(13)

oddelek 2.7.13 „Oblikovanje segmentov poti leta“ se nadomesti z naslednjim: „2.7.13 Oblikovanje segmentov poti leta Vsako pot leta je treba opredeliti z nizom koordinat segmentov (vozlišč) in parametrov leta. Najprej je treba določiti koordinate segmentov talne sledi letenja. Nato se izračuna profil leta, pri čemer se je treba zavedati, da je pri danem nizu postopkovnih korakov profil odvisen od talne sledi letenja; npr. hitrost vzpenjanja zrakoplova z enakim potiskom in hitrostjo je manjša v zavojih kot pri ravnem letenju. Nato se opravi razdelitev na podsegmente za zrakoplov na vzletno-pristajalni stezi (vzletni zalet ali vožnja po tleh pri pristanku) in zrakoplov blizu vzletno-pristajalne steze (začetno vzpenjanje ali končni prilet). Segmente letenja v zraku, pri katerih se hitrost na začetni točki bistveno razlikuje od hitrosti na končni točki, bi bilo treba nato razdeliti na podsegmente. Dvodimenzionalne koordinate segmentov talne sledi letenja (*)se določijo in združijo z dvodimenzionalnim profilom leta, da se oblikujejo tridimenzionalni segmenti poti leta. Na koncu se odstranijo vse točke poti leta, ki so preblizu skupaj. Profil leta Parametri, ki opisujejo vsak segment profila leta na začetku (pripona 1) in koncu (pripona 2) segmenta, so: s1, s2 razdalja vzdolž talne sledi letenja, z1, z2 višina letala, V1 , V2 hitrost na tleh, P1 , P2 hrupni parameter moči (ki se ujema s tistim, za katerega so opredeljene krivulje NPD) in ε1, ε2 kot nagiba. Za oblikovanje profila leta na podlagi niza postopkovnih korakov (sinteza poti leta) se segmenti oblikujejo v zaporedju, da se na končnih točkah dosežejo zahtevani pogoji. Parametri končne točke posameznega segmenta postanejo parametri začetne točke naslednjega segmenta. V vsakem izračunu za posamezen segment so parametri znani že na začetku, zahtevane pogoje na koncu pa določa postopkovni korak. Sami koraki se opredelijo bodisi na podlagi privzetih postopkov iz ANP bodisi jih opredeli uporabnik (npr. na podlagi podatkov iz letalskih priročnikov zrakoplovov). Končni pogoji so običajno višina in hitrost; naloga v okviru oblikovanja profila je ugotoviti, kakšno razdaljo vzdolž sledi letenja preleti zrakoplov, preden se dosežejo navedeni pogoji. Neopredeljeni parametri se določijo prek izračunov za zmogljivost zrakoplova, opisanih v Dodatku B. Če je talna sled letenja ravna, se lahko točke profila in pripadajoči parametri leta določijo neodvisno od talne sledi letenja (kot nagiba je vedno nič). Vendar so talne sledi letenja redko ravne, saj običajno vključujejo zavoje, ki jih je treba pri določanju dvodimenzionalnega profila leta upoštevati, da se dosežejo najboljši rezultati, pri tem pa se segmenti profila po potrebi razdelijo v vozliščih talne sledi letenja, da se lahko vstavijo spremembe kota nagiba. Praviloma je dolžina naslednjega segmenta na začetku neznana in se ob predpostavki, da se kot nagiba ne spremeni, izračuna začasna dolžina. Če se naknadno ugotovi, da začasni segment zajema eno ali več vozlišč talne sledi letenja, pri čemer je prvo vozlišče na točki s, tj. s1 < s < s2 , se segment odreže pri s, parametri na tej točki pa se izračunajo z interpolacijo (glej v nadaljevanju). Ti postanejo parametri končne točke trenutnega segmenta