natgillin/translations-raw huggingface dataset:
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.
Mechanizmus odrazu od povrchu je dobre známy a pokiaľ ide o jednotné atmosférické a povrchové podmienky, môže sa teoreticky opísať s určitou presnosťou.
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.
Atmosférické a povrchové nerovnomernosti – ktoré sa nedajú jednoducho teoreticky analyzovať – však majú závažný vplyv na účinok odrazu, pričom ho spravidla „rozšíria“ do vyšších uhlov stúpania; teória má teda obmedzenú uplatniteľnosť.
where here V is an equivalent segment groundspeed (for information, see equation B-22 which expresses V in terms of calibrated airspeed, Vc and
Činnosť združenia SAE zameraná na lepšie porozumenie účinkov povrchu pokračuje a očakáva sa, že jej výsledkom budú lepšie modely.
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:
Dovtedy sa odporúča používať nižšie uvedenú metodiku opísanú v dokumente AIR-5662 na výpočet laterálneho útlmu.
If the observer is behind or ahead of the segment, it is that at the nearest end point, V1 or V2.
Obmedzuje sa na prípad šírenia zvuku nad mäkkým rovným terénom, ktorý je vhodný pre veľkú väčšinu civilných letísk.
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.
Na úpravách, ktorými by sa zohľadnili účinky tvrdého povrchu terénu (alebo, čo je akusticky ekvivalentné, vody) sa stále pracuje.
In either case the additive duration correction is then
Táto metodika je založená na veľkom množstve experimentálnych údajov týkajúcich sa šírenia zvuku z lietadla s motormi upevnenými na trupe počas priameho (bez otáčania) rovnomerného vodorovného letu uvedených pôvodne v dokumente AIR-1751.
Sound propagation geometry
Údaje sa analyzovali s predpokladom, že v prípade horizontálneho letu závisí laterálny útlm vzduch-zem od i) uhla stúpania β nameraného vo vertikálnej rovine a ii) laterálneho posunu od trate lietadla , s cieľom získať empirickú funkciu celkovej laterálnej korekcie ΛT(β,) (= laterálna hladina udalosti mínus hladina hluku pri rovnakej vzdialenosti pod lietadlom).
Figure 2.7.l shows the basic geometry in the plane normal to the aircraft flight path.
Keďže termín ΛT(β,) zohľadňuje bočnú smerovosť, ako aj laterálny útlm, laterálny útlm je možné vyňať odčítaním.
The ground line is the intersection of the normal plane and the level ground plane.
V prípade opisu bočnej smerovosti rovnicou 2.7.37, s koeficientmi pre motory upevnené na trupe lietadla a s φ nahradeným β (pre prípad letu bez otáčania), je laterálny útlm:
(If the flight path is level the ground line is an end view of the ground plane.)
kde: β a l sú namerané podľa obrázku 2.7.m v rovine normálovej voči nekonečnej dráhe letu, ktorá je počas vodorovného letu takisto vertikálny.
The aircraft is banked at angle ε measured counter-clockwise about its roll axis (i.e. starboard wing up).
Hoci Λ(β,) by sa mohol vypočítať priamo pomocou rovnice 2.7.39 s hodnotou ΛT(β,) prevzatou z dokumentu AIR-1751, odporúča sa efektívnejší vzťah.
It is therefore positive for left turns and negative for right turns.
Ide o túto empirickú aproximáciu upravenú z dokumentu AIR-5662:
Aircraft-observer angles in plane normal to flight path
pre 0 ≤  ≤ 914 m
Depression angle
Pre  > 914 m
Blank angle
a Λ(β) je diaľkový laterálny útlm vzduch-zem daný takto
Elevation angle
pre 0° ≤ β ≤ 50°
Wing plane
pre 50° ≤ β ≤ 90°
Ground line
Grafické vyjadrenie laterálneho útlmu Λ(β,), rovnica 2.7.40, o ktorej sa predpokladá, že platí pre všetky lietadlá, vrtuľové lietadlá, ako aj lietadlá s motormi upevnenými na trupe a prúdové lietadlá s motormi upevnenými na krídlach, sa nachádza na obrázku 2.7.o.
