13)

Punt 2.7.13 “Samenstelling van vliegbaansegmenten” wordt vervangen door: “2.7.13. Samenstelling van vliegbaansegmenten Elke vliegbaan moet door een reeks segmentcoördinaten (knooppunten) en vluchtparameters worden gedefinieerd. Het uitgangspunt is de bepaling van de coördinaten van de grondkoerssegmenten. Vervolgens wordt het vluchtprofiel berekend, waarbij niet mag worden vergeten dat voor een bepaalde reeks procedurele stappen het profiel afhankelijk is van de grondkoers; bv. met dezelfde stuwkracht en snelheid is de klimsnelheid van het vliegtuig bijvoorbeeld lager in bochten dan in een rechtlijnige vlucht. Vervolgens wordt een verdeling in subsegmenten toegepast voor het vliegtuig op de rolbaan (startaanloop of landingsuitloop) en voor het vliegtuig in de buurt van de rolbaan (initiële klimfase of eindnadering). De segmenten in de lucht met aanzienlijk verschillende snelheden aan het begin- en eindpunt moeten vervolgens in subsegmenten worden verdeeld. De tweedimensionale coördinaten van de grondkoerssegmenten (*) worden bepaald en samengevoegd met het tweedimensionale vluchtprofiel om de driedimensionale vliegbaansegmenten samen te stellen. Ten slotte worden alle vliegbaanpunten die te dicht bij elkaar liggen, verwijderd. Vluchtprofiel De parameters die elk vluchtprofielsegment bij het begin (suffix 1) en het einde (suffix 2) van het segment beschrijven, zijn: s1, s2 afstand langs de grondkoers; z1, z2 hoogte van vliegtuig; V1 , V2 grondsnelheid; P1 , P2 geluidsgerelateerde vermogensparameter (overeenstemmend met die waarvoor de NPD-curven zijn gedefinieerd), en ε1, ε 2 hellingshoek. Om een vluchtprofiel uit een aantal procedurele stappen (vliegbaansynthese) samen te stellen, worden segmenten op volgorde samengesteld om bij de eindpunten de vereiste omstandigheden te bereiken. De eindpuntparameters voor elk segment worden de beginpuntparameters voor het volgende segment. Bij elke segmentberekening zijn de parameters aan het begin bekend; de vereiste voorwaarden aan het einde worden in de procedurele stap beschreven. De stappen zelf worden of door de ANP-standaardinstellingen of door de gebruiker gedefinieerd (bv. aan de hand van vliegtuighandboeken). De eindomstandigheden omvatten meestal hoogte en snelheid; de taak van de profilering bestaat eruit de baanafstand te bepalen die wordt afgelegd om die omstandigheden te bereiken. De niet-gedefinieerde parameters worden bepaald via de berekeningen van vluchtprestaties beschreven in aanhangsel B. Als de grondkoers rechtlijnig is, kunnen de profielpunten en bijbehorende vluchtparameters onafhankelijk van de grondkoers worden bepaald (de hellingshoek is altijd nul). Grondkoersen zijn echter zelden rechtlijnig; meestal bevatten ze bochten die, om de beste resultaten te behalen, in aanmerking moeten worden genomen bij de bepaling van het tweedimensionale vluchtprofiel, waar nodig door de profielsegmenten op grondkoersknooppunten te splitsen om wijzigingen van hellingshoek te introduceren. In het algemeen is de lengte van het volgende segment bij het begin onbekend, en wordt die provisorisch berekend ervan uitgaande dat de hellingshoek niet verandert. Als het provisorische segment vervolgens een of meer grondkoersknooppunten blijkt te omvatten, de eerste op s, d.w.z. s1 < s < s2 , dan wordt het eerste segment afgebroken op s, waarbij de parameters daar door middel van interpolatie worden berekend (zie hieronder). Die worden dan de eindpuntparameters van het huidige segment en de beginpuntparameters van een nieuw segment, dat nog steeds dezelfde doelomstandigheden heeft. Indien