ГОСТ 17229-85

Группа Д10

МЕЖГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ

САМОЛЕТЫ ПАССАЖИРСКИЕ И ТРАНСПОРТНЫЕ

Метод определения уровней шума, создаваемого на местности

Passenger and transport aeroplanes. Determination of noise levels on ground

МКС 17.140.30

         49.020

ОКП 75 0200

Дата введения 1986-07-01

Постановлением Государственного комитета СССР по стандартам от 19 июня 1985 г. N 1730 дата введения установлена 01.07.86

ВЗАМЕН ГОСТ 17229-78

ПЕРЕИЗДАНИЕ

Настоящий стандарт распространяется на дозвуковые пассажирские и транспортные самолеты с потребной длиной взлетно-посадочной полосы (далее - ВПП) более 610 м;

с любой взлетной массой, оборудованные реактивными двигателями;

с взлетной массой более 5700 кг, оборудованные турбовинтовыми, турбовинтовентиляторными или поршневыми двигателями.

Стандарт устанавливает метод определения уровней шума, создаваемого вышеуказанными самолетами на местности при взлете, наборе высоты и снижении на посадку.

Метод заключается в проведении измерений шума при сертификационных летных испытаниях самолета, в результате которых определяют приведенные к заданным исходным условиям средние значения эффективных уровней воспринимаемого шума (ЕРNдБ) в каждой из трех контрольных точек с целью проверки их соответствия максимально допустимым уровням по ГОСТ 17228-87.

Уровни шума определяют при сертификационных испытаниях на одном самолете типовой конструкции и распространяют на все самолеты данного типа, имеющие неизменные взлетно-посадочные характеристики, взлетную массу и тип двигателей.

Для модифицированного варианта самолета исходной конструкции, прошедшего сертификационные испытания по шуму, необходимы повторные испытания на соответствие устанавливаемым ГОСТ 17228-87 требованиям.

Настоящий стандарт соответствует требованиям стандарта ИКАО по шуму (Международные стандарты и рекомендуемая практика "Охрана окружающей среды", Приложение 16 к Конвенции о международной гражданской авиации, том 1 "Авиационный шум", первое издание, Монреаль, 1981 г.), Международному стандарту ИСО 3891 и рекомендации МЭК Р 561.

1. ИСХОДНЫЕ УСЛОВИЯ ПРИВЕДЕНИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ ИЗМЕРЕНИЙ

1.1. Исходные контрольные точки. Эффективные уровни воспринимаемого шума определяются для следующих трех исходных контрольных точек, указанных в пп.1.1.1-1.1.3.

1.1.1. Контрольная точка сбоку от ВПП - точка на линии, параллельной осевой линии ВПП и удаленной от нее на 450 или 650 м в зависимости от требований разд.2 ГОСТ 17228-87.

В этой точке при взлете самолетов эффективный уровень воспринимаемого шума максимальный.

1.1.2. Контрольная точка под траекторией взлета - точка на продолжении осевой линии ВПП, на расстоянии 6500 м от начала разбега.

1.1.3. Контрольная точка под траекторией снижения на посадку - точка на продолжении осевой линии ВПП, находящаяся на расстоянии 2000 м от порога ВПП под траекторией снижения на посадку. На ровной местности высота от этой точки до стандартной глиссады в 3°, пересекающей ось ВПП на расстоянии 300 м за ее порогом, равна 120 м.

1.2. Исходные атмосферные условия. Исходными атмосферными условиями, при которых рассчитываются исходные методики полета и к которым приводятся измеренные эффективные уровни воспринимаемого шума, являются:

Примечания:

1. В качестве исходной температуры окружающего воздуха у поверхности земли на уровне моря можно использовать температуру 25 °С. При этом в результаты измерений в контрольной точке под траекторией взлета вводится дополнительная поправка.

2. Исходная атмосфера (изменения температуры и относительной влажности) является однородной.

