（c）必须以稳定的3°±0.5°的下滑角进场，保持飞机形态不变，直到正常接地。
（d）所有发动机必须以大约同样的功率或推力工作。
（e）对于亚音速飞机，适用的规定如下：
（1）对于亚音速飞机，必须在进场测量点上方确立并保持一稳定的进场速度，即在下列两者中取较大者：1.30Vs＋19千米／时（1.30Vs＋10海里／时）或根据构成飞机型号合格审定基础的适航规章确立经批准的着陆距离时所使用的速度。
[（2）备用]
（3）整个进场噪声试验过程中的速度容差可取为±5.6千米／时（±3海里／时）
[附件D～E（备用）]
附件F 对螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机在1988年11月17日以前合格审定试验的飞越噪声要求
A部分 总则
第F36.1条 范围
B部分 噪声测量
第F36.101条 一般试验条件
第F36.103条 声学测量系统
第F36.105条 感测、记录和重放设备
第F36.107条 噪声测量程序
第F36.109条 数据记录、报送和批准
第F36.111条 飞行程序
C部分 数据修正
第F36.201条 数据的修正
第F36.203条结果的有效性
D部分 噪声限制
第F36.301条 航空器的噪声限制
A部分 总则
第F 36.1 范围
对第36.1条和第36.501条（b）中规定的螺旋桨小飞机，本附件规定噪声级限度和数据测量以及修正程序。
B部分 噪声测量
第F36.101条 一般试验条件
（a）试验区必须是较平坦的地形，没有那些吸声特性过大的茂密、高大的杂草或灌木、树林。在测量点位置上方，轴线垂直于地面，半锥角为75。的锥形空域内，不得有严重影响飞机声场的障碍物。
（b）试验必须在下列条件下进行
（1）不得有降雨。
（2）相对湿度不得高于90％或低于30％。
（3）高于地面10米（33英尺）处，环境温度不得低于5℃（41°F）或高于30℃（86°F）。如果测量点在距离机场温度计为1.83千米（1海里）的范围内，允许使用机场的报告温度。
（4）高出地面10米（33英尺）处，报告的风速不得超过19千米／小时（10海里／时）。若报告的风速大于7千米／小时（4海里／时），则飞行方向与风向的夹角必须在±15°以内，并且顺风向和逆风向的飞行次数必须相同。如果测量点在距离机场的风速表1.83千米（1海里）范围之内，允许使用机场报告的风速。
（5）在要求的测量点记录噪声时，没有使飞机噪声级引起明显改变的温度逆增或异常的风的条件。
（6）飞行试验程序、测量设备和噪声测定程序必须经过中国民用航空总局批准。
（7）噪声评定用的声压级数据，必须使用符合本附件第F36.103条的声学设备来测量。
第F36.103条 声学测量系统
声学测量系统必须由与下述设备等效的经过批准的设备组成：
（a）传声器系统，其频率响应应符合本附件第F36.105条中所规定的测量、分析系统的精度。
（b）三角架或相似的传声器支架，对于所测声音的干扰应最小。
（c）录放设备的特性、频率响应和动态范围应符合本附件第F36.105条规定的响应和精度要求。
（d）采用正弦波的声学校准器或声压级已知的宽带噪声声学校准器。如果采用宽带噪声，对于非过载信号级，必须用其平均值和最大的均方根（rms）值来表示。
第F36.105条 感测、记录和重放设备
（a）必须记录由飞机引起的噪声。磁带录音机是可以使用的。
（b）系统的特性必须符合国际电工技术委员会（IEC）出版物第179号题为“精密声级计”中的要求。该文件已按中国民用航空规章第36.6条引用。
（c）在45～11200赫频率范围内，整个系统对可觉察的等幅平面前进正弦波的响应，必须在IEC出版物第179号（1973年版）规定的容差范围之内。
（d）如果因为设备动态范围的限制而有需要，则记录通道必须具有高频预矫及重放时的逆向去矫。预矫必须这样来进行：使800～11200赫之间的噪声信号的瞬间记录的声压级变化，在最大与最小三分之一倍频程带之间不超过20分贝。
（e）如果局方要求，则记录的噪声信号必须按IEC出版物第179号（1973年版）规定，通过标有“慢”动态特性的“A”滤波器来判读。滤波器的输出信号必须送入有平方律检波及大约1秒或800毫秒充电放电时间常数的检波回路。
