航空環境研究 No. 25（2021）, PP. 1−7

研究報告

航空機騒音の離陸滑走開始時の後方指向性 *中澤宗康（航空環境研究センター

1 はじめに副主任研究員）

こういった航空機騒音の指向性を細かく実測

航空機は、停止状態から離陸速度まで加速する調査したような事例はあまりないようだが、一例

際に離陸時に推力が最も大きくなるため、それにとして米軍の軍用機F- 35 の地上静止状態でのエ応じて騒音も非常に大きくなる。そのため、離陸時ンジン後方の指向性の例 2）を紹介する。エンジンの滑走路周辺への騒音影響は特に大きい。この影騒音の後方指向性の測定結果を図1に示す。これ

響を評価するために、航空機騒音の実測に加えてはエドワーズ空軍基地で騒音計235台を同心円状予測も行われているが、音の伝搬は単純な球面状に6列（63 , 94 , 125 , 250 , 500 , 1000 ft）、機体の左ではなく、騒音の側方過剰減衰や放射指向性の変半分 180 度にわたってほぼ 5 度刻みで配列して測化などのいくつかの影響要因がある。本研究では定した結果の一つである。後方エンジンブラスト

このうち、騒音の指向性に着目した調査を行った。

を避けるために機体真後ろの領域には騒音計は1. 1 騒音の放射指向性設置できなかったようだが、それでも機体斜め後航空機に限らず現実の騒音源となる物体は騒方に強く指向性が出ていることがよくわかる。

音の指向性、いわゆる音の広がり方にそれぞれ特有の形状を持っている。自由空間上の点音源であれば、幾何学的な球面状に音は広がっていくが、航空機騒音はそのようにはなっていない。
航空機の場合、主な騒音源はメインエンジンであり、現代の旅客用航空機で多いジェット機であれば左右主翼に懸架されているターボファンエンジンが該当する。本研究では、数も多く騒音影響も大きいジェット機に着目して調査するが、ターボファンエンジンの場合は、円筒形のケースがあり、給排気の方向の影響により、前後方向に騒音が出る。ただし後方へのエンジンの噴射につ

図1

いては、真後ろに出た騒音はそのまま進むのでは

 止ランナップ時のジェットエンジン（F 35）の騒音の指静向性の例。文献 2）より引用

なく、斜め後ろ方向に向かうことが知られている。

また、測定された騒音指向性の形状は条件になぜ、真後ろに出た音が斜め方向に曲がるかといよって変動し、エンジン推力の強さによって変動うと、エンジン後方ではエンジンのコア噴流、バするということや、周波数解析を行うと周波数間イパス噴流、周辺大気と速度の違う空気が流れるでも指向性の形 状に違いがあることが示されてため境界層ができ、この境界層により音の屈折がいる。このことから、エンジンの騒音指向性はエ1）発生することが理由である 。このため、航空機ンジンの種類や状態で違いがある可能性が示唆の騒音の指向性は真後ろに最も小さく、斜め後ろされ、ここで示された結果を他機にそのまま適用方向に行くにしたがって徐々に音が大きくなるできるとは限らないこともわかる。という形状となっている。
* Study on aircraft noise directivity of behind the start of takeoff roll−1−

〔研究報告〕No.25, 2021

この結果からは、騒音指向性の違いを生む条件の指向性としてジェット機用とプロペラ機用のとしては、コア噴流/ バイパス噴流間の速度差、騒2 種に平均してまとめており、その結果が先のガ音の周波数構成などがありそうだことは推察でイドラインに採用されている。

きる。では、これらの条件が異なる民間用航空機の場 合 はどのような指 向 性 となるだろうか？こ5れについては、参考となるものが既存の騒音予測

315に用いられるガイドラインの中に騒音指向性モ

0

現モデル後方指向性(ICAO2nd, ECAC4th)0

飛行騒音指向性(ECAC4th)-5

デルが含まれるのでそれを紹介する。

旧モデル後方指向性(SAE1845, ICAO1st, ECAC3rd)-10

1. 2 騒音予測における指向性モデル
270

前述のとおり、航空機の離陸開始時の推力の強90-15さに起因して滑走路付近の騒音影響が大きいた
め、より適切に評価するべく、騒音予測ガイドラ
イ ン においてもいくつかの補 正 を加 えることと225

135なっている。
180

既 存 の騒 音 予 測 ガ イド ラ イン である ECAC
Doc. 29 や ICAO Doc. 9911 では騒音の指向性モデ

図2.

