02002L0049 — ES — 26.07.2019 — 004.001

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►B	DIRECTIVA 2002/49/CE DEL PARLAMENTO EUROPEO Y DEL CONSEJO de 25 de junio de 2002 sobre evaluación y gestión del ruido ambiental (DO L 189 de 18.7.2002, p. 12)

Modificada por:

		Diario Oficial
		n°	página	fecha
M1	REGLAMENTO (CE) No 1137/2008 DEL PARLAMENTO EUROPEO Y DEL CONSEJO de 22 de octubre de 2008	L 311	1	21.11.2008
►M2	DIRECTIVA (UE) 2015/996 DE LA COMISIÓN Texto pertinente a efectos del EEE de 19 de mayo de 2015	L 168	1	1.7.2015
►M3	REGLAMENTO (UE) 2019/1010 DEL PARLAMENTO EUROPEO Y DEL CONSEJO de 5 de junio de 2019	L 170	115	25.6.2019
►M4	REGLAMENTO (UE) 2019/1243 DEL PARLAMENTO EUROPEO Y DEL CONSEJO de 20 de junio de 2019	L 198	241	25.7.2019

Rectificada por:

►C1	Rectificación,, DO L 005, 10.1.2018, p.  35 (2015/996)

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▼B

DIRECTIVA 2002/49/CE DEL PARLAMENTO EUROPEO Y DEL CONSEJO

de 25 de junio de 2002

sobre evaluación y gestión del ruido ambiental

Artículo 1

Objetivos

1.  La presente Directiva tiene por objeto establecer un enfoque común destinado a evitar, prevenir o reducir con carácter prioritario los efectos nocivos, incluyendo las molestias, de la exposición al ruido ambiental. Con este fin, se aplicarán progresivamente las medidas siguientes:

2.  Asimismo, la presente Directiva tiene por objeto sentar unas bases que permitan elaborar medidas comunitarias para reducir los ruidos emitidos por las principales fuentes, en particular vehículos e infraestructuras de ferrocarril y carretera, aeronaves, equipamiento industrial y de uso al aire libre y máquinas móviles. Con este fin, la Comisión deberá presentar al Parlamento Europeo y al Consejo, a más tardar el 18 de julio de 2006 las propuestas legislativas oportunas. Dichas propuestas deberían tener en cuenta los resultados del informe a que se refiere el apartado 1 del artículo 10.

Artículo 2

Ámbito de aplicación

1.  La presente Directiva se aplicará al ruido ambiental al que estén expuestos los seres humanos en particular en zonas urbanizadas, en parques públicos u otras zonas tranquilas en una aglomeración, en zonas tranquilas en campo abierto, en las proximidades de centros escolares y en los alrededores de hospitales, y en otros edificios y lugares vulnerables al ruido.

2.  La presente Directiva no se aplicará al ruido producido por la propia persona expuesta, por las actividades domésticas, por los vecinos, en el lugar de trabajo ni en el interior de medios de transporte, así como tampoco a los ruidos debidos a las actividades militares en zonas militares.

Artículo 3

Definiciones

A efectos de la presente Directiva se entenderá por:

▼M3

▼B

Artículo 4

Aplicación y responsabilidades

1.  Los Estados miembros designarán las autoridades y entidades competentes, en los niveles adecuados, responsables de la aplicación de la presente Directiva, en particular las autoridades responsables de:

2.  Los Estados miembros pondrán a disposición de la Comisión y de la población la información a que se refiere el apartado 1 a más tardar el 18 de julio de 2005.

Artículo 5

Indicadores de ruido y su aplicación

1.  Los Estados miembros aplicarán los indicadores de ruido L den y L night, tal como se mencionan en el anexo I, en la preparación y la revisión de los mapas estratégicos de ruido, de conformidad con el artículo 7.

Hasta tanto se usen con carácter obligatorio métodos comunes de evaluación para la determinación de los indicadores L den y L night, los Estados miembros podrán utilizar a estos efectos los indicadores de ruido nacionales existentes y otros datos conexos, que deberán transformarse en los indicadores anteriormente citados. Dichos datos no podrán remontarse a más de tres años atrás.

2.  Los Estados miembros podrán utilizar indicadores suplementarios en casos especiales como los enumerados en el punto 3 del anexo I.

3.  Para la planificación acústica y la determinación de zonas de ruido, los Estados miembros podrán utilizar indicadores distintos de L den y L night.

4.  Los Estados miembros facilitarán a la Comisión, a más tardar el 18 de julio de 2005, información de cualesquiera valores límite pertinentes vigentes en su territorio o en preparación, expresados en L den y L night y, en su caso, L day y L evening, correspondientes al ruido del tráfico rodado, ferroviario y aéreo y al ruido en los alrededores de los aeropuertos, así como al ruido existente en los lugares dedicados a actividades industriales, junto con explicaciones acerca de la aplicación de dichos valores límite.

Artículo 6

Métodos de evaluación

1.  Los valores de L den y L night se determinarán por medio de los métodos de evaluación descritos en el anexo II.

▼M4

2.  La Comisión estará facultada para adoptar actos delegados con arreglo al artículo 12 bis por los que se modifique el anexo II a fin de establecer métodos comunes de evaluación para la determinación de Lden y de Lnight.

▼B

3.  Los efectos nocivos se podrán evaluar según las relaciones dosis-efecto a las que se hace referencia en el anexo III.

▼M4

La Comisión estará facultada para adoptar actos delegados con arreglo al artículo 12 bis por los que se modifique el anexo III a fin de establecer métodos comunes de evaluación para la determinación de los efectos nocivos.

▼B

Artículo 7

Elaboración de mapas estratégicos de ruido

1.  Los Estados miembros garantizarán que a más tardar el 30 de junio de 2007 se hayan elaborado y, en su caso, aprobado por las autoridades competentes mapas estratégicos de ruido sobre la situación del año civil anterior, correspondientes a todas las aglomeraciones con más de 250 000 habitantes y a todos los grandes ejes viarios cuyo tráfico supere los seis millones de vehículos al año, grandes ejes ferroviarios cuyo tráfico supere los 60 000 trenes al año, y grandes aeropuertos presentes en su territorio.

A más tardar el 30 de junio de 2005, y después cada cinco años, los Estados miembros comunicarán a la Comisión los grandes ejes viarios cuyo tráfico supere los seis millones de vehículos al año, los grandes ejes ferroviarios cuyo tráfico supere los 60 000 trenes al año, los grandes aeropuertos y las aglomeraciones de más de 250 000 habitantes presentes en su territorio.

2.  Los Estados miembros adoptarán las medidas necesarias para garantizar que, a más tardar el 30 de junio de 2012, y después cada cinco años, se hayan elaborado y, en su caso, aprobado por las autoridades competentes mapas estratégicos de ruido sobre la situación del año civil anterior, correspondientes a todas las aglomeraciones urbanas y a todos los grandes ejes viarios y grandes ejes ferroviarios presentes en su territorio.

A más tardar el 31 de diciembre de 2008, los Estados miembros comunicarán a la Comisión todas las aglomeraciones presentes en su territorio y todos los grandes ejes viarios y grandes ejes ferroviarios presentes en su territorio.

3.  Los mapas estratégicos de ruido cumplirán los requisitos mínimos establecidos en el anexo IV.

4.  Los Estados miembros limítrofes cooperarán en la elaboración de mapas estratégicos de ruido de las zonas fronterizas.

5.  Los mapas estratégicos de ruido se revisarán, y en caso necesario se modificarán, al menos cada cinco años a partir de la fecha de su elaboración.

Artículo 8

Planes de acción

1.  Los Estados miembros garantizarán que, a más tardar el 18 de julio de 2008, las autoridades competentes hayan elaborado planes de acción encaminados a afrontar, en su territorio, las cuestiones relativas al ruido y a sus efectos, incluida la reducción del ruido, si fuese necesaria, con respecto a:

Las medidas concretas de los planes de acción quedarán a discreción de las autoridades competentes pero deberán afrontar en particular las prioridades que puedan determinarse como consecuencia de la superación de determinados valores límite o según otros criterios elegidos por los Estados miembros y deberán aplicarse, en particular, a las zonas más importantes establecidas de acuerdo con los mapas estratégicos de ruido.

2.  Los Estados miembros garantizarán que, a más tardar el 18 de julio de 2013, las autoridades competentes hayan elaborado planes de acción, en particular para afrontar las prioridades que puedan determinarse como consecuencia de la superación de determinados valores límite o según otros criterios elegidos por los Estados miembros correspondientes a las aglomeraciones, a los grandes ejes viarios situados en su territorio, así como a los grandes ejes ferroviarios situados en su territorio.

3.  Los Estados miembros comunicarán a la Comisión los otros criterios pertinentes contemplados en los apartados 1 y 2.

4.  Los planes de acción cumplirán los requisitos mínimos establecidos en el anexo V.

▼M3

5.  Los planes de acción se reconsiderarán, y en caso necesario se revisarán, cuando se produzca un cambio importante de la situación existente del ruido, y al menos cada cinco años a partir de la fecha de la aprobación de dichos planes.

Las reconsideraciones y revisiones, que de conformidad con el párrafo primero deberían llevarse a cabo en 2023, se aplazarán para efectuarse a más tardar el 18 de julio de 2024.

▼B

6.  Los Estados miembros limítrofes cooperarán en los planes de acción de las regiones fronterizas.

7.  Los Estados miembros garantizarán que se consulte a la población sobre las propuestas de planes de acción, que se les ofrezca a tiempo la posibilidad efectiva de participar en la preparación y revisión de los planes de acción, que el resultado de dicha participación se tenga en cuenta y que se mantenga informados a la población sobre las decisiones adoptadas. Deberán establecerse plazos razonables que permitan a la población disponer del tiempo suficiente para intervenir en cada una de las fases.

Cuando la obligación de llevar a cabo un procedimiento de participación de la población se derive simultáneamente de la presente Directiva y de alguna otra norma comunitaria, los Estados miembros podrán facilitar procedimientos comunes con el fin de evitar las duplicaciones.

Artículo 9

Información a la población

▼M3

1.  Los Estados miembros velarán por que los mapas estratégicos de ruido que hayan realizado, y en su caso aprobado, y los planes de acción que hayan elaborado se pongan a disposición entre el público y se difundan de acuerdo con la legislación de la Unión pertinente, en particular las Directivas 2003/4/CE ( 2 ) y 2007/2/CE ( 3 ) del Parlamento Europeo y del Consejo, y de conformidad con los anexos IV y V de la presente Directiva, en particular mediante las tecnologías de la información disponibles.

▼B

2.  Esta información deberá ser clara, inteligible y fácilmente accesible y deberá incluir un resumen en el que se recogerán los puntos principales.

Artículo 10

Recogida y publicación de datos por los Estados miembros y la Comisión

1.  A más tardar el 18 de enero de 2004, la Comisión presentará al Parlamento Europeo y al Consejo un informe en el que se refleje una revisión de las medidas comunitarias vigentes en relación con las fuentes de ruido ambiental.

▼M3

2.  Los Estados miembros velarán por que la información resultante de los mapas estratégicos de ruido y de los resúmenes de los planes de acción contemplados en el anexo VI se remita a la Comisión a más tardar seis meses después de las fechas mencionadas respectivamente en los artículos 7 y 8. A tal fin, los Estados miembros solo comunicarán la información por vía electrónica a un archivo de datos obligatorio que creará la Comisión mediante actos de ejecución. Dichos actos de ejecución se adoptarán de conformidad con el procedimiento de examen a que se refiere el artículo 13, apartado 2. En caso de que un Estado miembro desee actualizar información, describirá las diferencias existentes entre la información actualizada y la original, así como las razones de la actualización, cuando facilite la información actualizada al archivo de datos.

▼B

3.  La Comisión creará una base de datos con la información relativa a los mapas estratégicos de ruido con el fin de facilitar la compilación del informe contemplado en el artículo 11 y demás trabajos técnicos e informativos.

4.  Cada cinco años, la Comisión publicará un informe de síntesis de los datos resultantes de los mapas estratégicos de ruido y los planes de acción. El primer informe se presentará el 18 de julio de 2009.

Artículo 11

Revisión y presentación de informes

1.  A más tardar el 18 de julio de 2009, la Comisión presentará al Parlamento Europeo y al Consejo un informe sobre la aplicación de la presente Directiva.

2.  En el informe se evaluará en particular la necesidad de llevar a cabo otras acciones comunitarias en relación con el ruido ambiental y, si resulta conveniente, se propondrán estrategias de aplicación sobre aspectos tales como:

3.  El informe incluirá una revisión de la calidad acústica ambiental en la Comunidad basada en los datos indicados en el artículo 10, y tendrá en cuenta el progreso científico y técnico y demás información pertinente. La reducción de los efectos nocivos y la relación coste-eficacia serán los principales criterios de selección de las estrategias y medidas propuestas.

4.  Cuando la Comisión haya recibido el primer conjunto de mapas estratégicos de ruido, volverá a considerar:

5.  El informe se revisará cada cinco años o más a menudo cuando resulte oportuno. Deberá incluir una evaluación de la ejecución de la presente Directiva.

6.  El informe irá acompañado, si procede, de propuestas para modificar la presente Directiva.

▼M4

Artículo 12

Adaptación al progreso técnico y científico

La Comisión estará facultada para adoptar actos delegados con arreglo al artículo 12 bis por los que se modifiquen el anexo I, punto 3, y los anexos II y III para adaptarlos al progreso técnico y científico.

▼M4

Artículo 12 bis

Ejercicio de la delegación

1.  Se otorgan a la Comisión los poderes para adoptar actos delegados en las condiciones establecidas en el presente artículo.

2.  Los poderes para adoptar actos delegados mencionados en el artículo 6, apartados 2 y 3, y en el artículo 12 se otorgan a la Comisión por un período de cinco años a partir del 26 de julio de 2019. La Comisión elaborará un informe sobre la delegación de poderes a más tardar nueve meses antes de que finalice el período de cinco años. La delegación de poderes se prorrogará tácitamente por períodos de idéntica duración, excepto si el Parlamento Europeo o el Consejo se oponen a dicha prórroga a más tardar tres meses antes del final de cada período.

3.  El Parlamento Europeo o el Consejo podrán revocar en cualquier momento la delegación de poderes a que se refieren el artículo 6, apartados 2 y 3, y el artículo 12. La decisión de revocación pondrá término a la delegación de los poderes que en ella se especifiquen. La decisión surtirá efecto el día siguiente al de su publicación en el Diario Oficial de la Unión Europea o en una fecha posterior indicada en ella. No afectará a la validez de los actos delegados que ya estén en vigor.

4.  Antes de la adopción de un acto delegado, la Comisión consultará a los expertos designados por cada Estado miembro de conformidad con los principios establecidos en el Acuerdo interinstitucional de 13 de abril de 2016 sobre la mejora de la legislación ( 4 ).

5.  Tan pronto como la Comisión adopte un acto delegado lo notificará simultáneamente al Parlamento Europeo y al Consejo.

6.  Los actos delegados adoptados en virtud del artículo 6, apartados 2 y 3, y del artículo 12 entrarán en vigor únicamente si, en un plazo de dos meses a partir de su notificación al Parlamento Europeo y al Consejo, ninguna de estas instituciones formula objeciones o si, antes del vencimiento de dicho plazo, ambas informan a la Comisión de que no las formularán. El plazo se prorrogará dos meses a iniciativa del Parlamento Europeo o del Consejo.

▼B

Artículo 13

Comité

1.  La Comisión estará asistida por el comité creado en virtud del artículo 18 de la Directiva 2000/14/CE.

2.  En los casos en que se haga referencia al presente apartado, serán de aplicación los artículos 5 y 7 de la Decisión 1999/468/CE, observando lo dispuesto en su artículo 8.

El plazo contemplado en el apartado 6 del artículo 5 de la Decisión 1999/468/CE queda fijado en tres meses.

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▼B

Artículo 14

Incorporación a la legislación nacional

1.  Los Estados miembros pondrán en vigor las disposiciones legales, reglamentarias y administrativas necesarias para dar cumplimiento a lo establecido en la presente Directiva a más tardar el 18 de julio de 2004. Informarán inmediatamente de ello a la Comisión.

Cuando los Estados miembros adopten dichas disposiciones, éstas harán referencia a la presente Directiva o irán acompañadas de dicha referencia en su publicación oficial. Los Estados miembros establecerán las modalidades de la mencionada referencia.

2.  Los Estados miembros comunicarán a la Comisión el texto de las disposiciones de Derecho interno que adopten en el ámbito regulado por la presente Directiva.

Artículo 15

Entrada en vigor

La presente Directiva entrará en vigor el día de su publicación en el Diario Oficial de las Comunidades Europeas.

Artículo 16

Destinatarios

Los destinatarios de la presente Directiva serán los Estados miembros.

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ANEXO I

INDICADORES DE RUIDO

contemplados en el artículo 5

1.   Definición del nivel día-tarde-noche L den

El nivel día-tarde-noche L den en decibelios (dB) se determina aplicando la fórmula siguiente:

donde

donde

y donde

La altura del punto de evaluación de L den depende de la aplicación:

2.   Definición del indicador de ruido en período nocturno

El indicador de ruido en período nocturno L night es el nivel sonoro medio a largo plazo ponderado A definido en la norma ISO 1996-2: 1987, determinado a lo largo de todos los períodos nocturnos de un año.

Donde

3.   Indicadores de ruido suplementarios

En algunos casos, además de L den y L night, y cuando proceda L day y L evening, puede resultar conveniente utilizar indicadores de ruido especiales con los valores límite correspondientes. He aquí algunos ejemplos:

▼M2

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ANEXO II

MÉTODOS DE EVALUACIÓN PARA LOS INDICADORES DE RUIDO

(a los que se hace referencia en el artículo 6 de la Directiva 2002/49/CE)

1.   INTRODUCCIÓN

Los valores de Lden y Lnight se determinarán mediante un cálculo en el punto de evaluación, según el método estipulado en el capítulo 2 y los datos descritos en el capítulo 3. Las mediciones podrán realizarse conforme a lo estipulado en el capítulo 4.

2.   MÉTODOS COMUNES PARA LA EVALUACIÓN DEL RUIDO

2.1.    Disposiciones generales — Ruido del tráfico vial, del tráfico ferroviario y ruido industrial

2.1.1.    Indicadores, gama de frecuencias y definiciones de banda

Los cálculos de ruido se definirán en ►C1  la gama de frecuencias de las bandas de octava comprendidas entre 63 Hz y 8 kHz ◄ . Los resultados de la banda de frecuencias se facilitarán en el intervalo de frecuencias correspondiente.

Los cálculos se realizan por bandas de octava para el ruido del tráfico vial, del tráfico ferroviario e industrial, salvo para la potencia acústica de la fuente de ruido ferroviario, que usa bandas de tercio de octava. En el caso del ruido del tráfico vial, del tráfico ferroviario e industrial, conforme a estos resultados de banda de octava, el nivel medio a largo plazo de presión acústica con ponderación A para el día, la tarde y la noche, tal y como se establece en el anexo I y en el artículo 5 de la Directiva 2002/49/CE, se calcula mediante la suma de todas las frecuencias.

donde

Parámetros del ruido:

Otros parámetros físicos:

2.1.2.    Marco de calidad

Precisión de los valores de entrada

Todos los valores de entrada que afecten al nivel de emisiones de una fuente se determinarán al menos con una precisión correspondiente a una incertidumbre de ± 2dB(A) en el nivel de emisiones de la fuente (dejando invariables todos los demás parámetros).

Uso de los valores predeterminados

Al aplicar el método, los datos de entrada reflejarán el uso real. En general, no se depositará confianza alguna en los valores de entrada predeterminados ni en los supuestos. Los valores de entrada predeterminados y los supuestos se aceptan si la recopilación de datos reales supone costes muy altos.

Calidad del software usado para los cálculos

El software utilizado para realizar los cálculos deberá acreditar la conformidad con los métodos aquí descritos mediante una certificación de resultados derivados de casos de prueba.

2.2.    Ruido del tráfico vial

2.2.1.    Descripción de la fuente

Clasificación de los vehículos

La fuente de ruido del tráfico vial se determinará mediante la combinación de la emisión de ruido de cada uno de los vehículos que forman el flujo del tráfico. Estos vehículos se agrupan en cinco categorías independientes en función de las características que posean en cuanto a la emisión de ruido:

Categoría 1

:

Vehículos de motor ligeros

Categoría 2

:

Vehículos pesados medianos

Categoría 3

:

Vehículos pesados

Categoría 4

:

Vehículos de dos ruedas

Categoría 5

:

Categoría abierta

En el caso de los vehículos de dos ruedas, se definen dos subclases independientes para los ciclomotores y las motocicletas de mayor potencia, ya que los modos de conducción son diversos y, además, suelen variar significativamente en número.

Se usarán las primeras cuatro categorías, y la quinta será opcional. Se prevé el establecimiento de otra categoría para los nuevos vehículos que puedan fabricarse en el futuro que presenten características suficientemente diferentes en términos de emisiones de ruido. Esta categoría podría englobar, por ejemplo, los vehículos eléctricos o híbridos o cualquier vehículo que se fabrique en el futuro que difiera significativamente de los de las categorías 1 a 4.

Los detalles de las diferentes clases de vehículos se facilitan en el cuadro [2.2.a].

Número y situación de fuentes sonoras equivalentes

En este método, cada vehículo (categorías 1, 2, 3, 4 y 5) se representa mediante una fuente de un solo punto que se irradia de manera uniforme en el espacio medio π por encima del suelo. La primera reflexión sobre el asfalto se trata de manera implícita. Como se ilustra en la figura [2.2.a], esta fuente puntual se ubica a 0,05 m por encima del asfalto.

El flujo de tráfico se representa mediante una línea de fuentes. Al diseñar una carretera con varios carriles, lo ideal es representar cada carril con una línea de fuentes ubicada en el centro de cada carril. No obstante, también se puede dibujar una línea de fuentes en el medio de una carretera de doble sentido o una línea de fuentes por cada calzada en el carril exterior de carreteras con varios carriles.

Emisión de la potencia acústica

La potencia acústica de la fuente se define en el «campo semilibre», por lo que la potencia acústica comprende el efecto de la reflexión sobre el suelo inmediatamente debajo de la fuente modelizada en la que no existen objetos perturbadores en su entorno más próximo, salvo en el caso de la reflexión sobre el asfalto que no se produce inmediatamente debajo de la fuente modelizada.

La emisión de ruido de un flujo de tráfico se representa mediante una línea de fuentes caracterizada por su potencia acústica direccional por metro y por frecuencia. Esto se corresponde con la suma de la emisión de ruido de cada uno de los vehículos del flujo de tráfico, teniendo en cuenta el tiempo durante el cual los vehículos circulan por el tramo de carretera considerado. La implementación de cada vehículo del flujo requiere la aplicación de un modelo de flujo de tráfico.

Si se supone un flujo de tráfico continuo de vehículos Qm de la categoría m por hora, con una velocidad media de vm (en km/h), la potencia acústica direccional por metro en la banda de frecuencias i de la línea de fuentes LW′, eq,line,i,m se define mediante:

donde LW,i,m es la potencia acústica direccional de un único vehículo. LW′,m se expresa en dB (re. 10–12 W/m). Los niveles de potencia acústica se calculan para ►C1  cada banda de octava i comprendida entre 63 Hz y 8 kHz ◄ .

Los datos de flujo de tráfico Qm se expresarán como un promedio anual por horas, por período de tiempo (día, tarde y noche), por clase de vehículo y por línea de fuentes. Para todas las categorías se utilizarán los datos de entrada sobre el flujo de tráfico derivados del aforo de tráfico o de los modelos de tráfico.

La velocidad vm es una velocidad representativa por categoría de vehículo: en la mayoría de los casos, la velocidad máxima permitida más baja para el tramo de carretera y la velocidad máxima permitida para la categoría de vehículos. Si no se encuentran disponibles los datos de mediciones locales, se utilizará la velocidad máxima permitida para la categoría de vehículos.

En el flujo de tráfico, se supone que todos los vehículos de la categoría m circulan a la misma velocidad, es decir, vm , la velocidad media del flujo de vehículos de la categoría.

Un vehículo de carretera se modeliza mediante un conjunto de ecuaciones matemáticas que representan las principales fuentes de ruido:

El ruido aerodinámico se incorpora a la fuente del ruido de rodadura.

En el caso de los vehículos ligeros, medianos y pesados (categorías 1, 2 y 3), la potencia acústica total se corresponde con la suma energética del ruido rodante y del ruido de la propulsión. Por tanto, el nivel de potencia acústica total de las líneas de fuentes m = 1, 2 o 3 se define mediante:

donde LWR,i,m es el nivel de potencia acústica para el ruido rodante y LWP,i,m , el nivel de potencia acústica para el ruido de la propulsión. Esto es válido para todas las gamas de velocidades. Para velocidades inferiores a 20 km/h, ha de tener el mismo nivel de potencia acústica definido por la fórmula para vm = 20 km/h.

Para los vehículos de dos ruedas (categoría 4), para la fuente solo se considera el ruido de la propulsión:

Esto es válido para todas las gamas de velocidades. Para velocidades inferiores a 20 km/h, ha de tener el mismo nivel de potencia acústica definido por la fórmula para vm = 20 km/h.

2.2.2.    Condiciones de referencia

Los coeficientes y las ecuaciones de la fuente son válidos para las siguientes condiciones de referencia:

2.2.3.    Ruido rodante

Ecuación general

El nivel de potencia acústica del ruido rodante en la banda de frecuencias i para un vehículo de la clase m = 1, 2 o 3 se define como:

Los coeficientes AR,i,m y BR,i,m se ofrecen en bandas de octava para cada categoría de vehículo y para una velocidad de referencia vref = 70 km/h. ΔLWR,i,m se corresponde con la suma de los coeficientes de corrección que se han de aplicar a la emisión de ruido rodante para condiciones específicas del firme o del vehículo halladas a partir de las condiciones de referencia:

ΔLWR,road,i,m representa el efecto que tiene en el ruido rodante un asfalto con propiedades acústicas distintas a las de la superficie de referencia virtual, como se define en el capítulo 2.2.2. Incluye el efecto en la propagación y en la generación.

ΔLstudded tyres,i,m es un coeficiente de corrección que representa el ruido rodante más alto de los vehículos ligeros equipados con neumáticos con clavos.

ΔLWR,acc,i,m indica el efecto que tiene en el ruido rodante una intersección con semáforos o una rotonda. Comprende el efecto que la variación de velocidad tiene en el ruido.

ΔLW,temp es un término de corrección para una temperatura media τ distinta de la temperatura de referencia τref = 20 °C.

Corrección para los neumáticos con clavos

En situaciones en que un número importante de vehículos ligeros del flujo de tráfico usan neumáticos con clavos durante varios meses al año, se tendrá en cuenta el efecto inducido en el ruido rodante. Para cada vehículo de la categoría m = 1 equipado con neumáticos con clavos, se evalúa un aumento del ruido rodante en función de la velocidad mediante:

donde los coeficientes ai y bi se proporcionan para cada banda de octava.

El aumento de la emisión de ruido rodante se atribuirá únicamente en función de la proporción de vehículos ligeros con neumáticos con clavos y durante un período limitado Ts (en meses) a lo largo del año. Si Qstud,ratio es la relación media del volumen total de vehículos ligeros por hora equipados con neumáticos con clavos durante el período Ts (en meses), entonces la proporción media anual de vehículos equipados con neumáticos con clavos ps se expresa mediante:

La corrección resultante que se aplicará a la emisión de potencia acústica rodante debido al uso de neumáticos con clavos para vehículos de la categoría m = 1 en la banda de frecuencias i será:

Para los vehículos de todas las demás categorías no se aplicará ninguna corrección:

Efecto de la temperatura del aire en la corrección del ruido rodante

La temperatura del aire afecta a la emisión de ruido rodante; de hecho, el nivel de potencia acústica rodante disminuye cuando aumenta la temperatura del aire. Este efecto se introduce en la corrección del asfalto. Las correcciones del asfalto suelen evaluarse con una temperatura del aire de τref = 20 °C. Si la temperatura del aire media anual en °C es diferente, el ruido del asfalto se corregirá con la fórmula:

El término de corrección es positivo (es decir, que el ruido aumenta) para temperaturas inferiores a 20 °C y negativo (es decir, que el ruido disminuye) para temperaturas más altas. El coeficiente K depende de las características del asfalto y de los neumáticos y, en general, refleja cierta dependencia de la frecuencia. Se aplicará un coeficiente genérico Km = 1 = 0,08 dB/°C para vehículos ligeros (categoría 1) y Km = 2 = Km = 3 = 0,04 dB/°C para vehículos pesados (categorías 2 y 3) para todos los asfaltos. El coeficiente de corrección se aplicará por igual a todas las bandas de octava desde 63 hasta 8 000 Hz.

2.2.4.    Ruido de la propulsión

Ecuación general

La emisión de ruido de la propulsión comprende todas las contribuciones del motor, el tubo de escape, la cantidad de cambios, la entrada de aire, etc. El nivel de potencia acústica del ruido de la propulsión en la banda de frecuencias i para un vehículo de clase m se define como:

Los coeficientes AP,i,m y BP,i,m se ofrecen en bandas de octava para cada categoría de vehículo y para una velocidad de referencia vref = 70 km/h.

ΔLWP,i,m se corresponde con la suma de los coeficientes de corrección que se han de aplicar a la emisión de ruido de la propulsión para condiciones de conducción específicas o condiciones regionales halladas a partir de las condiciones de referencia:

ΔLWP,road,i,m representa el efecto del asfalto en el ruido de la propulsión a través de la absorción. El cálculo se realizará conforme a lo especificado en el capítulo 2.2.6.

ΔLWP,acc,i,m y ΔLWP,grad,i,m representan el efecto de las pendientes del asfalto y de la aceleración y la desaceleración de los vehículos en las intersecciones. Se calcularán según lo previsto en los capítulos 2.2.4 y 2.2.5, respectivamente.

Efecto de las pendientes del asfalto

La pendiente del asfalto tiene dos efectos en la emisión de ruido del vehículo: en primer lugar, afecta a la velocidad del vehículo y, por consiguiente, a la emisión de ruido rodante y de propulsión del vehículo; en segundo lugar, afecta a la carga y la velocidad del motor por la elección de la marcha y, por tanto, a la emisión de ruido de la propulsión del vehículo. En esta sección solo se aborda el efecto en el ruido de la propulsión, suponiendo una velocidad constante.

