natgillin/translations-raw huggingface dataset:
To build a flight profile from a set of procedural steps (flight path synthesis), segments are constructed in sequence to achieve required conditions at the end points.
Lennuprofiili lõikude ühitamisel radariandmetega (lennutrajektoori analüüs) tehakse kõik otspunktide vahekaugused, kõrgused, kiirused ja kallakunurgad kindlaks vahetult andmete põhjal; ainult võimsusrežiimi andmed tuleb tehniliste näitajate valemite abil arvutada.
The end-point parameters for each segment become the start-point parameters for the next segment.
Kuna teekonnajoone ja lennuprofiili koordinaate saab samuti vastavalt ühitada, on see tavaliselt üsna lihtne.
In any segment calculation the parameters are known at the start; required conditions at the end are specified by the procedural step.
Stardihoovõtu jagamine lõikudeks
The steps themselves are defined either by the ANP defaults or by the user (e.g. from aircraft flight manuals).
Õhusõiduki stardiaegse kiirendamise ajal pidurivabastuspunktist (ehk stardialustuspunkti) õhkutõusmispunktini kasvab kiirus 1500 – 2500 m pikkuse vahemaa läbimise käigus väga kiiresti nullist kuni umbes 80–100 m/s.
The end conditions are usually height and speed; the profile building task is to determine the track distance covered in reaching those conditions.
Seetõttu jagatakse stardihoovõtt eri pikkusega lõikudeks, milles õhusõiduki kiiruse juurdekasv ΔV ei ole suurem kui 10 m/s (umbes 20kt).
The undefined parameters are determined via flight performance calculations described in Appendix B.
Kuigi kiirendus stardihoovõtu ajal tegelikult muutub, piisab käsitletava eesmärgi saavutamiseks eeldusest, et kiirendus on konstantne.
If the ground track is straight, the profile points and associated flight parameters can be determined independently of the ground track (bank angle is always zero).
Antud juhul on V1 kiirus õhkutõusmisetapi alguses, V2 on õhkutõusmiskiirus, nTO on õhkutõusmislõigu number ja sTO on ekvivalentne õhkutõusmiskaugus.
However ground tracks are rarely straight; they usually incorporate turns and, to achieve best results, these have to be accounted for when determining the 2-dimensional flight profile, where necessary splitting profile segments at ground track nodes to inject changes of bank angle.
Ekvivalentse õhkutõusmiskauguse sTO (vt B liide), stardikiiruse V1 ja õhkutõusmiskiiruse V2 korral on stardihoovõtu lõikude arv nTO
As a rule the length of the next segment is unknown at the outset and it is calculated provisionally assuming no change of bank angle.
ja seega on kiiruse muutus ühes lõigus
If the provisional segment is then found to span one or more ground track nodes, the first being at s, i.e. s1 < s < s2, the segment is truncated at s, calculating the parameters there by interpolation (see below).
ja iga lõigu läbimiseks kulunud aeg Δt on (kiirenduse konstantsuse eeldusel)
These become the end-point parameters of the current segment and the start-point parameters of a new segment — which still has the same target end conditions.
Seega on stardihoovõtu lõigu k (1 ≤ k ≤ nTO) pikkus sTO,k:
If there is no intervening ground track node the provisional segment is confirmed.
Näide.
If the effects of turns on the flight profile are to be disregarded, the straight flight, single segment solution is adopted although the bank angle information is retained for subsequent use.
Kui õhkutõusmiskaugus sTO = 1600 m, V1=0m/s ja V2 = 75 m/s, on nTO = 8 lõiku, mille pikkused jäävad vahemikku 25 kuni 375 meetrit (vt joonis 2.7.g):
Whether or not turn effects are fully modelled, each 3-dimensional flight path is generated by merging its 2-dimensional flight profile with its 2-dimensional ground track.
Joonis 2.7.g
The result is a sequence of coordinate sets (x,y,z), each being either a node of the segmented ground track, a node of the flight profile or both, the profile points being accompanied by the corresponding values of height z, ground speed V, bank angle ε and engine power P. For a track point (x,y) which lies between the end points of a flight profile segment, the flight parameters are interpolated as follows:
Stardihoovõtu jagamine lõikudeks (8 lõiguga näide)
Where
Sarnaselt kiirusemuutustega muutub õhusõiduki tõmbejõud igas lõigus ühesuguse suuruse ΔP võrra, mis arvutatakse valemiga
Note that whilst z and ε are assumed to vary linearly with distance, V and P are assumed to vary linearly with time (i.e. constant acceleration [17]).
kus PTO ja Pinit tähistavad vastavalt õhusõiduki tõmbejõudu õhkutõusmispunktis ja stardihoovõtu alguses.