（f）设备必须用自由声场校准设备进行声学校准；并且当局方要求分析磁带记录时，分析设备必须按中国民用航空总局批准的方法进行电子学校准。
（g）当风速超过11千米／小时（6海里／小时）必须在测量航空器噪声的全部过程中给传声器加上风罩。
第F36.107条 噪声测量程序
（a）传声器必须指向某一已知方向，以便它接收到的最大声音尽可能地和它所校准的方向相一致。传声器的敏感元件必须高出地面约1—2米（4英尺）。
（b）为了检查系统的灵敏度和给声级数据分析提供声学基准级这两个目的，必须在每次试验前和试验后，立即在现场用声学校准器对系统进行有记录的声学校准。
（c）必须将系统的增益调到航空器噪声测量要用的级别对环境噪声包括声学背景噪声和测量系统的电噪声在试验现场进行记录和测定。假如航空器声压级未超过背景声压级至少10分贝（A），则必须使用经批准的方法来修正背景声压级对测得的声压级的影响。
第F36.109条 数据记录、报送和批准
（a）代表物理量的数据或对所测数据的修正均必须以永久的形式记载下来并附于记录上，但对标准设备响应偏差所作的测量修正不需报送。所有其它的修正都必须得到批准，必须估算为求得最后数据而作的每步运算中固有的各个单独误差。
（b）凡应用符合本附件第F36.105条中所述技术要求的设备测得和修正的声压级，都必须报告。
（c）用于测量和分析所有的声学、飞机性能和气象数据的设备类型都必须报送。
（d）在本附件第F36.101条中规定的测量点上，每次试验前、试验后或试验期间，当即测得的下述大气数据必须报送：
（1）空气温度和相对湿度；
（2）最大、最小及平均风速。
（e）对于当地地形、地面覆盖物及可能干扰录音的事件的评述，都必须报送。
（f）必须报送以下飞机资料：
（1）飞机、发动机和螺旋桨的型别、型号和序号（假若有的话）；
（2）可能影响飞机噪声特性的任何改装或非标准设备；
（3）最大审定起飞重量；
（4）每次飞越测量点时的空速，以千米／小时表示。
（5）每次飞越时，用每分钟转数和其它有关参数表示的发动机性能：
（6）用已校准的航空器高度表、经过批准的照相技术或经过批准的追踪设备测得的以米表示的飞机高度；
（g）必须以经过批准的能保证和本附件的试验程序及条件相符合的足够数量的采样速率，记录飞机的速度、位置和发动机的性能参数。
第F36.111条 飞行程序
（a）证明符合本附件噪声级要求的试验，必须包含至少六次在测量位置上方的平飞，
＋10 ＋30
这些平飞当经过测量点上空时均应在300米。 米（985英尺 英尺）的高度，偏离测量点上空在±10°的范围以内。
-30 -100
（b）每次飞越试验必须在下述条件下进行：
（1）功率必须不小于飞机飞行手册规定的、或经批准的手册资料、经批准的标牌或经批准的仪器标记的任意组合中所规定的正常使用范围内的最高功率。
（2）必须以各螺旋桨转速相同、飞机处于巡航形态的稳定速度下飞行，但若在本段规定的功率状态下，飞机速度超过了平飞时允许的最大速度，则可以作加速飞行。
C部分 数据修正
第F36.201条 数据的修正
（a）当温度超过20°±5℃（68±9°F）的范围或相对湿度低于40％时，必须将得到的噪声数据按中国民用航空总局批准的方法修正到25℃（77°F）和70％相对湿度。
（b）必须使用本节（c）中规定的性能修正。修正量必须按本附件规定的方法来确定，并按代数和加到测得的值上。此修正量限于5dB（A）以内。
（c）性能修正必须按以下公式计算：
R／r
△dB=49.6-20log10{（3500-D（15下标））_____ +15}
Vy
D（15下标）—在最大审定起飞重量下起飞到15米（50英尺）的距离（单位：米）。
R／C—审定的最佳爬升率（单位：米／秒）。
Vy—最佳爬升率时的速度，它的单位与爬升率相同。
（d）当起飞到15米（50英尺）高度时的距离未列为经批准的性能资料时，则单发飞机必须使用610米（2000英尺），多发飞机必须使用825米（2700英尺）。
第F36.203条 结果的有效性
（a）由试验结果必须得出平均的dB（A）及其90％的置信度。这里的噪声级就是对所有飞越测量点的有效试验飞行所作的经过修正的声学测量值的算术平均数。
（b）采样的次数必须足够多，以建立统计上不超过±1.5dB（A）的90％置信度。除非得到中国民用航空总局的批准，在取平均时不可略去任何试验结果。
D部分 噪声限制
