行航道和相对于测量点的速度
——空气中声音的衰减 ‘
——影响发动机噪声产生机理的参数．
9.1.1 对于下述的差异，必须用93和9.4所述的
方法之一调整实测噪声值：
——由于受“平方反比1和大气衰减影响的沿噪声
道的衰减
——由于受相对于测点的飞机距离和速度封；响的
噪声的持续时间
——由于受有关参数影响的发动机发出的噪声源．
9.1.2 当：
a)调整量在起飞小于8 dB,在进近小于4dB,在
横侧小于4dB;
b)调整量在起飞大干4dB且调整后的数字不在
极限噪声级ldB之内时，必须对起飞越顶泄近
或横测噪声测量值用4简化的’方法或“积分
的”方法进行调整．
9.1.3 当调整繁或对应的裕量超出了9,1.2所规
定的极限时，必须用“积分的”方法对所有噪声测量值
调整，
注：并坩见筠Ⅱ部分第3章3.7.6廿． ，，
9.2 飞行纵剖面轨迹
注：对于试验和基准两种条什的飞行纵剂旧轨迹，呆由它们相对
于地面帅几何位置，连同扣对干地嘣的*连曲航空器建幢、咀及用以确
定E机噪卢发射的*违的笈动机控制垂数（一个或多个）米描述．
9.2./ 起‘色纵剖面轨迹
往：幽2-7柱际了一十鼎型的起一b纵利而轨迹．
曲飞机在A点，Flh起飞计f跑，在B点商地．在C点开始#以不变
角作第一次爬升．-当，使用推力吐功宰（按书J应情况）扫刨山t，在D
点开始减小，在E点完成，自此定冤飞机开始其第二扶以不变
缃爬升盥至F点．叩噪声罄定起飞飞行航迥终点．
b】丘l姓起‘乜噪巾测量点，而AKI皿白开始}忖跑至起飞超项测量
点的距离．1<2妊批侗噪声删最点，它位于与跑m中心线甲等且
与之扣砸规定距离曲一条线上．起飞时噪声组埔大之址．
旧2-7 典型的起飞甄剖面轨进
c) AF灶飞机位置婴测量并且婴与噪声删盅同班的距离（见木附
挚23．，）．
9.2.2 进近纵剖面轨迹
注：凹28崔示了一个辨型的进近纵剖面轨迹，
曲飞机山G点开始了它的噪声鉴定进近飞行航道，并干J点在跑
m-上接Je!，与跑m^U的距离为OJ_
b) K]是进近噪一f谢显点，而地0是白进近噪■甜盒点至跑道人
u的距离．
c) Gl足一E机位置璺}测丘并婪与噪rr测量同步帕距离(见车附录
的13.2)．
在进近谢显时定露飞机的基准点必须是苴仪班若阽系坑的天线．
9.3 调整的“简化的’方法
9.3.1 概念．
注：‘简化的‘调整方法乜台由于PJVLTNf辟问盛删与基准条什之
问差异而对从实谢数据算得的F.PNL所作的调情．
9.3.2 对PNL和PNLT调整
往1：起飞越顶和进近啦_卢测量中，试轴‘乜行航避和基准‘乜行航道
中对于计算EPNL有皿要性的部分如I雹2-9所示．
a) XY代班实测一E行航itt的有用部分，而■】：则代出对应n々菇准
飞行航i盯部分．
b)Q代理噪声测撤点K观测刊噪芦发射为PNLTM时娄侧乜行
航追上~8LM位置．0 1足在玷准I5行航越上对应的位置，而K．
足基准利帑点．QKl-11口，t分别监实耐的和基准的噪声侍播
ict．口，足按照QK和口K,与它们各白的笆行航过形届相同的Q
|曰2-9 影响声压曲鲺削面轴违特性
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本文链接地址：
环境保护卷一 第二版 1988(92)