When matching flight profile segments to radar data (flight path analysis) all end-point distances, heights, speeds and bank angles are determined directly from the data; only the power settings have to be calculated using the performance equations.
Kirjeldatud tõmbejõu võrdse juurdekasvu kasutamise (ruutvõrrandi 2.7.8 kasutamise asemel) eesmärk on järjekindlalt järgida tõmbejõu ja kiiruse võrdelise seose põhimõtet reaktiivmootoriga õhusõidukitel (valem B-1).
As the ground track and flight profile coordinates can also be matched appropriately, this is usually quite straightforward.
Algtõusufaasi jagamine lõikudeks
Segmentation of the takeoff ground roll
Algtõusufaasi ajal muutub geomeetria kiiresti, eriti teekonnajoone kõrval asuvate vaatluspunktide suhtes, kui nurk β õhusõiduki algtõusufaasis kiiresti muutub.
When taking off, as an aircraft accelerates between the point of brake release (alternatively termed Start-of-Roll SOR) and the point of lift-off, speed changes dramatically over a distance of 1500 to 2500 m, from zero to between around 80 and 100 m/s.
Võrdlustest väga väikeste lõikudega arvutustega ilmneb, et üheainsa tõusulõigu kasutamisega saadaks integreeritud näitajatele ebapiisava täpsusega lähend teekonnajoone kõrval vastu võetava müra kohta.
The takeoff roll is thus divided into segments with variable lengths over each of which the aircraft speed changes by specific increment ΔV of no more than 10 m/s (about 20 kt).
Arvutustäpsus paraneb esimese õhkutõusmislõigu jagamisega alalõikudeks.
Although it actually varies during the takeoff roll, an assumption of constant acceleration is adequate for this purpose.
Iga lõigu pikkust ja lõikude arvu mõjutab tugevalt külgsumbumine.
In this case, for the takeoff phase, V1 is initial speed, V2 is the takeoff speed, nTO is the number of takeoff segment and sTO is the equivalent takeoff distance.
Kerele kinnitatud mootoritega õhusõiduki summaarse külgsumbumise registreerimise abil saab näidata, et kui külgsumbumise muutus piirata määraga 1,5 dB alalõigu kohta, tuleb algtõusufaas jagada alalõikudeks vastavalt järgmisele kõrguste rühmale:
For equivalent takeoff distance sTO (see Appendix B), start speed V1 and takeoff speed V2 the number nTO of segments for the ground roll is
z = 18,9; 41,5; 68,3; 102,1; 147,5; 214,9; 334,9; 609,6; 1289,6 meetrit või
and hence the change of velocity along a segment is
z = 62, 136, 224, 335, 484, 705, 1099, 2000, 4231 jalga
and the time Δt on each segment is (constant acceleration assumed)
Eespool loetletud kõrguste kasutamiseks tehakse kindlaks, milline nimetatud kõrgustest asub esialgse lõigu lõpp-punktile kõige lähemal.
The length sTO,k of segment k (1 ≤ k ≤ nTO) of the takeoff roll is then:
Tegelikud alalõikude kõrgused arvutatakse seejärel valemiga:
Example:
Kirjeldatud protsessi tulemusena on külgsumbumise muutus igas alalõigus ühesugune.
For a takeoff distance sTO = 1600 m, V1 = 0 m/s and V2 = 75 m/s, this yields nTO = 8 segments with lengths ranging from 25 to 375 meters (see Figure 2.7.g):
Tänu sellele saadakse täpsemad kontuurid, kasutamata selleks väga lühikesi lõike.
Figure 2.7.g
Kui alglõigu lõpp-punkt asub kõrgusel z = 304,8 m, siis kõrguste rühmas 214,9 < 304,8 < 334,9 ja kõrgusele z = 304,8 m lähim ülemine raja on z7 = 334,9 m.
