13)

O ponto 2.7.13, «Construção dos segmentos da trajetória de voo» é substituído pelo seguinte: «2.7.13. Construção dos segmentos da trajetória de voo É necessário definir cada trajetória de voo por uma série de coordenadas de segmentos (nós) e de parâmetros do voo. Em primeiro lugar, há que determinar as coordenadas dos segmentos da rota no solo. Calcula-se seguidamente o perfil de voo, tendo presente que, para uma determinada série de ações de pilotagem, o perfil depende da rota no solo. Por exemplo, para a mesma força propulsora e a mesma velocidade, a velocidade ascensional de uma aeronave é menor nas curvas do que em voo retilíneo. Procede-se, em seguida, à subsegmentação para a aeronave na pista (rolagem para descolagem ou rolagem à aterragem) e para a aeronave próxima da pista (subida inicial ou aproximação final). Segue-se a subsegmentação dos segmentos de voo aos quais corresponda uma velocidade no ponto inicial substancialmente diferente da velocidade no ponto final. Para construir os segmentos tridimensionais da trajetória de voo, determinam-se as coordenadas bidimensionais dos segmentos da rota no solo (*) e combinam-se as mesmas com o perfil de voo bidimensional. Por fim, eliminam-se os pontos da trajetória de voo que estejam demasiado próximos de outros pontos. Perfil de voo Os parâmetros descritivos de cada segmento do perfil de voo no início (sufixo 1) e no final (sufixo 2) de cada segmento são os seguintes: s1, s2 distância ao longo da rota no solo; z1, z2 altura da aeronave; V1 , V2 velocidade em relação ao solo; P1 , P2 parâmetro de potência ligado ao ruído (coincidente com aquele para o qual são definidas as curvas NPD); ε1, ε 2 ângulo de pranchamento. Para definir um perfil de voo a partir de uma série de ações de pilotagem (síntese da trajetória de voo), constroem-se segmentos sequencialmente de modo que os pontos finais destes correspondam às condições requeridas. Os parâmetros do ponto final de cada segmento constituem os parâmetros do ponto inicial do segmento seguinte. No cálculo de cada segmento, conhecem-se os parâmetros iniciais. As condições requeridas no final são especificadas pela ação de pilotagem. As ações de pilotagem correspondem aos dados predefinidos da base ANP ou são definidas pelo utilizador (por exemplo a partir dos manuais de voo da aeronave). As condições finais são geralmente a altura e a velocidade. A construção do perfil passa pela determinação da distância percorrida pela aeronave na sua trajetória até atingir essas condições. Determinam-se os parâmetros indefinidos por meio dos cálculos de desempenho em voo descritos no apêndice B. Se a rota no solo for retilínea, podem determinar-se independentemente dela os pontos de perfil e os parâmetros de voo que lhe estão associados (o ângulo de pranchamento é sempre nulo). Todavia, as rotas no solo raramente são retilíneas. Normalmente incluem curvas, as quais, para obter melhores resultados, têm de ser tidas em conta na determinação do perfil de voo bidimensional, se necessário subdividindo os segmentos do perfil junto dos nós da rota no solo, para inserir as variações do ângulo de pranchamento. Regra geral, o comprimento do segmento seguinte é inicialmente desconhecido, sendo calculado provisoriamente admitindo que o ângulo de pranchamento não varia. Caso se verifique, em seguida, que o segmento provisório abarca um ou mais nós da rota no solo, situando-se o primeiro à distância s (s1 < s < s2 ), trunca-se o segmento em s e calculam-se os parâmetros nesse ponto por interpolação (ver abaixo). Esses parâmetros passam a constituir os parâmetros do ponto final do segmento atual e os parâmetros do ponto inicial de um novo segmento, que conserva as mesmas condições finais visadas. Se não se interpuser nenhum nó da rota no solo, confirma-se o segmento provisório. Caso não se pretenda ter em conta os efeitos das viragens no perfil de voo, adota-se a solução do voo retilíneo e de um segmento único, embora se conservem as informações relativas ao ângulo de pranchamento para utilização ulterior. Quer os efeitos das viragens sejam ou não integrados no modelo, gera-se cada trajetória tridimensional de voo combinando o perfil de voo bidimensional e a rota no solo bidimensional correspondentes. O resultado é uma sequência de trios de coordenadas (x,y,z), correspondendo cada um deles a um nó da rota no solo segmentada, a um nó do perfil de voo ou a ambos e sendo os pontos do perfil acompanhados dos valores correspondentes de