natgillin/translations-raw huggingface dataset:
Výkon P segmentu
The specific treatment of ground roll segments is described in Section 2.7.19.
Údaje v rámci závislosti hluk-výkon-vzdálenost uvedené v tabulkách popisují hluk letadla při rovnoměrném přímém letu po nekonečné dráze letu, tj. při konstantním výkonu motorů P.
Sections below describe the calculation of segment noise levels.
Doporučená metodika rozděluje aktuální dráhy letu, na nichž existují rozdíly v rychlosti a směru, na určitý počet konečných segmentů, z nichž každý je pak považován za součást jednotné, nekonečné dráhy letu, pro kterou údaje NPD jsou validní.
Event noise level L of an aircraft movement
Metodika však stanoví změny výkonu v celé délce segmentu; má se za to, že se mění lineárně se vzdáleností z P1 na počátku segmentu na P2 na jeho konci.
Maximum level Lmax is simply the greatest of the segment values Lmax,seg (see equations (2.7.25) and (2.7.27))
Je proto nezbytné definovat ekvivalentní stálou hodnotu segmentu P.
where each segment value is determined from the aircraft NPD data for power P and distance d.
Za tu je považována hodnota v tom bodě segmentu, který je nejbližší ve vztahu k pozorovateli.
These parameters and the modifier terms ΔI (φ) and Λ(β,) are explained below.
Je-li pozorovatel vedle segmentu (obrázek 2.7.k), získá se interpolací, vyjádřenou pomocí rovnice 2.7.8, mezi koncovými hodnotami, tj.
Exposure level LE is calculated as the decibel sum of the contributions LE,seg from each noise-significant segment of its flight path; i.e.
Je-li pozorovatel za segmentem nebo před ním, je to hodnota v nejbližším koncovém bodě, P1 nebo P2.
The summation proceeds step by step through the flight path segments.
Podmínky pro korekci hladiny hlukové události v segmentu
The remainder of this chapter is concerned with the determination of the segment noise levels Lmax,seg and LE,seg.
Údaje NPD definují hladiny hlukových událostí jako funkci vzdálenosti kolmo pod ideální přímou vodorovnou drahou o nekonečné délce, po níž letadlo letí při rovnoměrném výkonu fixní referenční rychlostí [21].
Flight path segment parameters
Hladina hlukové události interpolovaná z tabulky údajů vyjadřujících závislost hluk-výkon-vzdálenost pro konkrétní nastavení výkonu a šikmou vzdálenost je tak označována jako základní hladina.
The power P, and distance d, for which the baseline levels Lmax,seg(P,d) and LE∞(P,d) are interpolated from the NPD tables, are determined from geometric and operational parameters that define the segment.
Je vztažena k nekonečné dráze letu a musí být upravena tak, aby zohlednila vlivy 1) nereferenční rychlosti, 2) vlivy instalace motoru (boční směrovost), 3) boční útlum, 4) délku konečného segmentu a 5) podélnou směrovost za počátkem rozjezdu při vzletu – viz rovnice 2.7.25 a 2.7.26.
How this is done is explained below with the aid of illustrations of the plane containing the segment and the observer.
Korekce doby trvání ΔV (pouze pro hladiny expozice LE)
Geometric parameters
Tato korekce [22] zohledňuje změnu hladin expozice, je-li aktuální traťová rychlost v segmentu odlišná od referenční rychlosti letadla Vref, ke které jsou vztaženy údaje NPD.
Figures 2.7.j to 2.7.l show the source-receiver geometries when the observer O is (a) behind, (b) alongside and (c) ahead of the segment S1S2 where the flight direction is from S1 to S2.
Stejně jako výkon motoru se i rychlost v rámci segmentu mění (traťová rychlost se mění z V1 na V2) a je nezbytné definovat ekvivalentní rychlost segmentu Vseg, přičemž je nutno pamatovat na to, že tento segment je nakloněný vůči zemskému povrchu; tj.