第F36.301条 航空器的噪声限制
（a）必须用本附件B部分和C部分中的规定所测得和修正的噪声数据来证明和本节相符合。
（b）重量等于或低于600公斤（1320磅），噪声级不得超过68分贝（A）。若重量大于600公斤（1320磅），小于或等于1500公斤（3300磅），噪声限度以1分贝／75公斤（1分贝／165磅）的比率线性增加，直到1500公斤（3300磅）重量时为80分贝（A）；大于这个重量以后噪声限度保持为80分贝（A）的恒定值。
第36部附件G 对螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机在1988年11月17日或其后合格审定试验的起飞噪声要求
A部分 总则
第G36.1条 范围
B部分 噪声测量
第G36.101条 一般试验条件
第G36.103条 声学测量系统
第G36.105条 传感、记录及重放设备
第G36.107条 噪声测量程序
第G36.109条 数据记录，报送和批准
第G36.111条 飞行程序
C部分 数据修正
第G36.201条 试验结果的修正
第G36.203条 结果的有效性
D部分 噪声限制
第G36.301条 航空器的噪声限制
A部分 总则
第G36.1条 范围
本附件对在第36.1条和第36.501条（c）规定的螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机规定噪声级限度和测量噪声以及将这些数据修正到标准状态的程序。
B部分 噪声测量
第G36.101条 一般试验条件
（a）试验区必须是较平坦的地形，没有那些吸声特性过大的茂密、高大的杂草或灌木、树林。在测量点位置上方，轴线垂直于地面，半锥角为75。的锥形空域内，不得有严重影响飞机声场的障碍物。
（b）试验必须在下列条件下进行：
（1）没有降雨
（2）环境大气温度在2℃和35℃之间（36°F和95°F）；
（3）相对湿度在20％和95％之间（含）；
（4）风速不可超过19千米／小时（10节）和侧风不可超过9千米／小时（5节），用30秒内平均数；
（5）在要求的测量点记录时，没有使飞机噪声级引起明显改变的温度逆增或异常的风的条件。
（6）气象测量必须在地面以上1.2米（4英尺）和10米（33英尺）之间进行。若测量站在机场气象测量站1.83千米（1海里）以内，可以用来自该气象站的数据。
（c）飞行试验程序，测量设备和噪声测量程序必须由中国民用航空总局批准。
（d）噪声评定用的声压级数据，必须使用符合本附件第G36.103条的声学设备来测得。
第G36.103条 声学测量系统
声学测量系统必须由具有下述特性的经过批准的设备组成：
（a）传声器系统，其频率响应应符合本附件第G36.105条所规定的测量、分析系统的精度。
（b）三角架或相似的传声支架，对于所测音的干扰应最小。
（c）录放设备的特性、频率响应和动态范围应符合本附件第G36.105条所规定的响应和精度要求。
（d）采用正弦波的声学校准器或声压级已知的宽带噪声声学校准器。如果采用宽带噪声，对于非过载信号级，必须用其平均值和最大的均方根（rms）值来表示。
第G36.105条 感测、记录和重放设备
（a）必须记录由飞机引起的噪声。经批准的磁带录音机、图示声级记录仪或声级计是可接受的。
（b）系统的特性必须符合国际电工技术委员会（IEC）出版物第651号“声级计”和出版物第561号“对飞机噪声合格审定电一声测量设备”的要求，该两文件已按本规定第36.6条引用。声级计必须符合IEC第651号文规定I型声级计要求。
（c）在45～11200赫频率范围内，整个系统对可觉察的等幅平面前进正弦波的响应，必须在IEC出版物第651号规定的容差范围之内。
（d）如果因为设备动态范围的限制而有需要，记录通道必须增加高频预矫及重放时的逆向去矫。预矫必须这样来进行：使800～11200赫之间的噪声信号的瞬间记录的声压级变化，在最大与最小三分之一倍频程带之间不超过20dB。
（e）噪声输出信号必须按IEC出版物第651号文在标有“慢”动态特性的“A”滤波器上来判读。可以用图示声级记录仪、声级计或等效数字记录仪来记录。
（f）设备必须用自由声场校准设备进行声学校准。当局方要求分析磁带记录时则分析设备必须按中国民用航空总局批准的方法进行电子学校准。如果适用，必须按本规定附件A第A36.3条（e）的要求进行校准。