El efecto que la pendiente del asfalto tiene en el ruido de la propulsión se tiene en cuenta mediante un término de corrección ΔLWP,grad,m , que es una función de la pendiente s (en %), la velocidad del vehículo vm (en km/h) y la clase de vehículo m. En el caso de un flujo de tráfico bidireccional, es necesario dividir el flujo en dos componentes y corregir la mitad para la subida y la otra mitad para la bajada. El término de corrección se atribuye a todas las bandas de octava por igual:

La corrección ΔLWP,grad,m incluye de forma implícita el efecto que la pendiente tiene en la velocidad.

2.2.5.    Efecto de la aceleración y desaceleración de los vehículos

Antes y después de las intersecciones reguladas por semáforos y las rotondas, se aplicará una corrección para el efecto de la aceleración y la desaceleración, tal y como se describe a continuación.

Los términos de corrección para el ruido rodante, ΔLWR,acc,m,k , y para el ruido de la propulsión, ΔLWP,acc,m,k , son funciones lineales de la distancia x (en m) desde la fuente puntual hasta la intersección más cercana de la línea de fuentes correspondiente con otra línea de fuentes. Estos términos se atribuyen a todas las bandas de octava por igual:

Los coeficientes CR,m,k y CP,m,k dependen del tipo de unión k (k = 1 para una intersección regulada por semáforos; k = 2 para una rotonda) y se proporcionan para cada categoría de vehículos. La corrección comprende el efecto del cambio de velocidad al aproximarse a una intersección o a una rotonda o al alejarse de ella.

Tenga en cuenta que a una distancia |x| ≥ 100 m, ΔLWR,acc,m,k = ΔLWP,acc,m,k = 0.

2.2.6.    Efecto del tipo de asfalto

Principios generales

Si se trata de asfaltos con propiedades acústicas distintas a las de la superficie de referencia, se aplicará un término de corrección espectral para el ruido rodante y el ruido de la propulsión.

El término de corrección del asfalto para la emisión de ruido rodante se halla mediante:

donde

El término de corrección del asfalto para la emisión de ruido de la propulsión se proporciona mediante:

Las superficies absorbentes reducen el ruido de la propulsión, mientras que las superficies no absorbentes no lo aumentan.

Efecto de la antigüedad en las propiedades del ruido del asfalto

Las características acústicas de las superficies de rodadura varían con la antigüedad y el nivel de mantenimiento, con una tendencia a que el ruido sea más alto con el paso del tiempo. En este método, se hallan los parámetros de la superficie de rodadura para que sean representativos del rendimiento acústico del tipo de superficie de rodadura como promedio con respecto a su vida útil representativa y suponiendo que se realiza un mantenimiento adecuado.

2.3.    Ruido ferroviario

2.3.1.    Descripción de la fuente

Clasificación de los vehículos

A los efectos de este método de cálculo del ruido, un vehículo se define como cualquier subunidad ferroviaria independiente de un tren (normalmente una locomotora, un vagón autopropulsado, un vagón remolcado o un vagón de carga) que se pueda mover de manera independiente y que se pueda desacoplar del resto del tren. Se pueden dar algunas circunstancias específicas para las subunidades de un tren que forman parte de un conjunto que no se puede desacoplar, por ejemplo, compartir un tren de carretilla entre ellas. A los efectos de este método de cálculo, todas estas subunidades se agrupan en un único vehículo.

Asimismo, para este método de cálculo, un tren consta de una serie de vehículos acoplados.

En el cuadro [2.3.a] se define un lenguaje común para describir los tipos de vehículos incluidos en la base de datos de las fuentes. En él se presentan los descriptores correspondientes que se usarán para clasificar todos los vehículos. Estos descriptores se corresponden con las propiedades del vehículo, que afectan a la potencia acústica direccional por metro de línea fuente equivalente modelizada.

El número de vehículos de cada tipo se determinará sobre cada tramo de vía para cada período de tiempo que se usará en el cálculo del ruido. Se expresará como un número promedio de vehículos por hora, que se obtiene al dividir el número total de vehículos que circulan durante un período de tiempo determinado entre la duración en horas de dicho período (por ejemplo, 24 vehículos en 4 horas dan como resultado 6 vehículos por hora). Se usarán todos los tipos de vehículos que circulan por cada tramo de vía.

Clasificación de las vías y estructura portante

Las vías existentes pueden variar porque hay varios elementos que contribuyen a las propiedades acústicas y las caracterizan. Los tipos de vías utilizados en este método se indican en el cuadro [2.3.b] siguiente. Algunos de los elementos influyen significativamente en las propiedades acústicas, mientras que otros solo tienen efectos secundarios. En general, los elementos más importantes que influyen en la emisión de ruido ferroviario son: la rugosidad de la cabeza de línea, la rigidez de la almohadilla de carril, la base de la vía, las juntas de los carriles y el radio de curvatura de la vía. De forma alternativa, se pueden definir las propiedades generales de la vía y, en este caso, la rugosidad de la cabeza de línea y la pendiente de caída de la vía según la norma ISO 3095 son dos parámetros esenciales desde el punto de vista acústico, además del radio de curvatura de la vía.

El tramo de una vía se define como una parte de una única vía, en una línea ferroviaria o en una estación, en la que no cambian los componentes básicos ni las propiedades físicas de la vía.

En el cuadro [2.3.b] se define un lenguaje común para describir los tipos de vías incluidos en la base de datos de las fuentes.

Número y situación de fuentes sonoras equivalentes

Las distintas fuentes lineales de ruido equivalentes se ubican a diferentes alturas y en el centro de la vía. Todas las alturas se refieren al plano tangencial a las dos superficies superiores de los dos carriles.

Las fuentes equivalentes comprenden diferentes fuentes físicas (índice p). Estas fuentes físicas se dividen en dos categorías distintas en función del mecanismo de generación, que son: 1) el ruido de rodadura (incluida no solo la vibración de la base del carril y la vía y la vibración de las ruedas, sino también, si procede, el ruido de la superestructura de los vehículos destinados al transporte de mercancías); 2) el ruido de tracción; 3) el ruido aerodinámico; 4) el ruido de impacto (en cruces, cambios y juntas); 5) el ruido generado por los chirridos, y 6) el ruido generado por efectos adicionales como puentes y viaductos.

Por este motivo, se prevén dos alturas de fuentes mediante el método a 0,5 m (fuente A), 4,0 m (fuente B), y la potencia acústica equivalente asociada con cada una se distribuye entre las dos en función de la configuración específica de las fuentes en el tipo de unidad.

2.3.2.    Emisión de la potencia acústica

Ecuaciones generales

El modelo de ruido del tráfico ferroviario, de forma análoga al ruido del tráfico vial, describe la emisión de la potencia acústica de una combinación específica del tipo de vehículo y el tipo de vía que satisface una serie de requisitos descritos en la clasificación de vehículos y vías, en relación con un conjunto de potencias acústicas para cada vehículo (LW,0).

La emisión de ruido de un flujo de tráfico en cada vía deberá representarse mediante un conjunto de dos líneas de fuentes caracterizadas por su potencia acústica direccional por metro y por banda de frecuencias. Esto se corresponde con la suma de las emisiones de ruido de cada uno de los vehículos del flujo de tráfico y, en el caso específico de los vehículos parados, teniendo en cuenta el tiempo que los vehículos pasan en el tramo ferroviario considerado.

La potencia acústica direccional por metro y por banda de frecuencias, debido a todos los vehículos que circulan por cada tramo de vía de un tipo de vía (j), se define de la siguiente forma:

y se trata de la suma de la energía de todas las contribuciones de todos los vehículos que circulan por el tramo de vía específico j-th. Estas contribuciones son las siguientes:

Para calcular la potencia acústica direccional por metro (entrada en la parte de propagación) debido a la combinación promedio de tráfico en el tramo de vía j-th, se usa lo siguiente:

donde

Tref

=

período de tiempo de referencia para el que se considera el tráfico promedio

X

=

número total de combinaciones existentes de i, t, s, c, p para cada tramo de la vía j-th

t

=

índice para los tipos de vehículo en el tramo de vía j-th

s

=

índice para la velocidad del tren: hay tantos índices como número de velocidades promedio de tren diferentes en el tramo de vía j-th

c

=

índice para las condiciones de circulación: 1 (para velocidad constante), 2 (ralentí)

p

=

índice para los tipos de fuentes físicas: 1 (para ruido de rodadura y de impacto), 2 (chirrido en las curvas), 3 (ruido de tracción), 4 (ruido aerodinámico), 5 (otros efectos)

LW′,eq,line,x

=

potencia acústica direccional x-th por metro para una línea de fuentes de una combinación de t, s, r, p en cada tramo de vía j-th

Si se supone un flujo constante de vehículos Q por hora, con una velocidad media de v, como promedio en cada momento, habrá un número equivalente de vehículos Q/v por longitud de unidad del tramo de la vía ferroviaria. La emisión de ruido del flujo de vehículos en términos de potencia acústica direccional por metro LW′,eq,line (expresada en dB/m (re. 10– 12 W)) se integra mediante:

donde

En el caso de una fuente estacionaria, como durante el ralentí, se supone que el vehículo permanecerá durante un tiempo total T idle en una ubicación dentro de un tramo de vía con una longitud L. Por tanto, con Tref como el período de tiempo de referencia para la evaluación del ruido (por ejemplo, 12 horas, 4 horas u 8 horas), la potencia acústica direccional por longitud de la unidad en el tramo de vía se define mediante:

En general, la potencia acústica direccional se obtiene de cada fuente específica como:

donde

Y donde LW,0,dir,i(ψ,φ) , después de hallarse en bandas de octava de 1/3, deberá expresarse en bandas de octava añadiendo enérgicamente cada banda de octava de 1/3 perteneciente integrada en la banda de octava correspondiente.

A efectos de cálculo, la potencia de la fuente se expresa de manera específica en términos de potencia acústica direccional por una longitud de 1 m de la vía LW′,tot,dir,i para representar la directividad de las fuentes en su dirección vertical y horizontal, mediante las correcciones adicionales.

Se consideran varios cálculos de LW,0,dir,i (ψ,φ) para cada combinación de vehículo-vía-velocidad-estado de circulación:

Se tiene en cuenta un conjunto de LW,0,dir,i (ψ,φ) para cada combinación de vehículo-vía-velocidad-estado de circulación, cada tramo de vía, las alturas correspondientes de h = 1 y h = 2 y la directividad.

Ruido rodante

La contribución del vehículo y la contribución de la vía al ruido rodante se dividen en cuatro elementos básicos: la rugosidad de la rueda, la rugosidad de la vía, la función de transferencia del vehículo a las ruedas y a la superestructura (recipientes) y la función de transferencia de la vía. La rugosidad de las ruedas y de los raíles representan la causa de la excitación de la vibración del punto de contacto entre el raíl y la rueda, y las funciones de transferencia son dos funciones empíricas o modelizadas que representan todo el fenómeno complejo de la vibración mecánica y de la generación de ruido en las superficies de las ruedas, el raíl, la traviesa y la subestructura de la vía. Esta separación refleja la evidencia física de que la rugosidad del raíl puede excitar la vibración del raíl, pero también excitará la vibración de la rueda, y viceversa. El no incluir alguno de estos cuatro parámetros impediría la disociación de la clasificación de las vías y los trenes.

Rugosidad de la rueda y de la vía

El ruido rodante aumenta principalmente por la rugosidad del carril y la rueda en el rango de longitud de onda comprendido entre 5 y 500 mm.

El nivel de rugosidad Lr se define como 10 veces el logaritmo de base 10 del cuadrado del valor cuadrático medio r2 de la rugosidad de la superficie de rodadura de un raíl o una rueda en la dirección del movimiento (nivel longitudinal) medida en μm con respecto a una longitud determinada del raíl o al diámetro total de la rueda, dividida entre el cuadrado del valor de referencia
:

donde

r 0

=

1 μm

r

=

r.m.s. de la diferencia de desplazamiento vertical de la superficie de contacto con respecto al nivel medio

El nivel de rugosidad Lr suele obtenerse como un espectro de la longitud de onda λ y deberá convertirse en un espectro de frecuencias f = v/λ, donde f es la frecuencia de banda central de una banda de octava determinada de 1/3 en Hz, λ es la longitud de onda en m y ►C1  v es la velocidad del tren en m/s ◄ . El espectro de rugosidad como una función de frecuencia cambia a lo largo del eje de frecuencia para diferentes velocidades. En casos generales, tras la conversión del espectro de frecuencias en función de la velocidad, es necesario obtener nuevos valores del espectro de bandas de octava de 1/3 cuyo promedio se encuentre entre dos bandas de octava de 1/3 correspondientes en el dominio de la longitud de onda. Para calcular el espectro de frecuencias de la rugosidad efectiva total correspondiente a la velocidad apropiada del tren, deberá calcularse el promedio de manera enérgica y proporcional de las dos bandas de octava de 1/3 correspondientes definidas en el dominio de la longitud de onda.

El nivel de rugosidad del raíl (rugosidad del lateral de la vía) para la banda del número de ondas i-th se define como Lr,TR,i

Por analogía, el nivel de rugosidad de la rueda (rugosidad del lateral del vehículo) para la banda del número de ondas i-th se define como L r,VEH,i .

El nivel de rugosidad efectiva total para la banda del número de ondas i (LR,tot,i ) se define como la suma de la energía de los niveles de rugosidad del raíl y de la rueda más el filtro de contacto ►C1  A 3(λ) ◄ para tener en cuenta el efecto de filtrado de la banda de contacto entre el raíl y la rueda, y se mide en dB:

donde se expresa como una función de la banda del número de onda i-th correspondiente a la longitud de onda λ.

El filtro de contacto depende del tipo de raíl y de rueda y de la carga.

En el método se utilizarán la rugosidad efectiva total del tramo de vía j-th y cada tipo de vehículo t-th a su velocidad v correspondiente.

Función de transferencia de vehículo, vía y superestructura

Las funciones de transferencia independientes de la velocidad LH,TR,i LH,VEH,i y LH,VEH,SUP,i se definen como: la primera para cada tramo de vía j-th y las otras dos para cada tipo de vehículo t-th. Relacionan el nivel de rugosidad efectiva total con la potencia acústica de la vía, las ruedas y la superestructura, respectivamente.

La contribución de la superestructura se considera solo para los vagones de mercancías, por tanto, solo para el tipo de vehículos «o».

En el caso del ruido de rodadura, las contribuciones de la vía y del vehículo se describen totalmente mediante las funciones de transferencia y mediante el nivel de rugosidad efectiva total. Cuando un tren está en ralentí, el ruido de rodadura quedará excluido.

Para la potencia acústica por vehículo, el ruido de rodadura se calcula a la altura del eje y, como entrada, tiene el nivel de rugosidad efectiva total LR,TOT,i en forma de una función de la velocidad del vehículo v, las funciones de transferencia de la vía, el vehículo y la superestructura LH,TR,i , LH,VEH,i y LH,VEH,SUP,i , y el número total de ejes Na :

para h = 1:

donde Na es el número de ejes por vehículo para el tipo de vehículo t-th.

Se utilizará una velocidad mínima de 50 km/h (30 km/h solo para los tranvías y el metro) para determinar la rugosidad efectiva total y, por consiguiente, la potencia acústica de los vehículos (esta velocidad no afecta al cálculo del flujo de vehículos) para compensar el error potencial introducido por la simplificación de la definición del ruido de rodadura, el ruido de los frenos y el ruido de impacto generado en las intersecciones y los cambios.

Ruido de impacto (intersecciones, cambios y juntas)

El ruido de impacto puede derivar de las intersecciones, los cambios y las juntas o las agujas. Puede variar en magnitud y puede dominar el ruido rodante. El ruido de impacto deberá considerarse para las vías unidas. En el caso del ruido de impacto generado por cambios, cruces y juntas en los tramos de las vías con una velocidad inferior a 50 km/h (30 km/h solo para tranvías y metros), ya que la velocidad mínima de 50 km/h (30 km/h solo para tranvías y metros) se usa para incluir más efectos en función de la descripción contemplada en el capítulo del ruido rodante, la modelización deberá evitarse. La modelización del ruido de impacto también debe evitarse en condiciones de circulación c = 2 (ralentí).

El ruido de impacto se incluye en el término del ruido de rodadura (energía) al incorporar un nivel de rugosidad del impacto ficticio suplementario al nivel de rugosidad efectiva total en cada tramo de vía j-th específico donde se encuentre. En este caso, se usará una nueva función LR,TOT+IMPACT,i en lugar de LR,TOT,i , por lo que quedará como sigue:

LR,IMPACT,i es un espectro de bandas de octava de 1/3 (como una función de frecuencia). Para obtener este espectro de frecuencias, se facilita un espectro como una función de la longitud de onda λ y deberá convertirse en el espectro requerido como una función de frecuencia usando la relación λ = v/f, donde es la frecuencia central de la banda de octava de 1/3 en Hz ►C1  y v es la velocidad del vehículo s-th del tipo de vehículo t-th en m/s ◄ .

El ruido de impacto dependerá de la gravedad y el número de impactos por longitud de la unidad o densidad de la unión, por lo que en el caso de que se den varios impactos, el nivel de rugosidad del impacto que habrá de utilizarse en la ecuación anterior se calculará como sigue:

donde LR,IMPACT–SINGLE,i es el nivel de rugosidad del impacto que se proporciona para un único impacto y nl es la densidad de la unión.

El nivel de rugosidad del impacto predeterminado se facilita para una densidad de unión de nl = 0,01 m –1, que es una unión por cada 100 m de vía. Las situaciones con diferentes números de uniones se aproximarán mediante el ajuste de la densidad de la unión nl . Cabe señalar que, al modelizar la segmentación y el diseño de la vía, deberá tenerse en cuenta la densidad de la unión del raíl, es decir, que puede resultar necesario considerar un segmento de fuentes independientes para un tramo de vía con más uniones. La LW,0 de la vía, la rueda y el bogie y la contribución de la superestructura se incrementan mediante la función R,IMPACT,i para +/– 50 m antes y después de la unión del raíl. Si se trata de una serie de uniones, el incremento se extiende a un intervalo comprendido entre – 50 m antes de la primera unión y +50 m después de la última unión.

La aplicabilidad de estos espectros de potencia acústica, por norma general, se verificará in situ.

Para las vías con juntas, se utilizará nl un predeterminado de 0,01.

Chirrido

El chirrido en las curvas es una fuente especial que solo resulta relevante para las curvas y, por tanto, está localizado. Como puede ser significativo, se necesita una descripción apropiada. El chirrido en curvas suele depender de la curvatura, de las condiciones de fricción, de la velocidad del tren y de la dinámica y la geometría de las ruedas y la vía. El nivel de emisiones que se debe usar se determina para las curvas con un radio inferior o igual a 500 m y para curvas más cerradas y diversificaciones de puntos con un radio inferior a 300 m. La emisión de ruido debe ser específica de cada tipo de material rodante, ya que determinados tipos de ruedas y bogies pueden ser mucho menos propensos a los chirridos que otros.

La aplicabilidad de estos espectros de potencia acústica, por norma general, se verificará in situ, en particular en el caso de los tranvías.

Adoptando un enfoque sencillo, se considerará el ruido de los chirridos añadiendo 8 dB para R < 300 m y 5 dB para 300 m < R < 500 m al espectro de potencia acústica del ruido rodante para todas las frecuencias. La contribución del chirrido se aplicará a los tramos de vías ferroviarias en los que el radio se encuentre dentro de los rangos mencionados anteriormente al menos durante 50 m de longitud de la vía.

Ruido de la tracción

Aunque el ruido de la tracción suele ser específico de cada condición de funcionamiento característica entre la velocidad constante, la desaceleración, la aceleración y el ralentí, las únicas dos condiciones modelizadas son la velocidad constante (que es válida también cuando el tren está desacelerando o cuando está acelerando) y el ralentí. La potencia acústica modelizada solo se corresponde con las condiciones de carga máxima, y esto resulta en las cantidades LW,0,const,i = LW,0,idling,i . Además, LW,0,idling,i se corresponde con la contribución de todas las fuentes físicas de un vehículo determinado atribuible a una altura específica, como se describe en la sección 2.3.1.

LW,0,idling,i se expresa como una fuente acústica estática en la posición de ralentí, para la duración del estado de ralentí, que se usará modelizado como una fuente puntual fija, según se describe en el siguiente capítulo dedicado al ruido industrial. Solo se considerará si los trenes están en ralentí durante más de 0,5 horas.

Estas cantidades pueden obtenerse de las mediciones de todas las fuentes en cada estado de funcionamiento, o bien las fuentes parciales se pueden caracterizar por separado, para determinar la dependencia que tienen de los parámetros y su fuerza relativa. Esto puede calcularse mediante la medición de un vehículo estacionario, mediante la variación de las velocidades de rotación del equipo de tracción, de conformidad con la norma ISO 3095:2005. Si resulta pertinente, se tendrán que caracterizar varias fuentes acústicas de tracción, y es posible que no todas dependan de la velocidad del tren:

Habida cuenta de que estas fuentes se pueden comportar de manera diferente en cada estado de funcionamiento, el ruido de la tracción se especificará según corresponda. La intensidad de una fuente se obtiene de mediciones realizadas en condiciones controladas. En general, las locomotoras tenderán a mostrar más variación en la carga en función del número de vehículos remolcados y, por consiguiente, la potencia de salida puede variar significativamente, mientras que las formaciones fijas del tren, como las unidades motorizadas eléctricas, las unidades motorizadas diésel y los trenes de alta velocidad, tienen una carga mejor definida.

No hay una atribución a priori de la potencia acústica de la fuente a las alturas de la fuente, y esta elección dependerá del ruido específico y el vehículo evaluados. Se modelizará como una fuente A (h = 1) y una fuente B (h = 2).

Ruido aerodinámico

El ruido aerodinámico solo se tiene en cuenta a altas velocidades por encima de 200 km/h, por lo que primero cabe verificar si es realmente necesario a efectos de aplicación. Si se conocen las funciones de transferencia y rugosidad del ruido rodante, pueden extrapolarse a velocidades más altas y se puede realizar una comparación con los datos de alta velocidad existentes para comprobar si el ruido aerodinámico genera niveles más altos. Si las velocidades del tren en una red son superiores a 200 km/h, pero están limitadas a 250 km/h, en algunos casos puede no ser necesario incluir el ruido aerodinámico, en función del diseño del vehículo.

La contribución del ruido aerodinámico se facilita como una función de velocidad:

donde

Directividad de la fuente

La directividad horizontal ΔLW,dir,hor,i en dB se proporciona en el plano horizontal y, de manera predeterminada, se puede asumir que se trata de un dipolo para los efectos de rodadura, impacto (juntas de carril, etc.), chirridos, frenos, ventiladores y aerodinámica, que se facilitan para cada banda de frecuencias i-th mediante:

La directividad vertical ΔLW,dir,ver,i en dB se proporciona en el plano vertical para la fuente A (h = 1), como una función de la frecuencia de bandas central fc,i de cada banda de frecuencias i-th y para – π/2 < ψ < π/2 entre:

Para la fuente B (h = 2) para el efecto aerodinámico:

ΔLW,dir,ver,i = 0 en otro lugar

La directividad ΔLdir,ver,i no se tiene en cuenta para la fuente B (h = 2) para otros efectos, ya que se supone la omnidireccionalidad para estas fuentes en esta posición.

2.3.3.    Otros efectos

Corrección de la radiación estructural (puentes y viaductos)

En caso de que el tramo de vía se encuentre en un puente, es necesario tener en cuenta el ruido adicional generado por la vibración del puente como resultado de la excitación ocasionada por la presencia del tren. Habida cuenta de que no es fácil modelizar la emisión de ruido del puente como una fuente adicional, a causa de las formas tan complejas de los puentes, se usa un aumento del ruido de rodadura para representar el ruido del puente. El aumento se modelizará exclusivamente incorporando un aumento fijo de la potencia acústica para cada banda de tercio de octava. La potencia acústica del ruido de rodadura exclusivamente se modifica al tener en cuenta la corrección, y se usará el nuevo LW,0,rolling–and–bridge,i en lugar de LW,0,rolling-only,i :

donde Cbridge es una constante que depende del tipo de puente, y LW,0,rolling–only,i es la potencia acústica de rodadura en el puente de que se trate que depende solo de las propiedades del vehículo y de la vía.

Corrección para otras fuentes acústicas ferroviarias

Pueden existir varias fuentes, como los depósitos, las zonas de carga y descarga, las estaciones, las campanas, los altavoces de la estación, etc., y se asocian con el ruido ferroviario. Estas fuentes se tratarán como fuentes acústicas industriales (fuentes acústicas fijas) y se modelizarán, si procede, según lo expuesto en el siguiente capítulo dedicado al ruido industrial.

2.4.    Ruido industrial

2.4.1.    Descripción de la fuente

Clasificación de los tipos de fuente (punto, línea y área)

Las fuentes industriales presentan dimensiones muy variables. Puede tratarse de plantas industriales grandes, así como de fuentes concentradas pequeñas, como herramientas pequeñas o máquinas operativas utilizadas en fábricas. Por tanto, es necesario usar una técnica de modelización apropiada para la fuente específica objeto de evaluación. En función de las dimensiones y de la forma en que varias fuentes independientes se extienden por una zona, todas ellas pertenecientes al mismo emplazamiento industrial, se pueden modelizar como fuentes puntuales, líneas de fuentes u otras fuentes de área. En la práctica, los cálculos del efecto acústico siempre se basan en las fuentes sonoras puntuales, pero se pueden usar varias fuentes sonoras puntuales para representar una fuente compleja real, que se extiende principalmente por una línea o un área.

Número y situación de fuentes sonoras equivalentes

Las fuentes acústicas reales se modelizan mediante fuentes acústicas equivalentes representadas por una o varias fuentes puntuales, de forma que la potencia acústica total de la fuente real se corresponda con la suma de las potencias acústicas individuales atribuidas a las diferentes fuentes puntuales.

Las normas generales que deben aplicarse en la definición del número de fuentes puntuales que se usarán son:

No se puede fijar la posición de las fuentes acústicas equivalentes, debido al gran número de configuraciones que un emplazamiento industrial puede tener. Por lo general, se aplicarán buenas prácticas.

Emisión de la potencia acústica

La información siguiente constituye el conjunto completo de datos de entrada para los cálculos de la propagación acústica con los métodos que se utilizarán para la cartografía de ruido:

Es necesario definir la potencia acústica de la fuente puntual, lineal o de área como:

Las horas de funcionamiento son una información fundamental para el cálculo de los niveles de ruido. Las horas de funcionamiento se deben facilitar para el día, la tarde y la noche y, si la propagación usa diferentes clases meteorológicas definidas durante el día, la noche y la tarde, entonces deberá facilitarse una distribución más definida de las horas de funcionamiento en subperíodos que coincidan con la distribución de las clases meteorológicas. Esta información se basará en un promedio anual.

La corrección de las horas de funcionamiento, que se añadirá a la potencia acústica de la fuente para definir la potencia acústica corregida que se deberá utilizar para los cálculos en relación con cada período de tiempo CW en dB, se calcula como sigue:

donde

Para las fuentes más dominantes, la corrección de las horas de funcionamiento promedio anual se calculará al menos en una tolerancia de 0,5 dB a fin de conseguir una precisión aceptable (es equivalente a una incertidumbre inferior al 10 % en la definición del período durante el cual la fuente permanece activa).

Directividad de la fuente

La directividad de la fuente está estrechamente relacionada con la posición de la fuente acústica equivalente próxima a las superficies cercanas. Habida cuenta de que el método de propagación tiene en cuenta la superficie cercana y la absorción acústica, es necesario tener en cuenta detenidamente la ubicación de las superficies cercanas. En general, se establecerá una distinción entre estos dos casos:

La directividad se expresará en el cálculo como un factor ΔLW,dir,xyz (x, y, z) que se añadirá a la potencia acústica para obtener la potencia acústica direccional correcta de la fuente acústica de referencia observada mediante la propagación en la dirección correspondiente. El factor puede facilitarse como una función del vector de dirección definido mediante (x,y,z) con
. Esta directividad también puede expresarse mediante otros sistemas de coordenadas, como los sistemas de coordenadas angulares.

2.5.    Cálculo de la propagación del ruido para fuentes viales, ferroviarias e industriales

2.5.1.    Alcance y aplicabilidad del método

En el presente documento se especifica un método para calcular la atenuación del ruido durante su propagación en exteriores. A sabiendas de las características de la fuente, este método predice el nivel equivalente de presión acústica continua en un punto receptor correspondiente a dos tipos particulares de condiciones atmosféricas:

El método de cálculo descrito en este documento se aplica a las infraestructuras industriales y a las infraestructuras de transporte terrestre. Por tanto, se aplica en particular a las infraestructuras viales y ferroviarias. El transporte aéreo se incluye en el ámbito de aplicación del método solo en el caso del ruido generado durante las operaciones en tierra y excluye el despegue y el aterrizaje.

Las infraestructuras industriales que emiten ruidos tonales fuertes o impulsivos, según se describe en la norma ISO 1996-2:2007, no recaen dentro del ámbito de aplicación de este método.

El método de cálculo no ofrece resultados en condiciones de propagación por refracción ascendente (pendiente vertical negativa de velocidad acústica efectiva), pero estas condiciones se aproximan mediante condiciones homogéneas al calcular Lden.

Para calcular la atenuación debido a la absorción atmosférica en el caso de la infraestructura de transportes, las condiciones de temperatura y humedad se calculan según la norma ISO 9613-1:1996.

El método ofrece resultados por banda de octava, desde 63 Hz hasta 8 000 Hz. Los cálculos se realizan para cada una de las frecuencias centrales.

Las cubiertas parciales y los obstáculos que se inclinan, cuando se modelizan, más de 15° en relación con la vertical están fuera del ámbito de aplicación de este método de cálculo.

Una pantalla individual se calcula como un cálculo de difracción individual, dos o más pantallas de una única ruta se tratan como un conjunto posterior de difracciones individuales mediante la aplicación del procedimiento descrito más adelante.

2.5.2.    Definiciones utilizadas

Todas las distancias, alturas, dimensiones y altitudes utilizadas en este documento se expresan en metros (m).

La notación MN representa la distancia en 3 dimensiones (3D) entre los puntos M y N, medida con una línea recta que une estos puntos.