altura, z, velocidade em relação ao solo, V, ângulo de pranchamento, ε, e potência dos motores, P. Os parâmetros de voo correspondentes a um ponto da rota com as coordenadas (x,y), situado entre as extremidades de um segmento do perfil de voo, obtêm-se por interpolação do seguinte modo: z = z1 + f ·(z2 – z1) (2.7.3) (2.7.4) ε = ε1 + f · (ε2 - ε1) (2.7.5) (2.7.6) em que: f = (s - s1)/(s2 - s1) (2.7.7) Note-se que se considera que z e ε variam linearmente com a distância e que V e P variam linearmente com o tempo (aceleração constante (**)). Ao definir segmentos de perfil de voo com base em dados de radar (análise da trajetória de voo), determinam-se todas as distâncias, alturas, velocidades e ângulos de pranchamento dos pontos finais diretamente a partir desses dados. Só as regulações de potência têm de ser calculadas por meio das equações de desempenho. Dado que é possível estabelecer uma correspondência adequada entre as coordenadas da rota no solo e do perfil de voo, os cálculos são normalmente bastante simples. Rolagem para descolagem Ao descolar, dado que a aeronave acelera entre o ponto de destravagem (também designado por «início da rolagem para descolagem», SOR) e o ponto de descolagem, a velocidade varia enormemente ao longo de uma distância de 1 500 m a 2 500 m, entre zero e cerca de 80 a 100 m/s. Divide-se, portanto, a rolagem para descolagem em segmentos de comprimento variável, em cada um dos quais a velocidade da aeronave varia de um incremento ΔV não superior a 10 m/s (cerca de 20 kt). Embora a aceleração na realidade varie durante a rolagem para descolagem, a hipótese de aceleração constante é adequada para este efeito. Nestas circunstâncias, para a fase de descolagem, V1 é a velocidade inicial, V2 é a velocidade de descolagem, nTO é o número de segmentos de descolagem e sTO é a distância de descolagem equivalente. Para a distância de descolagem equivalente sTO (ver o apêndice B), a velocidade inicial V1 e a velocidade de descolagem VTO , o número nTO de segmentos da rolagem para descolagem é o seguinte: nTO = int (1 + (V TO - V1) /10) (2.7.8) e, portanto, a variação de velocidade ao longo de um segmento é a seguinte: ΔV = VTO/nTO (2.7.9) sendo o tempo, Δt, correspondente a cada segmento (considera-se a aceleração constante): (2.7.10) O comprimento, sTO,k, do segmento k (1 ≤ k ≤ nTO) da rolagem para descolagem é dado pela seguinte equação: (2.7.11) Exemplo: Para uma distância de descolagem sTO = 1 600 m, V1 = 0 m/s e V2 = 75 m/s, nTO = 8 segmentos de comprimento compreendido entre 25 m e 375 m (ver a figura 2.7.g): Tal como sucede com as variações de velocidade, a força propulsora exercida sobre a aeronave varia de um incremento constante ΔP em cada segmento, calculado da seguinte forma: ΔP = (PTO - Pinit) / nTO (2.7.12) em que PTO e Pinit designam, respetivamente, a força propulsora exercida sobre a aeronave no ponto de descolagem e a força propulsora exercida sobre a aeronave no início da rolagem para descolagem. Utiliza-se este incremento constante de força propulsora (em vez de recorrer à equação quadrática 2.7.6) por razões de coerência com a relação linear entre força propulsora e velocidade no caso das aeronaves de motor de reação. Nota importante: As equações e o exemplo acima pressupõem implicitamente que a velocidade inicial da aeronave no início da fase de descolagem é zero. É esta a situação comum na qual a aeronave começa a rolagem e inicia a aceleração a partir do ponto de destravagem. Todavia, há também situações em que a aeronave inicia a aceleração a partir da sua velocidade de circulação em pista, sem se deter na cabeceira da pista. Nesses casos de velocidade inicial, Vinit , diferente de zero, utilizam-se as seguintes equações, ditas «generalizadas», em vez das equações (2.7.8), (2.7.9), 2.7.10 e 2.7.11. (2.7.13) Neste caso, para a fase de descolagem, V1 é a velocidade inicial Vinit , V2 é a velocidade de descolagem VTO , n é o número de segmentos de descolagem nTO , s é a distância de descolagem equivalente sTO e sk é o comprimento sTO,k do segmento k (1[Symbol] k [Symbol] n). Rolagem à aterragem Embora a rolagem à aterragem seja essencialmente o inverso da rolagem para descolagem, é necessário ter especialmente em conta o seguinte: — a inversão de força propulsora por vezes aplicada para desacelerar a aeronave; — a saída das aeronaves da pista de aterragem depois da desaceleração (as aeronaves que saem da pista de aterragem deixam de contribuir para o ruído aéreo, pois não se