In these diagrams
kde V je ekvivalentní traťová rychlost segmentu (pro informaci viz rovnice B-22, která vyjadřuje V z hlediska kalibrované vzdušné rychlosti Vc) a
is the observer location
Pro vzdušné segmenty se má za to, že V je traťová rychlost v bodě největšího přiblížení S – interpolovaná mezi hodnotami koncového bodu segmentu, přičemž se předpokládá, že se mění lineárně s časem, tj. je-li pozorovatel vedle segmentu.
are the start and end of the segment
Je-li pozorovatel za segmentem nebo před ním, je to hodnota v nejbližším koncovém bodě, V1 nebo V2.
is the point of perpendicular closest approach to the observer on the segment or its extension
Pro dráhové segmenty (části rozjezdu při vzletu nebo dojezdu při přistání, pro něž γ = 0) se má za to, že Vseg je pouze průměr výchozí a koncové rychlosti segmentu; tj.
are the distances between start, end of segment and observer
V kterémkoli z těchto případů dodatečná korekce doby trvání pak je
is the shortest distance between observer and segment
Geometrie šíření zvuku
is the perpendicular distance between observer and extended segment (minimum slant range) λ
Na obrázku 2.7.l je znázorněna základní geometrie v rovině normálové k dráze letu letadla.
is the length of flight path segment
Základní linie je průsečík normálové roviny a vodorovného zemského povrchu.
is the distance from S1 to Sp (negative if the observer position is behind the segment)
(Je-li dráha letu vodorovná, je základní linií zemský povrch v bočním pohledu.)
Figure 2.7.j
Letadlo je nakloněno v úhlu ε měřeném proti směru hodinových ručiček vzhledem k jeho ose klonění (tj. pravé křídlo je výše).
Flight path segment geometry for observer behind segment
Je proto pozitivní pro zatáčky doleva a negativní pro zatáčky doprava.
Figure 2.7.k
Obrázek 2.7.m
Flight path segment geometry for observer alongside segment
Úhly letadlo-pozorovatel v rovině normálové k dráze letu
Figure 2.7.l
Linia zemského povrchu
Flight path segment geometry for observer ahead of segment
úhel sklonu
The flight path segment is represented by a bold, solid line.
úhel příčného náklonu
The dotted line represents the flight path extension which stretches to infinity in both directions.
Rovina křídel
For airborne segments, when the event metric is an exposure level LE, the NPD distance parameter d is the distance dp between Sp and the observer, called the minimum slant range (i.e. the perpendicular distance from the observer to the segment or its extension, in other words to the (hypothetical) infinite flight path of which the segment is considered to be part).
Rovina křídel
However, for exposure level metrics where observer locations are behind the ground segments during the takeoff roll and locations ahead of ground segments during the landing roll, the NPD distance parameter d becomes the distance ds, the shortest distance from the observer to the segment (i.e. the same as for maximum level metrics).
Výškový úhel β (mezi 0 a 90°) mezi dráhou přímého šíření zvuku a vodorovnou linií zemského povrchu [23] určuje spolu se sklonem dráhy letu a bočním posunem  pozorovatele od průmětu dráhy na zemský povrch boční útlum.
For maximum level metrics, the NPD distance parameter d is ds, the shortest distance from the observer to the segment.
Úhel sklonu φ mezi křídlem letadla a dráhou šíření zvuku určuje vlivy instalace motoru.
Segment power P
Pokud jde o konvenci pro úhel příčného náklonu φ = β ± ε s kladným znaménkem pro pozorovatele nacházející se po pravoboku (napravo) a se záporným znaménkem pro pozorovatele po levoboku (nalevo).
The tabulated NPD data describe the noise of an aircraft in steady straight flight on an infinite flight path, i.e. at constant engine power P. The recommended methodology breaks actual flight paths, along which speed and direction vary, into a number of finite segments, each of which is then taken to be part of a uniform, infinite flight path for which the NPD data are valid.
Korekce na instalaci motoru ΔI
But the methodology provides for changes of power along the length of a segment; it is taken to change linearly with distance from P1 at its start to P2 at its end.
Letadlo za letu je složitým zdrojem zvuku.
It is therefore necessary to define an equivalent steady segment value P. This is taken to be the value at the point on the segment that is closest to the observer.
Nejen motor (a drak letadla) jsou zdroji složitými co do původu, ale také konfigurace draku, zejména umístění motorů, vlivy charakteristik vyzařování hluku během procesů akustického odrazu, lomu a rozptylu prostřednictvím pevných povrchů a polí aerodynamického toku.