La notación ^MN representa la longitud de la trayectoria curva entre los puntos M y N, en condiciones favorables.

Es habitual medir las alturas reales en vertical en una dirección perpendicular al plano horizontal. Las alturas de los puntos por encima del terreno local se representan con la h, mientras que las alturas absolutas de los puntos y la altura absoluta del terreno se han de representar con la letra H.

Para tener en cuenta la orografía real del terreno a lo largo del trayecto de propagación, se introduce la noción de «altura equivalente», que se representa con la letra z. Esto sustituye las alturas reales en las ecuaciones del efecto de suelo.

Los niveles de presión acústica, representados por la letra mayúscula L, se expresan en decibelios (dB) por banda de frecuencias cuando se omite el índice A. A los niveles de presión acústica en decibelios dB(A) se les asigna el índice A.

La suma de los niveles de presión acústica de fuentes mutuamente incoherentes se representa mediante el signo en virtud de la siguiente definición:

2.5.3.    Consideraciones geométricas

Segmentación de la fuente

Las fuentes reales se describen mediante un conjunto de fuentes puntuales o, en el caso del tráfico ferroviario o del tráfico vial, mediante líneas de fuentes incoherentes. El método de propagación supone que las fuentes lineales o las fuentes de área se han dividido previamente para representarse mediante una serie de fuentes puntuales equivalentes. Pueden obtenerse como un procesamiento previo de los datos de la fuente, o bien pueden generarse en un componente explorador del software de cálculo. Los métodos mediante los cuales se produce esto están fuera del ámbito de aplicación de la metodología actual.

Trayectos de propagación

El método funciona en un modelo geométrico compuesto por un conjunto de superficies de obstáculos y de suelo conectadas. Un trayecto de propagación vertical se despliega sobre uno o varios planos verticales con respecto al plano horizontal. Para trayectorias que incluyen reflexiones sobre las superficies verticales no ortogonales en el plano incidente, se considera posteriormente otro plano vertical que incluye el tramo reflejado del trayecto de propagación. En estos casos, cuando se usan más planos verticales para describir la trayectoria completa desde la fuente hasta el receptor, se nivelan los planos verticales, como una pantalla china desplegable.

Alturas significativas por encima del suelo

Las alturas equivalentes se obtienen del plano medio del suelo entre la fuente y el receptor. Esto sustituye el plano real por un plano ficticio que representa el perfil medio del terreno.

1

:

Orografía real

2

:

Plano medio

La altura equivalente de un punto es su altura ortogonal en relación con el plano medio del suelo. Por tanto, pueden definirse la altura de la fuente equivalente zs y la altura del receptor equivalente zr. La distancia entre la fuente y el receptor en proyección sobre el plano medio del suelo se representa con d p.

Si la altura equivalente de un punto resulta negativa, es decir, si el punto está ubicado por debajo del plano medio del suelo, se mantiene una altura nula, y el punto equivalente es idéntico a su posible imagen.

Cálculo del plano medio

En el plano del trayecto, la topografía (incluidos el terreno, los montículos, los terraplenes y otros obstáculos artificiales, los edificios, etc.) puede describirse mediante un conjunto ordenado de puntos discretos (xk, Hk ); k є {1,…,n}. Este conjunto de puntos define una polilínea, o de manera equivalente, una secuencia de segmentos rectos Hk = akx + bk , x є [xk , xk + 1 ]; k є {1,….n}, donde:

El plano medio se representa mediante la línea recta Z = ax + b; x є [x 1, xn ], que se ajusta a la polilínea mediante una aproximación mínima cuadrática. La ecuación de la línea media puede calcularse mediante un análisis.

Para ello, se utiliza:

Los coeficientes de la línea recta se obtienen mediante:

Donde los segmentos con xk + 1 = xk deben ignorarse al evaluar la ecuación 2.5.3.

Reflexiones por fachadas de edificios y otros obstáculos verticales

Las contribuciones de las reflexiones se tienen en cuenta mediante la introducción de fuentes de imágenes tal y como se describe más adelante.

2.5.4.    Modelo de propagación acústica

Para un receptor R, los cálculos se realizan siguiendo estos pasos:

Cabe destacar que solo las atenuaciones debidas al efecto suelo (Aground ) y a la difracción (Adif ) se ven afectadas por las condiciones meteorológicas.

2.5.5.    Proceso de cálculo

Para una fuente puntual S de potencia acústica direccional Lw,0,dir y para una banda de frecuencias determinada, el nivel equivalente de presión acústica continua en el punto receptor R en condiciones atmosféricas concretas se obtiene con las siguientes ecuaciones.

Nivel de presión acústica en condiciones favorables (LF) para un trayecto (S,R)

El término AF representa la atenuación total a lo largo del trayecto de propagación en condiciones favorables, y se desglosa como sigue:

donde

Para un trayecto y una banda de frecuencias determinados, se pueden dar los dos escenarios siguientes:

Nivel de presión acústica en condiciones homogéneas (LH) para un trayecto (S,R)

El procedimiento es exactamente igual al caso de las condiciones favorables descrito en la sección anterior.

El término AH representa la atenuación total a lo largo del trayecto de propagación en condiciones homogéneas, y se desglosa como sigue:

donde

Para un trayecto y una banda de frecuencias determinados, se pueden dar los dos escenarios siguientes:

Enfoque estadístico en zonas urbanas para un trayecto (S,R)

Dentro de las zonas urbanas, también se puede adoptar un enfoque estadístico en el cálculo de la propagación acústica por detrás de la primera línea de edificios, siempre que el método utilizado esté debidamente documentado, con información pertinente acerca de la calidad del método. Este método puede sustituir el cálculo de Aboundary,H y Aboundary,F mediante una aproximación de la atenuación total para el trayecto directo y todas las reflexiones. El cálculo se basará en la densidad media de edificación y en la altura media de todos los edificios de la zona.

Nivel de potencia acústica a largo plazo para un trayecto (S,R)

La potencia acústica a «largo plazo» a lo largo de un trayecto que parte de una fuente puntual determinada se obtiene de la suma logarítmica de la energía acústica ponderada en condiciones homogéneas y de la energía acústica en condiciones favorables.

Estos niveles de potencia acústica se ponderan con la ocurrencia media p de condiciones favorables en la dirección del trayecto (S,R):

NB: Los valores de ocurrencia para p se expresan en porcentajes. Por tanto, como ejemplo, si el valor de ocurrencia es 82 %, la ecuación (2.5.9) sería p = 0,82.

Nivel de potencia acústica a largo plazo en el punto R para todos los trayectos

El nivel de potencia acústica total a largo plazo en el receptor para una banda de frecuencias se obtiene mediante la energía sumando las contribuciones de todos los trayectos N, incluidos todos los tipos:

donde

n es el índice de los trayectos entre S y R.

La consideración de las reflexiones mediante fuentes de imagen se describe más adelante. El porcentaje de ocurrencias de condiciones favorables en el caso de un trayecto reflejado en un obstáculo vertical se considera idéntico a la ocurrencia del trayecto directo.

Si S′ es la fuente de imagen de S, entonces la ocurrencia p′ del trayecto (S′,R) se considera igual a la ocurrencia p del trayecto (Si ,R).

Nivel de potencia acústica a largo plazo en el punto R en decibelios A (dBA)

El nivel de potencia acústica total en decibelios A (dBA) se obtiene mediante la suma de los niveles en cada banda de frecuencias:

donde i es el índice de la banda de frecuencias. AWC es la corrección con ponderación A de conformidad con la norma internacional CEI 61672-1:2003.

Este nivel LAeq,LT constituye el resultado final, es decir, el nivel de presión acústica con ponderación A a largo plazo en el punto del receptor en un intervalo de tiempo de referencia específico (por ejemplo, el día o la tarde, o la noche o un intervalo más corto durante el día, la tarde o la noche).

2.5.6.    Cálculo de la propagación del ruido para fuentes viales, ferroviarias e industriales

Divergencia geométrica

La atenuación por divergencia geométrica, Adiv, se corresponde con una reducción del nivel de potencia acústica debido a la distancia de propagación. Si se trata de una fuente acústica puntual en campo libre, la atenuación en dB se ofrece mediante:

donde d es la distancia oblicua directa en 3D entre la fuente y el receptor.

Absorción atmosférica

La atenuación por absorción atmosférica A atm durante la propagación por una distancia d se proporciona en dB mediante la ecuación:

donde

Los valores del coeficiente αatm se proporcionan para una temperatura de 15 °C, una humedad relativa del 70 % y una presión atmosférica de 101 325 Pa. Se calculan con las frecuencias centrales exactas de la banda de frecuencias. Estos valores cumplen con la norma ISO 9613-1. Se debe usar la media meteorológica a largo plazo en caso de que la información meteorológica se encuentre disponible.

Efecto suelo

La atenuación por el efecto suelo principalmente es el resultado de la interferencia entre el sonido reflejado y el sonido propagado directamente desde la fuente al receptor. Está físicamente vinculada a la absorción acústica del suelo sobre el cual se propaga la onda sonora. No obstante, también depende significativamente de las condiciones atmosféricas durante la propagación, ya que la curvatura de los rayos modifica la altura del trayecto por encima del suelo y hace que los efectos suelo y el terreno ubicado cerca de la fuente resulten más o menos importantes.

En el caso de que la propagación entre la fuente y el receptor se vea afectada por algún obstáculo en el plano de propagación, el efecto suelo se calcula por separado con respecto a la fuente y el receptor. En este caso, zs y zr hacen referencia a la posición de la fuente equivalente o del receptor, como se indica más adelante cuando se explica el cálculo de la difracción Adif .

Caracterización acústica del suelo

Las propiedades de la absorción acústica del suelo están estrechamente relacionadas con su porosidad. El suelo compacto suele ser reflectante, mientras que el suelo poroso es absorbente.

A efectos de los requisitos de cálculo operativo, la absorción acústica de un suelo se representa mediante un coeficiente adimensional G, entre 0 y 1. G es independiente de la frecuencia. En el cuadro 2.5.a se ofrecen los valores de G del suelo en exteriores. En general, la media del coeficiente G con respecto a un trayecto adopta valores comprendidos entre 0 y 1.

Gpath se define como la fracción de terreno absorbente presente sobre todo el trayecto cubierto.

Cuando la fuente y el receptor están cerca de modo que dp ≤ 30 (zs + zr ), la distinción entre el tipo de terreno ubicado cerca de la fuente y el tipo de terreno ubicado cerca del receptor es insignificante. Para tener en cuenta este comentario, el factor de suelo Gpath se corrige en última instancia como sigue:

►C1

 

 ◄

donde Gs es el factor de suelo de la fuente de área. Gs = 0 para plataformas de carretera ( 5 ) y vías sin traviesas. Gs = 1 para vías férreas sobre balasto. No hay una respuesta general en el caso de las plantas y las fuentes industriales.

G puede estar vinculada a la resistividad al flujo.

En los dos subapartados siguientes sobre los cálculos en condiciones homogéneas y favorables se presentan las notaciones genéricas G w y G m para la absorción del terreno. En el cuadro 2.5.b se ofrecen las correspondencias entre estas notaciones y las variables Gpath y G′path .

Cálculos en condiciones homogéneas

La atenuación por el efecto suelo en condiciones homogéneas se calcula con las siguientes ecuaciones:

si Gpath ≠ 0

donde

fm es la frecuencia central nominal de la banda de frecuencias considerada, en Hz, c es la velocidad del sonido en el aire, considerada igual a 340 m/s, y Cf se define como:

donde los valores de w se obtienen mediante la siguiente ecuación:

G w puede ser igual a Gpath o G′path , en función de si el efecto suelo se calcula con o sin difracción y según la naturaleza del terreno que se encuentra bajo la fuente (fuente real o difractada). Esto se especifica en los siguientes subapartados y se resume en el cuadro 2.5.b.

es el límite inferior de Aground,H .

Para un trayecto (S i,R) en condiciones homogéneas sin difracción:

Con difracción, véase la sección sobre la difracción para las definiciones de G w y G m.

si Gpath = 0: Aground,H = – 3 dB

El término – 3(1 – G m) tiene en cuenta el hecho de que, cuando la fuente y el receptor están separados, el primer lado de la fuente de reflexión ya no está en la plataforma, sino sobre terreno natural.

Cálculos en condiciones favorables

El efecto suelo en condiciones favorables se calcula con la ecuación Aground,H , siempre que se realicen las siguientes modificaciones:

Las correcciones de la altura δ z s y δ z r transmiten el efecto de la flexión acústica del rayo. δ z T representa el efecto de la turbulencia.

G m puede ser igual a Gpath o G′path , en función de si el efecto suelo se calcula con o sin difracción y según la naturaleza del terreno que se encuentra bajo la fuente (fuente real o difractada). Esto se especifica en los siguientes subapartados:

Para un trayecto (S i,R) en condiciones favorables sin difracción:

Con difracción, véase la sección siguiente para las definiciones de G w y G m.

Difracción

Por norma general, la difracción debe estudiarse en la parte superior de cada obstáculo ubicado en el trayecto de propagación. Si el trayecto pasa a una «altura suficiente» por encima del borde de difracción, se puede definir Adif = 0 y se puede calcular una visión directa, en particular mediante la evaluación de Aground .

En la práctica, para cada frecuencia central de la banda de frecuencias, la diferencia del trayecto δ se compara con la cantidad –λ/20. Si un obstáculo no produce difracción, por ejemplo si esto se determina según el criterio de Rayleigh, no es necesario calcular Adif para la banda de frecuencias considerada. En otras palabras, Adif = 0 en este caso. De lo contrario, Adif se calcula según se describe en las demás partes de esta sección. Esta norma se aplica tanto en condiciones homogéneas como favorables, para la difracción individual y múltiple.

Si, para una banda de frecuencias determinada, se realiza un cálculo siguiendo el procedimiento descrito en esta sección, Aground se define como igual a 0 dB al calcular la atenuación total. El efecto suelo se tiene en cuenta directamente en la ecuación para el cálculo general de la difracción.

Las ecuaciones que aquí se proponen se usan para procesar la difracción en pantallas finas, pantallas gruesas, edificios, bermas de tierra (naturales o artificiales) y mediante los bordes de terraplenes, desmontes y viaductos.

Si se encuentran varios obstáculos difractores en un trayecto de propagación, se tratan como una difracción múltiple mediante la aplicación del procedimiento descrito en la siguiente sección, que trata sobre el cálculo de la diferencia de trayecto.

Los procedimientos que aquí se describen se utilizan para calcular las atenuaciones tanto en condiciones homogéneas como favorables. La flexión del rayo se tiene en cuenta en el cálculo de la diferencia de trayecto y para calcular los efectos suelo antes y después de la difracción.

Principios generales

En la figura 2.5.c se ilustra el método general de cálculo de la atenuación por difracción. Este método se basa en dividir en dos el trayecto de propagación: el trayecto del «lado de la fuente», ubicado entre la fuente y el punto de difracción, y el trayecto del «lado del receptor», ubicado entre el punto de difracción y el receptor.

Se calcula lo siguiente:

1

:

Lado de la fuente

2

:

Lado del receptor

donde

La irregularidad del suelo entre la fuente y el punto de difracción, y entre el punto de difracción y el receptor, se tiene en cuenta mediante alturas equivalentes calculadas en relación con el plano medio del suelo, el primer lado de la fuente y el segundo lado del receptor (dos planos medios del suelo) según el método descrito en el subapartado dedicado a las alturas importantes sobre el suelo.

Difracción pura

Para la difracción pura, sin efectos suelo, la atenuación se calcula mediante:

►C1

 

 ◄

donde

λ es la longitud de onda en la frecuencia central nominal de la banda de frecuencias considerada;

δ es la diferencia de trayecto entre el trayecto difractado y el trayecto directo (véase el siguiente subapartado sobre el cálculo de la diferencia de trayecto);

C″ es un coeficiente utilizado para tener en cuenta difracciones múltiples:

C″ = 1 para una única difracción.

Para una difracción múltiple, si e es la distancia total del trayecto, O1 a O2 + O2 a O3 + O3 a O4 a partir del «método de la banda elástica», (véanse las figuras 2.5.d y 2.5.f) y si e excede 0,3 m (de lo contrario, C″ = 1), este coeficiente se define como:

Los valores de Δdif deben estar limitados:

Cálculo de la diferencia de trayecto

La diferencia de trayecto δ se calcula en un plano vertical que contiene la fuente y el receptor. Se trata de una aproximación en relación con el principio de Fermat. La aproximación continúa siendo aplicable aquí (líneas de fuentes). La diferencia de trayecto δ se calcula como se ilustra en las siguientes figuras, en función de las situaciones de que se trate.

Condiciones homogéneas

Nota: Para cada configuración, se proporciona la expresión de δ.

Condiciones favorables

En condiciones favorables, se considera que los tres rayos de sonido curvados ►C1  , y  ◄ tienen un radio de curvatura idéntico Γ definido mediante:

La longitud de una curva del rayo sonoro MN se representa como ^MN en condiciones favorables. La longitud es igual a:

En principio, deben considerarse tres escenarios en el cálculo de la diferencia de trayecto en condiciones favorables δF (véase la figura 2.5.e). En la práctica, dos ecuaciones son suficientes:

donde A es la intersección del rayo sonoro recto SR y la extensión del obstáculo difractor.

Para múltiples difracciones en condiciones favorables:

En el escenario presentado en la figura 2.5.f, la diferencia de trayecto es:

Cálculo de la atenuación Adif

La atenuación por difracción, teniendo en cuenta los efectos suelo en el lado de la fuente y en el lado del receptor, se calcula mediante las siguientes ecuaciones generales:

donde

Cálculo del término Δground(S,O)

donde

Cálculo del término Δground(O,R)

donde

No es necesario tener en cuenta aquí la corrección de G′path , ya que la fuente considerada es el punto de difracción. Por tanto, Gpath debe usarse para calcular los efectos suelo, incluso para el término del límite inferior de la ecuación – 3(1 – Gpath ).

Escenarios de borde vertical

La ecuación (2.5.21) puede utilizarse para calcular las difracciones en los bordes verticales (difracciones laterales) en el caso del ruido industrial. Si se da este caso, se considera Adif = Δ dif(S,R) y se mantiene el término Aground . Asimismo, Aatm y Aground deben calcularse a partir de la longitud total del trayecto de propagación. Adiv se calcula también a partir de la distancia directa d. Las ecuaciones (2.5.8) y (2.5.6), respectivamente, son:

Δ dif se utiliza en condiciones homogéneas en la ecuación (2.5.34).

Reflexión sobre obstáculos verticales

Las reflexiones sobre obstáculos verticales se tratan mediante fuentes de imagen. Las reflexiones sobre las fachadas de los edificios y las barreras acústicas se tratan de esta forma.

Un obstáculo se considera como vertical si su pendiente en relación con la vertical es inferior a 15°.

Al tratar con reflexiones sobre objetos cuya pendiente en relación con la vertical es mayor o igual a 15°, no se tiene en cuenta el objeto.

Los obstáculos en los que al menos una dimensión es inferior a 0,5 m deben ignorarse en el cálculo de la reflexión, salvo para configuraciones especiales ( 6 ).

Observe que las reflexiones sobre el suelo no se tratan aquí. Se tienen en cuenta en los cálculos de la atenuación debido a los límites (suelo y difracción).

Si LWS es el nivel de potencia de la fuente S y αr el coeficiente de absorción de la superficie del obstáculo como se define en la norma EN 1793-1:2013, entonces el nivel de potencia de la fuente de imagen S′ es igual a:

donde 0 ≤ αr < 1

Las atenuaciones de propagación descritas anteriormente se aplican a este trayecto (fuente de imagen y receptor), como para un trayecto directo.

En la investigación geométrica de trayectos acústicos, durante la reflexión en un obstáculo vertical (un muro o un edificio), la posición del impacto del rayo en relación con el borde superior de este obstáculo determina la proporción más o menos importante de la energía reflejada efectivamente. Esta pérdida de energía acústica cuando el rayo experimenta una reflexión se denomina atenuación a través de la retrodifracción.

En caso de que se den posibles reflexiones múltiples entre dos muros verticales, al menos debe tenerse en cuenta la primera reflexión.

Si se trata de una zanja (véase, por ejemplo, la figura 2.5.h), la atenuación a través de la retrodifracción debe aplicarse a cada reflexión en los muros de contención.

En esta representación, el rayo sonoro alcanza el receptor «pasando posteriormente a través de» los muros de contención de la zanja, que, por tanto, se puede comparar con las aperturas.

Al calcular la propagación a través de una apertura, el campo acústico en el receptor es la suma del campo directo y el campo difractado por los bordes de la apertura. Este campo difractado garantiza la continuidad de la transición entre el área libre y el área sombreada. Cuando el rayo alcanza el borde de la apertura, el campo directo se atenúa. El cálculo es idéntico al de la atenuación mediante una barrera en el área libre.

La diferencia de trayecto δ′ asociada con cada retrodifracción es lo opuesto de la diferencia de trayecto entre S y R relativamente en cada borde superior O, y esto en una visión según una sección transversal desplegada (véase la figura 2.5.i).

El signo «menos» de la ecuación (2.5.36) significa que el receptor se tiene en cuenta aquí en el área libre.

La atenuación a través de la retrodifracción Δ retrodif se obtiene mediante la ecuación (2.5.37), que es similar a la ecuación (2.5.21) con notaciones reformuladas.

►C1

 

 ◄

Esta atenuación se aplica al rayo directo cada vez que «pasa a través» (se refleja) de un muro o edificio. El nivel de potencia de la fuente de imagen S′ resulta en:

En configuraciones de propagación complejas, pueden existir difracciones entre reflexiones, o bien entre el receptor y las reflexiones. En este caso, la retrodifracción mediante los muros se calcula al considerar el trayecto entre la fuente y el primer punto de difracción R′ (considerado por tanto como el receptor en la ecuación (2.5.36)). Este principio se ilustra en la figura 2.5.j.

En caso de reflexiones múltiples, se añaden las reflexiones por cada reflexión individual.

2.6.    Disposiciones generales — Ruido de aeronaves

2.6.1.    Definiciones y símbolos

Aquí se describen algunos términos importantes atribuyéndoles significados generales en este documento. La lista no es completa; de hecho, solo se incluyen expresiones y acrónimos utilizados con frecuencia. Otros se describen la primera vez que aparecen.

Los símbolos matemáticos (que aparecen después de los términos) son los símbolos principales que se utilizan en las ecuaciones en el texto principal. Otros símbolos utilizados localmente en el texto y en los apéndices se definen cuando se usan.

Al lector se le recuerda periódicamente la intercambiabilidad de las palabras sonido y ruido en este documento. Aunque la palabra ruido tiene connotaciones subjetivas —los técnicos acústicos suelen definirlo como «sonido interferente»— en el campo del control de ruido de aeronaves suele considerarse solo como sonido —energía aérea transmitida por el movimiento de las ondas acústicas—. El símbolo → denota referencias cruzadas a otros términos incluidos en la lista.

Definiciones

AIP	Publicación de información aeronáutica

Configuración de la aeronave

Posición de las aletas, los flaps y los trenes de aterrizaje.

Movimientos de aeronaves

Un aterrizaje, un despegue u otra acción de la aeronave que afecta a la exposición al ruido en torno a un aeródromo.

Ruido y datos de performance de las aeronaves

Datos que describen las características acústicas y de rendimiento de los diferentes tipos de aviones necesarios para el proceso de modelización. Incluyen las relaciones → NPD e información que permite calcular la potencia o el empuje del reactor como una función de → configuración del vuelo. Los datos suele facilitarlos el fabricante de la aeronave, aunque cuando no es posible, a veces se obtienen de otras fuentes. Si no hay datos disponibles, es habitual representar la aeronave de que se trate mediante la adaptación de los datos para una aeronave convenientemente similar —a esto se hace referencia con el término sustitución—.

Altitud

Altura por encima del nivel medio del mar.

Base de datos ANP

La base de datos del ruido y el rendimiento de las aeronaves se incluye en el apéndice I.

Nivel acústico con ponderación A, LA

Escala básica de nivel de sonido/ruido utilizada para medir el ruido ambiental, incluido el que generan las aeronaves y en el que se basan la mayoría de las métricas del contorno de ruido.

Trayectoria en tierra principal

Un carril guía representativo o nominal que define el centro de un alineamiento de las pistas.

Nivel del evento acústico de la línea base

La lectura del nivel del evento acústico de una base de datos NPD.

Liberación del freno

→ Punto de partida de rodaje

Empuje neto corregido

En un reglaje de potencia determinado (por ejemplo, EPR o N 1), el empuje neto disminuye al aumentar la altitud del aeroplano; el empuje neto corregido es el valor al nivel del mar.

Nivel de sonido/ruido acumulativo

Una medida en decibelios del ruido recibido durante un período de tiempo específico, en un punto cercano a un aeropuerto, a partir del tráfico aéreo en condiciones de funcionamiento y con trayectorias de vuelo normales. Se calcula mediante la acumulación, en cierta medida, de los niveles de sonido/ruido del evento que se producen en dicho punto.

Suma o promedio de decibelios

En otros lugares a veces se denomina «energía» o valores «logarítmicos» (en oposición a los valores aritméticos). Se utiliza cuando resulta conveniente para sumar o calcular el promedio de las cantidades de energía subyacente; por ejemplo, la

Fracción de energía, F

Relación entre la energía acústica recibida del segmento y la energía recibida de la trayectoria de vuelo infinita.

Reglaje de la potencia del motor

Valor del → parámetro de potencia relacionado con el ruido utilizado para determinar la emisión de ruido desde la base de datos NPD.

Nivel de sonido equivalente (continuo), Leq

Una medida del sonido a largo plazo. El nivel de un sonido continuo hipotético, que durante un período de tiempo específico, contiene la misma energía total que el sonido variable real.

Nivel de sonido/ruido del evento

Una medida en decibelios de la cantidad finita de sonido (o ruido) recibida por el paso de un avión → nivel de exposición al ruido

Configuración del vuelo

= → Configuración de la aeronave + → Parámetros del vuelo

Parámetros del vuelo

Reglaje de la potencia de la aeronave, velocidad, ángulo de alabeo y peso.

Trayectoria del vuelo

La trayectoria de un avión en el aire, definida en tres dimensiones, normalmente con referencia a un origen en el punto de la carrera de despegue o en el umbral de aterrizaje.

Segmento de la trayectoria del vuelo

Parte de la trayectoria del vuelo de un aeroplano representada a efectos de modelización acústica mediante una línea recta de longitud finita.

Procedimiento del vuelo

La secuencia de pasos operativos que sigue la tripulación o el sistema de gestión del vuelo expresada como cambios de la configuración del vuelo como una función de distancia a lo largo de la trayectoria en tierra.

Perfil del vuelo

Variación de la altura del avión a lo largo de la trayectoria en tierra (a veces también incluye cambios de → configuración del vuelo), que se describe como un conjunto de → puntos del perfil

Plano de masa

(O plano de masa nominal) Superficie de masa horizontal a través del punto de referencia del aeródromo sobre el que se suelen calcular los contornos.

Velocidad respecto al suelo

Velocidad del aeroplano relativa a un punto fijo en el suelo.

Trayectoria en tierra

Proyección vertical de la trayectoria de vuelo en el plano de masa.

Altura

Distancia vertical entre el avión y el → plano de masa

Nivel de ruido integrado

También denominado → nivel de exposición al ruido de evento simple.

ISA	Atmósfera tipo internacional definida por la OACI. Define la variación de la temperatura del aire, la presión y la densidad con una altura superior al nivel medio del mar. Se utiliza para normalizar los resultados de los cálculos de diseño del avión y el análisis de los datos de prueba.

Atenuación lateral

Exceso de atenuación del sonido con una distancia atribuible, directa o indirectamente, a la presencia de la superficie de masa. Importante a ángulos bajos de elevación (del aeroplano por encima del plano de masa)

Nivel máximo de ruido/sonido

El nivel de sonido máximo alcanzado durante el evento

Nivel medio del mar, MSL

La elevación estándar de la superficie terrestre a la que hace referencia la → ISA.

Empuje neto

La fuerza propulsora ejercida por un motor en el fuselaje.

Ruido

El ruido se define como sonido no deseado. No obstante, las métricas como el nivel de sonido con ponderación A (LA ) y el nivel efectivo de ruido percibido (EPNL) efectivamente convierten los niveles de sonido en niveles de ruido. A pesar de la consecuente falta de rigor, los términos sonido y ruido a veces se usan indistintamente en este documento, como en otras partes, sobre todo en combinación con la palabra nivel.

Contorno de ruido

Una línea del valor constante del índice o el nivel de ruido acumulativo de una aeronave en torno a un aeropuerto

Impacto del ruido

Los efectos adversos del ruido en los destinatarios; lo importante es que se considera propicio que las métricas del ruido son indicadores del impacto del ruido

Índice de ruido

Una medida del sonido a largo plazo o acumulativo que está relacionado con (es decir, se considera una variable explicativa de) sus efectos adversos en las personas. Puede tener en cuenta en cierta medida algunos factores aparte de la magnitud del sonido (en particular la hora del día). Un ejemplo es el nivel día-tarde-noche LDEN .

Nivel de ruido

Una medida de sonido en decibelios en una escala que indica su sonoridad o su ruido. En el caso del ruido ambiental de las aeronaves, suelen utilizarse dos escalas: Nivel de sonido con ponderación A y nivel de ruido percibido. Estas escalas aplican diferentes ponderaciones al sonido de distintas frecuencias, a fin de simular la percepción humana.

Métrica del ruido

Una expresión utilizada para describir cualquier medida de la cantidad de ruido en la posición de un receptor, independientemente de que se trate de un único evento o de una acumulación de ruidos durante un tiempo prolongado. Hay dos medidas del ruido de un único evento que se usan habitualmente: el nivel máximo alcanzado durante el evento, o bien su nivel de exposición al ruido, una medida de su energía acústica total determinada por la integración temporal.

Datos/relaciones ruido-potencia-distancia (NPD)

Niveles del evento de ruido tabulados en función de la distancia por debajo de un aeroplano en un vuelo de nivel constante a una velocidad de referencia en una atmósfera de referencia, para cada uno de los → reglajes de la potencia del motor. Los datos representan los efectos de la atenuación acústica por propagación de la onda esférica (ley de la inversa de los cuadrados de la distancia) y absorción atmosférica. La distancia se define como perpendicular a la trayectoria de vuelo del aeroplano y al eje aerodinámico del ala del avión (es decir, en vertical por debajo del avión en vuelos sin alabeo).