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.
Za určitých podmienok (daných terénom) je možné, že β je nižší ako nula.
The depression angle φ between the wing plane and the propagation path, determines the engine installation effects.
V takýchto prípadoch sa odporúča, aby Λ(β) = 10,57.
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).
Obrázok 2.7.o
Engine installation correction ΔI
Zmena laterálneho útlmu Λ(β, ) v závislosti od uhla stúpania a vzdialenosti
An aircraft in flight is a complex sound source.
Laterálny útlm konečného segmentu
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.
Rovnice 2.7.41 až 2.7.44 opisujú laterálny útlm Λ(β, ) zvuku vyžarovaného na pozorovateľa z letúna pri rovnomernom lete pozdĺž nekonečnej vodorovnej dráhe letu.
This results in a non-uniform directionality of sound radiated laterally about the roll axis of the aircraft, referred to here as lateral directivity.
Pri ich uplatňovaní na konečné segmenty dráhy, ktoré nie sú vodorovné, sa útlm zvuku musí vypočítať pre ekvivalentnú vodorovnú dráhu – keďže najbližší bod jedného predĺženia nakloneného segmentu (ktorý v určitom bode pretína povrch zeme) spravidla neposkytuje vhodný uhol stúpania β.
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:
Stanovenie laterálneho útlmu v konečných segmentoch sa výrazne odličuje pre metriky Lmax a LE.
where ΔI (φ) is the correction, in dB, at depression angle φ (see Figure 2.7.m) and
Maximálne hladiny v segmente Lmax sú stanovené z údajov NPD ako funkcia vzdialenosti šírenia d od najbližšieho bodu v segmente.
for wing-mounted engines and
Nie sú potrebné žiadne korekcie na to, aby sa zohľadnili rozmery segmentu.
for fuselage-mounted engines.
Rovnako sa predpokladá, že laterálny útlm Lmax závisí iba od uhla stúpania a vzdialenosti zeme od toho istého bodu.
For propeller aircraft directivity variations are negligible and for these it may be assumed that
Preto sú potrebné iba súradnice tohto bodu.
Figure 2.7.n shows the variation of ΔI(φ) about the aircraft roll axis for the three engine installations.
Pre LE je však postup komplikovanejší.
These empirical relationships have been derived by the SAE from experimental measurements made mainly beneath the wing.
Východisková hladina udalosti LE(P,d), ktorá je stanovená z údajov NPD, aj napriek tomu, že ide o parametre konečných segmentov, sa uplatní na nekonečnú dráhu letu.
Until above-wing data have been analysed it is recommended that, for negative φ, ΔI(φ) = ΔI(0) for all installations.
Hladina expozície udalosti v segmente, LE,seg, je samozrejme nižšia ako východisková hladina – o množstvo korekcie v konečnom segmente stanovenej v oddiele 2.7.19.
Figure 2.7.n
Táto korekcia, ktorá je funkciou geometrie trojuholníkov OS1S2 na obrázkoch 2.7.j až 2.7.1, definuje, aký podiel celkovej akustickej energie nekonečnej dráhy vyžiarenej na O pochádza zo segmentu; rovnaká korekcia sa uplatňuje bez ohľadu na to, či existuje laterálny útlm.
Lateral directivity of installation effects
Ale každý laterálny útlm sa musí vypočítať pre nekonečnú dráhu letu, t. j. ako funkcia jeho posunu a výšky, a nie ako funkcia posunu a výšky pre konečné segmenty.
5 dB φ
Po započítaní korekcií ΔV a ΔI a odpočítaní laterálneho útlmu Λ(β,) od východiskovej hladiny NPD sa získa upravená hladina hlukovej udalosti ekvivalentného rovnomerného vodorovného letu na priľahlej nekonečnej priamej dráhe.