（g）当风速超过9千米／小时（5节），必须在测量航空器噪声的全部过程中给传声器加上风罩。
第G36.107条 噪声测量程序
（a）传声器必须是直径为12.7毫米的压力型，带有保护网格，安装于倒置的位置，使其传声器薄膜位于一个金属圆盘的上方7毫米，并于圆盘平行。这个涂了白漆的金属圆盘的直径必须是40厘米，并且至少厚2.5毫米，水平地并且与地面齐平地埋放在地上，圆盘的下方不得有空隙。传声器的位置必须在与试验飞机飞行路线垂直的圆盘半径上，距圆盘中心3／4半径处。
（b）为了检查系统的灵敏度和给声级数据分析提供声学基准级的目的，必须在每次试验前和试验后，立即在现场用声学校准器对系统作有记录的声学校准。如果用的是磁带记录仪或图示声级记录仪，必须利用粉红色噪声或随机假噪声对电系统的频响在试验期间所用满刻度读数一级的10dB之内进行确定。
（c）必须将系统的增益调到航空器噪声测量要用的级别对环境噪声包括声学背景噪声和测量系统的电噪声在试验现场进行记录和测定。假如航空器声压级未超过背景声压级至少10dB（A）必须用更靠近开始起飞滑跑点的起飞测量点，并且用批准的方法把结果修正到基准测量点。
第G36.109条 数据记录、报送和批准
（a）代表物理量的数据或对所测数据的修正均必须以永久的形式记载下来并附于记录上，但对标准设备的响应偏差所作的测量修正不需报送。所有其它的修正都必须得到批准。必须估算为求得最后数据而作的每步运算中固有的各个单独误差。
（b）凡应用符合本附件第G36.105条中所述技术要求的设备测得和修正的声压级，都必须报告。
（c）用于测量和分析所有的声学、飞机性能和气象数据的设备类型都必须报送。
（d）在本附件第G36.101条中规定的测量点上，每次试验前、试验后或试验期间，当即测得的下述大气数据必须报送：
（1）环境温度和相对湿度；
（2）每次试验时的最大和平均风速以及风向；
（e）对于当地地形、地面覆盖物及可能干扰录音的事件的评述，都必须报送；
（f）必须用经批准的、不依赖正常飞行仪表的方法，如雷达跟踪、经纬仪三角定位或光学定标技术确定航空器相对于基准飞行轨迹的位置。
（g）必须报送以下飞机资料：
（1）飞机、发动机和螺旋桨的型别、型号和序号（假如有的话）；
（2）可能影响飞机噪声特性的任何改装或非标准设备；
（3）最大审定起飞重量；
（4）对于每次飞行试验，用正常校准过的仪表所确定的飞越测量点高度时的空速和环境温度；
（5）对于每次飞行试验，发动机性能参数诸如进气压力或功率、螺旋桨转速（rpm）和其它有关参数必须由正常校准过的仪表来测定。例如，当飞机装的是机械式转速表时，必须用一个精度在±1％之内的独立装置，验证螺旋桨的转速。
（6）必须用批准的方法记录飞机飞越测量站正上方时为作本附件第G36.201条要求的修正所需要的空速、位置和性能数据。
第G36.111条 飞行程序
（a）噪声测量点是位于跑道中心线的延长线上距起飞滑跑点2500米（8200英尺）处。飞机必须在垂直于测量点方向±10℃和在基准高度±20％范围之内飞越测量点。飞行试验程序应以批准的最大起飞重量开始并且在每飞行一小时之后必须把重量调整到最大重量。每次飞行试验必须以最佳爬升率的指示空速VV±9千米／小时（5节）进行。全部试验、测量和数据修正程序必须由中国民用航空总局批准。
（b）起飞基准飞行航迹必须按下列大气条件计算：
（1）1013.25mb（1013.25hpa）海平面大气压力；
（2）周围大气温度为15℃（59°F）；
（3）相对湿度70％；
（4）零风速；
（c）起飞基准飞行航迹必须按下列二个假设阶段计算：
（1）第一阶段；
（i）从松刹车点到跑道上方15米（50英尺）高度点必须用起飞功率。
（ii）由申请方选择的恒定的起飞形态必须在本阶段保持不变，
（iii）在松开刹车时飞机的最大起飞重量必须是所请求作噪声合格审定的最大重量；
（iv）第一阶段长度必须与在水平的铺筑跑道上起飞的适航批准值相适应（或对于水上飞机则与相应值相适应）。
（2）第二阶段
（i）第二阶段开始相对应于第一阶段结束。
（ii）飞机必须是在起落架收起的爬升形态（如果可以收起），襟翼在第二阶段自始至终必须调定于相应的正常爬升位置。
（iii）飞机速度必须是最佳爬升率速度VV。
