13)

Le point 2.7.13 «Construction des segments de la trajectoire de vol» est remplacé par le texte suivant: «2.7.13 Construction des segments de la trajectoire de vol Chaque trajectoire de vol doit être définie selon un ensemble de coordonnées de segments (nœuds) et de paramètres de vol. Le point de départ consiste à déterminer les coordonnées des segments de la route-sol. Le profil de vol est ensuite calculé, en conservant à l’esprit que pour un ensemble donné d’étapes procédurales, le profil dépend de la route-sol; par exemple, pour un régime et une vitesse identiques, la vitesse ascensionnelle de l’avion est inférieure pour un vol comportant des virages que pour un vol rectiligne. Une sous-segmentation est ensuite effectuée pour les étapes où l’avion est sur la piste (roulage au décollage ou à l’atterrissage) et à proximité de la piste (montée initiale ou approche finale). Les segments en vol présentant des vitesses sensiblement différentes à leur point de départ et à leur point final devraient ensuite être sous-segmentés. Les coordonnées bidimensionnelles des segments de la route-sol (*) sont déterminées et fusionnées avec le profil de vol bidimensionnel afin de construire les segments de la trajectoire de vol tridimensionnelle. Enfin, tous les points de la trajectoire de vol qui sont trop proches les uns des autres sont supprimés. Profil de vol Les paramètres décrivant chaque segment du profil de vol au début (suffixe 1) et à la fin (suffixe 2) du segment sont les suivants: s1, s2 la distance le long de la route-sol, z1, z2 la hauteur de l’avion, V1 , V2 la vitesse sol, P1 , P2 le paramètre de puissance lié au bruit (correspondant à celui à partir duquel sont définies les courbes NPD), et ε1, ε 2 l’angle de roulis. Pour établir un profil de vol d’après un ensemble d’étapes procédurales (synthèse de la trajectoire de vol), les segments sont construits par séquence, afin de remplir les conditions requises aux points finaux. Les paramètres des points finaux de chaque segment deviennent les paramètres des points initiaux du segment suivant. Pour tout calcul de segment, les paramètres de départ sont connus; les conditions finales requises sont spécifiées par les étapes procédurales, elles-mêmes définies soit par les données ANP par défaut, soit par l’utilisateur (par exemple, à partir des manuels de vol des avions). Les conditions finales sont généralement la hauteur et la vitesse. Le travail de construction du profil consiste à déterminer la distance de la trajectoire étudiée si ces conditions sont remplies. Les paramètres non définis sont déterminés via les calculs de performance de vol décrits à l’appendice B. Si la trajectoire de vol est rectiligne, les points du profil et les paramètres de vol associés peuvent être déterminés indépendamment de la route-sol (l’angle d’inclinaison est toujours de 0°). Cependant, les routes-sol sont rarement rectilignes. Elles comprennent généralement des virages et, afin d’obtenir les meilleurs résultats, ces derniers doivent être pris en considération pour déterminer le profil de vol bidimensionnel, si nécessaire en divisant les segments du profil au niveau des nœuds de la route-sol pour y incorporer les variations d’angles de roulis. En règle générale, la longueur du segment qui suit est initialement inconnue. Elle est calculée par la suite en supposant provisoirement que l’angle d’inclinaison ne présente aucun changement. Si le segment provisoire couvre un ou plusieurs nœuds de la route-sol, le premier se trouvant en s, à savoir s1 < s < s2 , le segment est tronqué en s, où sont calculés les paramètres par interpolation (voir ci-dessous). Ils deviennent les paramètres des points finaux du segment actuel et les paramètres des points initiaux du nouveau segment — qui répond toujours aux mêmes conditions cibles finales. Si aucun nouveau nœud de la route-sol n’apparaît, alors le segment provisoire est confirmé. Si les effets des virages sur le profil de vol ne doivent pas être pris en considération, on adopte la formule «vol rectiligne, segment unique» même si les informations relatives aux angles de roulis sont conservées pour un usage ultérieur. Que les effets liés aux virages soient ou non modélisés intégralement, chaque trajectoire de vol tridimensionnelle est obtenue par la fusion du profil de vol bidimensionnel, et de la route-sol bidimensionnelle. Le résultat est une séquence d’ensembles de coordonnées (x,y,z), chacun correspondant soit à un nœud de la route-sol segmentée, soit à un nœud du profil de vol, soit les deux. Le profil de vol est accompagné des valeurs correspondantes de la hauteur z, la vitesse sol V, l’angle d’inclinaison ε et du régime moteur P. Pour un point (x,y) de la trajectoire se situant entre les points finaux d’un segment du profil de vol, les paramètres de vol sont interpolés de la manière suivante: z = z 1 + f ·(z 2 – z 1) (2.7.3) (2.7.4) ε = ε1 + f · (ε 2 - ε 1) (2.7.5) (2.7.6) où f = (s - s 1)/(s 2 - s 1) (2.7.7) Il convient de remarquer que, tandis que z et ε sont supposés varier de manière linéaire en fonction de la distance, V et P sont censés quant à eux varier de manière linéaire en fonction du temps [il s’agit en d’autres termes d’une accélération constante (**)]. En faisant correspondre les segments du profil de vol aux données radar (analyse trajectographique), toutes les distances, hauteurs, vitesses et angles de roulis des points finaux sont directement déterminés d’après les données. Seuls les régimes moteur doivent être calculés à l’aide des équations de performance. Dans la mesure où les coordonnées de la route-sol et du profil de vol peuvent également correspondre de manière appropriée, les calculs sont généralement relativement simples. Roulage au décollage Au décollage, compte tenu du fait que l’avion accélère entre le point de lâché des freins (également appelé début du roulage ou SOR) et le point de décollage, la vitesse varie considérablement sur une distance de 1 500 à 2 500 m, de 0 à 80 ou 100 m/s. Par conséquent, le roulage au décollage se divise en segments de longueurs variables, au cours desquels la vitesse de l’avion varie avec un incrément spécifique ΔV d’au plus 10 m/s (soit environ 20 nœuds). Malgré sa variation au cours du roulage précédant le décollage, une hypothèse d’accélération constante peut s’avérer adaptée à cette fin. Dans ce cas, pour la phase de décollage, V1 est la vitesse initiale, V2 est la vitesse de décollage, nTO, le nombre de segments de décollage et sTO est la distance de décollage équivalente. Pour la distance de décollage équivalente sTO (voir appendice B), la vitesse de décollage V1 et la vitesse de décollage Vto , le nombre de segments pour le roulage nTO est donné par la formule suivante: nTO = int (1 + (V TO - V1) /10) (2.7.8) Par conséquent, la variation de la vitesse le long du segment est la suivante: ΔV = VTO/nTO (2.7.9) et la variation du temps Δt pour chaque segment est (en supposant une accélération constante) de: (2.7.10) La longueur sTO,k du segment k (1 ≤ k ≤ nTO) du roulage au décollage est alors de: (2.7.11) Exemple: pour une distance de décollage sTO = 1 600 m, et des vitesses V1 = 0m/s et V2 = 75 m/s, on obtient un nombre nTO = 8 segments de longueurs allant de 25 à 375 mètres (voir figure 2.7.g): De manière similaire aux variations de vitesse, les variations de poussée de l’avion portent sur chaque segment à concurrence d’un incrément constant ΔP, qui se calcule ainsi: ΔP = (PTO - Pinit) / nTO (2.7.12) où PTO et P init sont respectivement la poussée de l’avion au point de décollage et la poussée de l’avion au départ du roulage au décollage. L’utilisation de cet incrément constant de poussée (au lieu d’utiliser la forme de puissance quadratique de l’équation 2.7.6) vise à conserver la cohérence avec la relation linéaire entre la poussée et la vitesse dans le cas d’un avion à réaction. Remarque importante: les équations et l’exemple ci-dessus supposent implicitement que la vitesse initiale de l’avion au début de la phase de décollage est nulle. Cela correspond à la situation habituelle dans laquelle l’avion commence à rouler et à accélérer à partir du point de lâché des freins. Toutefois, il existe également des situations dans lesquelles l’avion peut commencer à accélérer à partir de sa vitesse de roulage, sans marquer d’arrêt au seuil de piste. Lorsque, comme dans ce cas, la vitesse initiale Vinit, n’est pas nulle, il convient d’utiliser les équations “généralisées” suivantes en lieu et place des équations 2.7.8, 2.7.9, 2.7.10 et 2.7.11. (2.7.13) Dans ce cas, pour la phase de décollage, V1 est la vitesse initiale Vinit , V2 est la vitesse de décollage VTO , n est le nombre de segments de décollage nTO , s est la distance de décollage équivalente sTO et sk est la longueur sTO,k du segment k (1 [symbole] k [symbole] n). Le roulage à l’atterrissage Bien que le roulage à l’atterrissage soit essentiellement l’inverse du roulage au décollage, il convient toutefois de porter une attention particulière à: — la poussée inverse (ou inversion de poussée), parfois appliquée pour freiner l’avion, — la poussée des moteurs des avions quittant la piste après la décélération (ces derniers ne contribuent plus au bruit aérien puisque le bruit généré au roulage est négligé). Contrairement à la distance de roulage au décollage, issue des paramètres de performance de l’avion, la distance d’arrêt sstop (à savoir la distance entre l’atterrissage et le point de sortie de piste de l’avion) n’est pas strictement spécifique à l’avion. Malgré la possibilité d’estimer une distance minimum d’arrêt d’après la masse et la performance de l’avion (et de la poussée inverse disponible), la distance d’arrêt réelle dépend également de la position des couloirs de circulation, de la situation du trafic, et des règlements d’utilisation des inverseurs de poussée sur certains aéroports. L’utilisation des inverseurs de poussée n’est pas une procédure standard: elle est uniquement appliquée si la décélération nécessaire ne peut pas être réalisée au moyen des freins de roues (la poussée inverse peut être dans certains cas perturbante car un changement du régime moteur passant du ralenti à la poussée inverse produit un pic de bruit soudain). Cependant, la plupart des pistes sont utilisées pour les décollages et pour les atterrissages de sorte que la poussée inverse influe peu sur les courbes de niveau de bruit, étant donné que l’énergie acoustique totale autour des pistes est dominée par le bruit produit par les opérations de décollage. La contribution de la poussée inverse aux courbes est notable uniquement lorsque l’utilisation de la piste est limitée aux opérations d’atterrissage. Physiquement, le bruit de la poussée inverse est un processus très complexe. Cependant, compte tenu de son importance relativement mineure vis-à-vis des courbes de niveau de bruit aérien, il peut être modélisé relativement simplement — le changement rapide du régime moteur étant pris en considération par une segmentation appropriée. Il apparaît clairement que la modélisation du bruit du roulage à l’atterrissage est plus complexe que celle du bruit du roulage au décollage. Les hypothèses de modélisations simplifiées ci-après sont recommandées pour une utilisation générale, lorsqu’aucune information détaillée n’est disponible (voir figure 2.7.h.1). L’avion franchit le seuil de piste (qui a pour coordonnée s = 0 le long de la route-sol d’approche) à une altitude de 50 pieds, puis poursuit sa descente le long de sa pente jusqu’à ce qu’il touche la piste. Pour une pente de 3°, le point d’atterrissage se situe à 291 m au-delà du seuil de piste (comme illustré à la figure 2.7.h.1). L’avion décélère ensuite sur la distance d’arrêt sstop — les valeurs spécifiques aux avions sont précisées par la base de données ANP — à partir de la vitesse d’approche finale Vfinal jusqu’à 15 m/s. Compte tenu des variations rapides de la vitesse sur ce segment, ce dernier devrait être sous-segmenté de la même manière que pour le roulage au décollage (ou pour les segments en vol avec variations rapides de la vitesse) selon les équations généralisées 2.7.13 (étant donné que la vitesse de roulage n’est pas nulle). Le régime moteur varie d’une puissance d’approche finale à l’atterrissage à un régime moteur de poussée inverse Prev sur une distance de 0,1 •sstop , et décroît ensuite jusqu’à 10 % de la puissance maximale disponible sur les 90 % restants de la distance d’arrêt. Jusqu’en fin de piste (à s = -s RWY), la vitesse de l’avion reste constante. Les courbes NPD pour la poussée inverse ne sont pour l’instant pas reprises dans la base de données ANP. C’est la raison pour laquelle il est nécessaire de compter sur les courbes conventionnelles pour modéliser cet effet. Généralement, la puissance de l’inversion de poussée Prev se situe autour de 20 % du régime moteur total, ce qui est recommandé lorsqu’aucune information opérationnelle n’est disponible. Toutefois, pour un régime moteur donné, la poussée inverse tend à produire considérablement plus de bruit que la poussée normale et une pondération ΔL doit être appliquée au niveau d’un événement provenant du NPD, allant de zéro à une valeur ΔLrev [5 dB sont recommandés de manière provisoire (***)] pour 0,1 •sstop , puis diminuant de manière linéaire jusqu’à zéro sur la distance d’arrêt restante. Segmentation des segments de montée initiale et d’approche finale La géométrie segment-récepteur varie rapidement le long des segments en vol de la montée initiale et de l’approche finale, en particulier par rapport aux points d’observation sur le côté de la trajectoire de vol, où l’angle de site (angle beta) varie également rapidement à mesure que l’avion poursuit sa montée ou sa descente le long de ces segments initiaux/finaux. La comparaison avec les calculs des très petits segments indique que l’utilisation d’un seul (ou d’un nombre limité de) segment(s) en vol de montée ou d’approche en dessous d’une certaine hauteur (par rapport à la piste) aura pour résultat une faible approximation du bruit de part et d’autre de la trajectoire de vol pour les métriques intégrées. Cela est dû à l’application d’un ajustement unique de l’atténuation latérale sur chaque segment, correspondant à une valeur unique de l’angle de site propre à chaque segment, tandis que la modification rapide de ce paramètre entraîne des variations significatives de l’effet d’atténuation latérale le long de chaque segment. La précision des calculs est améliorée par la sous-segmentation des segments en vol de montée initiale et d’approche finale. Le nombre de sous-segments et la longueur de chacun d’entre eux déterminent la “granularité” de la variation de l’atténuation latérale qui sera prise en considération. En notant l’expression de l’atténuation latérale totale pour les avions dont les moteurs sont installés à l’arrière du fuselage, on peut constater que, pour une variation limitée de l’atténuation latérale de 1,5 dB par sous-segment, les segments en vol de montée et d’approche situés à une hauteur inférieure à 1 289,6 m (4 231 ft) par rapport à la piste devraient être divisés en sous-segments fondés sur l’ensemble de valeurs des hauteurs ci-après: z = {18,9; 41,5; 68,3; 102,1; 147,5; 214,9; 334,9; 609,6; 1 289,6} mètres, ou z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099, 2 000, 4 231} pieds Pour chaque segment original en dessous de 1 289,6 m (4 231 ft), les hauteurs ci-dessus sont mises en œuvre en identifiant la hauteur, comprise dans l’ensemble de valeurs ci-dessus, qui se rapproche le plus de la hauteur du point final du segment original (pour un segment de montée) ou de la hauteur du point initial (pour un segment d’approche). Les hauteurs réelles des sous-segments, zi, sont ensuite calculées selon l’équation suivante: zi = ze [z’i / z’N] (i = k..N) où: ze est la hauteur du point final du segment original (montée) ou à la hauteur du point initial (approche), z’i est la énième (i) valeur de l’ensemble de valeurs de hauteur énoncées ci-dessus, z’N est la hauteur, dans l’ensemble de valeurs de hauteur énoncées ci-dessus, la plus proche de la hauteur ze, et k représente l’indice de la première valeur de l’ensemble des valeurs de hauteur pour laquelle la valeur zk calculée est strictement supérieure à la hauteur du point final du segment de montée original précédent ou à la hauteur du point initial du segment d’approche original suivant à diviser en sous-segments. Dans le cas spécifique d’un segment de montée initiale ou d’un segment d’approche finale, k = 1, mais dans le cas plus général des segments en vol non reliés à la piste, k sera supérieur à 1. Exemple pour un segment de montée initiale: Si la hauteur du point final du segment initial est de ze = 304,8 m, alors d’après l’ensemble des valeurs de hauteur, 214,9 m < ze < 334,9 m et la hauteur, dans l’ensemble des valeurs, la plus proche de ze est z’7 = 334,9 m. Les hauteurs résultantes des points finaux des sous-segments sont ensuite calculées selon la formule suivante: zi = 304,8 [z’i / 334,9] pour i = 1 à 7 (remarque: k = 1 dans ce cas, étant donné qu’il s’agit d’un segment de montée initiale). Par conséquent, z1 serait de 17,2 m et z2 de 37,8 m, etc. Segmentation des segments en vol Pour les segments en vol qui comprennent une variation notable de la vitesse le long du segment, ce dernier peut être divisé en sous-segments, comme pour le roulage, à savoir: nseg = int (1 + |V2 - V1|/10) (2.7.14) où V1 et V2 sont respectivement les vitesses au début et à la fin du segment. Les paramètres des sous-segments correspondants sont calculés de la même manière que pour le roulage au décollage, selon les équations 2.7.9 à 2.7.11. Route-sol Une route-sol, qu’elle soit centrale ou une sous-route dispersée, est définie par une série de coordonnées (x,y) dans le plan du sol (par exemple, à partir des informations radar) ou par une séquence de commandes de guidage décrivant des segments de droite et des arcs de cercle (virages de rayon défini r et changement de cap Δξ). Pour la modélisation par segmentation, un arc est représenté par une séquence de segments de droite correspondant à des sous-arcs. Bien que ces segments n’apparaissent pas explicitement sur les segments de la route-sol, leur