Segmentation of a takeoff roll (example for 8 segments)
Seejärel arvutatakse alalõikude lõpp-punktide kõrgused valemiga:
Similarly to the speed changes, the aircraft thrust changes over each segment by a constant increment ΔP, calculated as
Seega oleks z1′ väärtus 17,2 m ja z2′ oleks 37,8 m jne.
where PTO and Pinit respectively designate the aircraft thrust at the point of lift-off and the aircraft thrust at the start of takeoff roll.
Kiiruse ja mootori võimsuse väärtused vahepealsetes punktides interpoleeritakse vastavalt valemitega (2.7.11) ja (2.7.13).
The use of this constant thrust increment (instead of using the quadratic form (equation (2.7.8)) aims at being consistent with the linear relationship between thrust and speed in the case of jet-engine aircraft (eq.
Õhusviibimise faaside jagamine lõikudeks
B-1).
Pärast lõikudeks jagatud lennutrajektoori leidmist vastavalt punktis 2.7.13 kirjeldatud protseduurile ja kirjeldatud alalõikude jagamist võib tekkida vajadus lõikude täiendava korrigeerimise järele.
Segmentation of the initial climb segment
See võib seisneda
During the initial climb segment the geometry is changing rapidly particularly with respect to observer locations to the side of the flight track, where beta angle will change rapidly as the aircraft climbs through this initial segment.
liiga lähestikku asetsevate lennutrajektoori punktide eemaldamises ja
Comparisons with very small segment calculations show that a single climb segment results in a poor approximation of noise to the side of the flight track for integrated metrics.
uute punktide lisamises juhul, kui ühes lõigus toimuv kiirusemuutus on liiga suur.
Calculation accuracy is improved by sub-segmenting the first lift-off segment.
Kui kaks järjestikust punkti asuvad teineteisest kuni 10 meetri kaugusel ning nendega seotud kiiruse ja tõmbejõu väärtused on võrdsed, kustutatakse üks punkt.
The length of each segment and number is strongly influenced by lateral attenuation.
Kui ühes õhusviibimise lõigus toimub suur kiirusemuutus, jagatakse lõik väiksemateks lõikudeks, nagu stardihoovõtu korral, st
Noting the expression of total lateral attenuation for aircraft with fuselage-mounted engines, it can be shown that for a limiting change in lateral attenuation of 1,5 dB per sub-segment, that the initial climb segment shall be sub-segmented based on the following set of height values:
kus V1 ja V2 on vastavalt kiirused lõigu alguses ja lõpus.
z = 18,9, 41,5, 68,3, 102,1, 147,5, 214,9, 334,9, 609,6, 1 0289,6 metres, or
Vastava alalõigu parameetrid arvutatakse sarnaselt stardihoovõtuga, kasutades valemeid 2.7.11 kuni 2.7.13.
z = 62, 136, 224, 335, 484, 705, 1099, 2000, 4231 feet
Maandumisjärgne läbijooks
The above heights are implemented by identifying which height in the set above is closest to the original segment endpoint.
Kuigi maandumisjärgne läbijooks on sisuliselt ümberpööratud stardihoovõtt, tuleb eraldi arvesse võtta
The actual sub-segment heights would then be calculated using:
mõnikord õhusõiduki aeglustamiseks kasutatavat tagasitõmmet ja
where z is the original segment end height, zi is the ith member of the set of height values and zN is the closest upper bound to height z.
lennuki rajalt mahasõitu pärast aeglustamist (lennurajalt lahkunud õhusõiduk ei tekita enam õhu kaudu levivat müra, sest ruleerimismüra ei arvestata).
This process results in the lateral attenuation change across each sub-segment remaining constant, producing more accurate contours, but without the expense of using very short segments.
Erinevalt stardihoovõtumaast, mis leitakse õhusõiduki tehniliste näitajate põhjal, ei sõltu peatumisteekond sstop (st vahemaa maapuutepunktist kuni lennurajalt lahkumise punktini) ainult õhusõiduki omadustest.
If the original segment endpoint height is at z = 304,8 m, then from the set of height values, 214,9 < 304,8 < 334,9 and the closest upper bound is to z = 304,8 m is z7 = 334,9 m.
Kuigi minimaalse peatumisteekonna saab leida õhusõiduki massi ja tehniliste näitajate (ja kasutatava tagasitõmbe) põhjal, sõltub tegelik peatumisteekond ka ruleerimisteede asukohast, liiklusolukorrast ja tagasitõmbe kasutamist käsitlevatest lennujaama eeskirjadest.