ルが含まれており、その中でも飛行騒音の指向一方、日本でも過去には、この指向性モデルの性モデルと離陸滑走開始時の後方指向性のモデ確認を目的として、磯部ら 9）が離陸騒音の後方指ルが別々に用意されている。図 2 にガイドライン

向性の実地計測を成田空港で行っている。結果と中で使用されている指向性を示す。飛行騒音はしては、真後ろで小さく斜め後ろで大きくなるも90 度ダイポールを利用し、離陸後方の指向性は別のの、極端な指向性までは計測されないという結途専用の形状が用意されている。既存の予測モ果であった。また測定当時は、着陸騒音や滑走路

デルSAE-AIR 1845 3）、ICAO Doc. 9911 第 1 版 4）、反対方向からの離陸騒音など、他の航空機運航と5）

騒音予測ガイドライン中の各指向性モデルの形状

ECAC Doc. 29 第 3 版 で使用される離陸後方滑混合すると、離陸滑走時の後方指向性の影響は全

走指向性は、以前までは機体の真後ろがかなり小体の騒音影響に対してそれほど大きくはない状

さく、形状がきついモデルを使用していた。現在況であり、あまり重要視されていなかった。しか6）の予測モデルICAO 9911 第 2 版 、ECAC Doc. 29
7）

第 4 版 では、2004 年に実施されたアメリカ運輸
8）

し、近年は航空機の飛行騒音、特に離陸騒音が小さくなり、離陸滑走指向性の影響が無視できなく省のVolpe Centerの測定報告 に基づいて新しいなりつつある。このため、妥当性の確認が必要に指向性計算式に変更し、形状が緩やかになった。

なった。

Volpe Center の測定は、ワシントンダレス空港

加えて、Volpe Center の測定以降 15 年が経つの滑走路30方向の周辺に、滑走路端を中心としたが、この間に、B 787 や A 320 neo といった新型機同心円状に騒音計を配置して実施された。騒音計種の登場および就航が進んできている。特に航はおよそ半径 900 ft と、1950 ft の 2 つの同心円状

空機エンジン回りでは、バイパス比の上昇や、ギに 15 度刻みで配置されたが、900 ft 円は 180 度にヤードターボファンエンジンのような構造の変わたるのに対し、1950 ft 円は設置エリアの関係で化といった改良がおこなわれてきている。この影90度程度の範囲であった。追加で機体真後ろ180

響により、航空機の後方指向性が既存の指向性モ度方向に 1500 ft、3600 ft、4600 ft の 3 地点に検証

デルに比べて変化している可能性がある。

用の騒音計を設置したものである。13機種分測定

そこで妥当性を確認する目的で、航空機の離陸し、騒音のばらつきがやや大きいものの、予測用滑走時の後方指向性について、測定を実施し、現−2−

No.25, 2021〔研究報告〕

在のモデルとの違いについて比較した。

ルドは、平坦で開けた土地ばかりではなく、起伏2 測定もあれば建物もあり、土地管理者の設置可能エリ航空機騒音の離陸滑走時の後方指向性を検証するため、日本の成田空港の滑走路周辺で騒音測アの指定もある。このため、必ずしも計画した位置に設置せず、場所に応じて修正を行った。

定を実施した。

また、指向性は左右対称であると仮定したが、

2 . 1 測定状況

機体の右側は空港施設が多いために騒音計がほ測定対象は、A 滑走路 34 L 方向の離陸で、測定とんど設置できる場所が無く、機体の左側を中心に配置した。ただし、左右対称の確認のために A

期間は 2020 年 10 月 28 日～11 月 3日であった。
A 滑走路から航空機は 866 機離陸したが、34 L列のみ 2 地点を配置した。

方向の離陸機は 576 機で、これらはすべてジェッ

さらに、A- 180 度 地 点 は空 港 の規 制 区 域 で、ト機であった。しかし、ビジネスジェット等小型

B- 270 度 地 点は崖 であったため、重 要 な地 点 で機も 21 機あったため、対象から除外した。

あったが設置を断念した。他にも、窪地や建物の留意点として、これらの期間はあいにく、コロ影になりそうな場所は音響伝搬の影響が少なくナウイルス感染拡大の影響により旅客数が減っなるように、計画位置から若干動かした。このたている状況であり、やや離陸重量が軽い可能性はめ、完全な同心円状にはなっていない。
最終的に A 列で 9 地点、B 列は 7 地点、C 列は 8あったが、それ以外は通常の離陸手順であった。