1.3. Исходная методика испытаний

Исходная методика сертификационных испытаний соответствует Руководству по летной эксплуатации самолета (РЛЭ). Расчеты исходной методики и траектории полета утверждает орган, ответственный за сертификацию.

1.3.1. Исходная траектория взлета рассчитывается из следующих условий.

1.3.1.1. С начала взлета до точки, в которой достигается высота над уровнем ВПП не менее (210±5) м, используется взлетная тяга.

1.3.1.2. Для вновь создаваемых дозвуковых самолетов, для которых заявка на сертификацию типа подана после введения в действие настоящего стандарта, с числом двигателей до трех включительно взлетная тяга используется до высоты (300±5) м.

1.3.1.3. После достижения указанной в п.1.3.1.1 высоты тяга не должна быть ниже значения, которое 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. Для самолетов по п.1.3.1.2 эта тяга должна обеспечивать сохранение градиента набора высоты не менее 4%.

1.3.1.4. Как можно скорее после отрыва от земли достигается скорость не ниже +20 км/ч, которая сохраняется на протяжении всего взлета ( - безопасная скорость взлета).

1.3.1.5. Во время взлета сохраняется постоянной заданная в исходных условиях взлетная конфигурация, за исключением того, что шасси может быть убрано.

1.3.1.6. В момент освобождения тормозов масса самолета равна максимальной взлетной массе, для которой определяют уровни шума.

1.3.2. Исходная методика снижения на посадку рассчитывается из следующих условий:

- снижение самолета производят по глиссаде с углом наклона к горизонту 3°;

- снижение на посадку производят при установившейся скорости полета не менее 1,3+20 км/ч при постоянной установившейся тяге двигателей, которая выдерживается до нормальной посадки ( - скорость сваливания при посадочной конфигурации самолета);

- при снижении на посадку сохраняется постоянная конфигурация самолета, в соответствии с РЛЭ, при наличии нескольких конфигураций выбирается та, которая создает наибольший шум при максимальной посадочной массе, для которой определяют уровни шума.

1.4. Допускается изменять градиент набора высоты, скорость захода на посадку и угол наклона глиссады посадки при определении уровня шума, если РЛЭ самолета устанавливает отличные от заданных в пп.1.3.1 и 1.3.2 значений указанных выше параметров.

2. УСЛОВИЯ ПРОВЕДЕНИЯ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ

2.1. Условия проведения летных испытаний должны как можно ближе соответствовать исходным условиям, указанным в разд.1 настоящего стандарта.

Допускаются указанные в п.2.4 отклонения от исходных условий, которые учитываются введением поправок в эффективные уровни воспринимаемого шума в соответствии с разд.6 настоящего стандарта.

2.2. Точки измерения шума

2.2.1. Координаты точек измерения шума должны соответствовать указанным в п.1.1 координатам исходных контрольных точек.

2.2.2. Если точки измерения шума не совпадают с исходными контрольными точками, то любые поправки на разницу местоположения включают в поправки на несовпадение траектории летных испытаний и исходной траектории полета.

2.2.3. Шум сбоку от ВПП измеряют в нескольких точках на линии, параллельной ВПП, вблизи места, где ожидается наибольший уровень шума. Одновременно измеряют шум в симметричной точке по другую сторону ВПП. Методика определения положения контрольной точки сбоку от ВПП приведена в приложении 1.

2.2.4. В местах вблизи точек измерения шума должна быть относительно ровная поверхность земли. Не допускаются участки с повышенным поглощением звука (густая слежавшаяся или высокая трава, кустарник или лесные участки).

2.2.5. В пространстве, ограниченном конусом с вершиной на поверхности земли в точке измерения, ось которого перпендикулярна к земле, а полуугол раскрытия 80°, не должно быть препятствий, искажающих звуковое поле от летящего самолета.