considera o ruído gerado pela circulação em pista). Em contraste com a distância de rolagem para descolagem, que se determina a partir dos parâmetros de desempenho da aeronave, a distância de paragem, sstop (isto é, a distância entre o ponto de toque no solo e o ponto no qual a aeronave sai da pista de aterragem), não depende apenas da aeronave. Embora se possa determinar uma distância mínima de paragem a partir da massa e do desempenho da aeronave (e da inversão de força propulsora disponível), a distância efetiva de paragem também depende da localização das vias de circulação, da situação de tráfego e das regras estabelecidas no aeroporto para inversão da força propulsora. O recurso à inversão de força propulsora não é um procedimento normalizado — a inversão só é utilizada se não for possível obter a desaceleração necessária por aplicação dos travões das rodas. (A inversão de força propulsora pode ser excecionalmente incomodativa, pois a mudança rápida do regime do motor da potência mínima regulável para uma força propulsora de sentido inverso gera um pico de ruído intenso). Porém, na sua maior parte, as pistas são utilizadas tanto para partidas como para chegadas, pelo que a inversão de força propulsora tem um efeito muito pequeno nas curvas de ruído, dado que a energia sonora total nas proximidades da pista é dominada pelo ruído gerado pelas operações de descolagem. A contribuição da inversão da força propulsora para as curvas de ruído só poderá ser significativa se a pista for utilizada unicamente para operações de aterragem. O ruído gerado pela inversão da força propulsora é um processo físico muito complexo. Todavia, dado ter relativamente pouco significado para as curvas de ruído aéreo, pode ser integrado nos modelos de um modo simplista: a rápida mudança de regime do motor é tida em conta por uma segmentação adequada. É evidente que a construção de um modelo para o ruído gerado na rolagem à aterragem é mais complicada do que para o ruído gerado na rolagem para descolagem. Quando não se dispõe de informações pormenorizadas, recomenda-se a adoção das seguintes hipóteses simplificadas para uso geral na construção de modelos (ver a figura 2.7.h.1): A aeronave ultrapassa a cabeceira da pista de aterragem (à qual corresponde a coordenada s = 0 na rota de aproximação no solo) à altitude de 50 pés e continua a descer a sua rampa de planeio até tocar a pista. Para uma rampa de planeio de 3o, o ponto em que a aeronave toca na pista situa-se 291 m adiante da cabeceira da pista de aterragem (como se ilustra na figura 2.7.h.1). A aeronave é, em seguida, desacelerada ao longo de uma distância de paragem sstop — a base de dados ANP fornece valores específicos para cada aeronave —, desde a velocidade de aproximação final, Vfinal , até 15 m/s. Dado que a velocidade varia rapidamente ao longo deste segmento, o segmento deve ser subdividido da mesma maneira que no caso da rolagem para descolagem (ou dos segmentos de voo nos quais se verificam rápidas mudanças de velocidade), utilizando as equações generalizadas (2.7.13) (pois a velocidade de circulação em pista não começa por ser igual a zero). O regime dos motores varia da potência de aproximação final, no momento do toque no solo, até à regulação de potência correspondente à inversão da força propulsora, Prev , numa distância de 0,1•sstop , decrescendo em seguida até 10% da potência máxima disponível ao longo dos 90% restantes da distância de paragem. A velocidade da aeronave mantém-se depois constante até ao final da pista (em s = -s RWY). A base de dados ANP não contém, de momento, curvas NPD correspondentes à inversão da força propulsora, pelo que é necessário recorrer às curvas convencionais para estabelecer um modelo deste efeito. Normalmente, a regulação de potência correspondente à inversão da força propulsora, Prev , representa cerca de 20% da regulação «potência total», sendo aquele o valor que se recomenda considerar quando não se dispõe de informações operacionais. Porém, para uma determinada regulação de potência, o regime com inversão da força propulsora tende a gerar bastante mais ruído do que o regime com força propulsora positiva, pelo que deve aplicar-se um incremento, ΔL, ao nível do acontecimento determinado a partir de dados NPD. Este variará de zero até ao valor ΔLrev (5 dB é o valor provisoriamente recomendado (***)) ao longo da distância 0,1•sstop , diminuindo depois, linearmente, até zero no restante da distância de paragem. Subsegmentação dos segmentos da subida inicial e dos segmentos da aproximação final A geometria dos segmentos em relação ao recetor altera-se rapidamente ao longo dos segmentos de voo na subida inicial e na aproximação final, em especial no tocante aos pontos de observação situados para os lados da trajetória de voo, nos quais o ângulo de elevação (ângulo beta) também varia rapidamente à medida que a aeronave se eleva ou desce ao percorrer os segmentos iniciais ou finais em causa. A comparação com cálculos realizados com segmentos muito pequenos revela que a utilização de um segmento de voo único, ou de um pequeno número de segmentos de voo, na subida ou na aproximação, abaixo de determinada altura (em relação à pista), se traduz numa aproximação deficiente do ruído sentido lateralmente à trajetória de voo, para métricas de integração. Deve-se isto à aplicação de um ajustamento de atenuação lateral único a cada segmento, correspondente a um valor único de ângulo de elevação para o segmento em causa, ao passo que a rápida variação deste parâmetro se traduz em variações significativas do efeito de atenuação lateral ao longo de cada segmento. Pode melhorar-se a exatidão do cálculo subsegmentando os segmentos da subida inicial e da aproximação final. O número de subsegmentos e a extensão de cada um deles determinam o grau de decomposição da variação de atenuação lateral tido em conta. Tendo em atenção a expressão da atenuação lateral total para aeronaves com motores instalados na fuselagem, pode mostrar-se que, para uma variação da atenuação lateral limitada a 1,5 dB por subsegmento, os segmentos de subida e de aproximação a altura inferior a 1 289,6 m (4 231 ft) em relação à pista devem ser subsegmentados com base na seguinte série de valores de altura: z = {18,9, 41,5, 68,3, 102,1, 147,5, 214,9, 334,9, 609,6, 1 289,6} metros ou z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099, 2 000, 4 231} pés. Para cada segmento original abaixo de 1 289,6 m (4 231 ft), aplicam-se as alturas acima indicadas identificando que altura da série é mais próxima da altura do ponto final (segmentos de subida), ou da altura do ponto inicial (segmentos de aproximação), originais. Calculam-se, em seguida, as alturas reais dos subsegmentos, zi, utilizando a seguinte relação: zi = ze [z’i / z’N] (i = k...N) em que: ze é a altura do ponto final (subida), ou a altura do ponto inicial (aproximação), do segmento original; z’i é o valor i da série de valores de altura acima indicados; z’N é, da série de valores de altura acima indicados, o que mais se aproxima da altura ze; k é o índice do primeiro valor da série de valores de altura acima indicados a que corresponde um valor calculado de zk superior à altura do ponto final do segmento de subida original anterior a subsegmentar ou imediatamente superior à altura do ponto inicial do segmento de aproximação original seguinte a subsegmentar. Nos casos especiais do primeiro segmento de subida ou do último segmento de aproximação, k = 1, mas no caso mais geral dos segmentos de voo não ligados à pista, k é maior do que 1. Exemplo do segmento inicial de subida: Se a altura do ponto final do segmento original for ze = 304,8 m, obtém-se, da série de valores de altura, 214,9 m < ze < 334,9 m, pelo que, da série, a altura mais próxima de ze é z’7 = 334,9 m. Calculam-se, em seguida, as alturas dos pontos finais dos subsegmentos: zi = 304,8 [z’i / 334,9] (i = 1 a 7) (neste caso, por se tratar de um segmento inicial de subida, k = 1) Portanto, z1 seria 17,2 m, z2 seria 37,8 m e assim por diante. Subsegmentação em voo No caso dos segmentos de voo, se a variação de velocidade num segmento for apreciável, subdivide-se o segmento tal como se procedeu em relação à rolagem para descolagem, ou seja: nseg = int (1 + |V2 - V1|/10) (2.7.14) em que V1 e V2 são, respetivamente, as velocidades inicial e final no segmento. Calculam-se os parâmetros correspondentes aos subsegmentos tal como se calcularam em relação à rolagem para descolagem, utilizando as equações (2.7.9) a (2.7.11). Rota no solo Define-se uma rota no solo, quer se trate de uma rota central ou de uma sub-rota dispersa, por uma série de coordenadas (x,y) no plano do solo (provenientes, por exemplo, de informações de radar) ou por uma sequência de comandos vetoriais descritivos de segmentos retilíneos e de arcos de círculo (curvas de raio r e mudança de rumo Δξ definidos). Para a construção de um modelo de segmentação, representam-se os arcos por sequências de segmentos