The sub-segment endpoint heights are then computed by:
Tagasitõmme ei ole standardprotseduur; seda kasutatakse vaid siis, kui vajalikku aeglustust ei ole võimalik saavutada üksnes rattapiduritega.
Thus z1′ would be 17,2 m and z2′ would be 37,8 m, etc.
(Tagasitõmme võib olla äärmiselt häiriv, sest mootori järsk lülitamine tühikäigult tagasitõmbele tekitab äkilise müratulva.)
The speed and engine power values on the inserted points are interpolated using respectively equations (2.7.11) and (2.7.13)
Enamikku lennuradasid kasutatakse nii õhkutõusmiseks kui ka maandumiseks ja seega avaldab tagasitõmme mürakontuurile väga väikest mõju, sest lennuraja läheduses vastu võetavas summaarses helienergias on valdaval kohal õhkutõusmisel tekkiv müra.
Segmentation of airborne segments
Tagasitõmbe osakaal kontuuris võib olla oluline üksnes juhul, kui lennurada kasutatakse ainult maandumiseks.
After the segmented flight path has been derived according to the procedure described in Section 2.7.13 and the sub-segmenting described is applied, further segmentation adjustments may be necessary.
Füüsikaliselt on tagasitõmbemüra väga keeruline protsess, aga selle suhteliselt väikese osakaalu tõttu õhus leviva müra kontuurides saab seda modelleerida lihtsustatult: mootori võimsusrežiimi kiire muutumine võetakse arvesse sobivate lõikude moodustamise teel.
These include
On selge, et maandumisjärgse läbijooksu modelleerimine ei ole sama lihtne nagu stardihoovõtu müra modelleerimine.
the removal of flight path points which are too close together and
Järgmisi lihtsustatud modelleerimiseeldusi soovitatakse üldiseks kasutamiseks juhul, kui üksikasjalikud andmed puuduvad (vt joonis 2.7.h).
the insertion of additional points when speed changes along segments are too long.
Joonis 2.7.h
When adjacent points are within 10 metres of each other, and when the associated speeds and thrusts are the same, one of the points shall be eliminated.
Maandumisjärgse läbijooksu modelleerimine
For airborne segments where there is a significant speed change along a segment, this shall be subdivided as for the ground roll, i.e.
mootori võimsus
where V1 and V2 are the segment start and end speeds respectively.
tagasitõmbe taseme juurdekasv
The corresponding sub-segment parameters are calculated in a similar manner as for the takeoff ground roll, using equations (2.7.11) to (2.7.13).
lennuki kiirus
The landing ground roll
maapuude
Although the landing ground roll is essentially a reversal of the takeoff ground roll, special account has to be taken of
lennuraja lõpp
reverse thrust which is sometimes applied to decelerate the aircraft and
tegelik rajalävi
aeroplanes leaving the runway after deceleration (aircraft that leave the runway no longer contribute to air noise as noise from taxiing is disregarded).
Lennuk puudutab maad 300 meetrit pärast tegelikku rajaläve (mille koordinaat lähenemise teekonnajoonel s = 0).
In contrast to the takeoff roll distance, which is derived from aircraft performance parameters, the stop distance sstop (i.e. the distance from touchdown to the point where the aircraft leaves the runway) is not purely aircraft specific.
Seejärel aeglustatakse lennukit peatumisteekonnal sstop (mille väärtused lennukite kohta on esitatud ANP-andmebaasis) lõpplähenemiskiiruselt Vfinal kiiruseni 15 m/s.
Although a minimum stop distance can be estimated from aircraft mass and performance (and available reverse thrust), the actual stop distance depends also on the location of the taxiways, on the traffic situation, and on airport-specific regulations on the use of reverse thrust.
Kõnealuses lõigus toimuva järsu kiirusemuutuse tõttu jagatakse lõik alalõikudeks samuti nagu stardihoovõtt (või suurte kiirusemuutustega õhus viibimise faasi lõigud), kasutades selleks valemeid 2.7.10 kuni 2.7.13.
The use of reverse thrust is not a standard procedure — it is only applied if the needed deceleration cannot be achieved by the use of the wheel brakes.
Mootori võimsus muutub vahemaa 0,1 · sstop läbimise jooksul maapuutehetke lõpplähenemisvõimsusest tagasitõmbevõimsuseks Prev ja väheneb siis peatumisteekonna ülejäänud 90 % jooksul 10 %ni maksimaalsest kasutatavast võimsusest.