in parametri začetne točke novega segmenta, ki ima še vedno iste ciljne končne pogoje. Če ni vmesnih vozlišč talne sledi letenja, se začasni segment potrdi. Če se učinki zavojev na profil leta ne smejo upoštevati, se uporabi rešitev za raven let, ki vključuje samo en segment, vendar se informacije o kotih nagiba shranijo za poznejšo uporabo. Ne glede na to, ali so učinki zavojev v celoti modelirani ali ne, se vsaka tridimenzionalna pot leta oblikuje z združitvijo njenega dvodimenzionalnega profila leta in njene dvodimenzionalne talne sledi letenja. Rezultat je zaporedje nizov koordinat (x,y,z), od katerih je vsak vozlišče segmentirane talne sledi letenja, vozlišče profila leta ali oboje, pri čemer točke profila spremljajo pripadajoče vrednosti višine z, hitrosti glede na tla V, kota naklona ε in moči motorjev P. Za točko sledi letenja (x,y), ki leži med koncema segmenta profila leta, se parametri leta interpolirajo na naslednji način: z = z1 + f ·(z2 – z1) (2.7.3) (2.7.4) ε = ε1 + f · (ε2 - ε1) (2.7.5) (2.7.6) pri čemer je: f = (s - s1)/(s2 - s1) (2.7.7) Upoštevati je treba, da medtem ko se za z in ε predpostavlja, da se linearno spreminjata z razdaljo, se za V in P predpostavlja, da se linearno spreminjata s časom (tj. enakomerni pospešek (**)). Pri povezovanju segmentov profila leta z radarskimi podatki (analiza poti leta) se vse razdalje, višine, hitrosti in koti nagiba na končnih točkah določijo neposredno na podlagi podatkov; samo nastavitve moči je treba izračunati z uporabo enačb za zmogljivost. Ker se lahko ustrezno povežejo tudi koordinate talne sledi letenja in profila leta, je to običajno precej preprosto. Vzletni zalet Pri vzletanju, ko zrakoplov pospešuje med točko sprostitve zavor (imenovano tudi začetek talnega zaleta ali SOR) in točko odlepitve, se hitrost bistveno spremeni na razdalji od 1 500 do 2 500 m, in sicer se poveča z nič na približno 80–100 m/s. Vzletni zalet je zato razdeljen na segmente različnih dolžin in hitrost zrakoplova se vzdolž vsakega od teh segmentov poveča za določeno vrednost ΔV, ki znaša največ 10 m/s (približno 20 kt). Za ta namen je primerna predpostavka enakomernega pospeška, čeprav se pospešek med vzletnim zaletom dejansko spreminja. V tem primeru za vzletno fazo velja, da so V1 začetna hitrost, V2 vzletna hitrost, nTO številka vzletnega segmenta in sTO enakovredna vzletna razdalja. Pri enakovredni vzletni razdalji sTO (glej Dodatek B), vzletni hitrosti V1 in vzletni hitrosti VTO se število segmentov nTO za vožnjo po tleh izračuna na naslednji način: nTO = int (1 + (V TO - V1) /10) (2.7.8) in zato je sprememba hitrosti vzdolž segmenta ΔV = VTO/nTO (2.7.9) in čas Δt na vsakem segmentu je (ob predpostavki enakomernega pospeška) (2.7.10) Dolžina sTO,k segmenta k (1 ≤ k ≤ nTO) vzletnega zaleta se nato izračuna na naslednji način: (2.7.11) Primer: če je vzletna razdalja sTO = 1 600 m, V1 = 0 m/s in V2 = 75 m/s, je število segmentov nTO = 8, dolžine segmentov pa znašajo od 25 do 375 metrov (glej sliko 2.7.g): Podobno kot spremembe hitrosti se vzdolž vsakega segmenta spremeni tudi potisk zrakoplova, in sicer se poveča za stalno vrednost ΔP, ki se izračuna na naslednji način: ΔP = (PTO - Pinit) / nTO (2.7.12) pri čemer PTO označuje potisk zrakoplova na točki