Parámetro de potencia relacionada con el ruido

Parámetro que describe o indica el esfuerzo de propulsión generado por el motor de una aeronave con el que se puede relacionar de manera lógica la emisión de potencia acústica, que por lo general se denomina → empuje neto corregido. En este texto, en general se le denomina «potencia» o «reglaje de potencia».

Importancia del ruido

La contribución del segmento de la trayectoria del vuelo es «importante desde el punto de vista del ruido» si afecta al nivel de ruido del evento en la medida en que resulte apreciable. Ignorar los segmentos que no revisten importancia desde el punto de vista del ruido produce ahorros masivos en el procesamiento por ordenador.

Observador

→ Receptor

Etapas del procedimiento

Prescripción de un perfil de vuelo (los pasos incluyen cambios de velocidad o altitud).

Punto del perfil

Altura del punto final del segmento de la trayectoria del vuelo (en un plano vertical sobre la trayectoria en tierra).

Receptor

Un receptor del ruido que llega desde una fuente; principalmente en un punto en la superficie de masa o próxima a ella.

Atmósfera de referencia

Una tabulación de las velocidades de absorción del ruido utilizada para normalizar los datos de NPD (véase el apéndice D).

Día de referencia

Un conjunto de condiciones atmosféricas conforme a las cuales se normalizan los datos de ANP.

Duración de referencia

Un intervalo de tiempo nominal utilizado para normalizar las medidas del nivel de exposición al ruido de un único evento; igual a 1 segundo en el caso de → SEL.

Régimen de referencia

Velocidad del aeroplano respecto al suelo conforme a la cual se normalizan los datos SEL de → NPD.

SEL	→ Nivel de exposición al ruido

Nivel de exposición al ruido de evento simple

El nivel de sonido que tendría un evento si toda su energía acústica se comprimiera de manera uniforme en un intervalo de tiempo estándar conocido como la → duración de referencia

Terreno blando

Una superficie de masa que, en términos acústicos, es «blanda», por lo general el suelo cubierto de hierba, que rodea a la mayoría de los aeródromos. Las superficies de masa acústicamente duras, es decir, altamente reflectantes, incluyen el hormigón y el agua. La metodología del contorno de ruido descrita aquí se aplica a las condiciones de superficies blandas.

Sonido

Energía transmitida a través del aire mediante el movimiento ondulatorio (longitudinal) percibido por el oído.

Atenuación acústica

La reducción de la intensidad del sonido con la distancia a lo largo del trayecto de propagación. Entre las causas del ruido de aeronaves destacan la propagación ondulatoria esférica, la absorción atmosférica y la → atenuación lateral.

Exposición al ruido

Una medida de inmisión de energía acústica total durante un período de tiempo.

Nivel de exposición al ruido, LAE

(Acrónimo SEL) Una métrica normalizada en la ISO 1996-1 o en la ISO 3891 = Un nivel de exposición al ruido de un evento simple con ponderación A con referencia a 1 segundo.

Intensidad acústica

La potencia de la inmisión acústica en un punto relacionada con la energía acústica (e indicada mediante niveles sonoros medidos).

Nivel sonoro

Una medida de energía acústica expresada en unidades de decibelio. El sonido recibido se mide con o sin «ponderación de frecuencia»; a los niveles medidos con una ponderación a menudo se les denomina → niveles de ruido

Longitud de la etapa o del viaje

Distancia hasta el primer destino de la aeronave que despega; se considera como un indicador del peso de la aeronave.

Punto de partida de rodaje, SOR

El punto de la pista desde el cual una aeronave empieza a despegar. También se le denomina «liberación del freno».

Velocidad real

Velocidad real de la aeronave en relación con el aire (= velocidad respecto al suelo con aire en calma).

Nivel de sonido equivalente ponderado, Leq,W

Una versión modificada de Leq en la que se asignan diferentes ponderaciones al ruido que se produce durante diferentes períodos del día (normalmente durante el día, la tarde y la noche).

Símbolos

d	Distancia más corta desde un punto de observación hasta un segmento de la trayectoria del vuelo.

dp	Distancia perpendicular desde un punto de observación hasta la trayectoria de vuelo (distancia oblicua).

dλ	Distancia a escala

Fn	Empuje neto real por motor

Fn/δ	Empuje neto corregido por motor

h	Altitud de la aeronave (por encima de MSL)

L	Nivel de ruido del evento (escala indefinida)

L(t)	Nivel sonoro en el momento t (escala indefinida)

LA, LA(t)

Un nivel de presión acústica ponderado A (en el momento t), medido sobre la escala métrica del nivel sonoro bajo.

LAE	(SEL) Nivel de exposición al ruido

LAmax

Valor máximo de LA(t) durante un evento

LE	Nivel de exposición al ruido de evento simple

LE∞	Nivel de exposición al ruido de evento simple determinado en la base de datos NPD

LEPN	Nivel efectivo de ruido percibido

Leq	Nivel de sonido equivalente (continuo)

Lmax	Valor máximo de L(t) durante un evento

Lmax,seg

Nivel máximo generado por un segmento

Distancia perpendicular desde un punto de observación hasta la trayectoria en tierra

lg	Logaritmo a la base 10

N	Número de segmentos o subsegmentos

NAT	Número de eventos en los que Lmax excede un umbral específico

P	Parámetro de potencia en la variable de NPD L(P,d)

Pseg	Parámetro de potencia relativo a un segmento concreto

q	Distancia desde el inicio del segmento hasta el punto de aproximación máxima

R	Radio de giro

S	Desviación estándar

s	Distancia a lo largo de la trayectoria en tierra

sRWY	Longitud de la pista

t

Hora

te	Duración efectiva de un único evento sonoro

t 0	Tiempo de referencia para el nivel de sonido integrado

V	Velocidad respecto a tierra

Vseg	Velocidad respecto a tierra de segmento equivalente

Vref	Velocidad respecto a tierra de referencia para la que se definen los datos de NPD

x,y,z

Coordenadas locales

x′,y′,z′

Coordenadas de la aeronave

XARP,YARP,ZARP

Posición del punto de referencia del aeródromo en coordenadas geográficas

z	Altura de la aeronave por encima del plano de masa o del punto de referencia del aeródromo

α	Parámetro utilizado para calcular la corrección para el segmento finito Δ F

β	Ángulo de elevación de la aeronave con respecto al plano de masa

ε	Ángulo de alabeo de la aeronave

γ	Ángulo de subida/bajada

φ	Ángulo de depresión (parámetro de directividad lateral)

λ	Longitud total del segmento

ψ	Ángulo entre la dirección del movimiento de la aeronave y la dirección hacia el observador

ξ	Rumbo de la aeronave, medido en sentido de las agujas del reloj desde el norte magnético

Λ(β,)

Atenuación lateral aire-tierra

Λ(β)	Atenuación lateral aire-tierra a larga distancia

Γ()	Factor de distancia de atenuación lateral

Δ	Cambio de valor de una cantidad o una corrección (como se indica en el texto)

Δ F	Corrección de segmento finito

Δ I	Corrección de la instalación del motor

Δ i	Ponderación para el tiempo ith durante el día, en dB

Δ rev

Empuje invertido

Δ SOR

Corrección del punto de partida de rodaje

Δ V	Corrección de la duración (velocidad)

Subíndices

1, 2	Subíndices que denotan los valores iniciales y finales de un intervalo o segmento

E	Exposición

i	Índice de la suma de categorías/tipos de aeronaves

j	Índice de la suma de la trayectoria en tierra/subtrayectoria

k	Índice de la suma de segmentos

max

Máximo

ref	Valor de referencia

seg	Valor específico del segmento

SOR	En relación con el punto de partida de rodaje

TO

Despegue

2.6.2.    Marco de calidad

Precisión de los valores de entrada

Todos los valores de entrada que afecten al nivel de emisiones de una fuente, incluida la posición de la fuente, se determinarán al menos con una precisión correspondiente a una incertidumbre de ± 2dB(A) en el nivel de emisiones de la fuente (dejando invariables todos los demás parámetros).

Uso de los valores predeterminados

Al aplicar el método, los datos de entrada reflejarán el uso real. En general, no se depositará confianza alguna en los valores de entrada predeterminados ni en los supuestos. En particular, las trayectorias de vuelo derivadas de los datos de radar para derivar las trayectorias de vuelo deben utilizarse siempre que existan y que sean de la calidad suficiente. Se aceptan supuestos y valores de entrada predeterminados, por ejemplo, para rutas modelizadas utilizadas en lugar de trayectorias de vuelo derivadas por radar, si la recopilación de datos reales se asocia con costes sumamente desproporcionados.

Calidad del software usado para los cálculos

El software utilizado para realizar los cálculos deberá acreditar la conformidad con los métodos aquí descritos mediante una certificación de resultados derivados de casos de prueba.

2.7.    Ruido de aeronaves

2.7.1.    Objetivo y ámbito de aplicación del documento

Los mapas topográficos se usan para indicar el alcance y la magnitud del impacto del ruido de aeronaves en los aeropuertos, y este impacto se indica mediante los valores de un índice o una métrica de ruido especificados. Un contorno es una línea a lo largo de la cual el valor de índice es constante. El valor de índice agrega de alguna forma todos los eventos de ruido de aeronaves individuales que ocurren durante algún período específico de tiempo, que suele medirse en días o meses.

El ruido en los puntos sobre el terreno derivado del vuelo de las aeronaves que entran y salen de un aeródromo cercano depende de muchos factores. Entre ellos, los principales son los tipos de aviones y su sistema motorpropulsor; los procedimientos de gestión de la potencia, los flaps y la velocidad aerodinámica utilizados en los aeroplanos; las distancias desde los puntos afectados hasta las diferentes trayectorias de vuelo; y las condiciones meteorológicas y la topografía locales. Las operaciones aeroportuarias por lo general incluyen diferentes tipos de aviones, varios procedimientos de vuelo y una serie de masas operacionales.

Las líneas de nivel del terreno se generan mediante el cálculo matemático de los valores de índice de ruido locales. En este documento se explican detalladamente cómo calcular, en un punto de observación, los niveles de eventos de ruido de aeronaves individuales, cada uno de ellos para el vuelo de una aeronave específica o un tipo de vuelo, cuya media se calcula posteriormente de alguna manera, o bien se acumulan, para obtener los valores de índice en dicho punto. La superficie necesaria de valores de índice se genera sencillamente mediante la repetición de los cálculos según resulte necesario para diferentes movimientos de los aviones, procurando maximizar la eficiencia excluyendo eventos que no «revisten importancia desde el punto de vista del ruido» (es decir, que no contribuyen significativamente al total).

Cuando las actividades que generan ruidos asociadas con operaciones aeroportuarias no contribuyen sustancialmente a la exposición global de la población al ruido de aeronaves y a los contornos de ruido asociados, estas pueden excluirse. Estas actividades comprende: helicópteros, rodaje, ensayos del motor y uso de fuentes de energía auxiliares. Esto no significa necesariamente que su impacto resulte insignificante y, cuando se dan estas circunstancias, se puede realizar una evaluación de las fuentes, según se describe en los apartados 2.7.21 y 2.7.22.

2.7.2.    Esquema del documento

El proceso de generación del contorno de ruido se ilustra en la figura 2.7.a. Los contornos se producen para varios propósitos y tienden a controlar los requisitos de las fuentes y el tratamiento previo de los datos de entrada. Los contornos que representan el impacto histórico del ruido pueden obtenerse de los registros reales de las operaciones de las aeronaves —de movimientos, ponderaciones, trayectorias de vuelo medidas por radar, etc.—. Los contornos utilizados para finales de futuras planificaciones de necesidad dependen más de las previsiones —de tráfico y trayectorias de vuelo y de las características de rendimiento y ruido de futuras aeronaves—.

Figura 2.7.a

Proceso de generación del contorno de ruido

Independientemente de la fuente de los datos de vuelo, cada movimiento diferente de la aeronave, llegada o salida, se define en términos de la geometría de la trayectoria de vuelo y de la emisión de ruido de la aeronave a medida que sigue dicha trayectoria (los movimientos que son prácticamente los mismos en términos de ruido y trayectoria de vuelo se incluyen mediante una multiplicación sencilla). La emisión de ruido depende de las características de la aeronave —principalmente en relación con la potencia que generan sus motores—. La metodología recomendada implica dividir la trayectoria de vuelo en segmentos. En la secciones 2.7.3 a 2.7.6 se describen los elementos de la metodología y se explica el principio de segmentación en el que se basa; que el nivel de ruido del evento observado es una agregación de contribuciones de todos los segmentos «significativos desde el punto de vista del ruido» de la trayectoria de vuelo, cada uno de los cuales se puede calcular con independencia del resto. En las secciones 2.7.3 a 2.7.6 también se describen los requisitos de los datos de entrada para producir un conjunto de contornos de ruido. Las especificaciones detalladas para los datos operativos necesarios se describen en el apéndice A.

La forma en que se calculan los segmentos de la trayectoria de vuelo a partir de los datos de entrada procesados previamente se describe en las secciones 2.7.7 a 2.7.13. Esto implica la aplicación de análisis del rendimiento del vuelo de la aeronave, y las ecuaciones para ello se detallan en el apéndice B. Las trayectorias de vuelo están sujetas a una variabilidad importante —las aeronaves que siguen cualquier ruta se dispersan a través de una hilera debido a los efectos de las diferencias en las condiciones atmosféricas, el peso de las aeronaves y los procedimientos de funcionamiento, las limitaciones de control del tráfico aéreo, etc. Esto se tiene en cuenta mediante la descripción estadística de cada trayectoria de vuelo —como una trayectoria central o «principal» acompañada de un conjunto de trayectorias dispersas—. Esto también se explica en las secciones 2.7.7 a 2.7.13 con referencia a información adicional que consta en el apéndice C.

En las secciones 2.7.14 a 2.7.19 se describen los pasos que hay que seguir para calcular el nivel de ruido de un único evento —el ruido generado en un punto sobre el terreno por el movimiento de una aeronave—. En el apéndice D se trata la realización de nuevos cálculos de los datos de NPD para condiciones de no referencia. En el apéndice E se explica la fuente de dipolo acústico utilizada en el modelo para definir la radiación de sonido desde los segmentos de la trayectoria de vuelo de longitud finita.

Las aplicaciones de las relaciones de modelización descritas en los capítulos 3 y 4 requieren, aparte de las trayectorias de vuelo pertinentes, datos apropiados sobre el ruido y el rendimiento de la aeronave en cuestión.

El cálculo fundamental consiste en determinar el nivel del evento para un único movimiento de la aeronave en un único punto de observador. Esto debe repetirse para todos los movimientos de la aeronave en cada matriz de puntos prescrita, abarcando el alcance esperado de los contornos de ruido requeridos. En cada punto, se agregan los niveles del evento o se calcula la media de alguna forma hasta alcanzar un «nivel acumulativo» o el valor del índice de ruido. Esta parte del proceso se describe en las secciones 2.7.20 y 2.7.23 a 2.7.25.

En las secciones 2.7.26 a 2.7.28 se resumen las opciones y los requisitos para vincular los contornos de ruido a las matrices de valores del índice de ruido. También se ofrece orientación acerca de la generación de contornos y del procesamiento posterior.

2.7.3.    Concepto de segmentación

Para una aeronave específica, la base de datos contiene relaciones de línea base de ruido-potencia-distancia (NPD). Estas definen, para un vuelo recto uniforme a una velocidad de referencia en condiciones atmosféricas de referencia y en una configuración de vuelo específica, los niveles del evento de sonido recibido, tanto los máximos como los integrados en el tiempo, directamente debajo de la aeronave ( 7 ) en función de la distancia. A efectos de modelización del ruido, toda la potencia de propulsión importante se representa mediante un parámetro de potencia relacionado con el ruido; el parámetro que se suele utilizar es el empuje neto corregido. Los niveles de evento iniciales determinados a partir de la base de datos se ajustan para representar, en primer lugar, las diferencias entre las condiciones atmosféricas reales (es decir, modelizadas) y las de referencia y (en el caso de los niveles de exposición al ruido) la velocidad de la aeronave y, en segundo lugar, para los puntos del receptor que no están directamente debajo de la aeronave, las diferencias entre el ruido irradiado hacia abajo y lateralmente. Esta última diferencia se debe a la directividad lateral (efectos de instalación del motor) y a la atenuación lateral. No obstante, los niveles del evento ajustados continúan aplicándose solo al ruido total de la aeronave en vuelos de nivel uniformes.

La segmentación es el proceso mediante el cual el modelo de contorno de ruido recomendado adapta la relación de NPD de la trayectoria infinita y los datos laterales para calcular el ruido que alcanza un receptor desde una trayectoria de vuelo no uniforme, es decir, uno a lo largo del cual varía la configuración del vuelo de la aeronave. A los efectos de calcular el nivel de sonido del evento del movimiento de una aeronave, la trayectoria del vuelo se representa mediante un conjunto de segmentos rectilíneos continuos, cada uno de los cuales puede considerarse como una parte finita de una trayectoria infinita para las que se conocen la relación de NPD y los ajustes laterales. El nivel máximo del evento es sencillamente el más alto de los valores de los segmentos individuales. El nivel integrado en el tiempo de ruido total se calcula sumando el ruido recibido desde un número suficiente de segmentos, es decir, los que realizan una contribución importante al ruido del evento total.

El método para estimar cuándo ruido de un segmento finito contribuye al nivel del evento integrado es puramente empírico. La fracción de la energía F —el ruido del segmento expresado como una proporción del ruido de la trayectoria infinita total— se describe mediante una expresión relativamente sencilla que permite la directividad longitudinal del ruido de la aeronave y la «vista» del receptor del segmento. Una razón por la cual un método empírico sencillo resulta conveniente es que, por norma general, la mayor parte del ruido procede del segmento adyacente que suele estar más próximo —para el que punto de aproximación máxima (CPA) al receptor se encuentra dentro del segmento (y no en ninguno de sus extremos)—. Esto significa que los cálculos del ruido de segmentos no adyacentes pueden aproximarse cada vez más a medida que se alejan del receptor sin comprometer la precisión significativamente.

2.7.4.    Trayectorias del vuelo: Pistas y perfiles

En el contexto de modelización, una ruta de vuelo (o trayectoria) es una descripción completa del movimiento de la aeronave en espacio y tiempo ( 8 ). Junto con la tracción propulsiva (u otro parámetro de potencia relacionado con el ruido), constituye la información necesaria para calcular el ruido generado. La trayectoria en tierra es la proyección vertical de la trayectoria del vuelo a nivel del terreno. Se combina con el perfil de vuelo vertical para crear una trayectoria de vuelo en 3D. Para la modelización de la segmentación es necesario describir la trayectoria del vuelo de cada movimiento diferente de la aeronave mediante una serie de segmentos rectos contiguos. La forma en que se realiza la segmentación depende de la necesidad de equilibrar la precisión y la eficacia —es necesario aproximar lo suficiente la trayectoria del vuelo curvada real al mismo tiempo que se minimizan los límites de cálculo y los requisitos de datos—. Es necesario definir cada segmento mediante coordenadas geométricas de sus puntos finales y los parámetros de la velocidad asociada y la potencia del motor de la aeronave (de los que depende la emisión de ruido). Las trayectorias de los vuelos y la potencia del motor pueden determinarse de varias formas; la primera de ellas implica a) la síntesis de una serie de pasos procedimentales y b) el análisis de los datos del perfil de vuelo medido.

Para la síntesis de la trayectoria del vuelo (a) es preciso conocer (o realizar hipótesis de) las trayectorias en tierra y sus dispersiones laterales, los procedimientos de gestión de la velocidad, los flaps y el empuje, la elevación del aeropuerto y la temperatura del viento y del aire. Las ecuaciones para calcular el perfil de vuelo a partir de los parámetros aerodinámicos y de propulsión necesarios se facilitan en el apéndice B. Cada ecuación contiene coeficientes (o constantes) que se basan en datos empíricos para cada tipo de aeronave específico. Las ecuaciones de rendimiento aerodinámico del apéndice B permiten considerar cualquier combinación razonable del procedimiento del vuelo y del peso operacional de la aeronave, incluidas las operaciones de los diferentes pesos brutos de despegue.

El análisis de los datos medidos (b), por ejemplo, a partir de los registros de datos de vuelos, radares u otros equipos de seguimiento de la aeronave, implica «ingeniería inversa», efectivamente una inversión del proceso de síntesis (a). En lugar de calcular los estados de la aeronave y del sistema motorpropulsor en los extremos de los segmentos del vuelo mediante la integración de los efectos de las fuerzas de empuje y aerodinámicas que actúan sobre el fuselaje, las fuerzas se calculan mediante la diferenciación de los cambios de altura y velocidad del fuselaje. Los procedimientos para procesar la información de la trayectoria del vuelo se describen en la sección 2.7.12.

En una última aplicación del modelizado del ruido, cada vuelo individual, en teoría, podría representarse de manera independiente; de esta forma, se garantizaría una contabilización precisa de la dispersión espacial de las trayectorias de vuelos, un aspecto que puede resultar muy importante. No obstante, para mantener el tiempo de utilización del ordenador y de preparación de los datos dentro de unos límites razonables, es una práctica habitual representar el alineamiento de la trayectoria del vuelo mediante un número reducido de «subtrayectorias» desplazadas lateralmente. (La dispersión vertical normalmente se representa satisfactoriamente mediante el cálculo de los efectos de las masas variables de las aeronaves en los perfiles verticales).

2.7.5.    Rendimiento y ruido de las aeronaves

La base de datos ANP tratada en el apéndice I abarca la mayoría de los tipos de aeronaves existentes. Si se trata de tipos o variantes de aeronaves cuyos datos no se facilitan actualmente, pueden representarse mejor mediante los datos de otras aeronaves que suelen ser similares.

La base de datos ANP incluye «pasos procedimentales» predeterminados para permitir la creación de perfiles de vuelos al menos para un procedimiento común de salida de reducción de ruidos. Las entradas más recientes de la base de datos abarcan dos procedimientos distintos de salida de reducción de ruidos.

2.7.6.    Operaciones en el aeropuerto y en la aeronave

Los datos específicos según el caso a partir de los cuales se calculan los contornos de ruido para un caso particular de aeropuerto comprenden lo siguiente:

Datos generales de los aeropuertos

Datos en pista

Para cada pista:

Datos de la trayectoria en tierra

Las trayectorias en tierra de la aeronave deben describirse mediante una serie de coordenadas en el plano de tierra (horizontal). La fuente de datos de las trayectorias en tierra depende de que los datos de radar pertinentes estén disponibles o no. Si lo están, es necesario establecer una pista principal fiable y las subtrayectorias asociadas adecuadas (dispersas) mediante análisis estadísticos de los datos. En cambio, si no se encuentran disponibles, las pistas principales suelen crearse a partir de información procedimental apropiada, por ejemplo, mediante la utilización de procedimientos de salida normalizados por instrumentos que constan en las publicaciones de información aeronáutica. Esta descripción convencional incluye la siguiente información:

Esta información constituye el mínimo necesario para definir la trayectoria principal. No obstante, los niveles medios de ruido calculados sobre el supuesto de que la aeronave sigue estrictamente las rutas nominales pueden ser responsables de errores localizados de varios decibelios. Por tanto, debe representarse la dispersión lateral, y se precisa la siguiente información adicional:

Datos del tráfico aéreo

Los datos del tráfico aéreo son:

La mayoría de los descriptores de ruido requieren que los eventos (es decir, los movimientos de la aeronave) se definen como valores diarios medios durante los períodos específicos del día (por ejemplo, el día, la tarde y la noche); véanse las secciones 2.7.23 a 2.7.25.

Datos topográficos

El terreno alrededor de la mayoría de los aeropuertos es relativamente llano. No obstante, no siempre es el caso, y algunas veces puede resultar necesario contabilizar las variaciones de la elevación del terreno relacionas a la elevación de referencia del aeropuerto. El efecto de la elevación del terreno puede resultar particularmente importante en las proximidades de las rutas de aproximación, donde la aeronave funciona a altitudes relativamente bajas.

Los datos de la elevación del terreno suelen facilitarse como un conjunto de coordenadas (x,y,z) para una malla rectangular de un tamaño de malla determinado. No obstante, es probable que los parámetros de la rejilla de elevación difieran de los de la rejilla utilizada para calcular el ruido. En su caso, se puede utilizar una interpolación lineal para calcular las coordenadas z apropiadas en el segundo caso.

El análisis integral de los efectos del terreno notablemente sin nivel en la propagación acústica es complejo y está fuera del alcance de este método. La irregularidad moderada se puede contabilizar suponiendo un terreno «pseudonivel»; es decir, simplemente aumentando o reduciendo el plano de masa nivelado a la elevación del terreno local (en relación con el plano de masa de referencia) en cada punto del receptor (véase la sección 2.7.4).

Condiciones de referencia

Los datos internacionales de rendimiento y ruido de la aeronave (ANP) se normalizan para condiciones de referencia estándar que se usan ampliamente para estudios de ruido en el aeropuerto (véase el apéndice D).

1)	Presión atmosférica : 101,325 kPa (1 013,25 mb)

2)	Absorción atmosférica : Niveles de atenuación enumerados en el cuadro D-1 del apéndice D

3)	Precipitaciones : Ninguna

4)	Velocidad del viento : Menos de 8 m/s (15 nudos)

5)	Velocidad respecto a tierra : 160 nudos

6)	Terreno local : Superficie llana y suave sin estructuras grandes ni otros objetos reflectantes dentro de un radio de varios kilómetros de trayectorias en tierra de la aeronave.

Las medidas estandarizadas del sonido de la aeronave se realizan a 1,2 m por encima de la superficie de masa. No obstante, no es necesario prestar especial atención a esto ya que, a efectos de modelización, se puede asumir que los niveles de los eventos son relativamente insensibles a la altura del receptor ( 10 ).

Las comparaciones de los niveles de ruido del aeropuerto calculados y medidos indican que se puede suponer que los datos de NPD son aplicables cuando las condiciones promedio de la superficie cercana presentan las siguientes características:

Se cree que estas características engloban las condiciones encontradas en la mayoría de los principales aeropuertos del mundo. En el apéndice D se ofrece un método para convertir los datos de NPD en condiciones promedio locales que están fuera del alcance, pero en casos extremos, se sugiere consultar a los fabricantes correspondientes de la aeronave.

1)	Elevación de la pista : Nivel medio del mar

2)	Temperatura del aire : 15 °C

3)	Peso bruto en despegue : Como se define en función de la longitud de la etapa en la base de datos de ANP

4)	Peso bruto en aterrizaje : 90 % del peso bruto máximo en aterrizaje

5)	Motores con empuje : Todos

A pesar de que los datos del motor y aerodinámicos de ANP se basan en estas condiciones, se pueden usar como tabulados para elevaciones de la pista de no referencia y temperaturas promedio del aire en los Estados de la CEAC sin afectar significativamente a la precisión de los contornos calculados del nivel de sonido medio acumulativo. (Véase el apéndice B).

La base de datos de ANP tabula los datos aerodinámicos para los pesos brutos de despegue y aterrizaje indicados en los puntos 3 y 4 anteriores. A pesar de que, para cálculos del ruido acumulativo, los datos aerodinámicos deben ajustarse para otros pesos brutos, el cálculo de los perfiles del vuelo en despegue y descenso, usando los procedimientos descritos en el apéndice B, debe basarse en los pesos brutos del despegue operativo apropiados.

2.7.7.    Descripción de la trayectoria del vuelo

El modelo de ruido requiere que cada movimiento diferente de la aeronave se describa mediante su trayectoria de vuelo tridimensional y la potencia variable del motor y su velocidad. Como norma, un movimiento modelizado representa un subconjunto del tráfico total del aeropuerto, por ejemplo, un número de movimientos idénticos (supuestos), con el mismo tipo de aeronave, peso y procedimiento operativo, sobre una única trayectoria en tierra. Dicha trayectoria puede constar de varias «subtrayectorias» dispersas utilizadas para modelizar lo que realmente es un alineamiento de trayectorias siguiendo una ruta designada. Los alineamientos de la trayectoria en tierra, los perfiles verticales y los parámetros operativos de la aeronave se determinan a partir de los datos del escenario de entrada, junto con los datos de la aeronave extraídos de la base de datos de ANP.

Los datos de ruido-potencia-distancia (en la base de datos de ANP) definen el ruido de la aeronave que recorren trayectorias de vuelo horizontales idealizadas de longitud infinita a una potencia y velocidad constantes. Para adaptar estos datos a las trayectorias de vuelo del área terminal caracterizadas por cambios frecuentes de potencia y velocidad, cada trayectoria se divide en segmentos rectilíneos finitos; las contribuciones de ruido de cada uno de ellos se suman posteriormente en la posición del observador.

2.7.8.    Relaciones entre la trayectoria del vuelo y la configuración del vuelo

La trayectoria del vuelo tridimensional del movimiento de una aeronave determina los aspectos geométricos de la radiación y la propagación del sonido entre la aeronave y el observador. Con un peso particular y en condiciones atmosféricas particulares, la trayectoria del vuelo se rige completamente mediante la secuencia de potencia, flaps y cambios de altitud aplicados por el piloto (o sistema de gestión automática del vuelo), a fin de seguir rutas y mantener las alturas y velocidades especificadas por el control de tránsito aéreo (CTA), en virtud de los procedimientos operativos estándar del operador de aeronaves. Estas instrucciones y acciones dividen la trayectoria del vuelo en distintas fases que conforman los segmentos naturales. En el plano horizontal, implican tramos rectos, especificados como una distancia hasta el próximo giro y los próximos giros, definida por el radio y el cambio de rumbo. En el plano vertical, los segmentos se definen mediante el tiempo o la distancia considerados para conseguir los cambios necesarios de velocidad de avance o altura en los ajustes de flaps y potencia especificados. A menudo, a las coordenadas verticales correspondientes se hace referencia como puntos de perfil.