(Reverse thrust can be exceptionally disturbing as a rapid change of engine power from idle to reverse settings produces a sudden burst of noise.)
Lennuki kiirus jääb lennuraja lõpuni (punktis s = –sRWY) konstantseks.
However, most runways are used for departures as well as for landings so that reverse thrust has a very small effect on the noise contours since the total sound energy in the vicinity of the runway is dominated by the noise produced from takeoff operations.
Praegusel ajal ei sisalda ANP-andmebaas müra-võimsuse-vahemaa tagasitõmbe kõveraid, mistõttu kõnealuse mõju modelleerimiseks tuleb kasutada tavalisi kõveraid.
Reverse thrust contributions to contours may only be significant when runway use is limited to landing operations.
Enamasti moodustab tagasitõmbevõimsus Prev umbes 20 % täisvõimsusrežiimist ja muude käitusandmete puudumise korral soovitatakse kasutada seda väärtust.
Physically, reverse thrust noise is a very complex process but because of its relatively minor significance to air noise contours it can be modelled simplistically — the rapid change in engine power being taken into account by suitable segmentation.
Tagasitõmbejõud tekitab kindlal võimsusrežiimil enamasti palju rohkem müra kui edasiliikumise tõmbejõud ning müra-võimsuse-vahemaa andmete põhjal leitud sündmuse helitasemele lisatakse juurdekasv ΔL, mis kasvab vahemaa 0,1 · sstop jooksul nullist kuni väärtuseni ΔLrev (ajutiselt soovitatakse kasutada väärtust 5 dB [18]) ning langeb seejärel ülejäänud peatumisteekonna jooksul lineaarselt nulli.
It is clear that modelling the landing ground roll is less straightforward than for takeoff roll noise.
Üksiksündmuse müra arvutamine
The following simplified modelling assumptions are recommended for general use, when no detailed information is available (see Figure 2.7.h).
Käesolevas dokumendis täielikult kirjeldatud modelleerimisprotsessi baaselement on sündmuse mürataseme arvutamine punktides 2.7.7 kuni 2.7.13 kirjeldatud lennutrajektoori andmete põhjal.
Figure 2.7.h
Üksiksündmuse indikaatorid
Modelling of landing ground roll
Õhusõiduki liikumise tõttu vaatleja asukohas tekkiv heli avaldatakse üksiksündmuse heli- (või müra-) tasemena, mis näitab müra mõju inimestele.
reverse thrust level increment
Vastu võetud heli mõõdetakse mürana lihtsal detsibellskaalal L(t), kasutades sageduskorrektsiooni (või filtrit), et jäljendada inimese kuulmismeele omadusi.
engine power
Õhusõidukite mürakontuuri modelleerimisel on kõige olulisem skaala A-kaalutud helitase LA.
aircraft speed
Kõige sagedamini kasutatakse terviksündmuse kirjeldamise indikaatorina üksiksündmuse heliga (või müraga) kokkupuute taset LE, mille arvele langeb kogu sündmustes sisalduv helienergia (või suurem osa sellest).
touchdown
Sellega kaasneva ajateguri arvessevõtmine on põhiline lõikudena (või simulatsiooniga) modelleerimisel raskusi põhjustav asjaolu.
end of runway
Lihtsamini saab modelleerida alternatiivset indikaatorit Lmax, mis näitab sündmuse ajal esinevat maksimaalset hetketaset, kuid enamiku nüüdisaegsete õhusõiduki müra näitajate aluseks on siiski LE ning võib eeldada, et tulevastes praktilistes mudelites kasutatakse mõlemat indikaatorit.
landing threshold
Mõlemat indikaatorit saab mõõta erinevatel müraskaaladel; käesolevas dokumendis käsitletakse ainult A-kaalutud helitaset.
The aeroplane touches down 300 meters beyond the landing threshold (which has the coordinate s = 0 along the approach ground track).
Nimetatud skaalat tähistatakse tavaliselt indikaatori tähisele allindeksi lisamisega: LAE, LAmax.
The aircraft is then decelerated over a stop-distance sstop — aircraft specific values of which are given in the ANP database — from final approach speed Vfinal to 15 m/s.
Üksiksündmuse heliga (või müraga) kokkupuute tase avaldatakse täpselt kujul
Because of the rapid changes in speed during this segment it shall be sub-segmented in the same manner as for the takeoff ground roll (or airborne segments with rapid speed changes), using equations (2.7.10) to (2.7.13).
kus t0 on standardajavahemik.