（iv）对可变桨距螺旋桨必须使用最大连续（安装后）功率和转速（rpm）。对固定桨距螺旋桨，在第二阶段自始至终发动机必须保持可能输出的最大功率和转速。
C部分 数据修正
第G36.201条 试验结果的修正
（a）这些修正考虑到下列影响：
（1）试验时的气象条件与基准条件之间的差别造成的大气吸声之差别。
（2）实际的飞机飞行航迹与基准飞行航迹之间噪声路径长度之差别。
（3）试验和基准条件之间的螺旋方向叶尖马赫数的变化。
（4）试验和基准条件之间发动机功率的变化。
（b）当试验条件在图G1规定范围以外时所得的噪声数据需要作大气吸声修正。必须用中国民用航空总局批准的方法把适用范围之外的噪声数据修正到15℃（59°F）和70％相对湿度。
（c）螺旋方向叶尖马赫数和功率按如下修正：
（1）如果属下述情况，必须对螺旋方向叶尖马赫数和功率作修正：
（i）螺旋桨是可变桨距型的，或
（ii）螺旋桨是固定桨距型，但试验功率与基准功率之差不在基准功率的5％之内。
（2）如果螺旋方向叶尖马赫数为以下情况，则不必作修正：
（i）0.70或以下，且试验的螺旋方向叶尖马赫数是在基准的螺旋方向叶尖马赫数0.014之内。
（ii）大于0.70但等于或小于0.80，且试验的螺旋方向叶尖马赫数是在基准的螺旋方向叶尖马赫数0.007之内。
（iii）大于0.80，且试验的螺旋方向叶尖马赫数是在基准的螺旋方向叶尖马赫数0.005之内。对机械式转速表，如果螺旋方向叶尖马赫数大于0.80，且试验的螺旋方向叶尖马赫数是在基准的螺旋方向叶尖马赫数0.008之内。
（d）当试验条件在规定条件之外，必须用批准的程序或下列简化程序作修正：
（1）必须用加上等于下式的值来把测得的声级从试验日气象条件修正到基准条件：
△（M）＝（H（T下标）α-0.7H（R下标））／304.8
式中H（T 下标）为试验飞机在噪声测量点正上方飞过时以米表示的高度，H（R 下标）是在基准条件下以米表示的高度，α是试验日条件下在500赫处的吸声率，如机动车工程师协会（SAE）ARP866A号文件所规定。该文件题为“评估飞机飞越噪声用的作为温度和湿度函数的大气吸声标准值”，已按本规定第36.6条引用。
（2）必须用代数加法加上△（1）的值来对高度修正测得的声级分贝数。当试验日条件在图G1规定范围之内时，△（1）＝22log（H（T下标）／H（R下标））
式中H（T下标）为试验飞机在噪声测量点正上方飞过时的高度，H（R下标）为基准高度。当试验日条件在图G1规定范围之外时，△（1）＝20log（H（T下标）／H（R下标））
（3）必须用代数加法加上△（2）的值来对螺旋方向叶尖马赫数修正测得的声压级分贝数，△（2）＝klog（M（R下标）／M（T下标））
图G1不需作吸声修正的测量值窗口（略）
这里M（T下标）和M（R下标）分别代表试验和基准叶尖马赫数。常数k等于由声级测量值分贝（A）与叶尖马赫数关系曲线所得斜率。k值也可以从批准的数据中确定。当M（T下标）小于M（R下标）时K的标称值可以用150。当M（T下标）大于M（R下标）时不得使用标称k值进行修正。基准螺旋方向叶尖马赫数M（R下标）是相应于在测量点上方基准状态（转速、空速、温度）的马赫数。
（4）用分贝计算的测得的声级必须对发动机功率用代数方法加上一个增量等于下式的值来进行修正：△（3）＝17log（P（R下标）／P（T下标））
这里P（T下标）和P（R下标）是分别代表试验和基准发动机功率。
第G36.203条 结果的有效性
（a）必须至少飞越测量点6次。必须由试验结果得出平均的噪声级（LAmax）值在90％的置信度范围以内。平均的噪声级就是对所有飞越测量点的有效试验飞行经过修正的声学测量值的算术平均数。
（b）采样的次数必须足够多，以建立统计上不超过±1.5dB（A）的90％置信度。除非得到中国民用航空总局的批准，在取平均时不可略去任何试验结果。
D部分 噪声限制
第G36.301条 航空器的噪声限制
（a）必须用按本附件B部分和C部分的规定所测得和修正的噪声数据来证明和本节相符合。
（b）航空器重量等于或低于600公斤（1320磅），噪声级不得超过76分贝（A）。若重量大于600公斤（1320磅），噪声随飞机重量的对数线性地变化，重量每增大一倍，噪声增加9.83分贝（A）。直至达到88分贝（A），即保持不变直至8618公斤。