Props (uncorrected)
Ale modelované skutočné segmenty dráhy letu, ktoré ovplyvňujú izofóny, sú zriedkakedy vodorovné; lietadlá zvyčajne stúpajú alebo klesajú.
Fuselage-mounted jets
Na obrázku 2.7.p je znázornený odletový segment S1S2 – lietadlo stúpa v určitom uhle γ – kritériá sú však veľmi podobné aj v prípade príletu.
Wing-mounted jets Wing plane
Zvyšná časť „skutočnej“ dráhy letu sa neukazuje; stačí uviesť, že S1S2 predstavuje iba časť celej dráhy (ktorá býva zvyčajne zakrivená).
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.
V tomto prípade sa pozorovateľ O nachádza vedľa segmentu a na jeho ľavej strane.
This means that the elevation angle β for ΔI (φ) is defined as β = tan–1(z/).
Lietadlo sa nakláňa (proti smeru hodinových ručičiek nad dráhou letu) pod uhlom ε, ktorý zviera s laterálnou horizontálnou osou.
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.
Uhol klesania φ roviny krídla, ktorého funkciou je vplyv inštalácie ΔI (rovnica 2.7.39), sa nachádza v rovine normálovej voči dráhe letu, v ktorej je definovaný ε.
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.
Výraz φ = β – ε kde β = tan– 1(h/l) a  je kolmá vzdialenosť OR pozorovateľa k priemetu dráhy na zemský povrch; t. j. laterálny posun pozorovateľa [26].
Lateral attenuation Λ(β,) (infinite flight path)
Bod najbližšieho priblíženia letúna k pozorovateľovi, S, je definovaný kolmou vzdialenosťou OS, s dĺžkou (šikmej vzdialenosti) dp.
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.
Trojuholník OS1S2 sa zhoduje s obrázkom 2.7.k, geometria na výpočet korekcie v segmente ΔF.
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).
Obrázok 2.7.p
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.
Pozorovateľ vedľa segmentu
At any lateral position the noise level will generally be less than at the same distance immediately below the aircraft.
Na výpočet laterálneho útlmu s použitím rovnice 2.7.40 (kde β sa meria vo vertikálnej rovine), sa ekvivalentná vodorovná dráha letu definuje vo vertikálnej rovine prostredníctvom S1S2 a s tou istou kolmou vzdialenosťou dp od pozorovateľa.
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.
Znázornené to je rotáciou trojuholníka ORS, a jeho dráhou letu nad OR (pozri obrázok 2.7.p) v uhle γ čím sa vytvára trojuholník ORS′.
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.
Uhol stúpania tejto rovnocennej vodorovnej dráhy letu (teraz vo vertikálnej rovine) je β = tan– 1(h/) ( sa nemení).
Lateral attenuation is a reflection effect, due to interference between directly radiated sound and that which reflects from the surface.
V tomto prípade, keď sa pozorovateľ nachádza vedľa segmentu, je laterálny útlm Λ(β,) rovnaký pre metriku LE, ako aj pre metriku Lmax.
It depends on the nature of the surface and can cause significant reductions in observed sound levels at low elevation angles.
Na obrázku 2.7.q je znázornená situácia, keď sa pozorovateľský bod O nachádza za konečným segmentom, a nie vedľa neho.
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].
V tomto prípade sa segment pozoruje ako vzdialenejšia časť nekonečnej dráhy; kolmica môže smerovať iba k bodu Sp na jeho predĺženej časti.
The mechanism of surface reflection is well understood and, for uniform atmospheric and surface conditions, it can be described theoretically with some precision.
Trojuholník OS1S2 zodpovedá obrázku 2.7.j, ktorý definuje korekciu v segmente ΔF.
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.
V tomto prípade však parametre bočnej smerovosti a laterálneho útlmu nie sú až také zrejmé.
