13)

Sekcja 2.7.13 „Wyznaczanie segmentów toru lotu” otrzymuje brzmienie: „2.7.13. Wyznaczanie segmentów toru lotu Każdy tor lotu należy zdefiniować układem współrzędnych segmentu (węzłów) oraz parametrami lotu. Punktem wyjścia jest wyznaczenie współrzędnych segmentów rzutu toru na ziemi. Następnie oblicza się profil lotu, pamiętając, że dla danego zestawu etapów procedury profil zależy od rzutu toru na ziemi; np. przy identycznym ciągu i prędkości statku powietrznego prędkość wznoszenia jest niższa podczas skręcania niż podczas lotu prostego. Następnie dokonuje się podsegmentacji w odniesieniu do statku powietrznego na drodze startowej (rozbieg przed startem lub dobieg po lądowaniu) oraz statku powietrznego w pobliżu drogi startowej (początkowe wznoszenie lub podejście końcowe). Segmenty powietrzne o istotnej zmianie prędkości w punktach początkowych i końcowych należy następnie podzielić na podsegmenty. Dwuwymiarowe współrzędne segmentów rzutu toru na ziemi (*) określa się i łączy z dwuwymiarowym profilem lotu w celu skonstruowania trójwymiarowych segmentów toru lotu. Wreszcie usuwa się wszelkie punkty toru lotu, które są zbyt blisko siebie. Profil lotu Parametry opisujące każdy segment toru lotu na początku (sufiks 1) i na końcu segmentu (sufiks 2): s1, s2 odległość na rzucie toru na ziemi; z1, z2 wysokość, na której znajduje się samolot; V1 , V2 prędkość względem ziemi; P1 , P2 akustyczny parametr mocy (powiązanie z parametrem, dla którego wyznaczono krzywe NPD); oraz ε1, ε 2 kąt przechylenia. Aby na podstawie etapów procedury odwzorować profil lotu (synteza toru lotu), segmenty wyznacza się w kolejności umożliwiającej uzyskanie wymaganych warunków w punktach końcowych. Parametry punktu końcowego każdego segmentu stają się parametrami punktu początkowego następnego segmentu. W obliczeniach dowolnego segmentu parametry znane są już na początku obliczeń; natomiast etapy procedury wyznaczają wymagane warunki końcowe. Poszczególne etapy procedury definiuje się danymi domyślnymi pozyskanymi z bazy ANP lub danymi wprowadzonymi przez użytkownika (np. na podstawie instrukcji lotu dla danego statku powietrznego). Warunki końcowe dotyczą zazwyczaj wysokości i prędkości; tworzenie profilu polega na wyznaczeniu analizowanej długości linii uwzględnionej, służącej uzyskaniu wymaganych warunków końcowych. Parametry niezdefiniowane wyznacza się na podstawie obliczeń charakterystyki lotu, omówionych w dodatku B. Jeżeli rzut toru na ziemi jest prosty, punkty profilu i powiązane z nimi parametry lotu można wyznaczyć niezależnie od rzutu toru na ziemi (kąt przechylenia zawsze wynosi zero). Rzadko jednak zdarza się, aby rzuty toru na ziemi były proste; zazwyczaj uwzględniają zakręty, zatem aby uzyskać możliwie najlepsze wyniki należy je uwzględnić przy wyznaczaniu dwuwymiarowego profilu lotu i, jeżeli jest to konieczne, podzielić segmenty profilu na węzłach rzutu toru na ziemi, co pozwoli włączyć zmiany kąta przechylenia. Z zasady długość kolejnego segmentu nie jest znana od początku, a zatem oblicza się ją jako tymczasową, przyjmując założenie, że kąt przechylenia nie zmienia się. Jeżeli okaże się, że obliczona długość segmentu tymczasowego obejmuje jedno lub więcej niż jedno odgałęzienie rzutu toru na ziemi, z których pierwsze znajduje się w s, tzn. s1 < s < s2 , segment skraca się przy s, obliczając jego parametry za pomocą interpolacji (zob. poniżej). Są to parametry końcowego punktu jednego segmentu i parametry punktu początkowego nowego segmentu – o identycznych