er geen tussenliggend grondkoersknooppunt is, wordt het provisorische segment bevestigd. Als de effecten van bochten op het vluchtprofiel buiten beschouwing worden gelaten, wordt de oplossing van een enkel segment bij rechtlijnige vlucht gebruikt, hoewel de hellingshoekgegevens voor later gebruik worden bewaard. Ongeacht of de effecten van bochten al dan niet volledig worden gemodelleerd, wordt elke driedimensionale vliegbaan geproduceerd door samenvoeging van zijn tweedimensionale vluchtprofiel en zijn tweedimensionale grondkoers. Het resultaat is een opeenvolging van coördinatenreeksen (x,y,z), die elk of een knooppunt van de gesegmenteerde grondkoers, of een knooppunt van het vluchtprofiel, of beide zijn, waarbij de profielpunten vergezeld gaan van de overeenkomstige waarden van hoogte z, grondsnelheid V, hellingshoek ε en motorvermogen P. Voor een baanpunt (x,y) dat tussen de eindpunten van een vluchtprofielsegment ligt, worden de vluchtparameters als volgt geïnterpoleerd: z = z1 + f ·(z2 – z1) (2.7.3) (2.7.4) ε = ε1 + f · (ε2 - ε1) (2.7.5) (2.7.6) waarbij f = (s - s1 )/(s2 - s 1) (2.7.7) Opgemerkt wordt dat terwijl aangenomen wordt dat z en ε lineair met afstand variëren, aangenomen wordt dat V en P lineair met tijd variëren (namelijk een constante versnelling (**)). Bij het matchen van vluchtprofielsegmenten met radargegevens (vliegbaananalyse) worden alle eindpuntafstanden, hoogten, snelheden en hellingshoeken direct uit de gegevens bepaald; alleen de vermogensinstellingen moeten met behulp van de prestatievergelijkingen worden berekend. Omdat de grondkoers- en vluchtprofielcoördinaten ook op passende wijze kunnen worden gematcht, is dit meestal vrij eenvoudig. Startaanloop Bij de start, wanneer een vliegtuig accelereert tussen het punt waar de rem wordt losgelaten (ook aangeduid als startaanloop of SOR) en het opstijgpunt, verandert de snelheid drastisch over een afstand van 1 500 tot 2 500 m van nul naar tussen ongeveer 80 en 100 m/s. De startaanloop wordt aldus verdeeld in segmenten met variabele lengte waarover de snelheid van het vliegtuig verandert met een specifieke toename ΔV van niet meer dan 10 m/s (ongeveer 20 kt). Hoewel zij tijdens de startaanloop eigenlijk varieert, kan voor dit doel een constante versnelling worden aangenomen. In dit geval is voor de startfase V1 de initiële snelheid, V2 de startsnelheid, nTO het aantal startsegmenten en sTO de equivalente startafstand. Voor een vergelijkbare startafstand sTO (zie aanhangsel Β), startsnelheid V1 en startsnelheid VTO is het aantal nTO startaanloopsegmenten nTO = int (1 + (V TO - V1) /10) (2.7.8) en dus is de verandering van snelheid langs een segment ΔV = VTO/nTO (2.7.9) en de tijd Δt op elk segment is (constante versnelling aangenomen) (2.7.10) De lengte sTO,k van segment k (1 ≤ k ≤ nTO) van de startaanloop is dan: (2.7.11) Voorbeeld: Voor een startafstand sTO = 1 600 m, V1 = 0 m/s en V2 = 75 m/s levert dit nTO = 8 segmenten op met een lengte tussen 25 en 375 meter (zie figuur 2.7.g): .tifNet als de snelheid verandert de stuwkracht van het vliegtuig over elk segment met een constante toename ΔP, berekend als ΔP = (PTO - Pinit) / nTO (2.7.12) waarbij PTO en P init respectievelijk de stuwkracht van het vliegtuig op het opstijgpunt en de stuwkracht van het vliegtuig bij de startaanloop aanduiden. Het gebruik van deze constante toename van stuwkracht (in plaats van de kwadratische vergelijking 2.7.6 te gebruiken) streeft naar overeenstemming met de lineaire verhouding tussen stuwvermogen en snelheid in het geval van straalvliegtuigen. Belangrijke