retilíneos correspondentes a subarcos. Embora os subarcos não apareçam explicitamente nos segmentos da rota no solo, o rolamento da aeronave durante as viragens influencia a definição dos mesmos. O apêndice B4 explica como calcular ângulos de pranchamento durante uma viragem em condições estabilizadas, mas é evidente que, na realidade, esses ângulos não são aplicados nem removidos instantaneamente. Não está definida nenhuma maneira de tratar as transições entre voo retilíneo e voo em curva nem entre viragens consecutivas. Regra geral, os pormenores, que são deixados ao critério do utilizador (ver o ponto 2.7.11), terão provavelmente um efeito negligenciável nas curvas de ruído finais. O importante é, sobretudo, evitar descontinuidades pronunciadas nas extremidades das viragens, o que pode ser conseguido, simplesmente, por exemplo, através da inserção de segmentos de transição curtos ao longo dos quais o ângulo de pranchamento varia linearmente com a distância. Apenas no caso especial de uma determinada viragem ser suscetível de ter um efeito dominante nas curvas de ruído finais será necessário construir um modelo mais realista da dinâmica da transição, relacionar o ângulo de pranchamento com o tipo de aeronave e adotar velocidades de rolamento adequadas. Neste item, é suficiente indicar que os subarcos Δξtrans das extremidades de uma viragem dependem da variação do ângulo de pranchamento. Divide-se o resto do arco, correspondente à mudança de rumo Δξ - 2·Δξtrans graus, em nsub subarcos por meio da seguinte equação: nsub = int (1 + (Δξ – 2•Δξ trans ) / 10 (2.7.15) em que int(x) é uma função que retém apenas a parte inteira de x. Em seguida, calcula-se a mudança de rumo, Δξ sub , correspondente a cada subarco: Δξ = (ξ-2•Δξ trans ) / nsub (2.7.16) em que nsub tem de ser suficientemente grande para garantir que Δξ sub ≤ 10 graus. Ilustra-se na figura 2.7.h.2 a segmentação de um arco (com exceção dos subsegmentos de transição das extremidades) (****). Uma vez os segmentos da rota no solo estabelecidos no plano x-y, sobrepõem-se-lhes os segmentos do perfil de voo (no plano s-z), para gerar os segmentos da rota tridimensional (x, y, z). A rota no solo deve prolongar-se sempre da pista até para além da extensão da grelha de cálculo. Para isso, em caso de necessidade, pode adicionar-se um segmento retilíneo de comprimento adequado ao último segmento da rota no solo. Uma vez combinado o perfil de voo com a rota no solo, aquele também deve prolongar-se da pista até para além da extensão da grelha de cálculo. Para isso, em caso de necessidade, pode acrescentar-se um ponto de perfil extra: — ao final de um perfil de partida, com valores de velocidade e de força propulsora idênticos aos do último ponto desse perfil e altura obtida por extrapolação linear do último e do penúltimo pontos desse mesmo perfil; ou — ao início de um perfil de chegada, com valores de velocidade e de força propulsora idênticos aos do primeiro ponto desse perfil e altura obtida por extrapolação linear do primeiro e do segundo pontos desse mesmo perfil. Ajustamentos da subsegmentação em voo Uma vez obtidos os segmentos tridimensionais da trajetória de voo como se descreveu no ponto 2.7.13, podem ser necessários alguns ajustamentos, para eliminar pontos da trajetória de voo demasiado próximos de outros pontos. Se pontos adjacentes distarem um do outro menos de 10 metros e as velocidades e forças propulsoras correspondentes forem iguais, elimina-se um dos pontos.»; (*) Nessa perspetiva, o comprimento total da rota no solo deve exceder sempre o do perfil de voo. Para isso, em caso de necessidade, podem adicionar-se segmentos retilíneos de comprimento adequado ao último segmento da rota no solo." (**) Mesmo que a regulação da potência dos motores se mantenha constante ao longo de um segmento, a força de propulsão e a aceleração podem variar, devido a variações da densidade do ar e de altura. Todavia, para efeitos dos modelos de ruído, essas variações são normalmente negligenciáveis." (***) Este valor foi recomendado na edição anterior do documento n.o 29 da ECAC, mas continuará a ser considerado provisório enquanto não se obtiverem dados experimentais suficientemente corroborantes." (****) Definido desta forma simples, o comprimento total da trajetória segmentada é ligeiramente menor do que o comprimento da trajetória de arco de círculo. Porém, o erro correspondente nas curvas de ruído é negligenciável se os incrementos angulares forem inferiores a 30o."