Para la modelización del ruido, se genera información sobre la trayectoria del vuelo mediante la síntesis de un conjunto de pasos procedimentales (es decir, los que sigue el piloto) o mediante el análisis de los datos de los radares —medidas físicas de las trayectorias de vuelo reales en el aire—. Con independencia del método que se utilice, las formas horizontales y verticales de la trayectoria de vuelo se reducen a formas segmentadas. Su forma horizontal (es decir, su proyección bidireccional sobre el suelo) es la trayectoria en tierra definida por el itinerario entrante y saliente. Su forma vertical, obtenida mediante los puntos de perfil, y los parámetros de vuelo asociados de velocidad, ángulo de alabeo y reglaje de potencia, en conjunto definen el perfil del vuelo que depende el procedimiento del vuelo que suele prescribir el fabricante de la aeronave o el operador. La trayectoria del vuelo se crea mediante la fusión del perfil del vuelo bidimensional con la trayectoria en tierra bidimensional para formar una secuencia de segmentos de la trayectoria del vuelo tridimensional.

Cabe recordar que, para un conjunto de pasos procedimentales determinado, el perfil depende de la trayectoria en tierra; por ejemplo, con el mismo empuje y a la misma velocidad, la velocidad de ascenso en inferior, a su vez, que el vuelo en línea recta. Aunque en este documento se explica cómo tener en cuenta esta dependencia, hay que reconocer que ello supondría, por norma general, una excesiva sobrecarga de cálculo y los usuarios pueden preferir asumir que, a efectos de modelización del ruido, el perfil del vuelo y la trayectoria en tierra pueden tratarse como entidades independientes, es decir que el perfil de ascenso no se ve afectado por ningún giro. No obstante, es importante determinar los cambios del ángulo de alabeo que los giros necesitan, porque esto influye significativamente en la direccionalidad de la emisión de sonido.

El ruido recibido desde un segmento de la trayectoria del vuelo depende de la geometría del segmento en relación con el observador y la configuración del vuelo de la aeronave. Pero estos parámetros están interrelacionados; de hecho, un cambio en uno causa un cambio en el otro, y es necesario garantizar que, en todos los puntos de la trayectoria, la configuración de la aeronave está en consonancia con su movimiento a lo largo de la trayectoria.

En la síntesis de la trayectoria de un vuelo, es decir, al crear la trayectoria de un vuelo a partir de un conjunto de «pasos procedimentales» que describen las selecciones que el piloto realiza de la potencia del motor, el ángulo de los flaps y la velocidad vertical o de aceleración, lo que hay que calcular es el movimiento. En el análisis de la trayectoria de un vuelo, se da el caso contrario: es necesario calcular la potencia del motor a partir del movimiento observado de la aeronave, según los datos del radar o, en algunas ocasiones, en estudios especiales, a partir de los datos del registrador del vuelo de la aeronave (aunque en el último caso, la potencia del motor suele formar parte de los datos). En ambos casos, las coordenadas y los parámetros del vuelo en todos los puntos finales del segmento deben introducirse en el cálculo del ruido.

En el apéndice B se presentan las ecuaciones que relacionan las fuerzas que actúan sobre una aeronave y su movimiento y se explica cómo se resuelven para definir las propiedades de los segmentos que conforman las trayectorias de los vuelos. Los diferentes tipos de segmentos (y las secciones del apéndice B en que se tratan) son el empuje en tierra al despegar (B5), el ascenso a una velocidad constante (B6), la aceleración en ascenso y la retracción de los flaps (B8), la aceleración en ascenso después de la retracción de los flaps (B9), el descenso y la deceleración (B10) y el enfoque de aterrizaje final.

Inevitablemente, la modelización práctica implica grados variables de simplificación —el requisito para ello depende de la naturaleza de la aplicación, de la importancia de los resultados y de los recursos disponibles—. Un supuesto simplificado general, incluso en las aplicaciones más elaboradas, es que, al calcular la dispersión de la trayectoria del vuelo, los perfiles y las configuraciones del vuelo en todas las subtrayectorias son los mismos que los de la trayectoria principal. Como se deben utilizar al menos 6 subtrayectorias (véase la sección 2.7.11), esto reduce los cálculos masivos para una penalización sumamente pequeña en términos de fidelidad.

2.7.9.    Fuentes de los datos de las trayectorias de vuelos

Datos de radares

Aunque los registradores de datos de vuelos de aeronaves pueden generar datos de muy alta calidad, es difícil obtenerlos a efectos de modelización del ruido, y los datos de los radares pueden considerarse como la fuente de información de más fácil acceso sobre las trayectorias de vuelo reales en el aire de los aeropuertos ( 11 ). Habida cuenta de que suelen encontrarse disponibles en los sistemas de supervisión de la trayectoria del vuelo y del ruido en los aeropuertos, actualmente se usan cada vez más a efectos de modelización del ruido.

El radar secundario de vigilancia presenta la trayectoria de vuelo de una aeronave como una secuencia de coordenadas de posición a intervalos iguales al período de rotación del escáner de radar, normalmente en torno a 4 segundos. La posición de la aeronave con respecto al suelo se determina en coordenadas polares —distancia y acimut— a partir de las señales de retorno de radar reflejadas (aunque el sistema de control suele transformarlas en coordenadas cartesianas); su altura ( 12 ) se mide el altímetro propio del avión y se transmite al ordenador de control del tráfico aéreo mediante un transpondedor de radar. No obstante, los errores de posición inherentes por la interferencia de radiofrecuencias y la resolución de datos limitados resultan importantes (a pesar de que no hay ninguna consecuencia para los fines previstos de control del tráfico aéreo). Por lo tanto, si es necesario conocer la trayectoria del vuelo del movimiento de una aeronave específica, es preciso suavizar los datos mediante una técnica apropiada para el ajuste de curvas. No obstante, a efectos de modelización del ruido, suele ser necesario realizar una descripción estadística del alineamiento de las trayectorias de los vuelos; por ejemplo, para todos los movimientos de una ruta o solo para los de un tipo de aeronave específica. En este ámbito, los errores de mediciones asociados con las estadísticas correspondientes pueden reducirse a insignificantes mediante procesos de determinación del promedio.

Etapas del procedimiento

En muchos casos, no es posible modelizar las trayectorias de los vuelos en función de los datos del radar, porque no se encuentran disponibles los recursos necesarios, o bien porque se trata de un futuro escenario para el que no se encuentran disponibles los datos de radar que resultan pertinentes.

A falta de datos de radar, o cuando su uso resulta inapropiado, es necesario calcular las trayectorias de los vuelos conforme al material guía operativo, por ejemplo las instrucciones que se dan al personal del vuelo en las publicaciones de información aeronáutica (AIP) y en manuales de funcionamiento de la aeronave, lo que aquí se denomina como etapas del procedimiento. Cuando proceda, las autoridades de control del tráfico aéreo y los operadores de la aeronave proporcionarán asesoramiento acerca de cómo interpretar dicho material.

2.7.10.    Sistemas de coordenadas

Sistema de coordenadas local

El sistema de coordenadas locales (x,y,z) es el cartesiano y tiene su origen (0,0,0) en el punto de referencia del aeródromo (XARP,YARP,ZARP ), donde ZARP es la altitud de referencia del aeropuerto y z = 0 define el plano de masa nominal sobre el cual suelen calcularse los contornos. El rumbo de la aeronave ξ en el plano xy se mide en el sentido de las agujas del reloj a partir del Norte magnético (véase la figura 2.7.b). Todas las ubicaciones del observador, la rejilla de cálculo básica y los puntos se expresan en coordenadas locales ( 13 ).

Sistema de coordenadas fijas de la trayectoria en tierra

Esta coordenada es específica de cada trayectoria en tierra y representa la distancia s medida a lo largo de la trayectoria en la dirección del vuelo. En las vías de salida, s se mide desde el inicio de la rodadura y, en el caso de las vías de acceso, desde el umbral de aterrizaje. Por tanto, s resulta negativo en las siguientes zonas:

Los parámetros operativos del vuelo, tales como la altura, la velocidad y el reglaje de potencia, se expresan en función de s.

Sistema de coordenadas del avión

El sistema de coordenadas cartesianas fijas del avión (x′,y′,z′) tiene su origen en la ubicación real del avión. El sistema axial se define mediante el ángulo de subida γ, la dirección del vuelo ξ y el ángulo de alabeo ε (véase la figura 2.7.c).

Consideración de la topografía

En los casos en que es necesario tener en cuenta la topografía (véase la sección 2.7.6), es necesario reemplazar la coordenada de la altura del avión z por z′ = z – zo (donde zo la coordenada z es la ubicación del observador O) al calcular la distancia de propagación d. La geometría entre el avión y el observador se ilustra en la figura 2.7.d. Para consultar las definiciones de d y , véanse las secciones 2.7.14 a 2.7.19 ( 14 ).

2.7.11.    Trayectorias en tierra

Trayectorias principales

La trayectoria principal define el centro de la alineación de las trayectorias que sigue el avión con un itinerario particular. A efectos de modelización del ruido del avión, se define i) mediante datos operativos prescriptivos, como las instrucciones que se dan a los pilotos en las publicaciones de información aeronáutica o ii) mediante análisis estadísticos de los datos de radar, tal como se explica en la sección 2.7.9, cuando se encuentren disponibles y resulten convenientes para satisfacer las necesidades del estudio de modelización. Crear la trayectoria a partir de instrucciones operativas suele ser una tarea bastante sencilla, ya que estas prescriben una secuencia de tramos rectos —definidos por la longitud y el rumbo— o arcos circulares definidos por la velocidad de viraje y el cambio de rumbo; véase la figura 2.7.e para consultar una ilustración.

Adecuar la trayectoria principal a los datos de radar es una tarea más compleja, en primer lugar porque se hacen virajes reales a una velocidad variable y, en segundo lugar, porque su línea se oscurece por la dispersión de los datos. Como bien se ha explicado, aún no se han desarrollado procedimientos formalizados y es una práctica habitual asociar segmentos, ya sean rectos o curvados, con las posiciones medias calculadas a partir de los cortes transversales de las líneas de seguimiento por radar a intervalos a lo largo de la ruta. Es posible que los algoritmos informáticos necesarios para ejecutar esta tarea se desarrollen en un futuro, pero, por el momento, compete al modelista decidir cuál es la mejor manera de utilizar los datos disponibles. Un factor importante es que la velocidad del avión y el radio de viraje indican el ángulo de alabeo y, como se observará en la sección 2.7.19, las asimetrías de la radiación acústica en torno a la trayectoria del vuelo rigen el ruido en el terreno, así como la posición de la trayectoria del vuelo.

En teoría, la transición perfecta desde el vuelo recto al viraje de radio fijo precisaría de una aplicación instantánea del ángulo de alabeo ε, que físicamente resulta imposible. En realidad, el ángulo de alabeo tarda un tiempo determinado en alcanzar el valor requerido para mantener una velocidad específica y el radio de viraje r, durante el cual el radio de viraje se ajusta de infinito a r. A efectos de modelización, puede ignorarse la transición del radio y suponerse que el ángulo de alabeo aumenta constantemente desde cero (u otro valor inicial) hasta ε al inicio del viraje y ser el próximo valor de ε al final del viraje ( 15 ).

Cuando sea posible, las definiciones de la dispersión lateral y de las subtrayectorias representativas se basarán en experiencias pasadas pertinentes del aeropuerto objeto de estudio; normalmente, a través del análisis de las muestras de datos de radar. El primer paso consiste en agrupar los datos por ruta. Las vías de salida se caracterizan por una dispersión lateral sustancial que debe tenerse en cuenta para realizar una modelización precisa. Las rutas de llegada se unen en una alineación muy estrecha sobre la trayectoria de llegada final, y suele ser suficiente representar todas las llegadas mediante una única trayectoria. No obstante, si las alineaciones de llegada son amplias dentro de la región de los contornos de ruido, es posible que sea preciso representarlas mediante subtrayectorias de la misma forma que las rutas de salida.

Es una práctica común tratar los datos para una única ruta como una muestra de una única población; es decir, realizar la representación mediante una trayectoria principal y un conjunto de subtrayectorias dispersas. No obstante, si la inspección indica que los datos de las diferentes categorías de aviones u operaciones difieren significativamente (por ejemplo, en caso de que un avión grande y pequeño tenga radios de viraje bastante diferentes), sería conveniente realizar otra subdivisión de los datos en diferentes alineamientos. Para cada alineamiento, las dispersiones de la trayectoria lateral se determinan en función de la distancia a partir del origen; entonces los movimientos se distribuyen entre una trayectoria principal y un número apropiado de subtrayectorias dispersas en función de las estadísticas de distribución.

Habida cuenta de que suele ser conveniente ignorar los efectos de la dispersión de la trayectoria, ante la ausencia de datos de alineamiento medidos, debe definirse una propagación lateral nominal por la trayectoria principal y perpendicular a ella mediante una función de distribución convencional. Los valores calculados de los índices de ruido no son particularmente sensibles a la forma precisa de la distribución lateral: la distribución normal (de Gauss) ofrece una descripción adecuada de muchos alineamientos medidos por radar.

Normalmente se usa una aproximación discreta de siete puntos (es decir, que representa la dispersión lateral mediante seis subtrayectorias con la misma separación alrededor de la trayectoria principal). La separación de las subtrayectorias depende de la desviación estándar de la función de dispersión lateral.

En el caso de las trayectorias con una distribución normal y una desviación estándar S, el 98,8 % de las trayectorias se encuentran dentro de un corredor con límites ubicado a ± 2,5×S. En el cuadro 2.7.a se indica la separación de las seis subtrayectorias y el porcentaje de los movimientos totales asignado a cada una. En el apéndice C se ofrecen los valores para los otros números de subtrayectorias.

La desviación estándar S es una función de la coordenada s a lo largo de la trayectoria principal. Se puede especificar —junto con la descripción de la trayectoria principal— en la ficha de datos de la trayectoria del vuelo que se encuentra en el apéndice A3. Ante la ausencia de los indicadores de la desviación normal —por ejemplo, a partir de los datos de radar que describen trayectorias de vuelo comparables—, se recomiendan los valores siguientes:

Por cuestiones prácticas, S(s) se supone como cero entre el punto de partida de rodaje y s = 2 700 m o s = 3 300 m, en función de la cantidad de virajes. Las rutas que comprenden más de un viraje deben tratarse en función de la ecuación (2.7.2). Para las llegadas, puede obviarse la dispersión lateral dentro de los 6 000 m de la toma de contacto.

2.7.12.    Perfiles de vuelos

El perfil del vuelo es una descripción del movimiento del avión en el plano vertical por encima de la trayectoria en tierra, en términos de su posición, velocidad, ángulo de alabeo y reglaje de la potencia del motor. Una de las tareas más importantes que tiene que realizar el usuario del modelo es la definición de perfiles de vuelo que satisfagan correctamente los requisitos de la aplicación de la modelización, de una manera eficiente y sin emplear mucho tiempo ni demasiados recursos. Naturalmente, para conseguir una alta precisión, los perfiles tienen que reflejar fielmente las operaciones del avión que pretenden representar. Para ello se precisa información fiable sobre las condiciones atmosféricas, los tipos de avión y las variantes, los pesos operativos y los procedimientos operativos —las variaciones de los ajustes de empuje y flaps y los inconvenientes entre los cambios de altura y velocidad—, calculando el promedio de todos los factores con respecto a los períodos de tiempo pertinentes. A menudo, no se encuentra disponible información detallada, pero esto no plantea necesariamente un obstáculo; incluso aunque sí se encuentren disponibles, el modelista tiene que encontrar el equilibrio entre la precisión y el nivel de detalle de la información de entrada que necesita y utiliza para obtener los contornos.

La síntesis de los perfiles de vuelos de las «etapas del procedimiento» obtenidos de la base de datos de ANP o que proporcionan los operadores del avión se describe en la sección 2.7.13 y en el apéndice B. Dicho proceso, que suele ser el único recurso disponible para el modelista cuando no hay datos de radar disponibles, ofrece la geometría de la trayectoria del vuelo y las variaciones de empuje y velocidad asociados. Normalmente puede asumirse que todos los aviones (iguales) de un alineamiento, independientemente de que estén asignados a la trayectoria principal o a subtrayectorias dispersas, siguen el perfil de la trayectoria principal.

Más allá de la base de datos de ANP, que ofrece información predeterminada sobre las etapas del procedimiento, los operadores del avión constituyen la mejor fuente de información fiable, es decir, los procedimientos que utilizan y los típicos pesos volados. Para los vuelos individuales, la fuente «tipo de referencia» es el registrador de los datos del vuelo del avión (FDR) del que se puede obtener toda la información pertinente. Pero incluso aunque tales datos se encuentren disponibles, la tarea de preprocesamiento resulta formidable. Por tanto, y teniendo en cuenta las economías de modelización necesarias, la solución práctica común es hacer hipótesis informadas acerca de las ponderaciones medidas y los procedimientos operativos.

Es necesario tener precaución antes de adoptar las etapas predeterminadas del procedimiento establecidas en la base de datos de ANP (que se suponen habitualmente cuando los procedimientos reales no se conocen). Se trata de procedimientos normalizados ampliamente observados, que los operadores pueden o no utilizar en casos particulares. Un factor importante es la definición del empuje del reactor en el despegue (y a veces en el ascenso), que puede depender en cierta medida de circunstancias imperantes. En particular, es una práctica común reducir los niveles de empuje durante la saluda (a partir del máximo disponible), a fin de ampliar la vida útil del motor. En el apéndice B se ofrece orientación sobre la representación de la práctica habitual; por lo general, esto generará contornos más realistas que la hipótesis de un empuje total. No obstante, si, por ejemplo, las pistas son cortas o las temperaturas medias del aire son altas, el empuje total podría constituir una hipótesis más realista.

Al modelizar escenarios reales, se puede conseguir mayor precisión con los datos de radas, a fin de complementar o reemplazar esta información nominal. Los perfiles de vuelos pueden determinarse a partir de los datos de radar de una forma similar a la de las trayectorias principales laterales —pero solo después de separar el tráfico por tipo y variante de avión y, a veces, por peso o longitud de la etapa (pero no en función de la dispersión)— a fin de obtener, para cada subgrupo, un perfil medio de altura y velocidad con respecto a la distancia de terreno recorrida. Una vez más, al realizar la combinación con las trayectorias en tierra posteriormente, este perfil único suele asignarse a la trayectoria principal y a las subtrayectorias por igual.

A sabiendas del peso del avión, la variación de la velocidad y de la tracción propulsiva se puede calcular a través de una solución paso a paso basada en ecuaciones de movimiento. Antes de ello, resulta útil procesar previamente los datos a fin de minimizar los efectos de los errores de radar que pueden hacer que los cálculos de aceleración resulten poco fiables. El primer paso en cada caso consiste en redefinir el perfil conectando los segmentos rectilíneos para representar las etapas pertinentes del vuelo, de tal manera que cada segmento se clasifique correctamente, es decir, como un desplazamiento en tierra firme, una velocidad constante de ascenso o descenso, el recorte del empuje o la aceleración o desaceleración con o sin cambio de flap. El peso del avión y las condiciones atmosféricas también constituyen información necesaria.

En la sección 2.7.11 se pone de manifiesto que cabe establecer una disposición especial para calcular la dispersión lateral de las trayectorias del vuelo sobre itinerarios nominales o principales. Las muestras de datos de radar se caracterizan por dispersiones similares de trayectorias de vuelos en el plano vertical. No obstante, no es una práctica habitual modelizar la dispersión vertical como una variable independiente; surge principalmente por las diferencias entre el peso del avión y los procedimientos operativos que se tienen en cuenta al preprocesar los datos de entrada de tráfico.

2.7.13.    Construcción de segmentos de trayectorias de vuelo

Cada trayectoria de vuelo tiene que definirse mediante un conjunto de coordenadas de segmentos (nodos) y parámetros de vuelo. El origen se tiene en cuenta para determinar las coordenadas de los segmentos de la trayectoria en tierra. A continuación, se calcula el perfil del vuelo, recordando que, para un conjunto de pasos procedimentales determinado, el perfil depende de la trayectoria en tierra; por ejemplo, con el mismo empuje y a la misma velocidad, la velocidad de ascenso en inferior, a su vez, que el vuelo en línea recta. Por último, los segmentos de la trayectoria del vuelo tridimensional se construyen mediante la combinación del perfil bidimensional del vuelo y la trayectoria en tierra tridimensional ( 16 ).

Trayectoria en tierra

Una trayectoria en tierra, ya sea una trayectoria principal o una subtrayectoria dispersa, se define mediante una serie de coordenadas (x,y) en el plano de masa (por ejemplo, a partir de la información de radar) o mediante una secuencia de comandos vectoriales que describen los segmentos rectos y los arcos circulares (virajes de radio definido r y cambio de rumbo Δξ).

Para la modelización de la segmentación, un arco se representa mediante una secuencia de segmentos rectos colocados en los subarcos. Aunque no aparecen explícitamente en los segmentos de la trayectoria en tierra, el alabeo del avión durante los virajes influye en su definición. En elapéndice B4 se explica cómo calcular los ángulos de alabeo durante un viraje uniforme pero, evidentemente, no se aplican realmente ni se eliminan al instante. No se explica cómo gestionar las transiciones entre los vuelos rectos y en viraje, o bien entre un viraje y uno inmediatamente secuencial. Por norma general, los detalles, que competen al usuario (véase la sección 2.7.11), pueden tener un efecto insignificante en los contornos finales; el requisito consiste principalmente en evitar las discontinuidades en los extremos del viraje, y esto puede conseguirse simplemente, por ejemplo, insertando segmentos de transición cortos sobre los cuales el ángulo de alabeo cambian linealmente con la distancia. Solo en el caso especial de que un viraje particular pueda tener un efecto dominante en los contornos finales, sería necesario modelizar las dinámicas de la transición de forma más realista, a fin de relacionar el ángulo de alabeo con tipos de aviones particulares y adoptar proporciones de balanceo apropiadas. En este caso es suficiente indicar que los subarcos finales Δξtrans en cualquier viraje dependan de los requisitos de cambio del ángulo de alabeo. El resto del arco con cambio de rumbo de Δξ – 2 · Δξtrans grados se divide en subarcos nsub según la ecuación:

donde int(x) es una función que devuelve la parte entera de x. Entonces, el cambio de rumbo Δξ sub de cada subarco se calcula como

donde nsub necesita ser lo suficientemente grande como para garantizar que Δξ sub ≤ 30 grados. La segmentación de un arco (excluidos los subsegmentos de transición de terminación) se ilustra en la figura 2.7.f ( 17 ).

Perfil del vuelo

Los parámetros que describen cada segmento del perfil del vuelo al inicio (sufijo 1) y al final (sufijo 2) del segmento son:

s1 , s2

distancia a lo largo de la trayectoria en tierra,

z1 , z2

altura del avión,

V1 , V2

velocidad respecto a tierra,

P1 , P2

parámetro de potencia relacionado con el ruido (asociación para la cual se definen las curvas de NPD),

ε1 , ε2

ángulo de alabeo.

Para crear un perfil de vuelo a partir de un conjunto de etapas del procedimiento (síntesis de la ruta del vuelo), los segmentos se crean en secuencias para conseguir las condiciones necesarias en los puntos finales. Los parámetros de los puntos finales para cada segmento se convierten en los parámetros de los puntos iniciales para cada segmento siguiente. En el cálculo de cualquier segmento, los parámetros se saben al inicio; las condiciones necesarias al final se especifican mediante el paso del procedimiento. Los pasos se definen mediante la información predeterminada de ANP, o bien los define el usuario (por ejemplo, a partir de los manuales de vuelo). Las condiciones finales suelen ser la altura y la velocidad; la tarea de creación de perfiles consiste en determinar al distancia de la trayectoria cubierta para alcanzar dichas condiciones. Los parámetros no definidos se determinan mediante los cálculos de rendimiento del vuelo descritos en el apéndice B.

Si la trayectoria en tierra es recta, los puntos del perfil y los parámetros del vuelo asociados pueden determinarse con independencia de la trayectoria en tierra (el ángulo de alabeo siempre es cero). No obstante, es raro que las trayectorias en recta sean rectas; suelen incorporar virajes y, para conseguir los mejores resultados, tienen que contabilizarse al determinar el perfil de vuelo bidimensional, cuando proceda, dividiendo los segmentos del perfil en los nodos de la trayectoria en tierra para introducir cambios del ángulo de alabeo. Por norma general, la longitud del siguiente segmento se desconoce desde el principio y se calcula suponiendo provisionalmente que no se produce ningún cambio en el ángulo de alabeo. Si se observa que el segmento provisional abarca uno o varios nodos de la trayectoria en tierra, el primero en s, es decir, s1 < s < s2 , el segmento se trunca en s, calculando ahí los parámetros mediante interpolación (véase a continuación). Se convierten en los parámetros de los puntos finales del segmento actual y los parámetros de los puntos iniciales de un nuevo segmento —que conservan las mismas condiciones finales objetivo—. Si no hay ningún nodo de la trayectoria en tierra que intervenga, se confirma el segmento provisional.

Si se ignoran los efectos de los virajes en el perfil de vuelo, se adopta la solución de un único segmento en vuelo recto, aunque se conserva la información del ángulo de alabeo para un uso posterior.

Independientemente de que los efectos del viraje se modelicen completamente o no, cada trayectoria de vuelo tridimensional se genera mediante la combinación de su perfil de vuelo bidimensional con su trayectoria en tierra bidimensional. El resultado es una secuencia de conjuntos de coordenadas (x,y,z), y cada una ellas es un nodo de la trayectoria en tierra segmentada, un nodo del perfil de vuelo o ambos, y los puntos del perfil van acompañados de los valores correspondientes de altura z, velocidad respecto al suelo V, ángulo de alabeo ε y potencia del motorP. Para un punto de la vía (x,y) que se encuentra entre los puntos finales de un segmento del perfil del vuelo, los parámetros del vuelo se interpolan como sigue:

donde

Tenga en cuenta que, mientras que se supone que z y ε varían linealmente con la distancia, se supone que V y P varían linealmente con el tiempo (es decir, la aceleración constante ( 18 )).

Al asociar los segmentos del perfil del vuelo con los datos de radar (análisis de la trayectoria del vuelo), todas las distancias de los puntos finales, las alturas, las velocidades y los ángulos de alabeo se determinan directamente a partir de dichos datos; solo el reglaje de la potencia tiene que calcularse conforme a las ecuaciones de rendimiento. Habida cuenta de que las coordenadas del perfil de vuelo y de la trayectoria en tierra se pueden asociar según corresponda, suele tratarse de una tarea bastante sencilla.

Segmentación del desplazamiento en tierra firme al despegar

Al despegar, a medida que el avión acelera entre el punto en que se libera el freno (lo que también se conoce como punto de partida de rodaje, SOR) y el punto de despegue, la velocidad cambia radicalmente a una distancia comprendida entre 1 500 y 2 500 m, desde cero hasta un rango comprendido entre 80 y 100 m/s.

El empuje al despegar se divide en segmentos con longitudes variables y, con respecto a cada una de ellas, la velocidad del avión cambia en incrementos específicos ΔV de no más de 10 m/s (en torno a 20 kt). Aunque realmente varía durante el rodaje al despegar, una hipótesis de aceleración constante es adecuada para este propósito. En este caso, para la fase de despegue, V1 es la velocidad inicial, V2 es la velocidad de despegue, nTO es el número de segmentos de despegue y sTO es la distancia de despegue equivalente sTO. Para la distancia de despegue equivalente sTO (véase el apéndice B), la velocidad inicial V1 y la velocidad de despegue VT2 , el número nTO de segmentos para el desplazamiento en tierra firme es:

y, en consecuencia, el cambio de velocidad a lo largo del segmento es:

y el tiempo Δt en cada segmento (con una supuesta aceleración constante) es:

La longitud sTO,k del segmento k (1 ≤ k ≤ nTO) del rodaje al despegar es:

Ejemplo:

Para una distancia de despegue sTO = 1 600 m, V1 = 0 m/s y V2 = 75 m/s, esto resulta en nTO = 8 segmentos con longitudes que oscilan entre 25 y 375 metros (véase la figura 2.7.g):

Al igual que sucede con los cambios de velocidad, el empuje del avión cambia a lo largo de cada segmento mediante un incremento constante ΔP, que se calcula como:

donde PTO y P init , respectivamente, designan el empuje del avión en el punto de despegue y el empuje del avión al punto de partida de rodaje de despegue.

El uso de este incremento de empuje constante (en lugar del uso de la ecuación de forma cuadrática 2.7.8) pretende ser coherente con la relación lineal entre el empuje y la velocidad en el caso de un avión con motor a reacción (ecuación B-1).

Segmentación del segmento de ascenso inicial

Durante el segmento de ascenso inicial, la geometría cambia rápidamente, en particular con respecto a las ubicaciones del observador en el lado de la trayectoria del vuelo, donde el ángulo beta cambiará rápidamente a medida que el avión sume a través del segmento inicial. Las comparaciones con cálculos de segmentos muy pequeños revelan que un único segmento de ascenso resulta en una ligera aproximación del ruido al lado de la trayectoria del vuelo para métricas integradas. La precisión del cálculo se mejora mediante la subsegmentación del primer segmento de despegue. La atenuación lateral incluye significativamente en la longitud de cada segmento y en el número. Teniendo en cuenta la expresión de la atención lateral total del avión con motores montados en fuselaje, se puede observar que, para un cambio limitado de la atenuación lateral de 1,5 dB por subsegmento, el segmento de ascenso inicial debe subsegmentarse en función del siguiente conjunto de valores de altura:

z = {18,9; 41,5; 68,3; 102,1; 147,5; 214,9; 334,9; 609,6; 1 289,6 } metros, o

z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099 , 2 000 , 4 231 } pies

Las alturas anteriores se aplican mediante la identificación de qué altura de entre las anteriores está más próxima al punto final del segmento original. Las alturas reales del subsegmento se calcularían de la siguiente forma:

donde z es la altura del extremo del segmento original, zi es el miembro ith del conjunto de valores de alturas y zN es el límite superior más próximo a la altura z. Este proceso a lugar a que el cambio de atenuación lateral a lo largo de cada segmento sea constante, produciendo así contornos más precisos, pero sin el coste que supone utilizar segmentos muy cortos.

Ejemplo:

Si la altura del punto final del segmento original está en z = 304,8 m, entonces a partir del conjunto de valores de altura, 214,9 < 304,8 < 334,9 y el límite superior más próximo a z = 304,8 m, es z7 = 334,9 m. Por tanto, las alturas de los puntos finales del subsegmento se calculan como sigue:

zi′ = 304,8 [zi/334,9] (i = 1..N)

Por tanto, z i′ sería 17,2 m y z2 i′ sería 37,8 m, etc.