opmerking: De bovenstaande vergelijkingen en het voorbeeld gaan er impliciet van uit dat de initiële snelheid van het vliegtuig aan het begin van de startfase nul is. Dit komt overeen met de gangbare situatie waarbij het vliegtuig begint te rijden en te accelereren vanaf het punt waar de rem wordt losgelaten. Er zijn echter ook situaties waarin het vliegtuig vanuit de taxisnelheid kan gaan accelereren, zonder te stoppen bij de baandrempel. In zulke gevallen, waarbij de initiële snelheid, Vinit, niet nul is, moeten de volgende “algemene” vergelijkingen worden gebruikt ter vervanging van de vergelijkingen 2.7.8 en 2.7.9. 2.7.10 en 2.7.11. (2.7.13) In dit geval is voor de startfase V1 de initiële snelheid Vinit , V2 de startsnelheid VTO , n is het aantal startsegmenten nTO , s is de equivalente startafstand sTO en sk is de lengte sTO,k van segment k (1 [Symbool] k [Symbool] n). De landingsuitloop Hoewel de landingsuitloop in wezen een omkering van de startaanloop is, moet in het bijzonder rekening worden gehouden met — tegengestelde stuwkracht die soms wordt toegepast om het vliegtuig te vertragen, en met — vliegtuigen die na vertraging de rolbaan verlaten (vliegtuigen die de rolbaan verlaten dragen niet meer bij aan vliegtuiglawaai omdat het lawaai van taxiën buiten beschouwing wordt gelaten). In tegenstelling tot de afstand van de startaanloop, die van vliegtuigprestatieparameters wordt afgeleid, is de stopafstand sstop (namelijk de afstand van het landingspunt tot het punt waar het vliegtuig de rolbaan verlaat) niet zuiver vliegtuig-specifiek. Hoewel een schatting van de minimale stopafstand op basis van het gewicht en de prestaties van het vliegtuig (en beschikbare tegengestelde stuwkracht) kan worden gemaakt, hangt de werkelijke stopafstand ook af van de locatie van de taxibanen, de verkeerssituatie en de luchthaven-specifieke voorschriften inzake het gebruik van tegengestelde stuwkracht. Het gebruik van tegengestelde stuwkracht is geen standaardprocedure. Het wordt alleen toegepast indien de benodigde vertraging niet met de wielremmen kan worden bereikt. (Tegengestelde stuwkracht kan uitzonderlijk storend zijn omdat een snelle verandering van motorvermogen van stationair draaien naar stuwkrachtomkering een plotselinge lawaaistoot produceert.) De meeste rolbanen worden echter voor zowel start als landingen gebruikt zodat de tegengestelde stuwkracht een zeer klein effect op de geluidscontouren heeft, omdat de totale geluidsenergie in de nabijheid van de rolbaan wordt gedomineerd door het lawaai dat door het opstijgen wordt geproduceerd. De bijdragen van tegengestelde stuwkracht aan contouren kunnen alleen significant zijn wanneer het gebruik van de rolbaan tot landingen is beperkt. Vanuit natuurkundig oogpunt is het lawaai van tegengestelde stuwkracht een zeer ingewikkeld proces, maar het kan door zijn relatief kleine aandeel aan luchtgeluidscontouren eenvoudig worden gemodelleerd, waarbij de snelle veranderingen van motorvermogen door geschikte segmentatie in aanmerking worden genomen. Het is duidelijk dat het modelleren van de landingsuitloop minder eenvoudig is dan dat van het geluid van de startaanloop. De volgende vereenvoudigde veronderstellingen voor modellering worden voor algemeen gebruik aanbevolen wanneer geen gedetailleerde informatie beschikbaar is (Zie figuur 2.7.h.1). Het vliegtuig gaat op een hoogte van 50 voet over de landingsbaandrempel (die de coördinaat s = 0 heeft langs de naderingsgrondkoers) heen en daalt dan verder in het glijpad totdat het op de rolbaan landt. Bij een glijpad van 3° ligt het landingspunt 