第36部附件H 根据H章的直升机噪声要求
A部分 基准条件
第H36.1条 总则
第H36.3条 基准试验条件
第H36.5条 符号和单位
B部分 根据第36.801的噪声测量
第H36.101条 噪声合格审定试验和测量条件
第H36.103条 起飞试验条件
第H36.105条 飞越试验条件
第H36.107条 进场试验条件
第H36.109条 在地面接收到的直升机噪声的测量
第H36.111条 测得数据的报送与修正
第H36.113条 声的大气衰减
C部分 根据第36.803的噪声评定和计算
第H36.201条 以EPN分贝为单位的噪声评定
第H36.203条 噪声级的计算
第H36.205条 详细的数据修正程序
D部分 根据第36.805的噪声限制
第H36.301条 噪声的测量、评定和计算
[第H36.303条 备用]
第H36.305条 噪声级
A部分 基准条件
第H36.1条 总则
本附件规定了第36.1条确定的直升机的噪声要求，包括：
（a）实施根据H章的直升机噪声合格审定试验所必须遵循的条件和在每个试验过程中根据第36.801条测量直升机噪声必须使用的测量程序；
（b）根据第36.803条将测得的数据修正到基准条件所必须使用的程序和计算以有效感觉噪声级（E：PNL）为噪声评定量的程序；
（c）根据第36.805条必须表明符合性的噪声限制。
第H36.3 基准试验条件
（a）大气条件 飞机位置，性能数据和噪声测量必须修正到下列的噪声合格审定基准大气条件，即假定此条件存在于地面到飞机的高度位置；
（1）海平面压力76厘米汞柱（2116Psf）
（2）环境温度为25℃（77°F）
（3）相对湿度为70％
（4）无风
（b）基准试验场地 基准试验场地为平整的，且处在包括10分贝降各点在内的航迹的视线上没有障碍物。
（c）起飞基准剖面
（1）图H1给出了一个典型的起飞剖面，其中包括基准条件。
（2）基准航迹定义为一条由起始点（距地面20米（65英尺）高且在中心传声器位置前500米（1640英尺）的点上）开始以β角向上倾斜的直线，此β角是由最低发动机性能的合格审定的最佳爬升率和Vy定义的。恒定的爬升角β值是由制造商的数据（中国民用航空总局批准的）导出的，用以确定基准条件的飞行剖面。恒定爬升角β由Cr开始，接着越过A站直到对应型号合格审定起飞航迹的终点（以Ir代表）。
（d）水平飞越基准剖面 D点代表水平飞越基准剖面的开始（见图H2），直升机以水平飞行从位置D接近，当在A点测量时直升机距地面150米（492英尺）。空速稳定在0.9V（H下标）或0.45V（H下标）＋120千米／小时（0.45V（H下标）＋65节）上，取两者之中较小的。在整个10分贝降的时间内旋翼稳定在最大连续RPM上。直升机水平越过A点，继续到达位置J。
（e）为噪声合格审定 V（H下标）被定义为在有关最大合格审定重量上，使用在海平面，25℃环境条件下可获得的最大连续功率相对应的最低规范发动机扭矩所得到的平飞状态的空速。这样被定义的VH值必须列在旋翼机飞行手册上。
（f）进场基准剖面
（1）图H3给出了进场剖面，包括基准条件。
（i）直升机的位置E代表进场剖面的开始。应在足够的距离（EK）内记录下直升机的位置以确保按要求记录下直升机噪声较最大纯音修正感觉噪声级（PNLTM）下降10分贝的历程。EK表明是在稳定的飞行条件运行，即扭矩，rpm，指示空速和6°±0.5°进场角的下降率是稳定的。
（ii）进场剖面由进场角β以高度AH飞越A点正上方进至结束进场噪声合格审定剖面的K点来确定。
（2）直升机到达H点是沿着稳定的6°进场斜率并在整个下降10分贝的时间内都保持这一斜率。直升机通过位置E并继续沿着进场斜率，直至到达K点。
第H36.5 符号和单位
在关于直升机噪声合格审定的本附件中所使用的符号和单位有如下的含义。
飞行剖面符号—位置
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┃位置 ┃ 描 述 ┃
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┃ A ┃在基准（起飞、飞越、进场）飞行航迹正下方的地面轨迹上的噪声测量站的噪声┃
┃ ┃测量点的位置 ┃