SAE work to develop a better understanding of surface effects is continuing and this is expected to lead to better models.
Obrázok 2.7.q
Until these are developed, the following methodology, described in AIR-5662, is recommended for calculating lateral attenuation.
Pozorovateľ za segmentom
It is confined to the case of sound propagation over soft level ground which is appropriate for the great majority of civil airports.
γ = uhol stúpania
Adjustments to account for the effects of a hard ground surface (or, acoustically equivalent, water) are still under development.
ε = uhol priečneho náklonu
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.
β = uhol stúpania pre LE = tan– 1 (h/)
Making the assumption that, for level flight, air-to-ground attenuation depends on (i) elevation angle β measured in the vertical plane and (ii) lateral displacement from the aircraft ground track , the data were analysed to obtain an empirical function for the total lateral adjustment ΛT(β,) (= lateral event level minus the level at the same distance beneath the aircraft).
β1 = uhol stúpania pre Lmax = sin– 1 (z1/d1) φ = uhol klesania = β – ε Horizontálna Rovina krídla
As the term ΛT(β,) accounted for lateral directivity as well as lateral attenuation, the latter can be extracted by subtraction.
Segment dráhy letu Ekvivalentná vodorovná dráha Predĺžený segment Rovina krídla Horizontálna
Describing lateral directivity by equation (2.7.37), with the fuselage-mount coefficients and with φ replaced by β (appropriate to non-turning flight), the lateral attenuation becomes:
Priemet dráhy na zemský povrch Uvedomujúc si, že na účely modelovania je bočná smerovosť (vplyv inštalácie) dvojrozmerná, definovanie uhla klesania φ sa stále meria bočne od roviny krídla lietadla.
where β and  are measured as depicted in Figure 2.7.m in a plane normal to the infinite flight path which, for level flight, is also vertical.
(Východisková hladina udalosti je stále tá hladina, ktorú vytvorilo lietadlo letiace po nekonečnej dráhe letu, ktorú predstavuje predĺžený segment.)
Although Λ(β,) could be calculated directly using equation (2.7.39) with ΛT(β,) taken from AIR-1751, a more efficient relationship is recommended.
Preto sa uhol klesania stanovuje pri najbližšom bode priblíženia, t. j. φ = βp – ε kde βp je uhol SpOC.
This is the following empirical approximation adapted from AIR-5662:
Pre metriky maximálnej hladiny sa parameter vzdialenosti NPD považuje za najkratšiu vzdialenosť od segmentu, t. j. d = d1.
where Γ() is a distance factor given by
Pre metriky hladiny expozície, je to najkratšia vzdialenosť dp od O po Sp na predĺženej časti dráhy letu; t. j. hladina interpolovaná z tabuľky NPD je LE∞ (P1, dp).
for 0 ≤  ≤ 914 m
Geometrické parametre laterálneho útlmu sa líšia aj v prípade výpočtov maximálnej hladiny hluku a hladiny expozície hluku.
for  > 914 m
Pre metriky maximálnej hladiny sa korekcia Λ(β,) vypočíta rovnicou 2.7.40 s β = β1 = sin– 1(z1/d1) a
and Λ(β) is long-range air-to-ground lateral attenuation given by
kde β1 a d1 sú definované trojuholníkom OC1S1 vo vertikálnej rovine prostredníctvom O a S1.
for 0° ≤ β ≤ 50°
Keď sa počíta laterálny útlm iba vo vzdušných segmentoch a pre metriky hladiny expozície hluku,  zostáva najkratším laterálnym posunom v predĺženej časti segmentu (OC).
for 50° ≤ β ≤ 90°
Na stanovenie vhodnej hodnoty β je však zase potrebné znázorniť (nekonečnú) ekvivalentnú vodorovnú dráhu letu, za ktorej súčasť sa daný segment považuje.
The expression for lateral attenuation Λ(β,), equation (2.7.40), which is assumed to hold good for all aircraft, propeller aircraft as well as fuselage-mount and wing-mount jets, is shown graphically in Figure 2.7.o.