291 m boven de landingsbaandrempel (zoals geïllustreerd in figuur 2.7.h.1). Het vliegtuig wordt vervolgens over een stopafstand sstop — waarvan de voor het vliegtuig specifieke waarden in de ANP-databank worden vermeld — vertraagd van eindnaderingssnelheid Vfinal naar 15 m/s. Vanwege de snelle snelheidsveranderingen tijdens dit segment wordt het segment, net als voor de startaanloop (of segmenten in de lucht met snelle snelheidsveranderingen) in subsegmenten verdeeld aan de hand van de algemene vergelijking 2.7.13 (aangezien de snelheid van taxiën niet gelijk is aan nul). Het motorvermogen verandert van eindnaderingsvermogen bij landing naar een tegengestelde stuwkracht-instelling Prev over een afstand van 0,1 sstop , en neemt vervolgens af tot 10 % van het maximale beschikbare vermogen over de resterende 90 % van de stopafstand. Tot het eind van de rolbaan (op s = –s RWY) blijft de vliegtuigsnelheid constant. NPD-curven voor tegengestelde stuwkracht zijn momenteel niet in de ANP-databank opgenomen, en daarom moeten de conventionele curven worden gebruikt voor het modelleren van dit effect. De tegenovergestelde stuwkracht Prev is doorgaans ongeveer 20 % van de instelling van vol vermogen en dit wordt aanbevolen wanneer geen operationele informatie beschikbaar is. Bij een bepaalde vermogensinstelling heeft tegengestelde stuwkracht echter de neiging om aanzienlijk meer geluid voort te brengen dan voorwaartse kracht en wordt een toename ΔL op het van NPD afgeleide gebeurtenisniveau toegepast, met een toename vanaf nul naar een waarde ΔLrev (5 dB wordt voorlopig aanbevolen (***)) langs 0,1 sstop en vervolgens een lineaire daling naar nul langs de rest van de stopafstand. Segmentatie van de initiële klim- of eindnaderingssegmenten Tijdens de initiële klim- en eindnaderingssegmenten in de lucht verandert de segment-naar-waarneempunt-geometrie in snel tempo met name met betrekking tot waarneem-locaties aan de zijkant van de vliegbaan, waar ook de hoogtehoek (bèta-hoek) snel verandert terwijl het vliegtuig door deze initiële klim- of eindnaderingssegmenten klimt of afdaalt. Vergelijkingen met zeer kleine segmentberekeningen laten zien dat het gebruik van één (of een beperkt aantal) klim- of naderingssegment(en) in de lucht onder een bepaalde hoogte (ten opzichte van de rolbaan) resulteert in een slechte benadering van het geluid aan de zijkant van de vliegbaan voor geïntegreerde metriek. Dit is het gevolg van de toepassing van een enkele bijstelling van de laterale demping op elk segment, die overeenkomt met een enkele segmentspecifieke waarde van de hoogtehoek, terwijl de snelle verandering van deze parameter resulteert in aanzienlijke variaties van het laterale dempingseffect langs elk segment. De berekeningsnauwkeurigheid wordt verbeterd door de initiële klim- en eindnaderingssegmenten in de lucht in subsegmenten te verdelen. Het aantal subsegmenten en de lengte van elk van deze subsegmenten bepalen de “granulariteit” van de laterale dempingsverandering die zal worden verantwoord. Rekening houdend met de uitdrukking van totale laterale demping voor vliegtuigen met op de romp gemonteerde motoren kan worden aangetoond dat voor een beperkende verandering in laterale demping van 1,5 dB per subsegment de klim- en naderingssegmenten die zich onder een hoogte van 1 289,6 m (4 231 voet) boven de rolbaan bevinden, in subsegmenten moeten worden verdeeld op basis van de volgende reeks hoogtewaarden: z = {18,9, 41,5, 68,3, 102,1, 147,5, 214,9, 334,9, 609,6, 1 289,6} meter, of z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099, 2 000, 4 231} voet Voor elk oorspronkelijk segment onder 1 289,6 m (4 231 voet) worden de bovenstaande hoogten geïmplementeerd door aan te geven welke hoogte in de reeks hierboven het dichtst bij de oorspronkelijke hoogte van het eindpunt (voor een klimsegment) of de hoogte van het beginpunt (voor een naderingssegment) ligt. De werkelijke hoogten van subsegmenten, zi, zouden dan worden berekend met: zi = ze [z’i / z’N] (i = k..N) waarbij: ze de eindhoogte is van het oorspronkelijke segment (klimmen) of de hoogte van het beginpunt (naderen); z’i het i-e lid is van de hierboven genoemde verzameling hoogtewaarden; z’N de dichtstbijzijnde bovengrens is van de hierboven genoemde verzameling hoogtewaarden tot hoogte ze; k de index aangeeft van het eerste lid van de reeks hoogtewaarden waarvoor de berekende zk strikt genomen groter is dan de hoogte van het eindpunt van het vorige oorspronkelijke klimsegment of de hoogte van het beginpunt van het volgende oorspronkelijke naderingssegment dat in subsegmenten moet worden verdeeld. In het specifieke geval van een initieel klimsegment of eindnaderingssegment, k = 1, maar in het meer algemene geval van segmenten in de lucht die niet met de rolbaan verbonden zijn, is k groter dan 1. Voorbeeld van een initieel klimsegment: Indien de oorspronkelijke hoogte van het eindpunt van het segment op ze = 304,8 m ligt, dan is volgens de reeks hoogtewaarden, 214,9 m < ze < 334,9 m en is de dichtstbijzijnde hoogte bij ze z’7 = 334,9 m. De hoogten van het eindpunt van het subsegment worden vervolgens berekend door: zi = 304,8 [z’i / 334,9] voor i = 1 tot 7 (waarbij wordt opgemerkt dat in dat geval k = 1, aangezien dit een initieel klimsegment is) Dus zou z1 17,2 m en zou z2 37,8 m zijn enz. Segmentatie van segmenten in de lucht Voor segmenten in de lucht waar een aanzienlijke snelheidsverandering langs een segment plaatsvindt, wordt dit onderverdeeld als voor de startaanloop, namelijk nseg = int (1 + |V2 - V1|/10) (2.7.14) waarbij V1 en V2 respectievelijk de start- en eindsnelheden van het segment zijn. De overeenkomstige subsegmentparameters worden op dezelfde wijze berekend als voor de startaanloop, met vergelijkingen 2.7.9 t.e.m 2.7.11. Grondkoers Een grondkoers, hetzij een backbone-baan, hetzij een gedispergeerde subtrack, wordt bepaald door een reeks (x,y)-coördinaten in het grondvlak (bv. van radargegevens) of door een opeenvolging van stuuropdrachten die rechte segmenten en cirkelvormige bogen (bochten van een bepaalde straal r en koerswijziging Δξ) beschrijven. Voor segmentatiemodellering wordt een boog weergegeven door een reeks rechte segmenten die op subbogen zijn aangebracht. Hoewel zij niet uitdrukkelijk in de grondkoerssegmenten verschijnen, heeft het hellen van het vliegtuig in bochten invloed op hun definitie. In aanhangsel B4 wordt uitgelegd hoe hellingshoeken tijdens een zuivere bocht berekend kunnen worden, maar deze worden uiteraard niet daadwerkelijk onmiddellijk toegepast of verwijderd. Er wordt niet voorgeschreven hoe de overgangen tussen rechte vlucht en draaiende vlucht, of tussen één bocht en een onmiddellijk daaropvolgende bocht moeten worden behandeld. In de regel hebben de details, die aan de gebruiker worden overgelaten (zie punt 2.7.11), waarschijnlijk een te verwaarlozen effect op de uiteindelijke contouren; de belangrijkste voorwaarde is dat scherpe onderbrekingen aan de uiteinden van de bocht moeten worden voorkomen, en dit kan eenvoudig worden bereikt door bijvoorbeeld korte overgangssegmenten in te voegen waarover de hellingshoek lineair met de afstand verandert. Alleen