odlepitve, P init pa potisk zrakoplova na začetku vzletnega zaleta. Uporaba tega enakomernega povečevanja potiska (namesto uporabe kvadratne oblike enačbe 2.7.6) naj bi bila v skladu z linearnim razmerjem med potiskom in hitrostjo v primeru zrakoplovov z reaktivnimi motorji. Pomembna opomba: pri zgornjih enačbah in primeru se implicitno predpostavlja, da je začetna hitrost zrakoplova na začetku vzletne faze enaka nič. To ustreza običajni situaciji, ko zrakoplov spelje in začne pospeševati s točke sprostitve zavor. Vendar obstajajo tudi primeri, ko lahko zrakoplov začne pospeševati pri hitrosti, določeni za vožnjo po tleh, ne da bi se ustavil na pragu vzletno-pristajalne steze. V primeru začetne hitrosti Vinit, ki ni enaka nič, bi bilo treba namesto enačb 2.7.8, 2.7.9, 2.7.10 in 2.7.11 uporabiti naslednje ‚splošne‘ enačbe. (2.7.13) V tem primeru za vzletno fazo velja, da je V1 začetna hitrost Vinit , V2 vzletna hitrost VTO , n številka vzletnega segmenta nTO , s enakovredna vzletna razdalja sTO , sk pa dolžina sTO,k segmenta k (1[simbol]k[simbol]n). Vožnja po tleh pri pristanku Čeprav je vožnja po tleh pri pristanku v bistvu obratni vzletni zalet, je treba upoštevati zlasti: — povratni potisk, ki se včasih uporabi za upočasnitev zrakoplova, in — letala, ki po upočasnitvi zapuščajo vzletno-pristajalno stezo (zrakoplovi, ki zapustijo stezo, ne prispevajo več k hrupu v zraku, saj se hrup vožnje po tleh ne upošteva). V nasprotju z razdaljo vzletnega zaleta, ki izhaja iz parametrov zmogljivosti zrakoplova, razdalja ustavljanja sstop (tj. razdalja od točke dotika do točke, na kateri zrakoplov zapusti vzletno-pristajalno stezo) ni povsem odvisna od zrakoplova. Čeprav je mogoče najmanjšo razdaljo ustavljanja oceniti na podlagi mase in zmogljivosti zrakoplova (ter razpoložljivega povratnega potiska), je dejanska razdalja ustavljanja odvisna tudi od lokacije voznih stez, prometnih razmer in predpisov posameznih letališč o uporabi povratnega potiska. Uporaba povratnega potiska ni standardni postopek in se uporablja le, če potrebne upočasnitve ni mogoče doseči z uporabo kolesnih zavor. (Povratni potisk je lahko izredno moteč, saj hitra sprememba moči motorja iz prostega teka v vzvratno namestitev povzroči nenaden močan hrup.) Vendar se večina vzletno-pristajalnih stez uporablja tako za odlete kot za pristanke, zato ima povratni potisk zelo majhen učinek na konture hrupa, saj v skupni zvočni energiji v bližini steze prevladuje hrup, ki ga povzročajo vzletne operacije. Prispevki povratnega potiska h konturam so lahko pomembni le, če je uporaba vzletno-pristajalne steze omejena na pristanke. S fizikalnega vidika je hrup povratnega potiska zelo zapleten proces, vendar se lahko zaradi svojega razmeroma majhnega pomena za konture hrupa v zraku modelira poenostavljeno, pri tem pa se hitre spremembe moči motorja upoštevajo prek ustrezne razdelitve na segmente. Jasno je, da je modeliranje vožnje po tleh pri pristanku manj enostavno kot modeliranje hrupa vzletnega zaleta. Naslednje poenostavljene predpostavke za modeliranje so priporočljive za splošno uporabo, kadar podrobne informacije niso na voljo (glej sliko 2.7.h.1). Zrakoplov prečka pristajalni prag (katerega koordinata vzdolž priletne talne sledi leta je