If the observer is alongside the segment (Figure 2.7.k) it is obtained by interpolation as given by equation (2.7.8) between the end values, i.e.
To má za následek nerovnoměrnou směrovost zvuku vyzařovaného bočním směrem vzhledem k ose klonění letadla, zde označované jako boční směrovost.
If the observer is behind or ahead of the segment, it is that at the nearest end point, P1 or P2.
Existují významné rozdíly v boční směrovosti mezi letadly s motory umístěnými na trupu a motory umístěnými pod křídly a lze je vyjádřit takto:
Segment Event level correction terms
kde ΔI (φ) je korekce v dB v závislosti na úhlu sklonu φ (viz obrázek 2.7.m) a
The NPD data define noise event levels as a function of distance perpendicularly beneath an idealised straight level path of infinite length along which the aircraft flies with steady power at a fixed reference speed [21].
pro motory umístěné na křídlech a
The event level interpolated from the NPD table for a specific power setting and slant distance is thus described as a baseline level.
pro motory umístěné na trupu.
It applies to an infinite flight path and has to be corrected to account for the effects of (1) non-reference speed, (2) engine installation effects (lateral directivity), (3) lateral attenuation, (4) finite segment length and (5) longitudinal directivity behind start of roll on takeoff — see equations (2.7.25) and (2.7.26).
V případě vrtulových letadel jsou variace směrovosti zanedbatelné a lze u nich předpokládat, že
The duration correction DV (Exposure levels LE only)
Na obrázku 2.7.n je znázorněna variace ΔI(φ) vzhledem k ose klonění letadla u těchto tří instalací motorů.
This correction [22] accounts for a change in exposure levels if the actual segment groundspeed is different to the aircraft reference speed Vref to which the basic NPD-data relate.
Tyto empirické závislosti byly odvozeny sdružením SAE z experimentálních měření provedených hlavně pod křídlem.
Like engine power, speed varies along the segment (groundspeed varies from V1 to V2) and it is necessary to define an equivalent segment speed Vseg remembering that the segment is inclined to the ground; i.e.
Dokud nebyly analyzovány údaje získané měřeními nad křídlem, doporučuje se, aby platilo pro záporné φ, ΔI(φ) = ΔI(0) pro všechny instalace.
where here V is an equivalent segment groundspeed (for information, see equation B-22 which expresses V in terms of calibrated airspeed, Vc and
Obrázek 2.7.n
For airborne segments, V is taken to be the groundspeed at the closest point of approach S — interpolated between the segment end-point values assuming it varies linearly with time; i.e. if the observer is alongside the segment:
Boční směrovost vlivů instalace motorů
If the observer is behind or ahead of the segment, it is that at the nearest end point, V1 or V2.
5 dB
For runway segments (parts of the take-off or landing ground rolls for which γ = 0) Vseg is taken to be simply the average of the segment start and end speeds; i.e.
Proudová s motory na trupu
In either case the additive duration correction is then
Proudová s motory na křídlech φ
Sound propagation geometry
Předpokládá se, že ΔI (φ) je dvojrozměrná – tj. nezávisí na žádném jiném parametru – a zejména, že se nemění s podélnou vzdáleností pozorovatele od letadla.
Figure 2.7.l shows the basic geometry in the plane normal to the aircraft flight path.
To znamená, že výškový úhel β pro ΔI (φ) je definován jako β = tan– 1(z/).
The ground line is the intersection of the normal plane and the level ground plane.
Toto je pro potřebu modelování, dokud nebude dosaženo lepšího pochopení mechanismů; ve skutečnosti vlivy instalace musí být v podstatě trojrozměrné.
(If the flight path is level the ground line is an end view of the ground plane.)
I přesto je dvojrozměrný model opodstatněný tím, že v hladinách hlukových událostí často převažuje hluk emitovaný bočním směrem z nejbližšího segmentu.
The aircraft is banked at angle ε measured counter-clockwise about its roll axis (i.e. starboard wing up).
Boční útlum Λ(β,) (nekonečná dráha letu)
It is therefore positive for left turns and negative for right turns.