in het bijzondere geval dat een bepaalde bocht waarschijnlijk een overheersende invloed op de eindcontouren zou hebben, is het nodig om een realistischer model van de overgangsdynamiek te maken om de hellingshoek aan bepaalde vliegtuigtypen te relateren en geschikte rolsnelheden toe te passen. Hier volstaat het om te stellen dat de eind-subbogen Δξtrans in elke bocht worden bepaald door de vereisten van de wijziging van de hellingshoek. De rest van de boog met koerswijziging Δξ – 2 Δξtrans graden wordt onderverdeeld in nsub subbogen volgens de vergelijking: nsub = int (1 + (Δξ – 2•Δξ trans ) / 10 (2.7.15) waarbij int(x) een functie is die het gehele getal van x oplevert. Vervolgens wordt de koerswijziging Δξ sub van elke subboog berekend als Δξ = (ξ-2•Δξ trans ) / nsub (2.7.16) waarbij nsub groot genoeg moet zijn om te zorgen dat Δξ sub ≤ 10 graden. De segmentatie van een boog (met uitzondering van de afsluitende overgangssubsegmenten) wordt geïllustreerd in figuur 2.7.h.2 (****). Zodra de grondkoerssegmenten in het x-y-vlak zijn vastgesteld, worden de vluchtprofielsegmenten (in het s-z-vlak) over elkaar heen gelegd om de driedimensionale (x-, y- en z-) vliegbaansegmenten samen te stellen. De grondkoers moet zich vanaf de rolbaan altijd uitstrekken tot buiten het berekeningsraster. Indien nodig kan dit worden bereikt door een rechtlijnig segment van een geschikte lengte aan het laatste segment van de grondkoers toe te voegen. De totale lengte van het vluchtprofiel, eenmaal samengevoegd met de grondkoers, moet zich ook uitstrekken vanaf de rolbaan tot buiten het berekeningsraster. Indien nodig kan dit worden bereikt door een extra profielpunt toe te voegen: — aan het einde van een vertrekprofiel met waarden voor snelheid en stuwkracht die gelijk zijn aan die van het laatste vertrekprofielpunt, en een hoogte die lineair geëxtrapoleerd is vanaf het laatste en voorlaatste profielpunt, of — aan het begin van een aankomstprofiel met waarden voor snelheid en stuwkracht die gelijk zijn aan die van het laatste aankomstprofielpunt, en een hoogte die lineair is teruggeëxtrapoleerd vanaf het laatste en voorlaatste profielpunt. Aanpassingen van segmentatie van segmenten in de lucht Nadat de 3-D-vliegbaansegmenten volgens de in punt 2.7.13 beschreven procedure zijn afgeleid, kunnen verdere aanpassingen van de segmentatie noodzakelijk zijn om te dicht bij elkaar gelegen vliegbaanpunten te verwijderen. Wanneer aangrenzende punten op minder dan tien meter van elkaar liggen en de bijbehorende snelheden en stuwkrachten gelijk zijn, moet een van de punten worden geëlimineerd. (*) Voor dit doeleinde moet de totale lengte van de grondkoers altijd die van het vluchtprofiel overschrijden. Indien nodig kan dit worden bereikt door rechtlijnige segmenten van een geschikte lengte aan het laatste segment van de grondkoers toe te voegen." (**) Zelfs als de motorvermogensinstellingen langs een segment constant blijven, kunnen voortstuwende kracht en versnelling veranderen als gevolg van variatie van luchtdichtheid met hoogte. Voor de toepassing van geluidsmodellering zijn deze veranderingen gewoonlijk echter te verwaarlozen." (***) Dit werd in de vorige uitgave van ECAC Doc 29 aanbevolen, maar wordt in afwachting van de verkrijging van verdere ondersteunende experimentele gegevens als tijdelijk beschouwd." (****) Op deze eenvoudige wijze gedefinieerd, is de totale lengte van het gesegmenteerde pad iets minder dan die van de cirkelvormige baan. De daaruit volgende contourfout is echter te verwaarlozen indien de hoekincrementen minder dan 30° zijn.”."