s = 0) na višini 50 čevljev in se nato še naprej spušča po svoji drsni strmini do dotika na vzletno-pristajalni stezi. Pri drsni strmini z naklonom 3° je točka dotika 291 m za pristajalnim pragom (kot je prikazano na sliki 2.7.h.1). Zrakoplov nato upočasnjuje vzdolž razdalje ustavljanja sstop , za katero so v podatkovni zbirki ANP navedene vrednosti, značilne za posamezne zrakoplove, njegova hitrost pa se s končne priletne hitrosti Vfinal zmanjša na 15 m/s. Zaradi hitrih sprememb hitrosti na tem segmentu bi se moral ta razdeliti na podsegmente enako kot segment vzletnega zaleta (ali segmenti letenja v zraku s hitrimi spremembami hitrosti) z uporabo splošne enačbe 2.7.13 (ker hitrost vožnje po tleh po pristanku ni enaka nič). Moč motorja se spremeni iz končne priletne moči ob dotiku v nastavitev moči za povratni potisk Prev vzdolž razdalje 0,1•sstop , nato pa se vzdolž preostalih 90 odstotkov razdalje ustavljanja zmanjša na 10 % največje možne moči. Hitrost zrakoplova ostane nespremenjena do konca vzletno-pristajalne steze (do s = –s RWY). Podatkovna zbirka ANP trenutno ne vsebuje krivulj NPD za povratni potisk, zato se je treba pri modeliranju tega učinka zanesti na konvencionalne krivulje. Moč pri povratnem potisku Prev običajno znaša približno 20 % polne moči, ta vrednost pa je priporočljiva, če operativne informacije niso na voljo. Vendar pri določeni nastavitvi moči povratni potisk pogosto ustvari bistveno več hrupa kot potisk naprej in za raven hrupa dogodka, pridobljeno na podlagi podatkov NPD, se uporabi zvišanje ΔL, s čimer se raven zviša z nič na vrednost ΔLrev (tukaj je začasno priporočena vrednost 5 dB (***)) vzdolž razdalje 0,1 • sstop in se nato linearno zmanjša na nič vzdolž preostale razdalje ustavljanja. Razdelitev segmenta začetnega vzpenjanja in segmenta končnega prileta na manjše segmente Geometrija segment-sprejemnik se vzdolž segmenta začetnega vzpenjanja in segmenta končnega prileta hitro spreminja, zlasti glede na položaje opazovalca ob strani sledi leta, kjer se višinski kot (kot beta) prav tako hitro spreminja, ko se zrakoplov vzpenja ali spušča po tem začetnem/končnem segmentu. Primerjave z izračuni za zelo majhne segmente kažejo, da uporaba samo enega segmenta vzpenjanja ali segmenta prileta (ali omejenega števila teh segmentov) pod določeno višino (glede na vzletno-pristajalno stezo) pomeni slab približek ravni hrupa ob strani sledi leta za integrirane metrike. Razlog za to je, da se na vsakem segmentu uporabi enotna prilagoditev bočnega slabljenja, ki ustreza enotni vrednosti višinskega kota, značilni za posamezen segment, medtem ko hitra sprememba tega parametra povzroči pomembne razlike v učinku bočnega slabljenja vzdolž vsakega segmenta. Natančnost izračuna se poveča z razdelitvijo segmenta začetnega vzpenjanja in segmenta končnega prileta na manjše segmente. Število podsegmentov in dolžina vsakega od njih določata ‚ločljivost‘ spremembe bočnega slabljenja, ki se bo upoštevala. Ob upoštevanju skupnega bočnega slabljenja pri zrakoplovu z motorji, nameščenimi na trupu, se lahko pokaže, da bi bilo treba pri spremembah bočnega slabljenja, omejenih na 1,5 dB na podsegment, segmente vzpenjanja in prileta pod 1 289,6 m (4 231 ft) nad vzletno-pristajalno stezo razdeliti na podsegmente na podlagi naslednjega niza višin: z = {18,9, 41,5, 68,3, 102,1, 147,5, 214,9, 334,9, 609,6, 1 289,6} metra ali z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099, 2 000, 4 231} čevljev. Za vsak prvotni segment pod 1 289,6 m (4 231 ft) se zgornje višine pridobijo z določitvijo, katera višina v zgornjem nizu je najbližje višini prvotne končne točke (za segment vzpenjanja) ali višini začetne točke (za segment prileta). Dejanske višine podsegmentov zi bi se nato izračunale na naslednji način: zi = ze [z’i/z’N] (i = k..N) pri čemer je: ze višina prvotne končne točke segmenta (vzpenjanje) ali višina začetne točke segmenta (prilet); z’i višina na i-tem mestu v nizu zgoraj navedenih višin; z’N višina iz niza zgoraj navedenih višin, ki je najbližje višini ze; k označuje indeks prve višine v nizu višin, za katere je izračunana vrednost zk nujno višja od višine končne točke prejšnjega prvotnega segmenta vzpenjanja ali višine začetne točke naslednjega prvotnega segmenta prileta, ki bo razdeljen na podsegmente. V posebnem primeru segmenta začetnega vzpenjanja ali segmenta končnega prileta velja k = 1, vendar je v splošnejšem primeru segmentov letenja v zraku, ki niso povezani z vzletno-pristajalno stezo, k večji od 1. Primer za segment začetnega vzpenjanja: Če je višina prvotne končne točke segmenta ze = 304,8 m, se v nizu višin upošteva 214,9 m < ze < 334,9 m, višina iz niza višin, najbližja ze, pa je z’7 = 334,9 m. Nato se višine končnih točk podsegmentov izračunajo na naslednji način: zi = 304,8 [z’i / 334,9] za i = 1 do 7 (pri čemer je treba upoštevati, da v navedenem primeru velja k = 1, saj gre za segment začetnega vzpenjanja). Torej bi bila višina z1 17,2 m, višina z2 37,8 m itd. Razdelitev segmentov letenja v zraku na manjše segmente Če se hitrost vzdolž segmenta letenja v zraku bistveno spremeni, se ta segment razdeli na manjše segmente enako kot segmenti vožnje po tleh, in sicer z enačbo: nseg = int (1 + |V2 - V1|/10) (2.7.14) pri čemer je V1 hitrost na začetku segmenta, V2 pa hitrost na koncu segmenta. Pripadajoči parametri podsegmentov se izračunajo podobno kot za vzletni zalet, z uporabo enačb 2.7.9 do 2.7.11. Talna sled letenja Talna sled, bodisi osrednja sled bodisi razpršena sekundarna sled, je opredeljena z nizom koordinat (x,y) na talni ravnini (npr. na podlagi radarskih podatkov) ali zaporedjem vektorskih ukazov, ki opisujejo ravne segmente in krožne loke (zavoje z določenim polmerom r in spremembo smeri Δξ). Pri modeliranju segmentov je lok predstavljen z zaporedjem ravnih segmentov, prilagojenih delom loka. Čeprav se na segmentih talne sledi letenja ne pojavljajo, nagib zrakoplova med zavijanjem vpliva na njihovo opredelitev. V Dodatku B4 je pojasnjeno, kako izračunati kote nagiba med enakomernim zavijanjem, vendar se ti koti seveda ne vzpostavijo ali odpravijo v trenutku. Ni predpisanih navodil, kako obravnavati prehode med ravnim letom in zavijanjem ali med dvema zaporednima zavojema. Praviloma bodo podrobnosti, ki so prepuščene presoji uporabnika (glej oddelek 2.7.11), verjetno zanemarljivo vplivale na končne konture; zahteva se predvsem izogibanje ostrim prekinitvam na koncih zavoja, kar je mogoče doseči preprosto s tem, da se na primer vstavijo kratki