2.3. Атмосферные условия

При проведении летных испытаний на всем пути распространения шума между поверхностью земли и самолетом должны быть следующие атмосферные условия:

- осадки отсутствуют;

- температура воздуха от 2 до 35 °С;

- относительная влажность окружающего воздуха от 20% до 95%;

- относительная влажность и температура окружающего воздуха обеспечивают затухание звука в третьоктавной полосе центральной частотой 8 кГц не более 12 дБ/100 м. Если для получения относительной влажности измерение температуры влажного и сухого воздуха производится прибором с погрешностью ±0,5 °С, то затухание звука в третьоктавной полосе центральной частотой 8 кГц должно быть не более 14 дБ/100 м;

- отклонение коэффициента атмосферного поглощения в третьоктавной полосе центральной частотой 3150 Гц по пути распространения звука относительно PNLTM может превышать ±0,5 дБ/100 м, если для вычисления эквивалентного скорректированного затухания звука в каждой третьоктавной полосе используются "слоистые" участки атмосферы, при этом указанные участки должны быть достаточными для удовлетворения требований сертифицирующего органа;

- средняя скорость ветра на высоте 10 м над землей и поперечная составляющая ветра не более 6 и 3,5 м/с соответственно. При измерении скорости ветра используется тридцатисекундный период усреднения, соответствующий периоду уменьшения уровня шума на 10 дБ;

- отсутствуют аномальные условия ветра, существенно влияющие на измеряемые уровни шума.

2.4. Отклонение параметров полета от исходных условий

При летных испытаниях возможны отклонения массы самолета, режимов работы двигателей и траектории полета от принятых за исходные. Значения допускаемых отклонений указаны в пп.2.4.1-2.4.3.

2.4.1. Допускается проводить летные испытания при массе самолета, отличающейся от исходной (см. пп.1.3.1 и 1.3.2). При этом необходимая поправка в эффективный уровень воспринимаемого шума не должна превышать 2 ЕРNдБ для взлета и 1 ЕРNдБ для снижения на посадку. Для определения зависимости от массы для условий испытаний при взлете и снижении на посадку используют данные, утвержденные органом, ответственным за сертификацию.

2.4.2. При снижении на посадку допускается отклонение от глиссады в 3° на ±0,5°. При этом необходимая поправка на отклонение траектории от исходной не должна превышать 2 ЕРNдБ.

2.4.3. Суммарное значение всех необходимых поправок, связанных с отклонениями условий испытаний от исходных, не должно превышать 16 ЕРNдБ при взлете и 8 ЕРNдБ снижении на посадку. Если эти поправки превышают соответственно 8 ЕРNдБ и 4 ЕРNдБ, то получаемые в результате уровни не должны превышать установленных в ГОСТ 17228-87 более чем на 2 ЕРNдБ.

2.4.4. Погрешность измерений определяется при каждых испытаниях и утверждается органом, ответственным за сертификацию.

3. КОНТРОЛЬНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА

3.1. Аппаратура, используемая при летных сертификационных испытаниях самолета по шуму, должна обеспечивать:

- прием, регистрацию и анализ спектров шума в функции времени в каждой точке измерения шума;

- измерение параметров атмосферы (температуры, влажности, давления, скорости и направления ветра);

- измерение параметров траектории полета самолета синхронно с акустическими измерениями;

- синхронную регистрацию параметров полета и режимов работы двигателей на борту самолета;

- радиосвязь между самолетом, центральной измерительной станцией и точками измерения шума.

Состав и требования к используемой контрольно-измерительной аппаратуре приведены в обязательном приложении 2.

4. МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ И ИЗМЕРЕНИЙ ШУМА

4.1. Летные испытания самолета и измерения проводятся с соблюдением требований разд.2 с использованием аппаратуры, удовлетворяющей требованиям разд.3 и приложения 2.

4.2. Для определения уровней шума каждого самолета в каждой точке измерения требуется произвести не менее шести взлетов и шести посадок самолета, в каждом из которых одновременно с измерениями шума синхронно проводят: