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il punto 2.7.13 («Costruzione di segmenti di traiettoria di volo») è sostituito dal seguente: «2.7.13 Costruzione di segmenti di traiettoria di volo Ciascuna traiettoria di volo deve essere definita da una serie di coordinate dei segmenti (nodi) e di parametri di volo. Il punto di partenza consiste nel determinare le coordinate dei segmenti della traccia al suolo. Quindi viene calcolato il profilo di volo, tenendo presente che per una data serie di fasi della procedura il profilo dipende dalla traccia al suolo; ad esempio, a parità di spinta e velocità, il tasso di velocità ascensionale di un aeromobile è inferiore nelle virate rispetto al volo rettilineo. Si procede poi alla sottosegmentazione per l’aeromobile sulla pista (rullaggio a terra in fase di decollo o dopo l’atterraggio) e per l’aeromobile in prossimità della pista (salita iniziale o avvicinamento finale). In seguito dovrebbero essere divisi in sottosegmenti i segmenti che corrispondono a fasi di volo con velocità notevolmente differenti al punto iniziale e al punto finale. Le coordinate bidimensionali dei segmenti della traccia al suolo (*) sono quindi determinate e combinate al profilo di volo bidimensionale per costruire segmenti di traiettoria di volo tridimensionali. Sono infine rimossi eventuali punti della traiettoria di volo troppo vicini tra loro. Profilo di volo I parametri che descrivono ciascun segmento di profilo di volo all’inizio (suffisso 1) e alla fine (suffisso 2) del segmento sono: s1, s2 distanza lungo la traccia al suolo; z1, z2 altezza del velivolo; V1 , V2 velocità al suolo; P1 , P2 parametro di potenza correlato al rumore (corrispondente a quello per il quale sono definite le curve NPD); ε1, ε 2 angolo di inclinazione laterale. Per costruire un profilo di volo a partire da una serie di fasi della procedura (sintesi della traiettoria di volo), i segmenti sono costruiti in sequenza per conseguire le condizioni richieste alle estremità. I parametri all’estremità di ciascun segmento diventano i parametri al punto d’inizio del segmento successivo. In tutti i calcoli relativi ai segmenti i parametri sono noti all’inizio; le condizioni richieste all’estremità sono specificate nella fase della procedura. Le fasi possono essere quelle predefinite, specificate nella base di dati ANP, o essere definite dall’utilizzatore (ad esempio, quelle specificate dai manuali di volo dell’aeromobile). Le condizioni finali sono in genere altezza e velocità; la costruzione del profilo di volo ha l’obiettivo di determinare la distanza di traiettoria percorsa fino al raggiungimento di tali condizioni. I parametri non definiti sono determinati applicando i calcoli sulle prestazioni di volo di cui all’appendice B. Se la traccia al suolo è rettilinea, i punti del profilo e i parametri di volo associati possono essere determinati indipendentemente dalla traccia al suolo (l’angolo di inclinazione laterale è sempre 0). Le tracce al suolo sono tuttavia raramente rettilinee; esse infatti comportano in genere virate e, al fine di conseguire i migliori risultati, di tali virate si deve tener conto per determinare il profilo di volo bidimensionale, se necessario suddividendo i segmenti di profilo in corrispondenza dei nodi della traccia al suolo per inserirvi le variazioni dell’angolo di inclinazione laterale. Di norma, la lunghezza del segmento successivo non è conosciuta nella fase iniziale ed è calcolata in via provvisoria presupponendo che non vi siano variazioni dell’angolo di inclinazione laterale. Qualora risulti che il segmento provvisorio si estende su uno o più nodi di traccia al suolo, il primo dei quali è s, vale a dire s1 < s < s2 , il segmento è troncato in corrispondenza di s e i parametri in quel punto sono calcolati per interpolazione (cfr. di seguito). I parametri così calcolati diventano i parametri all’estremità del segmento attuale e i parametri al punto d’inizio di un nuovo segmento, che presenta le stesse condizioni finali obiettivo. In assenza di nodi della traccia al suolo il segmento provvisorio viene confermato. Qualora non sia necessario prendere in considerazione gli effetti delle virate sul profilo di volo, viene adottata la soluzione del segmento unico di volo rettilineo; le informazioni relative all’angolo di inclinazione laterale sono tuttavia conservate per essere utilizzate successivamente. Che sia effettuata o no una modellizzazione completa degli effetti delle virate, ciascuna traiettoria di volo tridimensionale è generata incorporando il suo profilo di volo bidimensionale e la relativa traccia al suolo bidimensionale. Il risultato è una sequenza di serie di coordinate (x,y,z), ciascuna delle quali corrisponde a un nodo della traccia al suolo segmentata o a un nodo del profilo di volo o a entrambi; i punti di profilo sono corredati dei corrispondenti valori dell’altezza z, della velocità al suolo V, dell’angolo di inclinazione laterale ε, del regime del motore P. Per un punto della traccia (x,y) che si trova tra le estremità di un segmento di profilo di volo, i parametri sono interpolati come segue: 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) dove f = (s - s 1)/(s 2 - s 1) (2.7.7) NB: si presuppone che z e ε varino in modo lineare con la distanza e che V e P invece varino in modo lineare con il tempo (vale a dire accelerazione costante (**)). Quando si mettono a confronto i segmenti di profilo di volo con i dati radar (analisi della traiettoria di volo), tutte le distanze, le altezze, le velocità e gli angoli di inclinazione laterale all’estremità sono ricavati direttamente dai dati; solo i regimi del motore devono essere calcolati utilizzando le equazioni relative alle prestazioni. Poiché anche le coordinate della traccia al suolo e del profilo di volo possono essere adeguatamente confrontate, si tratta in genere di un processo piuttosto semplice. Rullaggio a terra in fase di decollo In fase di decollo, quando un aeromobile accelera tra il punto di rilascio dei freni (altrimenti detto “inizio del rullaggio”, SOR) e il punto di decollo, la velocità cambia in modo considerevole su una distanza compresa tra 1 500 m e 2 500 m, passando da 0 m/s a circa 80 e 100 m/s. Il rullaggio in fase di decollo è quindi suddiviso in segmenti di lunghezza variabile, lungo i quali la velocità dell’aeromobile varia con un incremento specifico ΔV non superiore a 10 m/s (circa 20 kt). Benché durante il rullaggio in fase di decollo l’accelerazione subisca variazioni, in questo contesto è adeguato presupporre che essa rimanga costante. In questo caso, nella fase di decollo, V1 è la velocità iniziale, V2 è la velocità di decollo, nTO è il numero di segmenti di decollo e sTO è la distanza di decollo equivalente. Per una distanza di decollo equivalente sTO (cfr. appendice B) e una velocità di decollo V1 e una velocità di decollo VTO , il numero nTO di segmenti per il rullaggio a terra è: nTO = int (1 + (V TO - V1) /10) (2.7.8) e quindi il cambio di velocità lungo un segmento è: ΔV = VTO/nTO (2.7.9) e il tempo Δt su ciascun segmento (presupponendo un’accelerazione costante) è: (2.7.10) La lunghezza sTO,k del segmento k (1 ≤ k ≤ nTO) del rullaggio in fase di decollo è quindi: (2.7.11) Esempio: Per una distanza di decollo sTO = 1 600 m, V1 = 0 m/s e V2 = 75 m/s, risulta che nTO = 8 segmenti di lunghezza compresa tra 25 m e 375 m (cfr. figura 2.7.g): Analogamente a quanto avviene per le variazioni di velocità, la spinta dell’aeromobile cambia in ciascun segmento con un incremento costante ΔP, calcolato come ΔP = (PTO - Pinit) / nTO (2.7.12) dove PTO e P init designano rispettivamente la spinta dell’aeromobile nel punto di decollo e la spinta dell’aeromobile all’inizio del rullaggio in fase di decollo. L’uso di tale incremento costante della spinta (invece dell’equazione di secondo grado 2.7.6) è finalizzato a garantire la coerenza con la relazione lineare tra spinta e velocità negli aeromobili con motori a reazione. NB: le equazioni e l’esempio di cui sopra muovono dall’ipotesi implicita che la velocità iniziale dell’aeromobile all’inizio della fase di decollo sia pari a 0. Ciò corrisponde alla situazione comune nella quale l’aeromobile inizia a rullare e accelerare dal punto di rilascio dei freni. Si possono tuttavia verificare anche situazioni nelle quali l’aeromobile inizia ad accelerare dalla velocità di rullaggio (taxiing), senza arrestarsi alla soglia pista. Se la velocità iniziale Vinit è diversa da 0, è opportuno usare le seguenti equazioni “generalizzate” anziché le equazioni 2.7.8, 2.7.9, 2.7.10 e 2.7.11: (2.7.13) In tal caso, nella fase di decollo, V1 è la velocità iniziale Vinit , V2 è la velocità di decollo VTO , n è il numero di segmenti di decollo nTO , s è la distanza di decollo equivalente sTO e sk è la lunghezza sTO,k del segmento k (1 [simbolo] k [simbolo] n). Rullaggio a terra dopo l’atterraggio Benché il rullaggio a terra dopo l’atterraggio costituisca il processo inverso rispetto al rullaggio a terra in fase di decollo, particolare attenzione deve essere prestata ai seguenti aspetti: — l’inversione di spinta che è applicata talvolta per ridurre la velocità degli aeromobili; — i velivoli che lasciano la pista dopo la decelerazione (l’aeromobile che lascia la pista non contribuisce più al rumore nell’atmosfera in quanto il rumore prodotto in fase di rullaggio (taxiing) non è preso in considerazione). Diversamente dalla distanza di rullaggio in fase di decollo, che è ricavata dai parametri di prestazione dell’aeromobile, la distanza di arresto sstop (vale a dire la distanza tra il punto di contatto con la pista e il punto in cui l’aeromobile lascia la pista) non è esclusivamente specifica all’aeromobile. Per quanto la distanza minima di arresto possa essere stimata sulla base della massa e delle prestazioni dell’aeromobile (e dell’inversione di spinta disponibile), la distanza di arresto effettiva dipende anche dall’ubicazione delle piste di rullaggio, dalla situazione del traffico e dai regolamenti specifici dell’aeroporto in materia di inversione di spinta. L’uso dell’inversione di spinta non costituisce una procedura standard: è utilizzata esclusivamente quando la decelerazione necessaria non può essere ottenuta utilizzando i freni ruota. (L’inversione di spinta può essere estremamente fastidiosa in quanto un rapido cambiamento del regime del motore dal regime minimo a quello di inversione produce un rumore forte e improvviso.) Tuttavia, poiché la maggior parte delle piste è utilizzata sia per il decollo che per l’atterraggio, l’inversione di spinta produce un effetto molto ridotto sulle curve isolivello, in quanto l’energia sonora totale generata in prossimità della pista è dominata dal rumore prodotto dalle operazioni di decollo. Il contributo dell’inversione di spinta alle curve isolivello può essere significativo soltanto quando l’uso di una pista è limitato alle operazioni di atterraggio. Dal punto di vista fisico il rumore prodotto dall’inversione di spinta è un processo molto complesso ma, dato il suo impatto relativamente ridotto sulle curve isolivello, può essere modellizzato in modo semplice, tenendo conto del rapido cambiamento del regime del motore mediante un’adeguata segmentazione. È chiaro che la modellizzazione del rullaggio a terra dopo l’atterraggio è meno semplice della modellizzazione del rumore prodotto durante il rullaggio in fase di decollo. Per un uso generale, quando non siano disponibili informazioni dettagliate, si raccomandano le seguenti ipotesi di modellizzazione semplificate (cfr. figura 2.7.h.1). L’aeromobile attraversa la soglia pista (la cui coordinata è s = 0 lungo la traccia di avvicinamento a terra) a un’altitudine di 50 piedi, quindi continua a seguire il sentiero di discesa fino a toccare la pista. Con un sentiero di discesa inclinato di 3°, il punto di contatto è 291 m oltre la soglia pista (come illustrato nella figura 2.7.h.1). L’aeromobile è quindi decelerato su una distanza di arresto sstop — i cui valori specifici relativi all’aeromobile figurano nella base di dati ANP — a partire dalla velocità dell’avvicinamento finale Vfinal fino a 15 m/s. A causa delle rapide variazioni di velocità all’interno di questo segmento, esso dovrebbe essere diviso in sottosegmenti nella stessa maniera applicata al rullaggio a terra in fase di decollo (o ai segmenti corrispondenti a fasi di volo contraddistinti da rapide variazioni di velocità), utilizzando l’equazione generalizzata 2.7.13 (poiché la velocità di rullaggio (taxi-in) è diversa da 0). Il regime del motore passa dal regime di avvicinamento finale al momento del contatto a un regime di inversione di spinta Prev su una distanza di 0,1•sstop , quindi diminuisce al 10 % del regime massimo disponibile sul rimanente 90 % della distanza di arresto. Fino al termine della pista (a s = -s RWY) la velocità dell’aeromobile rimane costante. Le curve NPD per l’inversione di spinta non sono al momento incluse nella base di dati ANP e pertanto, al fine di modellizzare questo effetto, è necessario basarsi sulle curve convenzionali. Di norma l’effetto del regime di inversione di spinta Prev è pari a circa il 20 % del pieno regime; pertanto si raccomanda di utilizzare questo valore in assenza di informazioni operative. Tuttavia, poiché a un dato regime l’inversione di spinta tende a generare un rumore significativamente superiore a quello della spinta propulsiva, una ponderazione ΔL viene applicata al livello dell’evento derivato dai dati NPD, che aumenta da 0 a un valore ΔLrev (5 dB è il valore raccomandato in via provvisoria (***)) per 0,1•sstop , e che diminuisce quindi in modo lineare fino a 0 sulla distanza di arresto rimanente. Segmentazione dei segmenti di salita iniziale e di avvicinamento finale La geometria segmento-ricettore subisce rapidi cambiamenti lungo i segmenti corrispondenti a fasi di volo di salita iniziale e di avvicinamento finale, in particolare in relazione a punti di osservazione al lato della traccia di volo, in cui anche l’angolo di elevazione (angolo beta) cambia rapidamente via via che l’aeromobile percorre questi segmenti iniziali/finali. I confronti con i calcoli relativi a segmenti molto piccoli indicano che, usando un singolo segmento corrispondente a una fase di volo di salita o di avvicinamento (o un numero limitato di tali segmenti) al di sotto di una data altezza (in relazione alla pista), si ottiene per le metriche integrate un’approssimazione del rumore molto poco accurata ai lati della traccia di volo. Ciò è dovuto al fatto che a ciascun segmento viene applicato un solo adeguamento di attenuazione laterale, corrispondente a un solo valore specifico per segmento dell’angolo di elevazione, mentre il rapido cambiamento di questo parametro produce variazioni significative dell’effetto di attenuazione laterale lungo ciascun segmento. La precisione dei calcoli migliora grazie alla sottosegmentazione dei segmenti corrispondenti alle fasi di volo di salita iniziale e di avvicinamento finale. Il numero e la lunghezza dei sottosegmenti determina la granularità della variazione dell’attenuazione laterale che sarà considerata. Registrando l’espressione dell’attenuazione laterale totale per gli aeromobili con propulsori montati nella fusoliera, si può constatare che per una variazione limitata dell’attenuazione laterale pari a 1,5 dB per sottosegmento, i segmenti corrispondenti a fasi di volo di salita e avvicinamento situati a meno di 1 289,6 m (4 231 ft) di altezza al di sopra della pista dovrebbero essere divisi in sottosegmenti basati