Předpokládá se, že jakýkoli vliv hladin hlukové události na povrch pod letadlem, který by mohl způsobit, že hladiny uvedené v tabulkách se budou lišit od hodnot volného pole [24], je těmto údajům vlastní (tj. vyplývá ze závislosti tvaru hladiny ve vztahu ke vzdálenosti).
Aircraft-observer angles in plane normal to flight path
Bočně od dráhy letu je parametrem vzdálenosti minimální šikmá vzdálenost – délka normály od bodu příjmu do dráhy letu.
Depression angle
V kterékoli boční poloze bude hladina hluku zpravidla nižší než na stejnou vzdálenost přímo pod letadlem.
Blank angle
Kromě boční směrovosti nebo „vlivů instalace“ popsaných výše je to důsledkem většího bočního útlumu, který způsobuje, že hladina hluku klesá se vzdáleností rychleji, než vyjadřují křivky závislosti hluk-výkon-vzdálenost.
Elevation angle
Dříve široce používaná metoda pro modelování bočního šíření leteckého hluku byla vyvinuta sdružením automotivních inženýrů (SAE) v dokumentu AIR-1751 a algoritmy popsané níže jsou založeny na vylepšeních, která SAE nyní doporučuje v dokumentu AIR-5662.
Wing plane
Boční útlum je účinkem odrazu a je důsledkem interference mezi přímo vyzařovaným zvukem a zvukem, který se odráží od povrchu.
Ground line
Závisí na povaze povrchu a může způsobit značné snížení sledovaných hladin akustického signálu při nízkých výškových úhlech.
The elevation angle β (between 0 and 90°) between the direct sound propagation path and the level ground line [23] determines, together with the flight path inclination and the lateral displacement  of the observer from the ground track, the lateral attenuation.
Je také velmi silně ovlivněn lomem zvuku, rovnoměrným a nerovnoměrným, způsobeným větrnými a teplotními gradienty a turbulencemi, které samotné lze přičíst přítomnosti povrchu [25].
The depression angle φ between the wing plane and the propagation path, determines the engine installation effects.
Mechanismus odrazu od povrchu je dobře znám a pro jednotné atmosférické a povrchové podmínky ho lze teoreticky popsat s určitou mírou přesnosti.
With respect to the convention for the bank angle φ = β ± ε with the sign positive for observers to starboard (right) and negative for observers to port (left).
Atmosférické a povrchové nerovnoměrnosti – které se jen těžce podrobují jednoduché teoretické analýze – mají značný účinek na vliv odrazu, mají tendenci jej „šířit“ do vyšších výškových úhlů; teorii tak lze uplatnit pouze v omezené míře.
Engine installation correction ΔI
Práce sdružení SAE zaměřená na lepší pochopení vlivů povrchu pokračuje a lze očekávat, že povede k lepším modelům.
An aircraft in flight is a complex sound source.
Dokud nejsou tyto modely vyvinuty, pro výpočet bočního útlumu se doporučuje použít níže uvedenou metodologii, která je popsána v dokumentu AIR-5662.
Not only are the engine (and airframe) sources complex in origin, but the airframe configuration, particularly the location of the engines, influences the noise radiation patterns through the processes of reflection, refraction and scattering by the solid surfaces and aerodynamic flow fields.
Omezuje se na případ šíření zvuku nad měkkým vodorovným povrchem, který se hodí pro velkou většinu civilních letišť.
This results in a non-uniform directionality of sound radiated laterally about the roll axis of the aircraft, referred to here as lateral directivity.
Úpravy, jimiž by bylo možno zohlednit vlivy tvrdého zemského povrchu (nebo, což je akusticky rovnocenné, vody), jsou dosud ve stadiu vývoje.