définition est influencée par l’inclinaison de l’avion pendant les virages. L’appendice B4 explique comment calculer les angles de roulis au cours d’un virage stabilisé, mais il va de soi que ces angles ne sont en réalité pas appliqués ou supprimés instantanément. La façon de traiter les transitions entre les segments de vol rectilignes et courbes, ou entre un virage et un autre immédiatement séquentiel, n’est pas énoncée. En règle générale, les détails, qui sont laissés à l’appréciation de l’utilisateur (voir point 2.7.11), n’auront probablement qu’un effet négligeable sur les courbes de niveau de bruit finales. L’exigence réside principalement dans le fait d’éviter les discontinuités trop marquées aux extrémités des virages, ce qui peut être obtenu aisément, par exemple en insérant de courts segments de transition par lesquels l’angle de roulis varie de façon linéaire avec la distance. Uniquement dans le cas spécifique où un virage particulier posséderait un effet dominant sur les courbes de niveau de bruit finales, il serait nécessaire de modéliser la dynamique de la transition de manière plus réaliste, afin d’établir un rapport entre l’angle d’inclinaison et les types d’avion particulier, et d’adopter une vitesse angulaire de roulis adaptée. Il est ici suffisant d’indiquer que les sous-arcs finaux Δξtrans de chaque virage dépendent des exigences de variation de l’angle de roulis. Le reste de l’arc avec le changement de cap de Δξ - 2·Δξtrans degrés est divisé en nsub sous-arcs selon l’équation suivante: nsub = int (1 + (Δξ – 2•Δξ trans )/10 (2.7.15) où int(x) est une fonction qui renvoie à la forme entière de x. Le changement de cap Δξ sub de chaque sous-arc est alors calculé ainsi Δξ = (ξ - 2•Δξ trans ) / nsub (2.7.16) où nsub doit être suffisamment grand pour garantir que Δξ sub ≤ 10 degrés. La segmentation d’un arc (excepté la transition de fin de sous-segments) est illustrée à la figure 2.7.h.2 (****). Une fois que les segments de la route-sol ont été établis dans le plan x-y, les segments du profil de vol (dans le plan s-z) sont superposés pour produire les segments de la route tridimensionnelle (x, y, z). La route-sol devrait toujours s’étendre de la piste à un point situé au-delà de la grille de calcul. Cela peut se faire, au besoin, en ajoutant un segment rectiligne de longueur appropriée au dernier segment de la route-sol. La longueur totale du profil de vol, une fois fusionnée avec la route-sol, doit également s’étendre de la piste à un point situé au-delà de la grille de calcul. Cela peut se faire, au besoin, en ajoutant un point de profil supplémentaire: — à la fin d’un profil de départ, avec des valeurs de vitesse et de poussée égales à celles du dernier point du profil de départ, et une hauteur extrapolée de manière linéaire à partir des dernier et avant-dernier points de profil; ou — au début d’un profil d’arrivée, avec des valeurs de vitesse et de poussée égales à celles du premier point du profil d’arrivée, et une hauteur extrapolée de manière linéaire à partir des premier et deuxième points de profil. Ajustements de la segmentation des segments en vol Après avoir obtenu les segments de trajectoire de vol 3-D à partir de la procédure décrite au point 2.7.13, d’autres ajustements de segmentation peuvent s’avérer nécessaires pour supprimer les points de trajectoire de vol qui sont trop proches les uns des autres. Lorsque les points adjacents se trouvent à moins de 10 m d’intervalle, et lorsque les vitesses et les régimes moteur associés sont identiques, l’un des points devrait être éliminé. (*) À cette fin, la longueur totale de la route-sol devrait toujours être supérieure à celle du profil de vol. Cela peut se faire, au besoin, en ajoutant des segments rectilignes de longueur appropriée au dernier segment de la route-sol." (**) Même si les régimes moteur restent constants le long d’un segment, la poussée et l’accélération peuvent changer compte tenu de la variation de la densité de l’air avec l’altitude. Toutefois, ces variations sont normalement négligeables à des fins de modélisation du bruit." (***) Cette valeur était recommandée dans la précédente édition du Doc 29 de la CEAC, mais est toujours considérée comme provisoire en attendant d’acquérir d’autres données expérimentales corroboratives." (****) Définie de cette façon simple, la longueur totale de la trajectoire segmentée est légèrement inférieure à celle de la trajectoire circulaire. Toutefois, l’erreur de la courbe produite est négligeable si les incréments angulaires n’excèdent pas 30°.»"