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┃ C ┃噪声合格审定起飞航迹的开始 ┃
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┃ Cr ┃噪声合格审定起飞基准航迹的开始 ┃
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┃ D ┃噪声合格审定飞越航迹的开始 ┃
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┃ Dr ┃噪声合格审定飞越基准航迹的开始 ┃
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┃ E ┃噪声合格审定进场航迹的开始 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Er ┃噪声合格审定进场基准航迹的开始 ┃
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┃ F ┃在起飞航迹上的且在测量站A正上方的位置 ┃
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┃ G ┃在飞越航迹上的且在测量站A正上方的位置 ┃
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┃ H ┃在进场航迹上的且在测量站A正上方的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ I ┃噪声型号合格审定起飞航迹的结束 ┃
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┃ Ir ┃噪声型号合格审定起飞基准航迹的结束 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ J ┃噪声型号合格审定飞越航迹的结束 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Jr ┃噪声型号合格审定飞越基准航迹的结束 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ K ┃噪声型号合格审定进场航迹的结束 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Kr ┃噪声型号合格审定进场基准航迹的结束 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ L ┃在测得的航迹上且对应于在A站接受到PNLTM的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Lr ┃在基准航迹上且对应于在A站接受到PNLTM的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ M ┃在测得的飞越飞行航迹上，且对应于在A站接受到PNLTM的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Mr ┃在基准的飞越飞行航迹上，且对应于在A站接受到PNLTM的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ N ┃在测得的进场飞行航迹上，且对应于在A站接受到PNLTM的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Nr ┃在基准的进场飞行航迹上，且对应于在A站接受到PNLTM的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ S ┃在测得的进场航迹上，且距站A最近的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Sr ┃在基准的进场航迹上，且距站A最近的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ T ┃在测得的起飞航迹上，且距A站最近的位置 ┃