docelowych warunkach wyjściowych. Obliczone parametry segmentu tymczasowego potwierdza się w przypadku braku występowania węzła rzutu toru na ziemi. Jeżeli oddziaływania zakrętów na profil lotu mają zostać pominięte, tzn. przy założeniu lotu prostego, dostosowuje się rozwiązanie przyjęte dla segmentu jednostkowego, a informacje dotyczące kąta przechylenia przechowuje się do ich późniejszego wykorzystania. Niezależnie od tego, czy oddziaływania zakrętów zostały odwzorowane dokładnie czy nie, każdy z trójwymiarowych torów lotu wyznacza się z połączenia dwuwymiarowego profilu lotu i dwuwymiarowego rzutu toru na ziemi. Wynikiem tego połączenia jest sekwencja układów współrzędnych (x,y,z), z których każda to odgałęzienie podzielonej na segmenty rzutu toru na ziemi lub odgałęzienie profilu toru, lub oba z wymienionych, gdzie punktom profilu odpowiadają właściwe wartości wysokości z, prędkości względem ziemi V, kąta przechylenia ε oraz mocy silnika P. W przypadku punktu na torze (x,y), umiejscowionego między punktami końcowymi segmentu profilu lotu, parametry lotu interpoluje się w sposób następujący: 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) gdzie f = (s - s 1)/(s 2 - s 1) (2.7.7) Należy zwrócić uwagę na fakt, że chociaż dla z i ε przyjęto założenie ich liniowej zmienności względem odległości, to w przypadku V i P zakłada się ich liniową zmienność w czasie (tzn. stałe przyspieszenie (**)). Przy dopasowywaniu segmentów profilu toru lotu do danych radarowych (analiza toru lotu) wszystkie odległości punktów końcowych, wysokości, prędkości i kąty przechylenia wyznacza się bezpośrednio z danych; jedynie nastawy mocy oblicza się z wykorzystaniem równań charakterystyki. Z uwagi na możliwość dopasowania współrzędnych rzutu toru na ziemi i profilu toru lotu, dopasowuje się je metodą bezpośrednią. Rozbieg przed startem Podczas startu statek powietrzny przyspiesza na odcinku między punktem zwolnienia hamulca (alternatywnie nazywanego punktem początkowym rozbiegu SOR) a punktem wzlotu, prędkość ulega gwałtownej zmianie na odcinku od 1 500 do 2 500 m, od zera do około 80 do 100 m/s. Dlatego rozbieg na drodze startowej dzieli się na segmenty o zmiennych długościach, na których prędkość statku powietrznego ulega zmianie o określony przyrost ΔV, nie większy niż 10 m/s (około 20 węzłów). Chociaż rzeczywiste przyspieszenie ulega zmianie podczas rozbiegu na drodze startowej, to do celów przedmiotowych obliczeń założenie dotyczące stałego przyspieszenia jest właściwe. W tym przypadku w fazie startu V1 to prędkość początkowa, V2 to prędkość startu, nTO to numer segmentu startu, a sTO to równorzędna odległość startowa. W przypadku równorzędnej odległości startowej sTO (zob. dodatek B), prędkości startu V1 i prędkości startu VTO , liczba nTO segmentów rozbiegu wynosi nTO = int (1 + (V TO - V1) /10) (2.7.8) zmiana prędkości w segmencie wynosi zatem ΔV = VTO/nTO (2.7.9) natomiast czas Δt na każdym segmencie (przy założeniu stałego przyspieszenia) wynosi (2.7.10) Długość sTO,k segmentu k (1 ≤ k ≤ nTO) rozbiegu wynosi więc: (2.7.11) Przykład: w przypadku odległości startowej sTO = 1 600 m, V1 = 0 m/s i V2 = 75 m/s, daje to nTO = 8 segmentów o długości wahającej się od 25 do 375 metrów (zob. rysunek 2.7.g): Ciąg statku powietrznego zmienia się podobnie jak prędkość, w każdym segmencie o stały przyrost ΔP, obliczany jako: ΔP = (PTO - Pinit) / nTO (2.7.12) gdzie PTO i P init wyznaczają odpowiednio ciąg statku powietrznego w punkcie wzlotu i ciąg statku powietrznego w punkcie początkowym rozbiegu. Przyjęcie tego stałego przyrostu ciągu (zamiast korzystania z wartości kwadratowej z równania 2.7.6) ma na celu uspójnienie z liniową zależnością między ciągiem a prędkością w przypadku statku powietrznego wyposażonego w silnik odrzutowy. Ważna uwaga: Powyższe równania i przykład domyślnie zakładają, że prędkość początkowa statku powietrznego na początku fazy startu wynosi zero. Odpowiada to częstej sytuacji, w której statek powietrzny zaczyna rozbieg i przyśpieszanie od punktu zwolnienia hamulca. Istnieją jednak również sytuacje, w których statek powietrzny może zacząć przyspieszać z prędkości kołowania bez zatrzymywania się na progu drogi startowej. W takim przypadku, gdy prędkość początkowa Vinit nie jest zerowa, zamiast równań 2.7.8, 2.7.9, 2.7.10 i 2.7.11 należy użyć następujących „uogólnionych” równań. (2.7.13) W tym przypadku w fazie startu V1 to prędkość początkowa Vinit , V2 to prędkość startu VTO , n to numer segmentu startunTO , s to równorzędna odległość startowa sTO , a sk to długość sTO,k segmentu k (1[Symbol]k[Symbol]n). Dobieg po lądowaniu Chociaż dobieg po lądowaniu jest co do zasady identyczny z rozbiegiem przed startem, to szczególną uwagę należy zwrócić na: — ciąg odwrócony, który czasami stosuje się do zmniejszania prędkości statku powietrznego, oraz — samoloty opuszczające drogę startową po zmniejszeniu prędkości (statek powietrzny opuszczający drogę startową nie przyczynia się do emitowania hałasu powietrznego, ponieważ hałas wynikający z kołowania jest pomijany). W przeciwieństwie do drogi rozbiegu, dla której dane uzyskuje się z parametrów osiągów statku powietrznego, droga zatrzymania sstop (tzn. odległość od punktu przyziemienia do punktu, w którym statek powietrzny opuszcza drogę startową) nie jest przypisana do konkretnego typu statku powietrznego. Chociaż minimalną drogę zatrzymania można oszacować na podstawie masy statku powietrznego i jego charakterystyki (oraz dostępnego ciągu odwróconego), to rzeczywista droga zatrzymania zależy od dróg kołowania, obciążenia ruchu oraz regulaminów danego lotniska dotyczących korzystania z ciągu odwróconego. Korzystanie z ciągu odwróconego nie jest procedurą znormalizowaną – stosuje się ją jedynie wtedy, gdy pożądanego wytracenia prędkości nie można osiągnąć, korzystając z hamulców na kołach. (Ciąg odwrócony może stanowić poważny problem, ponieważ gwałtowna zmiana mocy silnika z biegu jałowego do nastawów odwróconych wytwarza gwałtowny hałas). Większość dróg startowych wykorzystuje się zarówno do odlotów, jak i lądowań, zatem oddziaływanie ciągu odwróconego na izolinie hałasu jest niewielkie, ponieważ całkowita energia akustyczna w pobliżu drogi startowej jest zdominowana hałasem emitowanym podczas startu. Oddziaływanie akustyczne ciągu odwróconego na izolinie hałasu może być istotne tylko w przypadku, gdy drogi startowe wykorzystuje się wyłącznie do lądowań. Z punktu widzenia fizyki, hałas ciągu odwróconego to proces niezwykle złożony, ale z uwagi na jego stosunkowo niewielkie znaczenie dla izolinii hałasu otoczenia można go odwzorować w sposób prosty – gwałtowną zmianę mocy silnika odwzorowuje się za pomocą odpowiedniej segmentacji. Oczywiste jest, że modelowanie dobiegu po lądowaniu jest trudniejsze od modelowania hałasu rozbiegu przed startem. W przypadku braku szczegółowych informacji, w zastosowaniach ogólnych zaleca się przyjęcie następujących założeń uproszczonych (zob. rysunek 2.7.h.1). Statek powietrzny przekracza próg lądowania (który ma współrzędne s = 0 na rzucie toru na ziemi dla podejścia) na wysokości 50 stóp, a następnie kontynuuje ścieżkę schodzenia aż do przyziemienia na drodze startowej. Dla ścieżki schodzenia 3° punkt przyziemienia znajduje się 291 m za progiem lądowania (jak pokazano na rys. 2.7.h.1). Następnie statek powietrzny wytraca prędkość na drodze zatrzymania sstop – baza danych ANP zawiera wartości specyficzne dla danego typu statku powietrznego – od prędkości końcowego podejścia Vfinal do 15 m/s. Z uwagi na gwałtowne zmiany prędkości segment ten należy podzielić na podsegmenty tak jak w przypadku rozbiegu przed startem (lub segmentów powietrznych o gwałtownych zmianach prędkości), korzystając z równań uogólnionych 2.7.13 (ponieważ prędkość kołowania nie jest równa zeru). Moc silnika zmienia się od mocy podejścia końcowego przy przyziemieniu do nastawów mocy ciągu odwróconego Prev na odległości 0,1•sstop , a następnie maleje do 10 % dostępnej mocy maksymalnej na pozostałych 90 procentach drogi zatrzymania. Prędkość statku powietrznego do końca drogi startowej (przy s = -s RWY) jest stała. Baza danych ANP obecnie nie uwzględnia krzywych NPD dla ciągu odwróconego, zatem w przypadku modelowania ich oddziaływania należy się opierać na krzywych normatywnych. Zwyczajowo przyjmuje się, że siła ciągu Prev wynosi około 20 % pełnych nastawów mocy i zaleca się ją w przypadku braku informacji roboczych. Przy zadanych nastawach mocy ciąg odwrócony charakteryzuje się jednak emitowaniem zdecydowanie większego hałasu niż ciąg prosty, i należy zastosować przyrost ΔL odnoszący się do poziomu hałasu zdarzenia akustycznego, pozyskany z danych NPD, który rośnie od zera do wartości ΔLrev (tymczasowo zaleca się 5 dB (***)) na odcinku 0,1 •sstop , po czym liniowo spada na pozostałej drodze zatrzymania. Segmentacja segmentów wznoszenia początkowego i podejścia końcowego Geometria segment-odbiornik zmienia się szybko wzdłuż segmentów powietrznych wznoszenia początkowego i podejścia końcowego, w szczególności w odniesieniu do położenia rejestratorów z boku toru lotu, gdzie kąt podniesienia (kąt beta) również zmienia się szybko wraz ze wznoszeniem lub schodzeniem statku powietrznego w tych segmentach początkowych/końcowych. Porównania z obliczeniami dotyczącymi bardzo małych segmentów pokazują, że zastosowanie pojedynczego segmentu powietrznego wznoszenia lub schodzenia (lub ograniczonej liczby takich segmentów) poniżej określonej wysokości (względem drogi startowej) prowadzą do złego przybliżenia hałasu względem boku toru lotu dla scalonych wskaźników metrycznych. Wynika to z zastosowania jednej korekty tłumienia poprzecznego dla każdego segmentu, odpowiadającej pojedynczej wartości kąta podniesienia specyficznej dla danego segmentu, podczas gdy gwałtowna zmiana tego parametru skutkuje znacznymi wahaniami efektu tłumienia poprzecznego w każdym segmencie. Dokładność obliczeń poprawia się przez podział początkowych segmentów powietrznych wznoszenia początkowego i podejścia końcowego na podsegmenty. Liczba podsegmentów i długość każdego z nich określają „poziom szczegółowości” zmiany tłumienia poprzecznego, którą należy uwzględnić. Jeżeli uwzględnimy formułę całkowitego tłumienia poprzecznego dla statku powietrznego wyposażonego w silniki montowane na płatowcu, okaże się, że w przypadku ograniczonej zmiany w tłumieniu poprzecznym na poziomie 1,5 dB na podsegment, segmenty powietrzne wznoszenia i podejścia znajdujące się poniżej wysokości 1 289,6 m (4 231 stóp) nad drogą startową należy podzielić na podsegmenty w oparciu o podany poniżej zbiór wartości wysokości: z = {18,9, 41,5, 68,3, 102,1, 147,5, 214,9, 334,9, 609,6, 1 289,6} metrów, lub z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099, 2 000, 4 231} stóp Dla każdego segmentu pierwotnego poniżej 1 289,6 m (4 231 stóp) powyższe wysokości stosuje się przez określenie, która z powyższych wysokości jest najbliższa pierwotnej wysokości punktu końcowego (dla segmentu wznoszenia) lub wysokości punktu początkowego (dla segmentu podejścia). Następnie rzeczywiste wysokości podsegmentów zi oblicza się za pomocą: zi = ze [z’i / z’N] (i = k..N) gdzie: ze to wysokość punktu końcowego (wznoszenie) lub wysokość punktu początkowego (podejście) segmentu pierwotnego z’i Oznacza i-tą część zbioru wartości wysokości wymienionych powyżej z’N to wysokość ze zbioru wartości wysokości wymienionych powyżej najbliższa do wysokości ze k oznacza wskaźnik pierwszego elementu zbioru wartości wysokości, dla którego obliczona wartość zk jest ściśle większa niż wysokość punktu końcowego poprzedniego pierwotnego segmentu wznoszenia lub wysokość punktu początkowego następnego pierwotnego segmentu podejścia, który ma zostać podzielony na podsegmenty. W szczególnym przypadku segmentu wznoszenia początkowego lub segmentu podejścia końcowego k = 1, ale w bardziej ogólnym przypadku segmentów powietrznych niepowiązanych z drogą startową k będzie większe niż 1. Przykład segmentu wznoszenia początkowego: Jeżeli wysokość pierwotnego punktu końcowego segmentu wynosi ze = 304,8 m, to ze zbioru wartości wysokości wynika 214,9 m < ze < 334,9 m, a wysokością ze zbioru najbliższą ze jest z’7 = 334,9 m. Wysokości punktu końcowego podsegmentu wylicza się następnie za pomocą: zi = 304,8 [z’i / 334,9] for i = 1 to 7 (z adnotacją, że k =1 w tym przypadku, ponieważ jest to segment wznoszenia początkowego) Zatem wartość z1 wyniesie 17,2 m, a z2 wyniesie 37,8 m itd. Segmentacja segmentów powietrznych W przypadku segmentów powietrznych o istotnej zmianie prędkości w segmencie, segment należy podzielić podobnie jak w przypadku dobiegu, tj. nseg = int (1 + |V2 - V1|/10) (2.7.14) gdzie V1 i V2 to odpowiednio prędkość na początku i końcu segmentu. Parametry odnośnego podsegmentu oblicza się podobnie jak w przypadku rozbiegu przed startem, za pomocą równań 2.7.9 – 2.7.11. Rzut toru na ziemi Rzut toru na ziemi – główny lub rozproszony alternatywny tor, definiuje się ciągiem współrzędnych (x,y) na płaszczyźnie podłoża (np. pozyskanych z danych radarowych) lub sekwencją poleceń wektorowych opisujących proste segmenty i łuki kołowe (zakręty o zadanym promieniu r oraz zmiany kierunku Δξ). Do celów modelowania segmentacji łuk odwzorowuje się za pomocą sekwencji segmentów prostych dopasowanych do łuków dodatkowych. Chociaż są one niewidoczne w segmentach rzutu toru na ziemi, to na ich wyznaczanie wpływa kąt wychylenia statku powietrznego przy zakręcie. W dodatku B4 wyjaśniono metody obliczania kątów przechylenia przy stałym promieniu zakrętu, ale oczywiście osiągnięcie i odejście od tego promienia nie następuje natychmiast. Nie opracowano zaleceń dotyczących analizowania przejść od toru prostego do zakrętów, ani od jednego zakrętu do następującego zaraz po nim zakrętu kolejnego. Z zasady szczegółowe metody wykorzystywania danych, o których decyduje użytkownik (zob. sekcja 2.7.11), tylko nieznacznie oddziałują na wykreślanie ostatecznych izolinii; jedynym wymogiem jest unikanie nagłych zmian na końcach zakrętu, a można to uzyskać za pomocą stosunkowo prostej czynności, na przykład przez wstawienie krótkich segmentów przejściowych, w ramach których kąt przechylenia zmienia się liniowo. Jedynie w przypadku szczególnym, gdy zakłada się, że konkretny zakręt będzie w sposób decydujący oddziaływać na ostateczne izolinie, wymaga się bardziej realistycznego modelowania przejścia kąta przechylenia dla statków powietrznych konkretnego typu oraz przyjęcia właściwego stopnia przechyłu. W tym przypadku wystarczy ustalić, że końcowe łuki dodatkowe Δξtrans na torze zakrętu wyznaczają wymogi dotyczące zmiany kąta przechylenia. Pozostałą część łuku uwzględniającą zmianę kursu Δξ - 2·Δξtrans stopni dzieli się na nsub łuków dodatkowych, zgodnie z równaniem: nsub = int (1 + (Δξ – 2•Δξ trans )/10 (2.7.15) gdzie int(x) to funkcja wyznaczająca część całkowitą x. Następnie zmianę kursu Δξ sub każdego łuku dodatkowego oblicza się jako: Δξ = (ξ - 2•Δξ trans ) / nsub (2.7.16) gdzie wartość nsub musi być na tyle wysoka, aby zagwarantować, że Δξ sub ≤ 10 stopni. Segmentację łuku (z pominięciem odwzorowujących przerwy podsegmentów przejściowych) zobrazowano na rysunku 2.7.h.2 (****). Po ustaleniu segmentów rzutu toru na ziemi w płaszczyźnie x-y segmenty profilu lotu (w płaszczyźnie s-z) są nakładane w celu wytworzenia trójwymiarowych (x, y, z) odcinków toru. Rzut toru na ziemi powinien zawsze rozciągać się od drogi startowej poza zakres siatki obliczeniowej. Jeżeli zachodzi taka konieczność, odległość tę można wyznaczyć, dodając segment prosty o odpowiedniej długości do ostatniego segmentu rzutu toru na ziemi. Całkowita długość profilu lotu, po połączeniu z rzutem toru na ziemi, musi również rozciągać się od drogi startowej poza zakres siatki obliczeniowej. W razie potrzeby można to osiągnąć poprzez dodanie dodatkowego punktu profilu: — do końca profilu odejścia przy wartościach prędkości i ciągu równych wartościom ostatniego punktu profilu odejścia oraz przy wysokości ekstrapolowanej liniowo z ostatniego i przedostatniego punktu profilu; lub — do początku profilu podejścia przy wartościach prędkości i ciągu równych wartościom pierwszego punktu profilu podejścia oraz przy wysokości ekstrapolowanej liniowo z pierwszego i drugiego punktu profilu. Korekta segmentacji segmentów powietrznych Po określeniu segmentów toru lotu 3D zgodnie z procedurą opisaną w sekcji 2.7.13 konieczne mogą być dalsze korekty segmentacji w celu usunięcia punktów toru lotu znajdujących się zbyt blisko siebie. Jeżeli punkty przyległe znajdują się w odległości 10 metrów od siebie, a odpowiadające im prędkości i ciągi są identyczne, jeden z punktów należy usunąć. (*) W tym celu całkowita długość rzutu toru na ziemi powinna zawsze przekraczać długość profilu toru lotu. Jeżeli zachodzi taka konieczność, odległość tę można wyznaczyć, dodając segmenty proste o określonej długości do ostatniego segmentu rzutu toru na ziemi." (**) Nawet jeżeli nastawy silnika będą stałe w całym segmencie, siła napędowa i przyspieszenie mogą ulegać zmianie ze względu na zmieniającą się wraz z wysokością gęstość powietrza. W kontekście modelowania hałasu zmiany zazwyczaj nie mają jednak znaczenia." (***) Zalecane w poprzednim wydaniu dokumentu ECAC nr 29 dotyczącego metodyki, ale nadal uznawane za tymczasowe z uwagi na niezakończone pozyskiwanie danych potwierdzających wyniki doświadczeń." (****) Zdefiniowana w ten prosty sposób całkowita długość toru podzielonego na segmenty jest mniejsza niż tor kołowy. Błąd dla wynikowej linii konturowej jest jednak nieistotny, jeżeli przyrosty kątowe są niższe niż 30°.”;"