There are significant differences in lateral directivity between aircraft with fuselage-mounted and underwing-mounted engines and these are allowed for in the following expression:
Tato metodika vychází ze solidního základu experimentálních údajů o šíření zvuku z letadel s motory umístěnými na trupu při přímém (bez zatáček), rovnoměrném, vodorovném letu, které byly původně uvedeny v dokumentu AIR-1751.
where ΔI (φ) is the correction, in dB, at depression angle φ (see Figure 2.7.m) and
Údaje byly analyzovány na základě předpokladu, že při vodorovném letu útlum zvuku vzduch-země závisí na i) výškovém úhlu β měřeném ve svislé rovině a ii) bočním posunu od průmětu dráhy letadla na zemský povrch , s cílem získat empirickou funkci pro celkovou boční korekci ΛT(β,) (= boční hladina hluku hlukové události minus hladina hluku ve stejné vzdálenosti pod letadlem).
for wing-mounted engines and
Jelikož pojem ΛT(β,) zohledňuje boční směrovost i boční útlum, lze boční útlum vyjmout odečtením.
for fuselage-mounted engines.
Je-li boční směrovost popsána pomocí rovnice 2.7.37, s koeficienty pro umístění motoru na trupu a jestliže φ se nahradí β (vhodným pro let bez zatáčení), boční útlum bude:
For propeller aircraft directivity variations are negligible and for these it may be assumed that
kde β a  se měří tak, jak je uvedeno na obrázku 2.7.m v rovině normálové k nekonečné dráze letu, která pro vodorovný let je rovněž svislá.
Figure 2.7.n shows the variation of ΔI(φ) about the aircraft roll axis for the three engine installations.
Ačkoli Λ(β,) by bylo možné vypočítat přímo pomocí rovnice 2.7.39 s hodnotou ΛT(β,) převzatou z dokumentu AIR-1751, doporučuje se efektivnější vztah.
These empirical relationships have been derived by the SAE from experimental measurements made mainly beneath the wing.
Jedná se o následující empirickou aproximaci přizpůsobenou z dokumentu AIR-5662:
Until above-wing data have been analysed it is recommended that, for negative φ, ΔI(φ) = ΔI(0) for all installations.
kde Γ() je faktor vzdálenosti získaný pomocí
Figure 2.7.n
pro 0 ≤  ≤ 914 m
Lateral directivity of installation effects
pro  > 914 m
5 dB φ
a Λ(β) je dálkový boční útlum zvuku vzduch-země daný takto:
Props (uncorrected)
pro 0° ≤ β ≤ 50°
Fuselage-mounted jets
pro 50° ≤ β ≤ 90°
Wing-mounted jets Wing plane
Vyjádření bočního útlumu Λ(β,), rovnice 2.7.40, o níž lze předpokládat, že se dobře hodí pro všechna letadla, vrtulová letadla i proudová letadla s motory umístěnými na trupu i s motory umístěnými na křídlech, je graficky znázorněno na obrázku 2.7.o.
It is assumed that ΔI (φ) is two-dimensional; i.e. it does not depend on any other parameter — and in particular that it does not vary with the longitudinal distance of the observer from the aircraft.
Za určitých okolností (daných terénem) je možné, aby β byla menší než nula.
This means that the elevation angle β for ΔI (φ) is defined as β = tan–1(z/).
V takových případech se doporučuje, aby Λ(β) = 10,57.
This is for modelling convenience until there is a better understanding of the mechanisms; in reality, installation effects are bound to be substantially three-dimensional.
Obrázek 2.7.o
Despite that, a two-dimensional model is justified by the fact that event levels tend to be dominated by noise radiated sideways from the nearest segment.
Změny bočního útlumu Λ(β,) s výškovým úhlem a vzdáleností
Lateral attenuation Λ(β,) (infinite flight path)
Boční útlum konečného segmentu
Tabulated NPD event levels relate to steady level flight and are generally based on measurements made 1,2 m over soft level ground beneath the aircraft; the distance parameter is effectively height above the surface.
Rovnice 2.7.41 až 2.7.44 popisují boční útlum Λ(β,) zvuku přicházejícího k pozorovateli od letadla v rovnoměrném letu po nekonečné, vodorovné dráze letu.
Any effect of the surface on event noise levels beneath the aircraft, that might cause the tabulated levels to differ from free-field values [24], is assumed to be inherent in the data (i.e. in the shape of the level vs. distance relationships).
Při jejich uplatnění na konečné segmenty dráhy, které nejsou vodorovné, se musí vypočítat útlum pro ekvivalentní vodorovnou dráhu – neboť nejbližší bod na pouhém prodloužení nakloněného segmentu (který v určitém bodě protíná zemský povrch) zpravidla neposkytuje přiměřený výškový úhel β.