┣━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ Tr ┃在基准的起飞航迹上，且距A站最近的位置 ┃
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飞行剖面的距离
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┃距离 ┃ 单位 ┃含义 ┃
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┃AF ┃ 米 ┃起飞的高度。即直升机距A站的垂直距离 ┃
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┃ AG ┃ 米 ┃飞越的高度。即直升机距A站的垂直距离 ┃
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┃ AH ┃ 米 ┃进场的高度。即直升机距A站的垂直距离 ┃
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┃ AL ┃ 米 ┃测得的起飞噪声路径。即测得的直升机位置L距A站的距离 ┃
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┃ALr ┃ 米 ┃基准的起飞噪声路径。即基准的直升机位置Lr距A站的距离 ┃
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┃AM ┃ 米 ┃测得的飞越噪声路径。即测得的直升机位置M距A站的距离 ┃
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┃AMr ┃ 米 ┃基准的飞越噪声路径。即基准的直升机位置Mr距A站的距离 ┃
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┃ AN ┃ 米 ┃测得的进场噪声路径。即由测得的直升机位置N到A站距离 ┃
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┃ANr ┃ 米 ┃基准的进场噪声路径。即由基准直升机位置Nr到A站的距离 ┃
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┃ AS ┃ 米 ┃测得的i井场最小距离。即由A站到测得的进场航迹上S点的距离 ┃
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┃ASr ┃ 米 ┃基准进场最小距离。即由A站到基准进场航迹上S r点的距离 ┃
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┃AT ┃ 米 ┃测得的起飞最小距离。即由A站到测得的起飞航迹上T点的距离 ┃
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┃ATr ┃ 米 ┃基准起飞最小距离。即由A站到基准的起飞航迹上Tr点的距离 ┃
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┃ CI ┃ 米 ┃起飞航迹距离。即由直升机在起飞航迹上以一恒定的爬升角的C点开 ┃
┃ ┃ ┃始，飞过A站然后直到直升机的位置无需再记录的I点的距离。 ┃
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┃ DJ ┃ 米 ┃飞越飞行距离。即由D点直升机沿飞越航迹开始，飞过A站，然后直 ┃
┃ ┃ ┃到直升机的位置无需再记录的J点的距离。 ┃
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┃ EK ┃ 米 ┃进场飞行距离。即由E点直升机以一恒定的角度开始，飞过A站，然 ┃
┃ ┃ ┃后直到直升机的位置无需再记录的K点的距离。 ┃
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