sulla serie di valori di altezza indicati di seguito: z = {18,9, 41,5, 68,3, 102,1, 147,5, 214,9, 334,9, 609,6, 1 289,6} metri, oppure z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099, 2 000, 4 231} piedi Per ogni segmento originario al di sotto di 1 289,6 m (4 231 ft), le altezze sopraelencate sono applicate individuando l’altezza nella serie che più si avvicina all’altezza all’estremità originaria (nel caso dei segmenti di salita) o all’altezza al punto d’inizio originario (nel caso dei segmenti di avvicinamento). Le effettive altezze dei sottosegmenti, zi, sono poi calcolate utilizzando: zi = ze [z’i / z’N] (i = k..N) dove: ze è l’altezza all’estremità (salita) o al punto d’inizio (avvicinamento) del segmento originario; z’i è l’elemento i-esimo della serie di valori di altezza sopraelencati; z’N è l’altezza nella serie di valori sopraelencati che più si avvicina all’altezza ze; k denota l’indice del primo elemento della serie di valori di altezza per il quale il valore zk calcolato è rigorosamente maggiore dell’altezza all’estremità del precedente segmento di salita originario o dell’altezza al punto d’inizio del successivo segmento di avvicinamento originario da dividere in sottosegmenti. Nel caso specifico di un segmento di salita iniziale o di un segmento di avvicinamento finale, k = 1, ma nel caso più generale di segmenti corrispondenti a fasi di volo senza contatto con la pista, k sarà superiore a 1. Esempio per un segmento di salita iniziale Se l’altezza all’estremità del segmento originario è ze = 304,8 m, allora sulla base della serie di valori di altezza 214,9 m < ze < 334,9 m e l’altezza nella serie che più si avvicina a ze è z’7 = 334,9 m. Le altezze alle estremità dei sottosegmenti sono quindi calcolate applicando la formula seguente: zi = 304,8 [z’i / 334,9] per i = da 1 a 7 (si noti che in questo caso k = 1 poiché si tratta di un segmento di salita iniziale) Quindi z1 sarà pari a 17,2 m e z2 sarà pari a 37,8 m, ecc. Segmentazione dei segmenti corrispondenti a fasi di volo Nel caso dei segmenti corrispondenti a fasi di volo, laddove si registri una significativa variazione di velocità lungo un segmento, quest’ultimo viene suddiviso con le stesse modalità adottate nel caso del rullaggio a terra, vale a dire: nseg = int (1 + |V2 - V1|/10) (2.7.14) dove V1 e V2 sono rispettivamente le velocità all’inizio e alla fine del segmento. I corrispondenti parametri del sottosegmento sono calcolati in modo analogo a quelli del rullaggio a terra in fase di decollo, usando le equazioni da 2.7.9 a 2.7.11. Traccia al suolo Una traccia al suolo, sia essa una traccia centrale o una sottotraccia dispersa, è definita da una serie di coordinate (x,y) sul piano del suolo (ottenute ad esempio dalle informazioni radar) o da una sequenza di comandi della guida vettoriale che descrivono segmenti rettilinei e archi circolari (virate di raggio r definito e cambio di rotta Δξ). Ai fini di modellizzazione della segmentazione un arco è rappresentato da una sequenza di segmenti rettilinei fissati a sottoarchi. Benché tali segmenti non figurino esplicitamente nei segmenti di traccia al suolo, l’inclinazione laterale di un aeromobile durante le virate ne influenza la definizione. L’appendice B4 illustra le modalità per calcolare gli angoli di inclinazione laterale durante una virata uniforme ma è ovvio che tali angoli non sono in realtà applicati o rimossi istantaneamente. Non vi è alcuna prescrizione su come gestire le transizioni tra volo rettilineo e virata o tra una virata e un’altra immediatamente sequenziale. Di norma i dettagli, la cui valutazione è lasciata all’utilizzatore (cfr. punto 2.7.11), hanno con ogni probabilità un effetto trascurabile sulle curve isolivello finali; la cosa essenziale è invece evitare brusche discontinuità alla fine delle virate, cosa che può essere conseguita facilmente, ad esempio inserendo brevi segmenti di transizione durante i quali l’angolo di inclinazione laterale varia in modo lineare con la distanza. Solo nel caso particolare in cui è probabile che una virata specifica abbia un effetto dominante sulle curve isolivello finali sarà necessario definire in modo più realistico le dinamiche della transizione, mettere in relazione l’angolo di inclinazione laterale a un particolare tipo di aeromobile e adottare adeguate velocità di rollio. In questo contesto è sufficiente indicare che i sottoarchi finali Δξtrans di ogni virata sono conformi ai requisiti di variazione dell’angolo di inclinazione laterale. Il resto dell’arco con il cambiamento di traiettoria di Δξ - 2·Δξtrans gradi è diviso in nsub sottoarchi sulla base della seguente formula: nsub = int (1 + (Δξ – 2•Δξ trans )/10 (2.7.15) dove int(x) è una funzione che rinvia alla parte intera di x. Quindi il cambio di traiettoria Δξ sub di ciascun sottoarco è calcolato come: Δξ = (ξ - 2•Δξ trans ) / nsub (2.7.16) dove nsub deve essere sufficientemente grande per garantire che Δξ sub ≤ 10 gradi. La segmentazione di un arco (esclusi i sottosegmenti finali di transizione) è illustrata nella figura 2.7.h.2 (****). Dopo aver stabilito i segmenti della traccia al suolo nel piano x-y, i segmenti di profilo di volo (nel piano s-z) vi sono sovrapposti per produrre i segmenti tridimensionali (x, y, z) della traccia. La traccia al suolo dovrebbe sempre estendersi dalla pista fino a oltre la griglia di calcolo. Se necessario, ciò può essere conseguito aggiungendo un segmento rettilineo di lunghezza adeguata all’ultimo segmento della traccia al suolo. Anche il profilo di volo, una volta combinato con la traccia al suolo, deve avere una lunghezza complessiva tale da estendersi dalla pista fino a oltre la griglia di calcolo. Se necessario, ciò può essere conseguito aggiungendo un punto di profilo supplementare: — alla fine di un profilo di partenza, con valori di velocità e spinta pari a quelli dell’ultimo punto del profilo di partenza e altezza ottenuta per estrapolazione lineare dall’ultimo e dal penultimo punto del profilo; oppure — all’inizio di un profilo di arrivo, con valori di velocità e spinta pari a quelli del primo punto del profilo di arrivo e altezza ottenuta per estrapolazione lineare dal primo e dal secondo punto del profilo. Adeguamenti della segmentazione dei segmenti corrispondenti a fasi di volo Una volta che i segmenti della traiettoria di volo tridimensionale sono stati derivati secondo la procedura descritta al punto 2.7.13, potrebbero essere necessari ulteriori adeguamenti della segmentazione per rimuovere i punti della traiettoria di volo troppo vicini tra loro. Quando punti adiacenti si trovano a una distanza pari o inferiore a 10 metri l’uno dall’altro, e non vi è variazione delle relative velocità e spinta, uno dei punti dovrebbe essere eliminato. (*) A tal fine la lunghezza totale della traccia al suolo dovrebbe essere sempre superiore a quella del profilo di volo. Se necessario, ciò può essere conseguito aggiungendo segmenti rettilinei di lunghezza adeguata all'ultimo segmento della traccia al suolo." (**) Anche se il regime del motore rimane costante lungo un segmento, la forza propulsiva e l'accelerazione possono cambiare a seguito della variazione della densità dell'aria dovuta all'altezza. Tuttavia, ai fini della modellizzazione del rumore tali variazioni sono di solito ininfluenti." (***) Tale valore era stato raccomandato nell'edizione precedente del documento ECAC 29 ma è tuttora considerato provvisorio in attesa di acquisire ulteriori dati sperimentali probatori." (****) Definita in questo semplice modo, la lunghezza totale della traiettoria segmentata è leggermente inferiore a quella della traiettoria circolare. Tuttavia l'errore nella curva isolivello che ne consegue è irrilevante se gli incrementi di angolatura sono inferiori a 30°.»;"