Prechádza cez S1′, výška h nad povrchom, kde h sa rovná dĺžke kolmice RS1 prechádzajúcej od priemetu dráhy na zemský povrch k segmentu v kolmom smere.
Under certain circumstances (with terrain), it is possible for β to be less than zero.
Zodpovedá to rotácii skutočnej predĺženej dráhy letu v uhle γ okolo bodu R (pozri obrázok 2.7.q).
In such cases it is recommended that Λ(β) = 10,57.
Pokiaľ sa R nachádza na kolmici prechádzajúcej cez S1, bod v segmente, ktorý je najbližšie k O, je tvorba ekvivalentnej dráhy letu rovnaká ako v prípade, keď sa O nachádza vedľa segmentu.
Figure 2.7.o
Bod najbližšieho priblíženia ekvivalentnej vodorovnej dráhy k pozorovateľovi O je S′, šikmá vzdialenosť d, takže takto vytvorený trojuholník OCS′ vo vertikálnej rovine potom definuje uhol stúpania β = cos– 1(/d).
Variation of lateral attenuation Λ(β,) with elevation angle and distance
Hoci sa môže zdať, že táto transformácia je dosť zložitá, je potrebné poznamenať, že geometria východiskového zdroja (definovaná prostredníctvom d1, d2 a φ) zostáva nedotknutá, zvuk vychádzajúci zo segmentu k pozorovateľovi je jednoducho taký, aký by bol, keby sa počas celého letu po nekonečne predĺženom naklonenom segmente (ktorého súčasťou je segment na účely modelovania) letelo konštantnou rýchlosťou V a s konštantným výkonom P1.
Finite segment lateral attenuation
Na druhej strane, laterálny útlm zvuku zo segmentu prijatého pozorovateľom nesúvisí s βp uhlom stúpania predĺženej dráhy, ale s β, uhlom stúpania ekvivalentnej vodorovnej dráhy.
Equations (2.7.41) to (2.7.44) describe the lateral attenuation Λ(β,) of sound arriving at the observer from an aeroplane in steady flight along an infinite, level flight path.
Prípad, keď sa pozorovateľ nachádza pred segmentom nie je opísaný osobitne; je však zrejmé, že ide v podstate o to isté ako v prípade pozorovateľa nachádzajúceho sa za segmentom.
When applying them to finite path segments that are not level, the attenuation has to be calculated for an equivalent level path — as the closest point on a simple extension of the inclined segment (that passes through the ground surface at some point) generally does not yield an appropriate elevation angle β.
V prípade metrík hladín expozície, keď sa pozorovateľ počas rozjazdu pri vzlete nachádza za pozemným segmentom a počas dojazdu po pristávaní pred pozemným segmentom, sa hodnota β stáva rovnakou ako v prípade metrík maximálnej hladiny, t. j. β = β1 = sin– 1(z1/d1) a.
The determination of lateral attenuation for finite segments differs markedly for Lmax and LE metrics.
Korekcia v konečnom segmente ΔF (iba pre hladiny expozície LE)
Segment maximum levels Lmax are determined from NPD data as a function of propagation distance d from the nearest point on the segment; no corrections are required to account for the dimensions of the segment.
Upravená východisková hladina hlukovej expozície súvisí s lietadlom v kontinuálnom priamom rovnomernom lete (aj keď s uhlom priečneho náklonu ε, ktorý nezodpovedá priamemu letu).
Likewise, lateral attenuation of Lmax is assumed to depend only on the elevation angle of, and ground distance to, the same point.
Uplatnením (zápornej) korekcie v konečnom segmente ΔF = 10×lg(F), kde F je podiel energie, sa ďalej upravuje hladina na takú, aká by bola, keby lietadlo letelo iba cez konečný segment (alebo keby až do konca nekonečnej dráhy letu vôbec nevydávalo zvuk).