Los valores de velocidad y potencia del motor en los puntos insertados se interpolan usando las ecuaciones (2.7.11) y (2.7.13), respectivamente.

Segmentación de los segmentos en vuelo

Después de derivar la trayectoria del vuelo segmentado conforme al procedimiento descrito en la sección 2.7.13 y de aplicar la subsegmentación descrita, puede resultar necesario realizar ajustes adicionales de segmentación. Estos ajustes incluyen:

Cuando los puntos adyacentes se encuentran a 10 metros de cada uno, y si las velocidades y los empujes asociados son los mismos, es necesario eliminar uno de los puntos.

Para los segmentos en vuelo en los que hay un cambio de velocidad importante a lo largo de un segmento, debe subdividirse en cuanto al desplazamiento en tierra firme, es decir

donde V1 y V2 son las velocidades iniciales y finales del segmento, respectivamente. Los parámetros del subsegmento correspondiente se calculan de manera similar en cuanto al desplazamiento en tierra firme al despegar, usando las ecuaciones de 2.7.11 a 2.7.13.

Empuje en tierra al despegar

Aunque el empuje en tierra para el aterrizaje es básicamente una inversión del empuje en tierra para el despegue, es necesario tener especialmente en cuenta:

En comparación con la distancia de rodaje de despegue, que se deriva de los parámetros del rendimiento del avión, la distancia de parada sstop (es decir, la distancia desde el aterrizaje hasta el punto en que el avión sale de la pista) no es puramente específica del avión. Aunque se puede calcular una distancia de parada mínima a partir del rendimiento y la masa del avión (y el empuje inverso disponible), la distancia de parada real depende también de la ubicación de las pistas de rodaje, de la situación del tráfico y de los reglamentos específicos del aeropuerto que rigen el uso del empuje inverso.

El uso del empuje inverso no es un procedimiento estándar; solo se aplica si no se puede conseguir la desaceleración necesaria mediante la utilización de los frenos de las ruedas. (El empuje inverso puede resultar realmente perturbador, ya que un cambio rápido de la potencia del motor del ralentí al ajuste inverso produce un estruendo de ruido).

No obstante, la mayoría de las pistas se usan para los despegues y los aterrizajes, para que el empuje inverso tenga un efecto mínimo en los contornos de ruido, habida cuenta de que la energía acústica total en las proximidades de la pista está dominada por el ruido producido por las operaciones de despegue. Las contribuciones del empuje inverso a los contornos solo pueden resultar significativas cuando el uso de la pista está limitado a las operaciones de aterrizaje.

Físicamente, el ruido del empuje inverso es un proceso muy complejo, pero, el hecho de que tenga una importancia relativamente baja para los contornos de ruido del aire, se puede modelizar de manera sencilla —el cambio rápido de la potencia del motor se tienen en cuenta mediante la segmentación adecuada—.

Es evidente que la modelización del empuje en tierra al despegar es menos complicado que para el ruido del empuje al despegar. Se recomiendan los siguientes supuestos de modelización simplificada para uso general, siempre que no haya información detallada disponible (véase la figura 2.7.h).

El avión aterriza 300 metros más allá del umbral de aterrizaje (que tiene la coordenada s = 0 a lo largo de la trayectoria en tierra de aproximación). A continuación, el avión se desacelera a lo largo de la distancia de parada sstop —cuyos valores específicos del avión se facilitan en la base de datos de ANP— a partir de la velocidad de aproximación final Vfinal hasta 15 m/s. Habida cuenta de los rápidos cambios de velocidad a lo largo de este segmento, debe subsegmentarse de la misma forma que para el desplazamiento en tierra firme al despegar (segmentos en vuelo con cambios rápidos de velocidad), usando las ecuaciones de 2.7.10 a 2.7.13.

La potencia del motor cambia de una potencia de aproximación final al aterrizar a un reglaje de potencia de empuje inverso Prev a lo largo de una distancia de 0,1×sstop , a continuación, disminuye al 10 % de la potencia máxima disponible sobre el 90 % de la distancia de parada. Hasta el final de la pista (a s = –s RWY), la velocidad del avión permanece constante.

Las curvas NPD para el empuje inverso actualmente no están incluidas en la base de datos de ANP y, por tanto, es necesario confiar en las curvas convencionales para modelizar este efecto. Normalmente, la potencia de empuje inverso Prev ronda el 20 % del reglaje de potencia total, y esto se recomienda cuando no hay disponible información operativa. No obstante, con un reglaje de potencia determinado, el empuje inverso tiende a generar mucho más ruido que el empuje de propulsión, y es necesario aplicar un incremento ΔL al nivel del evento derivado de NPD, aumentando desde cero hasta un valor ΔLrev (5 dB se recomienda provisionalmente ( 19 )) a lo largo de 0,1×sstop y, a continuación, disminuye linealmente hasta cero durante el resto de la distancia de parada.

2.7.14.    Cálculo de ruido de un único evento

El núcleo del proceso de modelización, descrito aquí íntegramente, es el cálculo del nivel del evento de ruido a partir de la información de la trayectoria del vuelo descrita en las secciones 2.7.7 a 2.7.13.

2.7.15.    Métricas de un único evento

El sonido generado por el movimiento de un avión en la ubicación del observador se expresa como un «nivel de sonido (ruido) de un evento único», una cantidad indicativa de su impacto en las personas. El sonido recibido se mide en términos de ruido mediante una escala de decibelios básica L(t) que aplica una ponderación de frecuencias (o filtro) para imitar una característica del oído humano. La escala de máxima importancia en la modelización del contorno de ruido del avión es el nivel acústico ponderado A, LA .

La métrica que se usa con mayor frecuencia para encapsular eventos completos es «niveles de exposición al sonido (ruido) de un evento único», LE , que representan toda la energía acústica de los eventos o la mayor parte de esta energía. Elaborar disposiciones para la integración temporal implica un aumento de las complejidades principales de la modelización de la segmentación (o simulación), Más sencillo que la modelización es una métrica alternativa Lmax que es el nivel máximo instantáneo que se produce durante el evento; no obstante, LE es el módulo básico de índices modernos de ruido de aeronaves, y en el futuro se pueden esperar modelos prácticos para englobar Lmax y LE . Cualquier métrica puede medirse a diferentes escalas de ruido; en este documento, solo se considera el nivel acústico ponderado A. Simbólicamente, la escala se indica generalmente mediante la extensión del sufijo métrico, es decir, LAE , LAmax .

El nivel de exposición de sonido (ruido) de un único evento se expresa exactamente como:

donde t 0 denota un tiempo de referencia. Se elige el intervalo de integración [t1,t2] para garantizar que se abarca (casi) todo el sonido pertinente del evento. Muy a menudo, se eligen los límites t1 y t2 para abarcar el período para el que el nivel de L(t) se encuentra dentro de 10 dB de Lmax . Este período se conoce como el tiempo «por debajo de 10 dB». Los niveles de exposición al sonido (ruido) tabulados en la base de datos de ANP son valores por debajo de 10 dB ( 20 ).

Para la modelización de los contornos de ruido del avión, la aplicación principal de la ecuación 2.7.17 es la métrica estándar del nivel de exposición al ruido LAE (acrónimo SEL):

Las ecuaciones del nivel de exposición anteriores pueden usarse para determinar los niveles del evento cuando se conoce todo el historial de tiempo L(t). Dichos historiales de tiempo no se definen en l metodología de modelización de ruido recomendada; los niveles de exposición de los eventos se calculan sumando los valores de los segmentos, los niveles de de los eventos parciales, cada uno de los cuales define la contribución de un único segmento finito de la trayectoria del vuelo.

2.7.16.    Determinación de los niveles del evento a partir de los datos NPD

La fuente principal de datos sobre el ruido de los aviones es la base de datos internacional de rendimiento y ruido de las aeronaves (ANP). Esto tabula Lmax y LE en función de la distancia de propagación d — para tipos de aviones específicos, variantes, configuraciones del vuelo (aproximación, salida, flaps) y reglaje de potencia P. Están relacionados con un vuelo uniforme a velocidades de referencia específicas Vref a lo largo de una trayectoria de vuelo recta supuestamente infinita ( 21 ).

Más adelante se describe la forma en que se especifican las variables independientes P y d. En una única búsqueda, con los valores de entrada P y d, los valores de salida necesarios son los niveles básicos Lmax(P,d) o LE∞(P,d) (aplicables a una trayectoria de vuelo infinita). A menos que los valores se tabulen exactamente para P o d, por norma general resultará necesario calcular los niveles necesarios de ruido del evento mediante la interpolación. Se usa una interpolación lineal entre el reglaje de potencia tabulada, mientras que se utiliza una interpolación logarítmica entre las distancias tabuladas (véase la figura 2.7.i).

Figura 2.7.i

Interpolación en las curvas ruido-potencia-distancia

Si Pi y Pi + 1 son valores de potencia del motor para los que se tabula el nivel de ruido con respecto a los datos de distancia, el nivel de ruido L(P) a una distancia determinada para la potencia intermedia P, entre Pi y Pi + 1 ,resulta de:

Si, con cualquier reglaje de potencia, di y di + 1 son distancias para las cuales se tabulan los datos de ruido, el nivel de ruido L(d) para una distancia intermedia d, entre di y di + 1 resulta de:

Con las ecuaciones (2.7.19) y (2.7.20), se puede obtener un nivel de ruido L(P,d) para cualquier reglaje de potencia P y a cualquier distancia d contemplada en la base de datos NPD.

Para distancias d que queden fuera del marco de NPD, se usa la ecuación 2.7.20 para realizar la extrapolación de los últimos dos valores, es decir, llegadas desde L(d1) y L(d2) o salidas desde L(dI – 1) y L(dI), donde I es el número total de puntos NPD en la curva. Por tanto,

Habida cuenta de que, a cortas distancias d, los niveles de ruido aumentan con mucha rapidez a medida que disminuye la distancia de propagación, se recomienda imponer un límite inferior de 30 m con respecto a d, es decir, d = max(d, 30 m).

Ajuste de impedancia de datos NPD estándar

Los datos NPD facilitados en la base de datos de ANP se normalizan para condiciones atmosféricas específicas (temperatura de 25 °C y presión de 101,325 kPa). Antes de aplicar el método de interpolación/extrapolación descrito anteriormente, debe aplicarse un ajuste de impedancia acústica a estos datos estándar de NPD.

La impedancia acústica está relacionada con la propagación de las ondas acústicas en un medio, y se define como el producto de la densidad del aire y la velocidad del sonido. Para una intensidad acústica determinada (potencia por unidad de superficie) percibida a una distancia específica de la fuente, la presión acústica asociada (usada para definir las métricas SEL y LAmax) depende de la impedancia acústica del aire en la ubicación de medida. Es una función de la temperatura y la presión atmosférica (y de la altitud indirecta). Por tanto, es necesario ajustar los datos NPD estándar de la base de datos de ANP para tener en cuenta las condiciones reales de temperatura y presión en el punto del receptor, que difieren significativamente de las condiciones normalizadas de los datos de ANP.

El ajuste de impedancia que ha de aplicarse a los niveles estándar de NPD se expresa como sigue:

donde:

Δ Impedance

Ajuste de impedancia para las condiciones atmosféricas reales en el punto del receptor (dB)

ρ · c

Impedancia acústica (newton-segundos/m3) del aire en el punto del receptor (409,81 es la impedancia asociada con las condiciones atmosféricas de referencia de los datos NPD en la base de datos de ANP).

La impedancia ρ · c se calcula como sigue:

δ	p/po, el cociente entre la presión del aire ambiente a la altitud del observador y la presión del aire estándar al nivel medio de la mar: po = 101,325 kPa (o 1 013,25 mb)

θ	(T + 273,15)/(T0 + 273,15), el cociente entre la temperatura del aire a la altitud del observador y la temperatura del aire estándar al nivel medio de la mar: T0 = 15,0 °C

El ajuste de impedancia acústica suele ser inferior a algunas decenas de un dB. En particular, cabe destacar que, en condiciones atmosféricas estándar (po = 101,325 kPa y T0 = 15,0 °C), el ajuste de impedancia es inferior a 0,1 dB (0,074 dB). No obstante, cuando hay una variación importante de temperatura y de presión atmosférica en relación con las condiciones atmosféricas de referencia de los datos NPD, el ajuste puede resultar más importante.

2.7.17.    Expresiones generales

Nivel del evento del segmento, Lseg

Los valores del segmento se determinan mediante la aplicación de ajustes a los valores básicos (trayectoria infinita) que se leen en los datos NPD. El nivel de ruido máximo de un segmento de la trayectoria de un vuelo Lmax,seg se puede expresar en general como:

y la contribución de un segmento de la trayectoria de un vuelo a LE , como:

Los «términos de corrección» de las ecuaciones 2.7.25 y 2.7.26 —que se describen detalladamente en la sección 2.7.19— tienen en cuenta los siguientes efectos:

Δ V	Corrección de la duración: los datos NPD relacionados con una velocidad del vuelo de referencia. Ajusta los niveles de exposición a velocidades que no son de referencia. (No se aplica a Lmax,seg .)

Δ I (φ)

Efecto de la instalación: describe una variación de la directividad lateral debido al blindaje, la refracción y la reflexión causados por el fuselaje, los motores y los campos de flujo de los alrededores.

Λ(β,)

Atenuación lateral: se trata de un elemento importante para propagar el sonido a ángulos bajos en la superficie, que representa la interacción entre las ondas acústicas directas y reflejadas (efecto de suelo) y para los efectos de la falta de uniformidad atmosférica (causada principalmente por el terreno) que refractan las ondas acústicas a medida que viajan hacia el observador hasta el lado de la trayectoria del vuelo.

Δ F	Corrección de segmentos finitos (fracción sonora): representa la longitud finita del segmento que obviamente contribuye menos a la exposición al ruido que una infinita. Solo se aplica a las métricas de exposición.

Si el segmento forma parte del desplazamiento en tierra firme en el despegue o el aterrizaje y el observador se encuentra en el segmento objeto de estudio, se aplican acciones especiales para representar la direccionalidad pronunciada del ruido del motor a reacción que se observa debajo de un avión a punto de despegar. Estas acciones especiales resultan, en particular en el uso de una forma concreta de ruido para la exposición al ruido:

Δ′ F	Forma particular de la corrección del segmento

Δ SOR

Corrección de la directividad: representa la direccionalidad pronunciada del ruido del motor a reacción detrás del segmento del desplazamiento en tierra firme

El tratamiento específico de los segmentos de desplazamiento en tierra firme se describe en la sección 2.7.19.

En las secciones siguientes se describe el cálculo de los niveles de ruido del segmento.

Nivel de ruido de un evento L del movimiento de un avión

El nivel máximo Lmax sencillamente es el valor máximo de los valores del segmento Lmax,seg (véanse las ecuaciones 2.7.25 y 2.7.27)

donde el valor de cada segmento se determina a partir de los datos NPD para la potencia P y la distancia d. Estos parámetros y los términos modificadores ΔI (φ) y Λ(β,) se explican a continuación.

El nivel de exposición LE se calcula como la suma de decibelios de las contribuciones LE,seg de cada segmento significativo desde el punto de vista del ruido de su trayectoria de vuelo; es decir,

La suma se realiza paso a paso a través de los segmentos de la trayectoria del vuelo.

El resto de este capítulo se dedica a la determinación de los niveles de ruido de los segmentos Lmax,seg y LE,seg .

2.7.18.    Parámetros de los segmentos de trayectorias de vuelos

La potencia P, y la distancia d, para las que se interpolan los niveles básicos Lmax,seg(P,d) y LE∞(P,d) a partir de los cuadros NPD, se determinan a partir de los parámetros geométricos y operativos que definen el segmento. La forma de hacerlo se explica a continuación con la ayuda de ilustraciones del plano, que contiene el segmento y el observador.

Parámetros geométricos

En las figuras 2.7.j a 2.7.l se muestran las geometrías fuente-receptor cuando el observador O está a) detrás, b) junto a y (c) delante del segmento S1S2 , donde la dirección del vuelo va de S1 a S2 . En estos diagramas

O	es la ubicación del observador

S1 y S2

representan el inicio y el final del segmento

Sp	es el punto de aproximación perpendicular más cercano al observador en el segmento o su extensión

d 1 y d 2

son las distancias entre el inicio del segmento, el fin del segmento y el observador

ds	es la distancia más corta entre el observador y el segmento

dp	es la distancia perpendicular entre el observador y el segmento ampliado (distancia oblicua mínima)

λ	es la longitud del segmento de la trayectoria del vuelo

q	es la distancia desde S1 a Sp (negativa si la posición del observador está detrás del segmento)

El segmento de la trayectoria del vuelo se representa mediante una línea continua en negrita. La línea discontinua representa la extensión de la trayectoria del vuelo que se extiende hasta el infinito en ambas direcciones. Para los segmentos en vuelo, cuando la métrica del evento es un nivel de exposición LE , el parámetro de la distancia NPD d es la distancia dp entre Sp y el observador, denominada distancia oblicua mínima (es decir, la distancia perpendicular desde el observador hasta el segmento o su extensión, en otras palabras hasta la trayectoria de vuelo infinita —hipotética— de la que se considera que el segmento forma parte.

No obstante, en el caso de las métricas del nivel de exposición donde las ubicaciones del observador están detrás de los segmentos terreno durante el rodaje del despegue y las ubicaciones delante de los segmentos terreno durante el rodaje del aterrizaje, el parámetro de la distancia NPD d se convierte en la distancia ds , la distancia más corta desde el observador al segmento (es decir, lo mismo que para las métricas de nivel máximo).

Para las métricas de nivel máximo, el parámetro de la distancia NPD d es ds , la distancia más corta desde el observador hasta el segmento.

Potencia del segmento P

Los datos NPD tabulados describen el ruido de un avión en un vuelo recto uniforme sobre una trayectoria de vuelo infinita, es decir, con una potencia constante del motor P. La metodología recomendada divide las trayectorias de vuelo, a lo largo de las cuales la velocidad y la dirección varían, en una serie de segmentos finitos, cada uno de ellos considerados partes de una trayectoria de vuelo infinita uniforme para la que los datos NPD son válidos. No obstante, la metodología prevé cambios de potencia a lo largo de la longitud del segmento; se considera que cambia linealmente con la distancia desde P1 al inicio hasta P2 al final. Por tanto, resulta necesario definir un valor de segmento uniforme equivalente P. Se considera como el valor en el punto del segmento más próximo al observador. Si el observador está junto al segmento (figura 2.7.k), se obtiene mediante la interpolación, como resultado de la ecuación 2.7.8, entre los valores finales, es decir

Si el observador está detrás o delante del segmento, se encuentra en el punto final más próximo, P1 o P2 .

2.7.19.    Términos de corrección del nivel del evento del segmento

Los datos NPD definen los niveles de evento de ruido como una función de la distancia en perpendicular a una trayectoria de nivel recto idealizada de longitud infinita, por la cual un avión vuela con una potencia constante y a una velocidad de referencia fija ( 22 ). Por tanto, el nivel del evento interpolado desde el cuadro NPD para un reglaje de potencia específico y la distancia oblicua se describe como un nivel básico. Se aplica a una trayectoria de vuelo infinita y tiene que corregirse para tener en cuenta los efectos de 1) la velocidad que no es de referencia, 2) los efectos de instalación del motor (directividad lateral), 3) la atenuación lateral, 4) la longitud de segmento finita y 5) la directividad longitudinal detrás del comiendo del rodaje en el despegue (véanse las ecuaciones 2.7.25 y 2.7.26).

Corrección de la duración ΔV (solo niveles de exposición LE)

Esta corrección ( 23 ) tiene en cuenta un cambio de los niveles de exposición si la velocidad real respecto a tierra del segmento difiere de la velocidad de referencia del avión Vref con que están relacionados los datos de NPD. Al igual que la potencia del motor, la velocidad varía a lo largo del segmento (la velocidad respecto a tierra varía de V1 a V2) y es necesario definir una velocidad de segmento equivalente Vseg , recordando que el segmento está inclinado hacia el suelo; es decir:

donde V es una velocidad del segmento equivalente con respecto a tierra (para obtener información, véase la ecuación B-22, que expresa V en términos de velocidad equilibrada del aire, Vc y

Para los segmentos aéreos, V se considera la velocidad con respecto a tierra en el punto de aproximación más cercano S, interpolada entre los valores de punto final del segmento, suponiendo que varía linealmente con el tiempo; es decir, si el observador está junto al segmento:

Si el observador está detrás o delante del segmento, se encuentra en el punto final más próximo, V1 o V2 .

Para segmentos de la pista (tramos del desplazamiento en tierra firme para despegue o aterrizaje para los que γ = 0) Vseg se considera sencillamente como la media de las velocidades iniciales y finales del segmento; es decir:

En cualquier caso, la corrección de la duración adicional es:

Geometría de propagación acústica

En la figura 2.7.l se ilustra la geometría básica en el plano normal de la trayectoria del vuelo del avión. La línea a tierra es la intersección del plano normal y del plano de masa nivelado. (Si la trayectoria del vuelo está nivelada, la línea a tierra es una vista final del plano de masa). El avión experimenta movimientos de alabeo en el ángulo ε medido en sentido contrario a las agujas del reloj sobre su eje de balanceo (es decir, el calón de estribor). Por tanto, es positivo para los virajes hacia la izquierda y negativo para los virajes hacia la derecha.

Corrección de la instalación del motorΔI

Un avión en vuelo es una fuente acústica compleja. No solo son las fuentes del motor (y el fuselaje) complejos en el origen, sino también la configuración del fuselaje, en particular la ubicación de los motores, las influencias de los patrones de radiación acústica a través de procesos de reflexión, refracción y difusión mediante superficies sólidas y campos de flujo aerodinámico. Esto resulta en una direccionalidad no uniforme de sonido irradiado lateralmente sobre el eje de balanceo del avión, que en este contexto se denomina directividad lateral.

Hay diferencias importantes en la directividad lateral entre el avión con motores montados en fuselaje y en la parte inferior de las alas, y se prevén en la siguiente expresión:

donde Δ I (φ) es la corrección, en dB, en el ángulo de depresión φ (véase la figura 2.7.m) y

En el caso de los aviones con hélice, las variaciones de directividad son insignificantes y, por esto, se puede suponer que:

En la figura 2.7.n se muestra la variación de Δ I (φ) sobre el eje de balanceo del avión par las tres instalaciones del motor. Estas relaciones empíricas las ha derivado la SAE a partir de mediciones empíricas realizadas principalmente debajo del ala. Hasta que se hayan analizado los datos del ala superior, se recomienda que, para φ negativo, ΔI(φ) = ΔI(0) para todas las instalaciones.

Se supone que Δ I (φ) es bidimensional; es decir, no depende de ningún otro parámetro, y en particular que no varía con la distancia longitudinal que se para al observador del avión. Esto significa que el ángulo de elevación β para Δ I (φ) se define como β = tan–1(z/). Esto se realiza para facilitar la modelización hasta que se conozcan mejor los mecanismos; en realidad, los efectos de la instalación están obligados a ser sustancialmente tridimensionales. A pesar de ello, se justifica un modelo bidimensional por el hecho de que los niveles del evento tienden a estar dominados por los lados radiados de ruido desde el segmento más próximo.

Atenuación lateral Λ(β,) (trayectoria de vuelo infinita)

Los niveles de eventos NPD tabulados están relacionados con un vuelo nivelado uniforme y, por lo general, se basan en mediciones realizadas a 1,2 m sobre el terreno nivelado blando debajo del avión; el parámetro de la distancia tiene una altura efectiva superior a la superficie. Se supone que los efectos de la superficie en los niveles de ruido del evento debajo del avión, que pueden dar lugar a que los niveles tabulados difieran de los valores de campo libre ( 25 ), son inherentes a los datos (es decir, en la forma del nivel frente a las relaciones de distancia).

En el lado de la trayectoria del vuelo, el parámetro de la distancia es la distancia oblicua mínima —la longitud de la normal desde el receptor hasta la trayectoria del vuelo—. En cualquier posición, el nivel de ruido por lo general será inferior a la misma distancia inmediatamente debajo del avión. Aparte de la directividad lateral o de los efectos de la instalación descritos anteriormente, una atenuación lateral excesiva da lugar a que el nivel de sonido disminuya con más rapidez con la distancia en comparación con lo que indican las curvas NPD. La Sociedad de Ingenieros Técnicos en Automoción (SAE) desarrolló un método que anteriormente se utilizaba ampliamente para la modelización de la propagación lateral del ruido del avión en AIR-1751 y los algoritmos descritos a continuación se basan en las mejoras de AIR-5662 que actualmente recomienda la SAE. La atenuación lateral es un efecto de reflexión, debido a la interferencia entre el sonido directamente radiado y que se refleja desde la superficie. Depende de la naturaleza de la superficie y puede causar reducciones significativas de los niveles de sonido observados en ángulos de elevación bajos. Esto también se vio muy afectado por la refracción del sonido, uniforme o no uniforme, causado por las turbulencias y los gradientes de viento y temperatura que se atribuyen a la presencia de la superficie ( 26 ). El mecanismo de la reflexión de la superficie se conoce bastante bien y, para condiciones de la superficie y atmosféricas uniformes, en teoría se puede describir con cierta precisión. No obstante, la falta de uniformidades de la superficie y de las condiciones atmosféricas —que no son susceptibles de análisis teóricos sencillos— tienen un efecto profundo en el efecto de reflexión, de manera que tiende a «extenderlo» a ángulos de elevación más altos; por tanto, la teoría es de aplicabilidad limitada. SAE trabaja para comprender mejor los efectos de la superficie de manera constante, y se espera que ello derive en modelos mejorados. Hasta lograrlo, se recomienda la siguiente metodología, descrita en AIR-5662, para calcular la atenuación lateral. Se limita al caso de la propagación acústica sobre la superficie nivelada blanda que resulta apropiada para la mayoría de los aeropuertos civiles. Aún se están desarrollando los ajustes para tener en cuenta una superficie de masa dura (o, lo que es lo mismo en términos acústicos, el agua).

La metodología se basa en el cuerpo sustancial de datos experimentales sobre la propagación acústica desde el avión con motores montados en fuselaje en un vuelo nivelado, constante y recto (sin virajes) registrado inicialmente en AIR-1751. Suponiendo que, para vuelos nivelados, la atenuación aire-tierra depende del i) ángulo de elevación β medido en el plano vertical y del ii) desplazamiento lateral de la trayectoria en tierra del avión , los datos se analizaron para obtener una función empírica para el ajuste lateral total Λ T (β,) (= nivel del evento lateral menos el nivel a la misma distancia debajo del avión).

Como el término Λ T (β,) representaba la directividad lateral y la atenuación lateral, la última puede extraerse mediante sustracción. Describiendo la directividad lateral mediante la ecuación 2.7.37, con coeficientes montados en fuselaje y con φ reemplazado por β (apropiado para vuelos sin viraje), la atenuación lateral resulta:

donde β y se miden tal y como se ilustra en la figura 2.7.m en un plano normal para la trayectoria de vuelo infinita que, para vuelos nivelados, también es vertical.

Aunque Λ(β,) podría calcularse directamente mediante la ecuación 2.7.39 con Λ T (β,) obtenido de AIR-1751, se recomienda una relación más eficiente. Se trata de la siguiente aproximación empírica adaptada desde AIR-5662:

donde Γ() es un factor de distancia obtenido mediante:

y Λ(β) es la atenuación lateral aire-tierra de larga distancia calculada mediante

La expresión para la atenuación lateral Λ(β,), la ecuación 2.7.40, que se supone que es bueno para todos los aviones, aviones con hélice y aviones con montaje en fuselaje y en alas, se ilustra gráficamente en la figura 2.7.o.

En determinadas circunstancias (con terreno), es posible que β sea menor que cero. En tales casos, se recomienda que Λ(β) = 10,57.

Atenuación lateral de segmentos finitos

Las ecuaciones 2.7.41 a 2.7.44 describen la atenuación lateral Λ(β,) del sonido que llega al observador desde el avión en un vuelo uniforme a lo largo de una trayectoria de vuelo nivelada e infinita Al aplicarlas a segmentos de trayectoria finitos que no están nivelados, la atenuación debe calcularse para una trayectoria nivelada equivalente —ya que el punto más próximo de una extensión simple del segmento inclinado (que pasa a través de la superficie de masa en algunos puntos) normalmente no ofrece un ángulo de elevación apropiado β.

La determinación de la atenuación lateral para segmentos finitos difiere significativamente para las métricas de Lmax y LE . Los niveles máximos del segmento Lmax se determinan a partir de los datos NPD como una función de la distancia de propagación d a partir del punto más próximo del segmento; no es preciso realizar correcciones para tener en cuenta las dimensiones del segmento. Asimismo, se supone que la atenuación lateral Lmax depende solo del ángulo de elevación del mismo punto y también de la distancia de terreno. Por tanto, solo se necesitan las coordenadas de dicho punto. Pero para LE , el proceso es más complicado.

El nivel del evento básico LE(P,d) determinado a partir de los datos NPD, incluso para parámetros de segmentos finitos, se aplica a una trayectoria de vuelo infinita. Evidentemente, el nivel de exposición del evento, LE,seg , es inferior al nivel básico —por el importe de la corrección del segmento finito definido más adelante en la sección 2.7.19—. Dicha corrección, una función de la geometría de triángulos OS1S2 en las figuras 2.7.j a 2.7.l, define qué proporción de la energía acústica total de la trayectoria infinita recibida en O procede del segmento; se aplica la misma corrección, independientemente de que haya o no alguna atenuación lateral. Pero todas las atenuaciones laterales deben calcularse para la trayectoria de vuelo infinita, es decir, como una función de su desplazamiento y su elevación, pero no para el segmento finito.

Sumando las correcciones Δ V y Δ I , y restando la atenuación lateral Λ(β,) al nivel básico NPD se obtiene el nivel de ruido del evento ajustado para un vuelo nivelado uniforme equivalente sobre una trayectoria recta infinita adyacente. No obstante, los segmentos de la trayectoria de vuelo real modelizados, los que afectan a los contornos de ruido, es extraño que estén nivelados; el avión suele ascender o descender.