The engine power changes from final approach power at touchdown to a reverse thrust power setting Prev over a distance 0,1 · sstop, then decreases to 10 % of the maximum available power over the remaining 90 percent of the stop distance.
Integreerimisvahemik [t1,t2] on valitud nii, et see hõlmaks (peaaegu) kõiki sündmuses sisalduvaid olulisi helisid.
Up to the end of the runway (at s = – sRWY) aircraft speed remains constant.
Väga sageli valitakse t1 ja t2 nii, et nende vahele jääks ajavahemik, mille jooksul L(t) on tasemest Lmax 10 dB kaugusel.
NPD curves for reverse thrust are not at present included in the ANP database, and it is therefore necessary to rely on the conventional curves for modelling this effect.
Selle ajavahemiku kohta kasutatakse nimetust 10 dB vaiksem periood.
However, at a given power setting, reverse thrust tends to generate significantly more noise than forward thrust and an increment ΔL shall be applied to the NPD-derived event level, increasing from zero to a value ΔLrev (5 dB is recommended provisionally [18]) along 0,1 · sstop and then falling linearly to zero along the remainder of the stop distance.
Õhusõidukite müra kontuuri modelleerimisel on valemi 2.7.17 põhirakenduseks standardne indikaator heliga kokkupuute tase LAE:
Noise calculation for a single event
Eespool esitatud kokkupuute taseme valemitega saab kindlaks teha sellised sündmuste tasemed, mille kogu ajalugu L(t) on teada.
The core of the modelling process, described here in full, is the calculation of the event noise level from the flight path information described in Sections 2.7.7 to 2.7.13.
Soovitatud müra modelleerimise meetodis kõnealuseid ajalugusid ei määrata; sündmuse kokkupuute tasemete arvutamiseks liidetakse lõikude väärtused, millest igaühe sündmuse osatasemed määravad lennutrajektoori üksiku lõpliku pikkusega lõigu mürapanuse.
Single event metrics
Sündmuse tasemete leidmine müra-võimsuse-vahemaa andmete põhjal Õhusõidukite müraandmete põhiallikas on rahvusvaheline õhusõidukite müranäitajate ja tehniliste näitajate (Aircraft Noise and Performance, ANP) andmebaas.
The sound generated by an aircraft movement at the observer location is expressed as a ‘single event sound (or noise) level’, a quantity which is an indicator of its impact on people.
Selles esitatakse Lmax ja LE väärtused süstemaatiliselt levimiskauguse d funktsioonina konkreetsete õhusõiduki tüüpide, variantide, lennukonfiguratsioonide (lähenemine, väljumine, tagatiibade asend), ja võimsusrežiimide P kohta.
The metric most commonly used to encapsulate entire events is ‘single event sound (or noise) exposure levels’, LE, which account for all (or most of) the sound energy in the events.
Joonis 2.7.i
Making provisions for the time integration that this involves gives rise to the main complexities of segmentation (or simulation) modelling.
Interpolatsioon müra-võimsuse-vahemaa kõverates
Simpler to model is an alternative metric Lmax which is the maximum instantaneous level occurring during the event; however it is LE which is the basic building block of most modern aircraft noise indices and practical models can in future be expected to embody both Lmax and LE.
Võimsus Müratase
Either metric can be measured on different scales of noise; in this document only A-weighted sound level is considered.
Kui Pi ja Pi + 1 on mootori võimsuse väärtused, mille kohta on mürataseme ja vastavate kauguste andmed andmebaasis kajastatud, leitakse võimsuste Pi ja Pi + 1 vahele jääva võimsuse P korral teataval kaugusel esinev müratase L(P) järgmise valemiga:
Symbolically, the scale is usually indicated by extending the metric suffix, i.e. LAE, LAmax.
Kui mis tahes mürarežiimis on di ja di + 1 kaugused, mille müraandmed on andmebaasis kajastatud, leitakse di ja di + 1 vahele jääva kauguse d korral müratase L(d) valemiga
The single event sound (or noise) exposure level is expressed exactly as
Valemitega (2.7.19) ja (2.7.20) saab müra-võimuse-vahemaa andmebaasi väärtuste piires leida mis tahes võimsusrežiimi P ja vahemaa d korral esineva mürataseme L(P,d).