2 . 2 騒音計の配置

地点の合計 24 地点を、図 3 のように配置した。こ

騒音計は、機体が滑走開始すると想定される位

れらの地点は、基本的に騒音計のマイクの高さ置である滑走路端から100 m内側の地点を中心と1 . 5 m で設置した。ただし、やや窪地となっていして、同心円状に 3 列配置した。円の距離は、滑走る B 285 地点はマイク高さ 4 m に、B 210 地点はマ路周辺で騒音計が設置可能な場所から決定し、Aイク高さ2 mに変更した。騒音レベルは100 msご列は 580 m、B 列は 720 m、C 列は 1500 m を目安とに騒音計のメモリーカードに記録した。に計画した。しかし、実際の滑走路周辺のフィー他にもいくつかのデータを追加で取得した。航空機の位置を得るため、航空機から発せられる ADSB を受信して、その<=Runway-A

うちの位置情報を使用した。また運航記録を得て、騒音計に記録された個々の航空機の離陸時刻、便名、機種名を識別した。最後に気象庁ホームページより、千葉測候所の10分単位の気温、気圧、風向、風速、降水量の気象データを取得した。

図3

成田空港での後方指向性騒音の測定地点−3−

〔研究報告〕No.25, 2021

3 分析

また同様に航空機の位置についても留意点が測定された騒音データは個別の便ごとに分解ある。実際の航空機は滑走路に走行進入した後、し、時刻等をもとに運航記録と照合した。同様に、滑走路方向に正対して離陸開始するが、その際気温・風向・風速の気象データとも照合した。こに必ずしも決まった地点で必ず停止するものでの際、風向および風速は区分しやすいよう、滑走はなく、ブレーキを踏んで停止する機体もあれば、路延長方向および直交方向のベクトル風速へとブレーキを踏まず緩やかに移動したあとそのま変換した。

ま推力を上げる機体もいる。このため、推力を上

これら測定データを、機種別、同心円別、角度

げ始める地点は想定した滑走路端から 100 m 地別に分類し、レーダーチャートに表し騒音の放射点とは限らず、機体と騒音計の間の角度は、計画状態を確認した。また、既存の指向性モデルと方位との若干の角度のずれが生じるが、これにつの比較ができるように、各列の地点の騒音値から、いては無視している。最も内側の円の側方である

A,C 列については 270 度地点とのレベル差を計算

A 270 地点が、角度のずれの影響が大きくなるが、し、これを測定された指向性として確認した。な

機体位置等を見ると概ね 10 度以下ぐらいの誤差

お、B 列については、270 度を設置できなかったであった。この際、ADSB データから離陸を判別ので、代わりに 285 度地点とのレベル差を計算ししたが、インターセクション離陸はなく、滑走路ている。

端の誘導路から滑走路に入って離陸開始した機

3 . 1 分析にあたっての課題

体のみであった。

離陸滑走時の騒音の後方指向性の作成におい最後に、機体後方の 150 度から 210 度方向は、指ては、算定するにあたってのいくつかの課題を検向性の影響により騒音値が小さくなるため、暗騒討する必要がある。

音+ 10 dB を超えないデータが多く、測定率が低

今 回、算 定 する騒 音 指 標 はL Amax とL AE とかった。B 180 地点で対象運航の 23 %、C 180 地点

し、L Amax については測定された騒音の最大の値、で対象運航の 2 . 2 %しかなかった。しかし 2 地点

L AE については最大の時点から 10 dB 小さくなる

離 れた B 210 では 82 %、C 210 では 48 %と大 幅 にまでの一連の積分値とした。問題は、通常の飛行増えることから、かなり極端な指向性による騒音騒音の測定とは違い、この最大騒音値の時点は航低下があることがうかがえる。また、騒音が小さ空機と騒音計が最も接近した時点とは限らない、く欠測扱いとした騒音を含めると、B,C 列の機体という点である。というのは、離陸滑走時は推力真後ろ方向の騒音は、実際には平均としてはさらを上げながら前進する一方、機体後方に設置したに小さい騒音値である可能性がある。ただ、これ騒音計からは離れていくため、推力上昇による騒を検証するには同様に位置関係でかなり暗騒音