En la figura 2.7.p se ilustra un segmento de salida S1S2 —el avión asciende a un ángulo γ—, pero las consideraciones son muy similares para una llegada. No se muestra el resto de la trayectoria de vuelo «real»; basta con destacar que S1S2 representa solo una parte de toda la trayectoria (que por lo general será curvada). En este caso, el observador O está junto al segmento o a su izquierda. El avión experimenta un movimiento de alabeo (movimiento en sentido contrario a las agujas del reloj sobre la trayectoria del vuelo) a un ángulo ε en el eje horizontal lateral. El ángulo de depresión φ desde el plano del ala, del que el efecto de la instalación Δ I es una función (ecuación 2.7.39), se encuentra en el plano normal de la trayectoria del vuelo en que se define ε. Por tanto, φ = β – ε, donde β = tan–1(h/ ) y es la distancia perpendicular OR desde el observador hasta la trayectoria en tierra; es decir, el desplazamiento lateral del observador ( 27 ). El punto de aproximación más cercano del avión al observador, S, se define mediante la perpendicular OS, de longitud (distancia oblicua) dp . El triángulo OS1S2 se atiene a la ilustración de la figura 2.7.k, la geometría para calcular la corrección del segmento Δ F .

Para calcular la atenuación lateral mediante la ecuación 2.7.40 (donde β se mide en un plano vertical), una trayectoria de vuelo nivelado equivalente se define en el plano vertical a través de S1S2 y con la misma distancia oblicua perpendicular dp desde el observador. Esto se visualiza mediante la rotación del triángulo ORS, y su trayectoria de vuelo relacionada sobre OR (véase la figura 2.7.p) a través del ángulo γ, formando así el triángulo ORS′. El ángulo de elevación de esta trayectoria nivelada equivalente (ahora en un plano vertical) es β = tan–1(h/ ) ( permanece invariable). En este caso, con el observador al lado, la atenuación lateral Λ(β, ) es la misma para las métricas LE y Lmax .

En la figura 2.7.q se ilustra la situación cuando el punto del observador O se encuentra detrás del segmento finito, y no junto a él. En este caso, el segmento se observa como un tramo más distante de una trayectoria infinita; solo se puede dibujar una perpendicular hasta el punto Sp sobre su extensión. El triángulo OS1S2 se atiene a lo que se ilustra en la figura 2.7.j que define la corrección del segmento Δ F . No obstante, en este caso, los parámetros de la directividad lateral y de la atenuación son menos evidentes.

Conviene recordar que, como se concibe a efectos de modelización, la directividad lateral (efecto de la instalación) es bidimensional, el ángulo de depresión definido φ se mide en lateral a partir del plano del ala del avión. (El nivel del evento básico es el que resulta de la travesía del avión por la trayectoria de vuelo infinita representada mediante el segmento ampliado). De esta forma, se determina el ángulo de depresión en el punto de aproximación más cercano, es decir, φ = βp – ε donde βp es el ángulo SpOC.

Para métricas de nivel máximo, el parámetro de distancia NPD se considera la distancia más corta hasta el segmento, es decir, d = d 1. Para las métricas del nivel de exposición, se trata de la distancia más corta dp de O a Sp sobre la trayectoria de vuelo ampliada; es decir, el nivel interpolado desde el cuadro de NPD es LE∞ (P 1, dp ).

Los parámetros geométricos para la atenuación lateral también difieren para los cálculos del nivel máximo y de exposición. Para las métricas del nivel máximo, el ajuste Λ(β,) resulta de la ecuación 2.7.40 con β = β 1 = sin– 1(z1/d1 ) y , donde β1 y d1 se definen mediante el triángulo OC1S1 en el plano vertical a través de O y S1 .

Al calcular la atenuación lateral de los segmentos aéreos solamente y las métricas del nivel de exposición, es el desplazamiento lateral más corto desde la extensión del segmento (OC). No obstante, para definir un valor apropiado de β, una vez más resulta necesario visualizar una trayectoria de vuelo nivelada equivalente (infinita), en la que el segmento se pueda considerar como una parte integrante. Se dibuja a través de S1′, con una altura h por encima de la superficie, donde h es igual a la longitud de RS1 , la perpendicular desde la trayectoria en tierra hasta el segmento. Esto equivale a la rotación de la trayectoria de vuelo real ampliada a través del ángulo γ sobre el punto R (véase la figura 2.7.q). En la medida en que R se encuentre en la perpendicular a S1 , el punto del segmento más próximo a O, la construcción de la trayectoria nivelada equivalente es la misma cuando O está junto al segmento.

El punto de aproximación más cercano de la trayectoria nivelada equivalente al observador O se encuentra en S′, con una distancia oblicua d, de tal forma que el triángulo OCS′ formado en el plano vertical defina el ángulo de elevación β = cos–1(/d). Aunque esta transformación parece ser bastante enrevesada, cabe destacar que la geometría fuente básica (definida mediante d1 , d2 y φ) permanece inalterada, el sonido que viaja desde el segmento hacia el observador es simplemente el que sería si todo el vuelo a través del segmento inclinado con una extensión infinita (del que forma parte el segmento a efectos de modelización) se realizara a una velocidad constante V y con una potencia P1 . La atenuación lateral del sonido desde el segmento recibido por el observador, por otra parte, no está relacionado con el ángulo de elevación β p , de la trayectoria ampliada, sino con β, de la trayectoria nivelada equivalente.

El caso de un observador delante del segmento no se describe por separado; es evidente que se trata básicamente del mismo caso que cuando el observador está detrás.

No obstante, para las métricas del nivel de exposición en que las ubicaciones del observador están detrás de los segmentos en tierra durante el rodaje antes del despegue y las ubicaciones que están delante de los segmentos en tierra durante el rodaje después del aterrizaje, el valor de β resulta ser el mismo que para las métricas de nivel máximo, es decir, β = β 1 = sin–1(z1/d1) y

Corrección de segmentos finitos ΔF (solo para niveles de exposición LE)

El nivel de exposición al ruido básico ajustado está relacionado con un avión que sigue un vuelo nivelado uniforme, recto y constante (aunque con un ángulo de alabeo ε que está en consonancia con un vuelo recto). Con la aplicación de la corrección del segmento finito (negativa) Δ F = 10×lg(F), donde F es la fracción de energía, se ajusta aún más el nivel que se conseguiría si el avión atravesara solo el segmento finito (o si fuera totalmente silencioso para el resto de la trayectoria de vuelo infinita).

El término «fracción de energía» tiene en cuenta la directividad longitudinal pronunciada del ruido de un avión y el ángulo subtendido por el segmento en la posición del observador. A pesar de que los procesos que causan la direccionalidad son muy complejos, los estudios han revelado que los contornos resultantes son bastante poco sensibles a las características direccionales precisas asumidas. La expresión de Δ F que se indica a continuación se basa en un modelo dipolar de 90 grados de potencia cuarta. Se supone que no se ve afectado por la directividad lateral ni por la atenuación. La forma en que se halla la corrección se describe detalladamente en el apéndice E.

La fracción de energía F es una función de la «vista» de triángulo OS1S2 definida en las figuras 2.7.j a 2.7.l, como:

con

donde dλ se considera como la «distancia a escala» (véase el apéndice E). Tenga en cuenta que Lmax(P, dp) es el nivel máximo, a partir de los datos de NPD, para la distancia perpendicular dp , NO el segmento Lmax .

Es aconsejable aplicar un límite inferior de — 150 dB a Δ F .

En el caso particular de que las ubicaciones del observador se encuentren detrás de cada segmento de rodaje de desplazamiento en tierra antes del despegue y de cada segmento de desplazamiento en tierra firme en el aterrizaje, se usa una forma reducida de la fracción del ruido expresada en la ecuación 2.7.45, que se corresponde con el caso específico de q = 0. Esto se calcula como sigue:

donde α2 = λ/dλ y ΔSOR es la función de la directividad del punto de partida de rodaje definida por las ecuaciones 2.7.51 y 2.7.52.

El planteamiento para utilizar esta forma particular de la fracción de ruido se explica más a fondo en la siguiente sección, como parte del método de la aplicación de la directividad del punto de partida de rodaje.

Tratamientos específicos de los segmentos de desplazamientos en tierra, incluida la función de la directividad del punto de partida de rodaje ΔSOR

En el caso de los segmentos de desplazamiento en tierra firme, tanto para el despegue como para el aterrizaje, se aplican tratamientos específicos, que se describen a continuación.

Función de la directividad de inicio de rodaje ΔSOR

El ruido del reactor —en particular los equipados con motores con una relación de derivación inferior— muestra un modelo de radiación lobulada en el arco posterior, que es característico del ruido de escape del reactor. Este modelo es más importante cuanto más alta sea la velocidad del reactor y más baja sea la velocidad del avión. Esto reviste una importancia particular para las ubicaciones del observador detrás del punto de partida de rodaje, cuando se cumplan ambas condiciones. Este efecto se tiene en cuenta mediante una función de directividad Δ SOR.

La función Δ SOR se ha calculado a partir de varias campañas de mediciones de ruido mediante la utilización de micrófonos correctamente colocados detrás y en el lateral del punto de partida de rodaje del reactor que se dispone a salir.

En la figura 2.7.r se ilustra la geometría pertinente. El ángulo de azimut ψ entre el eje longitudinal del avión y el vector para el observador se define como sigue:

La distancia relativa q es negativa (véase la figura 2.7.j), de tal forma que los intervalos ψ desde 0° en la dirección del avión que sigue su rumbo hasta 180o en la dirección inversa.

La función Δ SOR representa la variación del ruido total que produce el desplazamiento en tierra firme antes del despegue medido detrás el punto de partida de rodaje, en relación con el ruido total del desplazamiento en tierra firme antes del despegue medido en el lateral del punto de partida de rodaje, a la misma distancia:

donde LTGR (dSOR ,90°) es el nivel de ruido general del desplazamiento en tierra firme antes del despegue que generan todos los segmentos del desplazamiento en tierra firme antes del despegue a la distancia puntual dSOR en el lateral del punto de partida de rodaje. A distancias dSOR inferiores a la distancia normalizada dSOR,0 , la función de la directividad del punto de partida de rodaje se obtiene de:

Si la distancia dSOR excede la distancia de normalización dSOR,0 , la corrección de la directividad se multiplica mediante un factor de corrección para tener en cuenta el hecho de que la directividad reviste menor importancia para distancias más largas del avión, es decir:

La distancia de normalización dSOR,0 es igual a 762 m (2 500 ft).

Tratamiento de los receptores ubicados detrás del segmento de desplazamiento en tierra firme en el despegue y en el aterrizaje

La función Δ SOR descrita anteriormente captura en gran medida el efecto de la directividad pronunciada del tramo inicial del rodaje en el despegue en ubicaciones por detrás del inicio de rodaje (porque se trata del punto más próximo a los receptores, con la máxima velocidad del reactor con respecto a la relación de transmisión del avión). No obstante, el uso de Δ SOR establecido se «generaliza» para las posiciones detrás de cada segmento individual de desplazamiento en tierra firme, tanto para el despegue como para el aterrizaje, de tal manera que no solo se tiene en cuenta detrás del punto de inicio de rodaje (en el caso del despegue).

Los parámetros dS y ψ se calculan en relación con el inicio de cada segmento individual de desplazamiento en tierra firme.

El nivel del evento Lseg para una ubicación por detrás de un segmento de desplazamiento en tierra firme al despegar o aterrizar se calcula para cumplir con los formalismos de la función Δ SOR : básicamente se calcula para el punto de referencia ubicado en el lateral del punto inicial del segmento, a la misma distancia dS que el punto real, y se ajusta aún más a Δ SOR para obtener el nivel del evento en el punto real.

Esto significa que los diferentes términos de corrección de las ecuaciones siguientes deben usar los parámetros geométricos correspondientes a este punto de referencia ubicado en el lateral del punto inicial:

donde Δ′ F es la forma reducida de la fracción de ruido expresada en la ecuación q = 0 (ya que el punto de referencia se encuentra en el lateral del punto inicial) y recordando que dλ debe calcularse usando dS (y no dp ):

2.7.20.    Nivel de ruido de un evento L del movimiento de una aeronave de la aviación general

El método descrito en la sección 2.7.19 es aplicable a aeronaves de aviación general con motores de propulsión cuando se tratan como aviones con hélice con respecto a los efectos de la instalación del motor.

La base de datos ANP incluye entradas de aeronaves de varias aeronaves de aviación general. Si bien se trata del funcionamiento más común de la aeronave de la aviación general, pueden darse ocasiones en que resulte conveniente usar datos adicionales.

Si la aeronave de la aviación general específica no se conoce o no se encuentra en la base de datos de ANP, se recomienda usar los datos más genéricos de la aeronave, GASEPF y GASEPV, respectivamente. Estos conjuntos de datos representan una aeronave pequeña de aviación general de un único motor con hélices de paso fijo y hélices de paso variable, respectivamente. Los cuadros de las entradas se presentan en el anexo I (cuadros I-11 I-17)

2.7.21.    Método para calcular el ruido de los helicópteros

Para calcular el ruido de los helicópteros, se puede usar el mismo método de cálculo utilizado para los aviones de ala fija (descrito en la sección 2.7.14), siempre que los helicópteros se consideren como aviones con hélices y que no se apliquen los efectos de la instalación del motor asociados con reactores. Los cuadros de las entradas para dos conjuntos de datos diferentes se presentan en el anexo I (cuadros I-18 I-27).

2.7.22.    Ruido asociado con operaciones de pruebas del motor (prueba en tierra para control), rodaje y unidades de potencia auxiliares

En tales casos en que se considere que el ruido asociado con las pruebas del motor y las unidades de potencia auxiliares se van a modelizar, la modelización se realiza según las indicaciones del capítulo dedicado al ruido industrial. Aunque no suele ser el caso, el ruido de las pruebas del motor del avión (lo que a veces se denomina «prueba de motor a punto fijo») en los aeropuertos puede contribuir a los impactos del ruido. Estas pruebas suelen realizarse a efectos de ingeniería para comprobar el rendimiento del motor, para lo que se colocan los aviones en zonas seguras lejos de los edificios y de los movimientos de aviones, vehículos y personal, a fin de evitar daños en el chorro del reactor.

Por motivos adicionales para el control de la seguridad y del ruido, los aeropuertos, en particular los que disponen de instalaciones de mantenimiento que pueden realizar pruebas frecuentes de los motores, pueden instalar los denominados «rotuladores de ruido», estructuras con deflectores de tres lados especialmente diseñadas para desviar y disipar el ruido y el chorro de soplado. La investigación del impacto del ruido de tales instalaciones, que se puede atenuar y reducir mediante el uso de muros de tierra o vallas de bloque de ruidos sustanciales, resulta más sencilla si se trata el rotulador de ruido como una fuente de ruido industrial y si se usa un modelo apropiado de propagación acústica.

2.7.23.    Cálculo de los niveles acumulativos

En las secciones 2.7.14 a 2.7.19 se describe el cálculo del nivel de ruido del evento de un movimiento de un avión en una única ubicación del observador. La exposición al ruido total en dicha ubicación se calcula mediante la suma de los niveles del evento de todos los movimientos del avión importantes desde el punto de vista del ruido, es decir, todos los movimientos, entrantes y salientes, que influyen en el nivel acumulativo.

2.7.24.    Niveles de sonido equivalentes ponderados

Los niveles de ruido equivalentes ponderados en el tiempo, que tienen en cuenta toda la energía acústica del avión recibida, deben expresarse de manera genérica mediante la fórmula:

La suma se realiza sobre todos los eventos acústicos N durante el intervalo de tiempo al que se aplica el índice de ruido. LE,i es el nivel de exposición al ruido de evento simple del evento acústico i-th. gi es un factor de ponderación que depende del momento del día (que suele definirse para los períodos del día, la tarde y la noche). Efectivamente, gi es un multiplicador del número de vuelos que se producen durante los períodos específicos. La constante C puede tener significados diferentes (constante de normalización, ajuste estacional, etc.).

Usando la relación

donde Δi es la ponderación en decibelios para el período i-th; se puede volver a definir la ecuación 2.7.56 como:

es decir, la ponderación del momento del día se expresa mediante una separación adicional del nivel.

2.7.25.    Número ponderado de operaciones

El nivel de ruido acumulativo se calcula mediante la suma de las contribuciones de todos los tipos o las categorías diferentes de aviones usando las diferentes rutas aéreas que conforman el escenario del aeropuerto.

Para describir este proceso de suma, se introducen los siguientes subíndices:

i	índice del tipo o la categoría del avión

j	índice de la trayectoria o subtrayectoria del vuelo (en caso de que se definan subtrayectorias)

k	índice del segmento de la trayectoria del vuelo

Muchos índices de ruido —especialmente los niveles acústicos equivalentes— comprenden factores de ponderación del momento del día gi en su definición (ecuaciones 2.7.56 y 2.7.57).

El proceso de suma puede simplificarse mediante la introducción de un «número ponderado de operaciones»

Los valores Nij representan los números de operaciones del tipo o la categoría de avión i en la trayectoria (o subtrayectoria) j durante el día, la tarde y la noche, respectivamente ( 28 ).

A partir de la ecuación (2.7.57), el nivel d (genérico) el nivel de sonido equivalente acumulativo Leq en el punto de observación (x,y) es

T 0 es el período de tiempo de referencia. Depende de la definición específica del índice ponderado utilizado (e.g. LDEN ), así como de los factores de ponderación (por ejemplo, LDEN ). LE,ijk es la contribución del nivel de exposición al ruido de evento simple del segmento k de la trayectoria o subtrayectoria j para la operación de un avión de la categoría i. El cálculo de f LE,ijk se describe de manera detallada en las secciones 2.7.14 a 2.7.19.

2.7.26.    Cálculo y ajuste de la cuadrícula estándar

Cuando los contornos de ruido se obtienen mediante la interpolación entre los valores de índice en los puntos de la cuadrícula separada en forma rectangular, su precisión depende de la elección de la separación de la cuadrícula (o del tamaño de la malla) ΔG , en particular en las celdas en que los gradientes grandes de la distribución espacial del índice causan una fuerte curvatura de los contornos (véase la figura 2.7.s). Los errores de interpolación se reducen estrechando la separación de la cuadrícula, pero a medida que aumenta el número de puntos de la cuadrícula, también aumenta el tiempo de cálculo. La optimización de una malla de cuadrícula regular implica equilibrar la precisión de la modelización y el tiempo de ejecución.

Figura 2.7.s

Cuadrícula estándar y ajuste de la cuadrícula

Una mejora importante en la eficacia del cálculo que ofrece resultados más precisos es utilizar una cuadrícula irregular para ajustar la interpolación en celdas importantes. La técnica, ilustrada en la figura 2.7.s, consiste en reforzar la malla localmente, dejando invariable la mayor parte de la cuadrícula. Se trata de una operación muy sencilla, que se consigue con los siguientes pasos:

▼C1

▼M2

Si la matriz de los valores de índice se va a agregar a otras (por ejemplo, al calcular índices ponderados mediante la suma de contornos independientes del día, la tarde y la noche), cabe proceder con precaución para garantizar que las redes independientes sean idénticas.

2.7.27.    Uso de redes rotadas

En muchos casos prácticos, el verdadera forma de un contorno de ruido tiende a ser simétrica a una trayectoria en tierra. No obstante, si la dirección de esta trayectoria no está alineada con la red de cálculo, esto puede dar lugar a una forma de contorno asimétrico.

Figura 2.7.t

Uso de una red rotada

Una forma sencilla de evitar este efecto es ajustar la cuadrícula. No obstante, esto aumenta el tiempo de cálculo. Una solución más elegante consiste en girar la cuadrícula de cálculo, de tal manera que su dirección sea paralela a las trayectorias en tierra principales (que suele ser paralela a la pista principal). En la figura 2.7.t se muestra el efecto de la rotación de la cuadrícula en la forma del contorno.

2.7.28.    Trazado de los contornos

Un algoritmo muy eficaz en términos de tiempo que elimina la necesidad de calcular la matriz de los valores de índice de una cuadrícula completa a expensas de un cálculo algo más complejo es trazar la trayectoria del contorno, punto por punto. Esta opción requiere que se apliquen y repitan dos pasos básicos (véase la figura 2.7.u):

Figura 2.7.u

Concepto de algoritmo trazador

El paso 1 consiste en encontrar un primer punto P1 en el contorno. Para ello, se calculan los niveles del índice de ruido L en pasos equidistantes a lo largo del «rayo de búsqueda» que se espera que cruce el contorno de nivel requerido LC . Cuando se cruza el contorno, la diferencia δ = LC – L cambia de signo. En su caso, se divide a la mitad el ancho del paso a lo largo del rayo y se mantiene la dirección de la búsqueda. Esto se hace hasta que δ es más pequeño que el umbral de precisión predefinido.

El paso 2, que se repite hasta que el contorno está suficientemente bien definido, consiste en encontrar el próximo punto en el contorno LC, que se encuentra a una distancia en línea recta específica r del punto actual. Durante los pasos angulares consecutivos, se calculan los niveles de índice y las diferencias δ en los extremos de los vectores que describen un arco con radio r. De manera similar, al reducir a la mitad e invertir los incrementos, en esta ocasión en las direcciones del vector, el próximo punto del contorno se determina conforme a una precisión predefinida.

Figura 2.7.v

Parámetros geométricos que definen las condiciones para el algoritmo trazador

Se deben imponer determinadas restricciones para garantizar que el contorno se calcula con un grado suficiente de precisión (véase la figura 2.7.v):

Φn · max(Δcn – 1 , Δcn ) ≤ ε (ε≈ 15 m)

donde f n es la diferencia en los rumbos de la cuerda.

La experiencia con este algoritmo ha revelado que, como promedio, entre dos y tres valores de índice deben calcularse para determinar un punto del contorno con una precisión superior a 0,01 dB.

Especialmente cuando se tienen que calcular contornos largos, este algoritmo acelera significativamente el tiempo de cálculo. No obstante, cabe destacar que esta aplicación precisa de experiencia, sobre todo cuando un contorno se divide en islas separadas.

2.8.    Asignación de niveles de ruido y población a los edificios

A efectos de evaluar la exposición de la población al ruido, solo se deben tener en cuenta los edificios residenciales. Por tanto, no se debe asignar a ninguna persona a edificios que no sean para uso residencial, tales como colegios, hospitales, edificios para oficinas o fábricas. La asignación de la población a edificios residenciales debe basarse en los últimos datos oficiales (en función de los reglamentos correspondientes de los Estados miembros).

Habida cuenta de que el cálculo del avión se realiza en una cuadrícula con una resolución 100 m × 100 m, en el caso específico del ruido del avión, los niveles deben interpolarse en función de los niveles de ruido de la cuadrícula más próximos.

Determinación del número de habitantes de un edificio

El número de habitantes de un edificio residencial es un parámetro intermedio importante para calcular la exposición al ruido. Lamentablemente, los datos sobre este parámetro no siempre se encuentran disponibles. A continuación, se especifica cómo puede hallarse este parámetro a partir de datos que se encuentran disponibles con mayor frecuencia.

Los símbolos utilizados en este sentido son:

BA

=

superficie construida del edificio

DFS

=

superficie útil

DUFS

=

superficie útil de cada vivienda

H

=

altura del edificio

FSI

=

superficie útil por habitante

Inh

=

número de habitantes

NF

=

número de plantas

V

=

volumen de edificios residenciales

Para calcular el número de habitantes, debe usarse el procedimiento del caso 1 siguiente o el del caso 2, en función de la disponibilidad de los datos.

CASO 1: se encuentran disponibles los datos sobre el número de habitantes

1A :

Se conoce el número de habitantes o se ha calculado en función del número de viviendas. En este caso, el número de habitantes de un edificio es la suma del número de habitantes de todas las viviendas del edificio:

1B :

El número de habitantes se conoce solo para las entidades más grandes que un edificio; por ejemplo, lados de las manzanas de la ciudad, manzanas de la ciudad, distritos o incluso un municipio entero. En este caso, el número de habitantes de un edificio se calcula en función del volumen del edificio:

El índice ″ aquí hace referencia a la entidad correspondiente considerada. El volumen del edificio es el producto de su superficie construida y de su altura:

Si no se conoce la altura del edificio, debe calcularse en función del número de plantas NFbuilding , suponiendo una altura media por planta de 3 m:

Si tampoco se conoce el número de plantas, debe usarse un valor predeterminado para el número de plantas representativo del distrito o del municipio.

El volumen total de edificios residenciales de la entidad considerada Vtotal se calcula como la suma de los volúmenes de todos los edificios residenciales de la entidad:

CASO 2: no se encuentran disponibles los datos sobre el número de habitantes

En este caso, el número de habitantes se calcula en función de la superficie útil media por habitante FSI. Si no se conoce este parámetro, debe usarse un valor predeterminado nacional.

2A :

La superficie útil se conoce en función del número de viviendas. En este caso, el número de habitantes de cada vivienda se calcula como sigue:

El número de habitantes del edificio ahora puede calcularse como en el CASO 1A anterior.

2B :

La superficie útil se conoce para todo el edificio, es decir, se conoce la suma de las superficies útiles de todas las viviendas del edificio. En este caso, el número de habitantes se calcula como sigue:

2C :

La superficie útil se conoce solo para las entidades más grandes que un edificio; por ejemplo, lados de las manzanas de la ciudad, manzanas de la ciudad, distritos o incluso un municipio entero.

En este caso, el número de habitantes de un edificio se calcula en función del volumen del edificio, tal y como se ha descrito en el CASO 1B anterior, donde el número total de habitantes se calcula como sigue:

2D :

Se desconoce la superficie útil. En este caso, el número de habitantes de un edificio se calcula según se ha descrito en el CASO 2B anterior, donde la superficie útil se calcula como sigue:

El factor 0,8 es el factor de conversión superficie construida → superficie útil. Si se conoce un factor diferente como representativo de la superficie, deberá utilizarse y documentarse con claridad.

Si no se conoce el número de plantas del edificio, deberá calcularse en función de la altura del edificio, Hbuilding , cuyo resultado suele ser un número no entero de plantas:

Si no se conocen la altura del edificio ni el número de plantas, debe usarse un valor predeterminado para el número de plantas representativo del distrito o del municipio.

Asignación de puntos del receptor a fachadas de edificios

La evaluación de la exposición de la población al ruido se basa en los niveles del punto del receptor a 4 m por encima del nivel del terreno delante de las fachadas de los edificios residenciales.

Para calcular el número de habitantes, debe usarse el procedimiento del caso 1 siguiente o el del caso 2 para fuentes de ruido basadas en el terreno. En el caso de que el ruido del avión se calcule según lo indicado en la sección 2.6, se asocia a toda la población de un edificio al punto de cálculo de ruido más próximo en la cuadrícula.

CASO 1

CASO 2

3.   DATOS DE ENTRADA

Los datos de entrada que se han de utilizar según proceda en combinación con los métodos descritos anteriormente se facilitan en los apéndices F a I.

En los casos en que los datos de entrada facilitados en los apéndices F a I no sean aplicables o causen desviaciones del valor real que no cumplen las condiciones presentadas en las secciones 2.1.2 y 2.6.2, se pueden usar otros valores, siempre que los valores usados y la metodología utilizada para hallarlos estén lo suficientemente documentados, incluso con la demostración de la idoneidad. Esta información se pondrá a disposición del público.

4.   MÉTODOS DE MEDICIÓN

En los casos en que, por algún motivo, se realicen mediciones, estas deberán llevarse a cabo en consonancia con los principios que rigen las mediciones promedio a largo plazo estipuladas en las normas ISO 1996-1:2003 e ISO 1996-2:2007 o, en el caso del ruido de aeronaves, la ISO 20906:2009.

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Apéndice A

Requisitos en materia de datos

En la sección 2.7.6. del texto principal se explican a grandes rasgos los datos necesarios, en función de cada caso, para describir un aeropuerto y las operaciones que en él se han de llevar a cabo a efectos de calcular los contornos de ruido. Las siguientes fichas técnicas están rellenas con datos de ejemplo sobre un aeropuerto hipotético. Los formatos específicos de los datos dependerán generalmente de los requisitos y las necesidades del sistema de modelización del ruido utilizado, así como del escenario de estudio.

Nota: Es recomendable que la información geográfica (como los puntos de referencia, entre otros datos) esté representada en coordenadas cartesianas. La elección del sistema de coordenadas concreto suele depender de los mapas que se encuentran disponibles.

A1   DATOS GENERALES DEL AEROPUERTO

A2   DESCRIPCIÓN DE LA PISTA

Para los umbrales desplazados, se puede repetir la descripción de la pista, o bien se pueden describir los umbrales desplazados en la sección en que se explica la trayectoria en tierra.

A3   DESCRIPCIÓN DE TRAYECTORIA EN TIERRA

Ante la ausencia de datos de radar, se precisa de la información siguiente para describir trayectorias en tierra concretas.

A4   DESCRIPCIÓN DEL TRÁFICO AÉREO

A5   FICHA TÉCNICA DEL PROCEDIMIENTO DE VUELO

Aeronave de ejemplo para un Boeing 727-200 (capítulo 3), según los datos de radar, en virtud de la información establecida en la sección 2.7.9 del texto principal.

Ejemplo de perfil procedimental basado en los datos A/C almacenados en la base de datos ANP:

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Apéndice B

Cálculos de las performancias de vuelo

Términos y símbolos

Los términos y símbolos usados en este apéndice concuerdan con los que suelen utilizar los ingenieros que trabajen en el ámbito de las performancias de vuelo. A continuación, se explican algunos términos básicos para que los usuarios no familiarizados con ellos puedan consultarlos. A fin de evitar incoherencias con el cuerpo principal del método, la definición de la mayoría de los símbolos se presenta por separado en este apéndice. A las cantidades a las que se hace referencia en el cuerpo principal del método se les asignan símbolos comunes; aquellos que se usan para fines diferentes a efectos del presente apéndice aparecen marcados con un asterisco (*). Se da una cierta yuxtaposición de las unidades US y SI; de nuevo, el objetivo es mantener las convenciones que son familiares para los usuarios de diferentes disciplinas.

Definiciones

Punto de rotura

Véase el término Valores nominales a temperatura constante del gas de escape.

Velocidad calibrada

(También denominada velocidad equivalente o velocidad indicada). La velocidad del avión en el aire según indica un instrumento calibrado en la aeronave. La velocidad aerodinámica real, que suele ser mayor, se puede calcular a partir de la velocidad calibrada si se conoce la densidad del aire.

Empuje neto corregido

El empuje neto es la fuerza propulsora que un motor ejerce sobre el fuselaje. Con un determinado reglaje de la potencia del motor (EPR o N 1), este parámetro disminuye con la densidad aérea a medida que la altitud aumenta; el empuje neto corregido es el empuje a nivel del mar.