To the side of the flight path, the distance parameter is the minimum slant distance — the length of the normal from the receiver to the flight path.
V případě systémů měření Lmax a LE se určení bočního útlumu pro konečné segmenty zřetelně liší.
At any lateral position the noise level will generally be less than at the same distance immediately below the aircraft.
Maximální hladiny hluku segmentu Lmax se určí z údajů NPD jako funkce vzdálenosti šíření d od nejbližšího bodu na segmentu; nejsou zapotřebí žádné korekce k zohlednění rozměrů segmentu.
Apart from lateral directivity or ‘installation effects’ described above is due to an excess lateral attenuation which causes the sound level to fall more rapidly with distance than indicated by the NPD curves.
Podobně se předpokládá, že boční útlum Lmax závisí pouze na výškovém úhlu téhož bodu a jeho pozemní vzdálenosti.
A previous, widely used method for modelling lateral propagation of aircraft noise was developed by the Society of Automotive Engineers (SAE) in AIR-1751 and the algorithms described below are based on improvements SAE now recommends AIR-5662.
Požadovány jsou tak pouze souřadnice uvedeného bodu.
Lateral attenuation is a reflection effect, due to interference between directly radiated sound and that which reflects from the surface.
V případě LE je však postup složitější.
It depends on the nature of the surface and can cause significant reductions in observed sound levels at low elevation angles.
Základní hladina hlukové události LE(P,d), která se určuje z údajů NPD, se i pro získání parametrů konečného segmentu nicméně uplatní na nekonečnou dráhu letu.
It is also very strongly affected by sound refraction, steady and unsteady, caused by wind and temperature gradients and turbulence which are themselves attributable to the presence of the surface [25].
Hladina expozice hluku hlukové události ze segmentu LE,seg je ovšem nižší než základní hladina – o výši úpravy konečného segmentu, která je stanovena dále v oddíle 2.7.19.
The mechanism of surface reflection is well understood and, for uniform atmospheric and surface conditions, it can be described theoretically with some precision.
Tato korekce, funkce geometrie trojúhelníků OS1S2 na obrázcích 2.7.j až 2.7.l, definuje, jaká část celkové zvukové energie nekonečné dráhy získaná v O pochází ze segmentu; stejná korekce se provede bez ohledu na to, zda existuje nějaký boční útlum, či nikoli.
However, atmospheric and surface non-uniformities — which are not amenable to simple theoretical analysis — have a profound effect on the reflection effect, tending to ‘spread’ it to higher elevation angles; thus the theory is of limited applicability.
Jakýkoli boční útlum však musí být vypočten pro nekonečnou dráhu letu, tj. jako funkce jejího posunu a výšky, a nikoli jako funkce posunu a výšky konečného segmentu.
SAE work to develop a better understanding of surface effects is continuing and this is expected to lead to better models.
Po započtení korekcí ΔV a ΔI, a odečtení bočního útlumu Λ(β,) od základní hladiny uvedené v databázi údajů vyjadřujících závislosti hluk-výkon-vzdálenost se získá upravená hladina hluku hlukové události pro ekvivalentní rovnoměrný vodorovný let po přilehlé nekonečné přímé dráze.
Until these are developed, the following methodology, described in AIR-5662, is recommended for calculating lateral attenuation.
Aktuální segmenty dráhy letu, které se modelují, tj. segmenty, jež ovlivňují izofony, jsou však jen zřídka vodorovné; letadla obvykle stoupají nebo klesají.
It is confined to the case of sound propagation over soft level ground which is appropriate for the great majority of civil airports.
Na obrázku 2.7.p je zobrazen segment odletu S1S2 – letadlo stoupá v úhlu γ – avšak úvahy jsou velmi obdobné jako u příletu.
Adjustments to account for the effects of a hard ground surface (or, acoustically equivalent, water) are still under development.
Zbytek „skutečné“ dráhy letu ukázán není; stačí uvést, že S1S2 představuje pouze část celé dráhy (která zpravidla bude zakřivená).
The methodology is built on the substantial body of experimental data on sound propagation from aircraft with fuselage-mounted engines in straight (non-turning), steady, level flight reported originally in AIR-1751.