音上昇と、機体前進による騒音の距離減衰が同時の小さい地点を見つける必要があり、今回の測定に起こる。一方、今回の測定結果と比較する相手結果からの検討は難しいといえる。となる既存の騒音予測ガイドラインでは、航空機騒音は一定距離の直線区間の移動をまとめた単4 結果位で算定する。このため、予測で用いられる初期結果は、個別便あるいはカテゴリー分類に平滑走区間のL Amax とL AE であれば、整合性に問題均したデータを、列別および角度別の地点ごとには生じない。このため、そのまま離陸開始区間のレーダーチャートに記述した。データは測定騒音騒音指標として分析を実施した。ただ、今回の結値そのものと、機体側方270度あるいは285度との果は、滑走開始の瞬時の指向性ではなく、滑走開騒音差から作成した指向性の 2 種類を用意し、そ始後の一定滑走区間の幅をもった指向性である

れぞれの傾向を、要素別に確認した。ということには留意する必要がある。

−4−

100080＋ ベクトル風向 －6040285

20270No.25, 2021〔研究報告〕

0255
240

A -3
A -2
A -1
A0A1A2A3A4A5090

1000806040285202700900255
240225225210

195

1001800165

1506040202700255＋ ベクトル風向 －195

18020A -2A -1A0A1A2A3A4A5A6090802852101651500100285-10270-20090255240240225225210195180165150210195180165150

図 5 騒音測定結果（L Amax）
上段：測定値、下段：算出した指向性
赤：A 列、緑：B 列、赤：C 列

図 4 ベクトル風速別の騒音値の変化（A 列）
上段：滑走路方向ベクトル、下段：滑走路直交ベクトル

4 . 1 気象の影響
気象の影響を確認するため、気象データのうちそれぞれについて結果を比較した。測定した個別

風向および風速から、滑走路方向および滑走路直便の騒音値を角度別にプロットし、列別に色分け交方向のベクトル風速を算定し、両方向のベクトしたレーダーチャートを作成した。

ル風速 1 m/s 単位に騒音値を平均した。まず、測まずL Amax で、騒 音 値 と指 向 性 のレ ー ダ ー

定期間中の状況であるが、ベクトル風速は滑走路チャートを図5に示す。左の騒音値であるが、やや方向、滑走路直交方向とも最大6 m/sであった。こばらつきがあるが、列別に形状は揃っている。Aれを分類すると、傾向としては、やはり風速に比列B 列は比較的近い形状だが、青の C だけ若干形例して騒音が増減していた。しかし、指向性の形状が違う。これは後述する減衰の影響かと思われ状全体が風の影響で同方向に移動するため、指向る。また右の指向性についてはECACと比較する性の形状の変動は大きくはなかった。また、風のと全体的に音が小さい。
他にも同様にL AE について分析したが、騒音値、強かった際の運航便数はそれほど多くはなく、微風ともいえるベクトル風速±3 m/sに運航全体の指 向 性 ともにL Amax との極 端 な差 はほとんどな95%近くが収まる結果であった。このため以降のかったため詳細な説明は割愛する。これは騒音の分析においても、特段の配慮はせず、全体を平均継続時間がある程度一定しているからだろうとして騒音指標および指向性の算定を行った。

思われる。

4 . 2 指標の影響

4 . 3 機種・世代・サイズの影響

騒音の指標L Amax およびL AE、さらに測定騒音

航空機種の世代による離陸滑走開始時の指向値および機体側方騒音との差分である指向性、の性の違いを確認するために、ロールアウト年を基−5−〔研究報告〕No.25, 2021

500

C20列 010

B列 0-5A0列 0285
270090-15255

285-10270-20090

255

240

240

225
210

195

180165225

150210

図 6 機種世代/ サイズ別のL Amax 指向性
青：2000 年以前、赤：2000 年以降ロールアウト●：小型機、▲：中型機、■：大型機

195165150

図 7 距離による指向性形状の違い
赤：A 列( 580 m), 緑：B 列( 720 m), 赤：C 列( 1500 m)
点線：実測結果、実線：指向性モデル※注：見やすくするため B 列に + 10 dB、C 列に + 20 dB してずらした●(A320/321ceo,B737)、●(A320/321neo),▲(B767,A330ceo)、▲(B787、A330neo、A350)■(B777、B747-400)、 ■(B747-8)