Thus only the coordinates of that point are required.
Pojem podielu energie zahŕňa výraznú pozdĺžnu smerovosť hluku lietadla a uhol, v ktorom sa nachádza segment z hľadiska pozorovateľa.
But for LE, the process is more complicated.
Napriek tomu, že postupy, ktoré spôsobujú smerovosť sú veľmi zložité, zo štúdií vyplýva, že výsledné izofóny sú dosť necitlivé na predpokladané presné smerové charakteristiky.
The baseline event level LE(P,d) that is determined from the NPD data, even though for finite segment parameters, applies nevertheless to an infinite flight path.
Vyjadrenie ΔF uvedené nižšie sa zakladá na štvornásobnom 90-stupňovom dipólovom modeli akustického vyžarovania.
The event exposure level from a segment, LE,seg, is of course less than the baseline level — by the amount of the finite segment correction defined later in Section 2.7.19.
Predpokladá sa, že nie je ovplyvnený bočnou smerovosťou ani laterálnym útlmom.
That correction, a function of the geometry of triangles OS1S2 in Figures 2.7.j to 2.7.l, defines what proportion of the total infinite path noise energy received at O comes from the segment; the same correction applies, whether or not there is any lateral attenuation.
Spôsob odvodenia uvedenej korekcie je podrobne opísaný v dodatku E.
But any lateral attenuation shall be calculated for the infinite flight path, i.e. as a function of its displacement and elevation, not those of the finite segment.
Podiel energie F je funkcia trojuholníka „zorného poľa“ OS1S2 definovaného na obrázkoch 2.7.j až 2.7.l, takže:
Adding the corrections ΔV and ΔI, and subtracting lateral attenuation Λ(β,) from the NPD baseline level gives the adjusted event noise level for equivalent steady level flight on an adjacent, infinite straight path.
kde dλ označuje „kótovanú vzdialenosť“ (pozri dodatok E).
But the actual flight path segments being modelled, those that affect the noise contours, are rarely level; aircraft are usually climbing or descending.
Je potrebné upozorniť, že Lmax(P, dp) je maximálna hladina hluku pre kolmú vzdialenosť dp, získaná z údajov NPD, a NIE segmentu Lmax.
Figure 2.7.p illustrates a departure segment S1S2 — the aircraft is climbing at an angle γ — but the considerations remain very similar for an arrival.
Odporúča sa uplatniť nižší limit – 150 dB na ΔF.
The remainder of the ‘real’ flight path is not shown; suffice it to state that S1S2 represents just a part of the whole path (which in general will be curved).
V konkrétnom prípade, keď sa pozorovateľ nachádza za každým segmentom rozjazdu pri vzlete a každým segmentom dojazdu lietadla po pristávaní, sa používa znížená forma čiastočného hluku vyjadrená v rovnici 2.7.45, ktorá zodpovedá konkrétnemu prípadu q = 0.
In this case, the observer O is alongside, and to the left of, the segment.
Vypočíta sa použitím
The aircraft is banked (anti-clockwise about the flight path) at an angle ε to the lateral horizontal axis.
kde: α2 = l/dl a ΔSOR je funkcia smerovosti začiatku rozjazdu definovaná rovnicami 2.7.51 a 2.7.52.
The depression angle φ from the wing plane, of which the installation effect ΔI is a function (equation (2.7.39)), lies in the plane normal to the flight path in which ε is defined.
Zdôvodnenie používania tejto konkrétnej formy čiastočného hluku je uvedené v ďalšom oddiele ako súčasť metódy uplatňovania smerovosti začiatku rozjazdu.
Thus φ = β – ε where β = tan–1(h/) and  is the perpendicular distance OR from the observer to the ground track; i.e. the lateral displacement of the observer [26].
Špecifické postupy týkajúce sa segmentov rozjazdu a dojazdu lietadiel vrátane funkcie smerovosti začiatku rozjazdu ΔSOR