prehodni segmenti, vzdolž katerih se kot nagiba spreminja linearno z razdaljo. Samo v posebnem primeru, kjer je verjetno, da bo imel določen zavoj prevladujoč vpliv na končne konture, bi bilo treba realneje modelirati dinamiko prehoda, povezati kot nagiba s posameznimi vrstami zrakoplovov in uporabiti ustrezne hitrosti obračanja. Tukaj zadostuje navedba, da so končni deli lokov Δξtrans v vsakem zavoju odvisni od potrebnih sprememb kota nagiba. Preostali del loka s spremembo smeri za Δξ – 2 · Δξtrans stopinj se razdeli na nsub delov loka po enačbi: nsub = int (1 + (Δξ – 2•Δξ trans ) / 10 (2.7.15) pri čemer je int(x) funkcija, ki vrne celi del x. Nato se sprememba smeri Δξ sub za vsak del loka izračuna na naslednji način: Δξ = (ξ-2•Δξ trans ) / nsub (2.7.16) pri čemer mora biti vrednost nsub dovolj velika, da se zagotovi, da je Δξ sub ≤ 10 stopinj. Razdelitev loka na segmente (razen zaključnih prehodnih podsegmentov) je prikazana na sliki 2.7.h.2 (****). Ko so na ravnini x-y določeni segmenti talne sledi letenja, se segmenti profila leta (v ravnini s-z) prekrijejo, da nastanejo tridimenzionalni segmenti sledi letenja (x, y, z). Talna sled letenja bi morala vedno segati od vzletno-pristajalne steze do točke zunaj mreže izračuna. To se lahko po potrebi doseže z dodajanjem ustrezno dolgega ravnega segmenta k zadnjemu segmentu talne sledi. Skupna dolžina profila leta mora po združitvi s talno sledjo letenja prav tako segati od vzletno-pristajalne steze do točke zunaj mreže izračuna. To se lahko po potrebi doseže z dodajanjem dodatne točke profila: — na koncu profila vzleta, pri čemer sta hitrost in potisk v navedeni dodatni točki enaka tistima v zadnji točki profila vzleta, višina pa je linearno ekstrapolirana iz zadnje in predzadnje točke profila, ali — na začetku profila prileta, pri čemer sta hitrost in potisk v navedeni dodatni točki enaka tistima v prvi točki profila prileta, višina pa je linearno ekstrapolirana nazaj iz prve in druge točke profila. Prilagoditve razdelitve segmentov letenja v zraku na manjše segmente Po oblikovanju tridimenzionalnih segmentov poti leta v skladu s postopkom, opisanim v oddelku 2.7.13, so morda potrebne nadaljnje prilagoditve razdelitve na manjše segmente, da se odstranijo točke poti leta, ki so preblizu skupaj. Če sta sosednji točki oddaljeni 10 m ali manj in če so pripadajoči hitrosti in potiska enaki, bi bilo treba eno od točk odstraniti. (*) Za ta namen bi morala biti skupna dolžina talne sledi vedno večja od dolžine profila leta. To se lahko po potrebi doseže z dodajanjem ustrezno dolgih ravnih segmentov k zadnjemu segmentu talne sledi." (**) Tudi če nastavitve moči motorja vzdolž segmenta ostanejo nespremenjene, se lahko pogonska sila in pospešek spreminjata zaradi spreminjanja gostote zraka z višino. Vendar so za modeliranje hrupa te spremembe običajno zanemarljive." (***) To je bilo priporočeno v prejšnji izdaji ECAC Doc 29, vendar se še vedno šteje za začasno priporočilo, dokler se ne pridobijo dodatni potrditveni podatki o poskusih." (****) Na podlagi te preproste opredelitve je skupna dolžina poti, razdeljene na segmente, nekoliko manjša od dolžine krožne poti. Vendar je posledična napaka v konturah zanemarljiva, če so povečanja kotov manjša od 30°.“;"