準として古い機種と新しい機種に分けた指向性を算出した。便宜的に2000年より前にロールアウ

結果として、2500 ft 以内の AB 列は、実測とモデルの指向性がほぼ合致した。

トした航空機種を古い機種、2000 年以降にロール

また、BC 列の後方がやや大きいが、欠測によりアウトした機種が新しい機種として分類した。加大きい騒 音しか補 足できていない影 響もあるとえて、機種サイズの違いも影響を与える可能性が思われる。

あるので、単通路機が小型機に、300 席程度より2500 ft より遠い C 列は、斜め後ろの 210 - 255 度

少ない双通路機が中型機に、多い双通路機を大型において、モデルに対して実測の指向性が全体的機と分類した。これらの分類を平均した指向性をに減ってしまっている。C 225 では 5 dB 近く乖離

図 6 に示す。

している。距離が離れているため評価が難しい

赤は新世代機、青は旧世代機であるが、世代間が、モデルが違っている可能性を示唆している。の違いは明確ではない。ほんの少し、旧世代機に対して新世代機の方が指向性は小さいが、1 - 2 dB5 まとめと考察程度しかないため差は無いといえる。また、機体騒音計算に用いられる離陸滑走開始時の後方サイズの違いも目に見える違いは見えない。の指向性を確認するため、成田空港の周辺で滑走4 . 4 指向性の減衰路端を中心とした同心円状に騒音計を配置し、騒予測モデルでは、2500 ft（762 m）以遠で指向性音の測定を行った。さらに、機体側方を基準としを減衰させる。この減衰状況を確認するため、列た相対騒音値を指向性として算出し、形状の違い別に平均した指向性を図 7 に示す。

を検討した。
航空機騒音予測で用いられるL Amax とL AE の遠方である C 列は 1500 m= 4921 ft であるため、比較すべき指向性モデルの形状を、該当距離に合2 指標での指向性を算出したが、これらの間の違わせて変 えている。 なお図 は見 やすくするためいがほとんど現 れなかっ た。 また、機 種 別 に指に、B 列は + 10 dB、C 列は + 20 dBして、円の外向性を算出したが、機体サイズによる違いも明確側にずらしてある。

ではなく、機種世代による違いも明確には現れな−6−かった。最後に機体からの距離による指向性の形

No.25, 2021〔研究報告〕

謝辞状の変化を確認した。機体から2500 ft以内の指向性についてはほぼ騒音モデルと同じ結果となっ

現地騒音測定にご協力いただいた成田国際空港株式会社の皆様に感謝いたします。

たが、2500 ft 以遠の指向性については騒音モデルで示すものと若干違いが見られ、斜め後方において騒音モデルよりも実測値がやや過大であった。これは指向性の形状の変化モデルが適切でない可能性を示唆する結果である。
これらの結果からは、現在の指向性モデルがほぼ正しいということがわかったが、距離による指向性の形状変化だけは、変化のための補正方法について、さらなる検討の必要があるといえるだろう。ただ、分析においても述べたが、今回の測定結果ではC 列の距離は大体 1500 m= 4921 ftで、この距離まで離れてしまうと、かなり騒音値が小さくなることが測定上の課題として存在する。このため、特に真後ろの地点で暗騒音に対して充分な大きな航空機騒音イベントを測定することができなかったこともあり、データ量という点で指向性モデルを変えるべきというにも、やや証拠が不足している状況である。特に距離に伴う指向性の変化を検証するにしても、騒音の伝搬経路が地面に近い状況であり、この場合は地表面や気象の影響を大きく受けるため、地表面性状や気象状況といった条件が違う状況の検証も必要となる。つまり、今回の成田空港での測定だけでなく、他滑走路や他空港のような違う地点であったり、他の時期の違う気象状況下であったりした際のデータを総合的に分析する必要がある。とはいえ、騒音値が小さいということは、空港

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周 辺 住 民などへの影 響も少ないということもあるため、早急に指向性モデルの向上が必要という状況ではない。このため、測定を行うのであれば良好な地点の選定、あるいは別途のデータが用意できるのであればデ ー タ の蓄 積 をかさねることが、今後の適切なモデル構築の道筋となると思われる。

−7−