Valores nominales a temperatura constante del gas de escape

Para las temperaturas máximas específicas de los componentes, el empuje del motor disminuye a medida que aumenta la temperatura ambiente, y viceversa. Esto significa que hay una temperatura del aire crítica sobre la cual no es posible alcanzar el empuje nominal. Con los motores más modernos, este factor recibe el nombre de «temperatura nominal» porque a temperaturas más bajas del aire, el empuje se limita automáticamente al empuje nominal para maximizar la vida útil. En cualquier caso, el empuje disminuye a temperaturas que se encuentran por encima de la temperatura nominal, lo que a menudo se denomina punto de rotura o temperatura de ruptura.

Velocidad

Magnitud del vector de velocidad de la aeronave (en relación con el sistema de coordenadas del aeródromo).

Empuje nominal

La vida útil del motor de una aeronave depende en gran medida de las temperaturas de funcionamiento de sus componentes. Cuanto mayor es la potencia o el empuje generados, más altas son las temperaturas y más corta es la vida útil. Para equilibrar los requisitos de vida útil y performancias, a los motores de empuje constante se les asignan empujes nominales de despegue, ascenso y crucero que definen el reglaje normal de la potencia máxima del motor.

Parámetro del reglaje del empuje

El piloto no puede seleccionar un empuje concreto del motor; en su lugar, elije un reglaje apropiado para este parámetro, que aparece en la cabina de mando. Por norma general, se trata de la relación de presión del motor (EPR) o de la velocidad de rotación del rotor de baja presión (o del ventilador) (N 1).

Símbolos

Las cantidades son adimensionales, a menos que se indique lo contrario. Los símbolos y las abreviaturas que no se citen a continuación se usan solo con carácter local y se definen en el texto. Los subíndices 1 y 2 indican condiciones al inicio y fin de un segmento, respectivamente. Los guiones altos indican valores medios de los segmentos; por ejemplo, los valores medios de inicio y fin.

a	Aceleración media, ft/s2

amax	Aceleración máxima disponible, ft/s2

A, B, C, D

Coeficientes de flaps

E, F, GA,B, H

Coeficientes de empuje del motor

Fn	Empuje neto por motor lbf

Fn/δ	Empuje neto corregido por motor, lbf

G	Pendiente de ascenso

G′	Pendiente de ascenso con motor fuera de servicio

GR	Pendiente media de la pista, ascenso positivo

g	Aceleración gravitacional, ft/s2

ISA	Atmósfera estándar internacional

N *	No de motores que proporcionan empuje

R	Relación sustentación/resistencia CD/CL

ROC	Velocidad de ascenso del segmento (ft/min)

s	Distancia en tierra cubierta a lo largo de la trayectoria en tierra, ft

sTO8	Distancia de despegue con un viento en cara de 8 kt, ft

sTOG	Distancia de despegue corregida para w y GR , ft

sTOw	Distancia de despegue con viento en cara w, ft

T	Temperatura del aire, °C

TB	Temperatura en el punto de interrupción, °C

V	Velocidad respecto al suelo, kt

VC	Velocidad corregida, kt

VT	Velocidad real, kt

W	Peso del avión, lb

w	Velocidad del viento en cara, kt

Δs	Longitud del segmento con aire en calma proyectada sobre la trayectoria en tierra, ft

Δsw	Proyección en tierra de la longitud del segmento corregida para viento en cara, ft

δ	p/po, el cociente entre la presión del aire ambiente en el avión y una presión del aire estándar al nivel medio del mar: po = 101,325 kPa (o 1 013,25 mb)

ε	Ángulo de alabeo, radianes

γ	Ángulo de ascenso/descenso, radianes

θ	(T + 273,15)/(T0 + 273,15) el cociente entre la temperatura del aire a la altitud del observador y la temperatura del aire estándar al nivel medio del mar: T0 = 15,0 °C

σ *	ρ/ρ0 = cociente entre la densidad del aire a una altitud con respecto al valor del nivel medio del mar (también, σ = δ/θ)

B1   INTRODUCCIÓN

Síntesis de la trayectoria de vuelo

En general, en este apéndice se recomiendan procedimientos para calcular el perfil de vuelo de un avión, en función de los parámetros aerodinámicos y de grupo motopropulsor específicos, el peso del avión, las condiciones atmosféricas, la trayectoria en tierra y el procedimiento operativo (configuración del vuelo, reglaje de la potencia del motor, velocidad de avance, velocidad vertical, etc.). El procedimiento operativo se describe mediante un conjunto de etapas del procedimiento que indican cómo volar conforme a un perfil.

El perfil de vuelo, para el despegue o la aproximación, se representa mediante un conjunto de segmentos rectilíneos; los extremos se llaman puntos del perfil. El cálculo se realiza con ecuaciones aerodinámicas y de empuje que contienen numerosos coeficientes y constantes que tienen que estar disponibles para la combinación específica del fuselaje y el motor. Este proceso de cálculo se describe en el texto como el proceso de síntesis de la trayectoria de vuelo.

Aparte de los parámetros de performancias de la aeronave, que se pueden obtener de la base de datos ANP, para estas ecuaciones es necesario especificar 1) el peso bruto del avión, 2) el número de motores, 3) la temperatura del aire, 4) la altitud de la pista y 5) las etapas del procedimiento (expresados en términos de reglaje de la potencia del motor, desviaciones de flaps, velocidad del aire y, durante la aceleración, la velocidad media de ascenso/descenso) para cada segmento durante el despegue y la aproximación. Cada segmento se clasifica después como desplazamiento en tierra firme, despegue o aterrizaje, ascenso a velocidad constante, reducción de potencia, aceleración al ascender con o sin retracción de flaps, descenso con o sin desaceleración o despliegue de flaps, o aproximación final en aterrizaje. El perfil de vuelo se crea paso a paso, de tal forma que los parámetros inciales de cada segmento son iguales a los del punto final del segmento anterior.

Con los parámetros de rendimiento aerodinámico de la base de datos ANP se pretende representar de manera precisa la trayectoria de vuelo real de un avión para las condiciones de referencia especificadas (véase la sección 2.7.6 del texto principal). Sin embargo, se ha demostrado que los parámetros aerodinámicos y los coeficientes del motor son adecuados para temperaturas del aire de hasta 43 °C, para una altitud del aeródromo de hasta 4 000 pies y con los diferentes pesos especificados en la base de datos ANP. Las ecuaciones permiten calcular trayectorias de vuelo para otras condiciones, como el peso del avión que no sirve de referencia, la velocidad del viento, la temperatura del aire y la elevación de la pista (presión de aire), generalmente con suficiente precisión para calcular los contornos de los niveles medios de presión acústica en los alrededores de un aeropuerto.

En la sección B-4 se explica cómo se tienen en cuenta los efectos del vuelo en viraje para las salidas. Esto permite contabilizar el ángulo de alabeo al calcular los efectos de la directividad lateral (efectos de la instalación). Además, durante el vuelo en viraje, las pendientes de ascenso generalmente se reducen dependiendo del radio de giro y de la velocidad del avión. (Los efectos de los giros durante la aproximación al aterrizaje son más complejos y, por ello, no se contemplan actualmente. Sin embargo, rara vez estos efectos influirán de manera significativa en los contornos de ruido).

En las secciones B-5 a B-9 se describe la metodología recomendada para crear perfiles de vuelo para salidas, en función de las etapas del procedimiento y de los coeficientes contemplados en la base de datos ANP.

En las secciones B-5 a B-9 se describe la metodología utilizada para crear perfiles de vuelos de aproximación, en función de los procedimientos de vuelo y los coeficientes incluidos en la base de datos ANP.

En la sección B-12 se presentan ejemplos reales de cálculo.

Se presentan conjuntos de ecuaciones independientes para determinar el empuje neto producido por los motores a reacción y por los propulsores, respectivamente. A menos que se especifique lo contrario, las ecuaciones de rendimiento aerodinámico de un avión se aplican igualmente para los aviones a reacción y los aviones propulsados.

Los símbolos matemáticos utilizados se definen al principio de este apéndice y/o donde aparecen por primera vez. En todas las ecuaciones, las unidades de coeficientes y constantes deben estar en consonancia con las unidades de las variables y los parámetros correspondientes. A efectos de coherencia con el contenido de la base de datos ANP, en este apéndice se siguen las convenciones de ingeniería de rendimiento de la aeronave; distancias y alturas en pies (ft), velocidad en nudos (kt), masa en libras (lb), fuerza en fuerza por libras (empuje neto corregido de alta temperatura),etc. No obstante, algunas dimensiones (por ejemplo, las atmosféricas) se expresan en unidades SI. Los modelistas que utilizan otros sistemas de unidades deben actuar con precaución a la hora de aplicar factores de conversión apropiados para aplicar las ecuaciones en función de sus necesidades.

Síntesis de la trayectoria de vuelo

En algunas aplicaciones de modelización, la información sobre la trayectoria de vuelo no se proporciona como etapas del procedimiento, sino como coordenadas de posición y tiempo, factores que suelen determinarse mediante el análisis de los datos de radar. Esto se aborda en la sección 2.7.7 del texto principal. En este caso, las ecuaciones presentadas en este apéndice se usan «a la inversa»; los parámetros de empuje del motor se hallan a partir del movimiento de la aeronave, y no al revés. En general, tras haber promediado los datos de la trayectoria de vuelo y haberlos adaptado a la forma de segmento, de tal forma que cada segmento se clasifique por ascenso o descenso, aceleración o desaceleración y empuje y cambios de flaps, esta medida resulta relativamente sencilla en comparación con la síntesis, que suele conllevar la aplicación de procesos repetitivos.

B2   EMPUJE DEL MOTOR

La fuerza propulsora generada por cada motor es una de las cinco cantidades que se deben definir al final de cada segmento de la trayectoria de vuelo (las demás se corresponden con la altura, la velocidad, el reglaje de la potencia y el ángulo de alabeo). El empuje neto representa el componente de empuje bruto del motor, disponible para la propulsión. Para los cálculos aerodinámicos y acústicos, el empuje neto se refiere a la presión de aire estándar a nivel del mar. Esto se conoce como empuje neto corregido, Fn /δ.

Esto corresponderá con el empuje neto experimentado durante el funcionamiento con un empuje nominal específico, o bien con el empuje neto que resulta cuando el parámetro del reglaje del empuje se define en un valor concreto. Para un funcionamiento del motor turborreactor o turbofán con un empuje nominal específico, el empuje neto corregido se obtiene mediante la ecuación:

donde

Fn	es el empuje neto por motor, lbf;

δ	es la relación de la presión del aire ambiente en el avión con la presión de aire estándar a nivel del mar, es decir, a 101,325 kPa (o 1 013,25 mb) [ref. 1];

Fn /δ

es el empuje neto corregido por motor, lbf;

VC	es la velocidad corregida, kt;

T	es la temperatura del aire ambiente con que funciona el avión, °C;

E, F, GA, GB, H

son constantes de empuje del motor o coeficientes para temperaturas inferiores a la temperatura nominal con el empuje nominal en uso (sobre el segmento actual de despegue/ascenso o sobre la trayectoria de vuelo de aproximación), lb.s/ft, lb/ft, lb/ft2 y lb/°C. Estos datos se pueden obtener de la base de datos ANP.

Los datos también se facilitan en la base de datos ANP para permitir el cálculo del empuje no nominal en función de un parámetro del reglaje del empuje. Algunos fabricantes lo definen como relación de presión del motor EPR. Otros lo definen como velocidad de rotor de baja presión o velocidad del ventilador, N1 . Cuando ese parámetro es EPR, la ecuación B-1 se sustituye por

donde K 1 y K 2 son coeficientes de la base de datos ANP que relacionan el empuje neto corregido y la relación de presión del motor en las proximidades de la relación de presión del motor de interés para el número Mach del avión especificado.

Cuando la velocidad de rotación del motor N1 es el parámetro usado por la tripulación para establecer el empuje, la ecuación de empuje general es

donde

N 1	es la velocidad de rotación del compresor (o ventilador) de baja presión del motor y de las etapas de la turbina, %;

θ	= (T + 273)/288,15, el cociente entre la temperatura total absoluta del aire de admisión del motor y la temperatura del aire estándar al nivel medio del mar [ref. 1];

es la velocidad corregida del rotor de baja presión, %;

K 3, K 4

son constantes derivadas de los datos del motor instalado, que engloban las velocidades de interés N1 .

Obsérvese que para un avión concreto, E, F, GA, GB y H en las ecuaciones B-2 y B-3 pueden tener valores diferentes con respecto a la ecuación B-1.

No siempre son pertinentes todos los términos de una ecuación. Por ejemplo, en el caso de motores de empuje constante que funcionan a temperaturas por debajo del punto de rotura (generalmente 30 °C), el término temperatura puede no ser necesario. En el caso de motores que no son de empuje constante, es importante considerar la temperatura ambiente al designar el empuje nominal. Por encima de la temperatura nominal del motor, se debe usar un conjunto diferente de coeficientes de empuje del motor (E, F, GA, G B y H) high para determinar el nivel de empuje disponible. La práctica habitual consistiría entonces en calcular Fn /δ usando tanto los coeficientes de alta temperatura como los coeficientes de baja temperatura y en usar el nivel más alto de empuje para las temperaturas por debajo de la temperatura nominal, y usar el nivel de empuje más bajo calculado para la temperatura superior a la nominal.

Cuando solamente están disponibles los coeficientes de empuje de baja temperatura, hay que usar la siguiente relación:

donde

(Fn /δ) high

empuje neto corregido de alta temperatura (lbf),

TB	temperatura del punto de rotura (en ausencia de un valor definitivo suponer un valor predeterminado de 30 °C).

La base de datos ANP proporciona valores para las constantes y los coeficientes en las ecuaciones B-1 a B-4.

Para los aviones de propulsión, el empuje neto corregido por motor se debe leer en los gráficos o calcularse con la ecuación

donde

η	es el rendimiento de las hélices para la instalación de una hélice concreta, además de ser una función de la velocidad de rotación de las hélices y de la velocidad de vuelo del avión

VT	es la velocidad real, kt

Pp	es la potencia de propulsión neta para unas condiciones de vuelo determinadas, como por ejemplo potencia máxima de despegue o de ascenso, hp

Los parámetros de la ecuación B-5 están recogidos en la base de datos ANP para el empuje máximo de despegue y para el reglaje del empuje máximo en el ascenso.

La velocidad real VT se calcula a partir de la velocidad corregida VC , mediante la relación

donde σ es la relación de la densidad de aire en el avión con el valor del nivel medio del mar.

Pautas de intervención en caso de empuje reducido en el despegue

A menudo, el peso del avión durante el despegue está por debajo del máximo permitido y/o la longitud de pista disponible excede el mínimo requerido para el uso del empuje máximo de despegue. En estos casos, una práctica habitual es reducir el empuje del motor por debajo de los niveles máximos para prolongar la vida del motor y, en ocasiones, para disminuir el ruido. El empuje del motor solo se debe reducir hasta niveles que mantengan el margen de seguridad requerido. El procedimiento de cálculo utilizado por los operadores de líneas aéreas para determinar la cantidad de reducción del empuje se regula según proceda: el cálculo es complejo y tiene en cuenta numerosos factores, entre otros, el peso durante el despegue, la temperatura del aire ambiente, las distancias declaradas de la pista, la altitud de la pista y los criterios de franqueamiento de obstáculos en la pista. Por lo tanto, la reducción del empuje varía de un vuelo a otro.

Habida cuenta de que pueden incidir significativamente en los contornos de ruido durante la salida, los modelistas deben tener muy en cuenta las operaciones de empuje reducido y, a fin de adoptar las mejores medidas posibles, solicitar el asesoramiento de los operadores.

Si no es posible acceder a tal asesoramiento, se recomienda considerar otras alternativas. Es poco práctico utilizar los cálculos de los operadores a efectos de modelización del ruido; tampoco serían convenientes junto a las aproximaciones y simplificaciones convencionales realizadas con el fin de calcular niveles medios de ruido a largo plazo. Como práctica alternativa se ofrecen las siguientes pautas. Cabe destacar que se está realizando una investigación exhaustiva en este ámbito, por lo que estas pautas pueden estar sujetas a cambios.

El análisis de los datos del registrador de vuelo (FDR) ha revelado que el nivel de reducción del empuje está estrechamente correlacionado con la relación entre el peso real de despegue y el peso de despegue regulado (RTOW), reducido a un límite fijo más bajo ( 29 ); es decir:

donde (Fn /δ) max es el empuje nominal máximo, W es el peso bruto real de despegue y WRTOW es el peso de despegue regulado.

El RTOW es el peso máximo de despegue que se puede usar de manera segura, al mismo tiempo que permite cumplir los requisitos de la longitud de campo de despegue, motor fuera de servicio y franqueamiento de obstáculos. Es una función de la longitud de pista disponible, la altitud del aeropuerto, la temperatura, el viento en cara y el ángulo de flap. Esta información la pueden ofrecer los operadores y debe estar más disponible que los datos sobre los niveles reales de empuje reducido. De manera alternativa, esta información puede digitalizarse usando los datos contenidos en los manuales de vuelo de la aeronave.

Empuje reducido en ascensos

Al utilizar el empuje de despegue reducido, los operadores reducen a menudo, pero no siempre, el empuje de ascenso por debajo de los niveles máximos ( 30 ). Esto impide que se produzcan situaciones donde, al final del ascenso inicial en el empuje de despegue, hay que aumentar la potencia en lugar de disminuirla. Sin embargo, en este sentido es más complicado establecer una lógica para una base común. Algunos operadores utilizan anclajes fijos por debajo del empuje máximo de ascenso, lo que a veces se denomina ascenso 1 y ascenso 2, reduciendo generalmente el empuje de ascenso de un 10 a un 20 %, respectivamente, en relación al nivel máximo. Es recomendable que cada vez que se utilice el empuje de despegue reducido, los niveles de empuje de ascenso también se reduzcan en un 10 %.

B3   PERFILES VERTICALES DE TEMPERATURA DEL AIRE, PRESIÓN, DENSIDAD Y VELOCIDAD DEL VIENTO

A los efectos del presente documento, las variaciones de temperatura, presión y densidad con una altura superior al nivel medio del mar se corresponden con las estipuladas en la atmósfera estándar internacional. Las metodologías descritas a continuación se han validado para altitudes del aeródromo de hasta 4 000 pies por encima del nivel del mar y para temperaturas de hasta 43 °C (109 °F).

Aunque, en realidad, la velocidad media del viento varía tanto con la altura como con la hora, generalmente no es factible tener esto en cuenta a efectos de modelización de los contornos de ruido. En su lugar, las ecuaciones de performance de vuelo presentadas a continuación están basadas en la suposición común de que el el avión sigue un rumbo directo con un viento en cara (por defecto) de 8 nudos en todo momento, independientemente del rumbo de la brújula (aunque no se tiene en cuenta la velocidad media del viento en los cálculos de propagación del sonido). Se presentan métodos para ajustar los resultados para otras velocidades de viento en cara.

B4   EFECTOS DE LOS GIROS

En los demás apartados de este apéndice se explica cómo calcular las propiedades necesarias de los segmentos, junto con los puntos de perfil s,z, que definen la trayectoria de vuelo bidimensional en el plano vertical por encima de la trayectoria en tierra. Los segmentos se definen en secuencias en la dirección del movimiento. Al final de cualquier segmento (o en el punto de partida del rodaje en el primer caso para una salida), donde se definen los parámetros operativos y la siguiente etapa del procedimiento, es necesario calcular el ángulo de ascenso y la distancia de la trayectoria hasta el punto donde se alcanza la altura y/o velocidad necesaria.

Si la trayectoria es recta, queda cubierta por un segmento de perfil único, pudiéndose determinar directamente su geometría (aunque a veces con cierto grado de iteración). No obstante, si un giro comienza o finaliza, o se producen cambios en el radio o en la dirección, antes de alcanzar las condiciones finales necesarias, un único segmento sería insuficiente debido a la altura del avión y al cambio de resistencia con ángulo de alabeo. Para considerar los efectos del giro en el ascenso, se necesitan segmentos de perfil adicionales para implantar la etapa del procedimiento, como se indica a continuación.

El diseño de la trayectoria en tierra se describe en la sección 2.7.13 del texto. Esto se realiza de manera independiente a cualquier perfil de vuelo de la aeronave (aunque con cuidado de no definir giros que no podrían ejecutarse con las limitaciones de funcionamiento habituales). No obstante, como el perfil de vuelo —la altura y la velocidad como una función de la distancia de la trayectoria— se ve afectado por los virajes, el perfil de vuelo no puede determinarse con independencia de la trayectoria en tierra.

Para mantener la velocidad en un giro, se ha de aumentar la altura del ala aerodinámica, para equilibrar la fuerza centrífuga y el peso de la aeronave. Esto, en definitiva, aumenta la resistencia y, en consecuencia, la tracción propulsiva necesaria. Los efectos del giro se expresan en las ecuaciones de rendimiento como funciones del ángulo de alabeo ε que, para una aeronave en viraje de vuelo nivelado a una velocidad constante en una trayectoria circular, se determinan mediante

Se asume que todos los giros tienen un radio constante, y se ignoran los efectos secundarios asociados con trayectorias de vuelo no horizontales; los ángulos de alabeo se basan solo en el radio de giro r de la trayectoria en tierra.

Para aplicar una etapa del procedimiento, primero se calcula un segmento de perfil provisional, usando el ángulo de alabeo ε en el punto de inicio, tal como se define en la ecuación B-8 para el radio r del segmento de la trayectoria. Si la longitud calculada del segmento provisional es tal que no cruza el inicio o final de un giro, el segmento provisional se confirma y la atención se centra en la etapa siguiente.

No obstante, si el segmento provisional cruza uno o más inicios o finales de giro (donde ε cambia) ( 31 ), los parámetros de vuelo en el punto de inicio se calculan por interpolación (véase la sección 2.7.13), visualizados junto a sus coordenadas como valores de punto final y con el segmento truncado. La segunda parte de la etapa del procedimiento se aplica entonces desde ese punto —suponiendo una vez más de manera provisional que se puede completar en un único segmento con las mismas condiciones finales pero con el nuevo punto de inicio y un nuevo ángulo de alabeo—. Si este segundo segmento experimenta después otro cambio de radio de giro/dirección, se necesitará un tercer segmento —y así sucesivamente hasta que se logren las condiciones finales—.

Método aproximado

Es evidente que tener totalmente en cuenta los efectos de los giros, como se ha descrito anteriormente, implica una gran complejidad de cálculo porque el perfil de ascenso de cualquier aeronave se tiene que calcular por separado para cada una de las trayectorias en tierra que sigue. Sin embargo, los cambios en el perfil vertical provocados por los giros suelen incidir mucho menos en los contornos en comparación con los cambios del ángulo de alabeo. Además, algunos usuarios prefieren evitar la complejidad —a expensas de la pérdida de precisión—, ignorando los efectos de los giros sobre los perfiles mientras que se sigue considerando el ángulo de alabeo en el cálculo de la emisión de sonido lateral (véase la sección 2.7.19). Bajo estos puntos de perfil de aproximación para un avión particular, la operación se calcula solamente una vez, suponiendo una trayectoria recta en tierra (para la cual ε = 0).

B5   DESPLAZAMIENTO EN TIERRA FIRME AL DESPEGAR

El empuje al despegue acelera al avión a lo largo de la pista hasta el punto de despegue. Se asume entonces que la velocidad corregida es constante durante el tramo inicial del ascenso. Se supone que, si el tren de aterrizaje es retráctil, este se repliega poco después del punto de despegue.

A los efectos del presente documento, el desplazamiento en tierra firme real al despegue se calcula por medio de una distancia de despegue equivalente (con un viento en cara predeterminado de 8 nudos), sTO8 , definido tal como se muestra en la figura B-1, como la distancia a lo largo de la pista desde la liberación del freno hasta el punto donde una prolongación rectilínea de la trayectoria de vuelo de ascenso, con tren de aterrizaje replegado, cruza la pista.

Figura B-1

Distancia de despegue equivalente

En una pista horizontal, la distancia equivalente del desplazamiento en tierra al despegue sTO8 en pies es determinada a partir de

donde

B8	es un coeficiente adecuado a una combinación específica de avión/desvío de flaps para las condiciones de referencia ISA, incluido el viento de cara de 8 nudos, ft/lbf

W	es el peso bruto del avión al liberar el freno, lbf

N	es el número de motores que proporcionan empuje.

Nota: Dado que la ecuación B-9 representa la variación de empuje con la velocidad aerodinámica y la altitud de la pista, para un determinado avión, el coeficiente B8 depende solamente de la desviación de flaps.

Para el viento en cara que no sea de 8 nudos de manera predeterminada, la distancia del desplazamiento en tierra firme al despegue se corrige como sigue:

donde

sTOw	es la distancia de desplazamiento en tierra firme corregida para el viento en cara w, ft

VC	(en esta ecuación) es la velocidad corregida en el viraje al despegue, kt

w	es el viento en cara, kt

La distancia del desplazamiento en tierra firme al despegue también se corrige para pendientes de pista de la siguiente forma:

donde

sTOG	es la distancia de desplazamiento en tierra firme (ft) corregida para el viento en cara y la pendiente de pista,

α	es la aceleración media a lo largo de la pista, igual a , ft/s2

GR	es la pendiente de pista; el valor resulta positivo al ascender en despegue

B6   ASCENSO A VELOCIDAD CONSTANTE

Este tipo de segmento se define por la velocidad aerodinámica calibrada del avión, por el reglaje de los flaps, por la altura y por el ángulo de alabeo en su punto final, junto con la velocidad del viento en cara (8 kt por defecto). En relación a cualquier segmento, sus parámetros de inicio, incluyendo el empuje neto corregido, se igualan con los del punto final del segmento anterior —no existen discontinuidades (excepto el ángulo de flap y el ángulo de alabeo que, en estos cálculos, se pueden modificar por etapas). Los empujes netos en el final del segmento se calculan usando la ecuación apropiada desde B-1 a B-5. El ángulo medio geométrico de ascenso γ (véase la figura B-1) viene determinado por

donde los guiones superiores indican valores de segmento medios (= media de los valores de punto de inicio y punto final, por lo general, valores del segmento medio)

K

es una constante dependiente de la velocidad igual a 1,01 cuando VC ≤ 200 kt o 0,95. Esta constante representa los efectos sobre la pendiente de ascenso con un viento en cara de 8 nudos y una aceleración inherente al ascenso con una velocidad aerodinámica constante calibrada (la velocidad real aumenta a medida que disminuye la densidad de aire con la altura).

R	es la relación del coeficiente de resistencia del avión con su coeficiente de sustentación apropiado para el reglaje del flap determinado. Se supone que el tren de aterrizaje está replegado.

ε	Ángulo de alabeo, radianes

El ángulo de ascenso se corrige para el viento en cara w usando:

donde γ w es el ángulo medio de ascenso corregido para el viento en cara.

La distancia que el avión recorre en su trayectoria en tierra, Δs, mientras que el ascenso en ángulo γ w , desde una altitud inicial h 1 hasta una altitud final h 2 se determina mediante

Como regla, dos fases distintas de un perfil de salida implican un ascenso a una velocidad aerodinámica constante. La primera fase, conocida en ocasiones como segmento de ascenso inicial, se produce inmediatamente después del punto de despegue, donde los requisitos de seguridad establecen que el avión vuela a una velocidad aerodinámica mínima equiparable al menos ala velocidad de seguridad para el despegue. Se trata de una velocidad regulada que se debe alcanzar a unos 35 pies por encima de la pista durante un funcionamiento normal. Sin embargo, es una práctica común el hecho de mantener una velocidad de ascenso inicial ligeramente por encima de la velocidad de seguridad en el despegue, generalmente de 10-20 kt, ya que el fin es mejorar la pendiente de ascenso inicial conseguida. La segunda fase se produce tras el repliegue del flap y de la aceleración inicial, lo que se conoce como ascenso continuado.

Durante el ascenso inicial, la velocidad aerodinámica depende del reglaje del flap en el despegue y del peso bruto del avión. La velocidad de ascenso inicial corregida VCTO se calcula usando la aproximación de primer orden:

donde C es un coeficiente apropiado para el reglaje del flap (kt/√lbf), según la base de datos ANP.

Para el ascenso continuado después de la aceleración, la velocidad corregida es un parámetro que debe introducir el usuario.

B7   REDUCCIÓN DE POTENCIA (SEGMENTO DE TRANSICIÓN)

La potencia se reduce a partir del reglaje del despegue en un punto determinado después del despegue para prolongar la vida del motor y con frecuencia para reducir el ruido en algunas zonas. El empuje generalmente se reduce ya sea durante un segmento de ascenso con velocidad constante (sección B6) o durante un segmento de aceleración (sección B8). Como es un proceso relativamente corto, que suele durar entre 3 y 5 segundos, se modeliza añadiendo un «tramo de transición» al segmento principal. Esto se realiza generalmente para cubrir una distancia horizontal sobre el suelo de 1 000 ft (305 m).

Cantidad de reducción de empuje

En condiciones normales de funcionamiento, el empuje del motor se reduce conforme al reglaje de empuje máximo al ascender. A diferencia del empuje al despegue, el empuje de ascenso se puede mantener de manera indefinida, generalmente hasta que el avión haya alcanzado su altitud de crucero inicial. El nivel máximo de empuje al ascender se determina mediante la ecuación B-1, utilizando los coeficientes de empuje máximo estipulados por el fabricante. Sin embargo, las necesidades en términos de reducción de ruido pueden exigir una reducción adicional del empuje; esto es lo que en ocasiones se llama fuerte reducción. Por motivos de seguridad, la reducción de empuje máximo se limita ( 32 ) a un total determinado por el rendimiento del avión y por el número de motores.

Al nivel mínimo de «empuje reducido» se hace referencia en ocasiones como el «empuje reducido» con motor fuera de servicio.

donde

δ2	es la medida de presión a una altitud h2

G′	es el porcentaje de la pendiente de ascenso con motor fuera de servicio: = 0 % para aviones con sistemas de restauración de empuje automático; de lo contrario, = 1,2 % para aviones de 2 motores = 1,5 % para aviones de 3 motores = 1,7 % para aviones de 4 motores

Segmento de ascenso a velocidad constante con reducción

La pendiente del segmento de ascenso se calcula utilizando la ecuación B-12, y el empuje se calcula mediante B-1 con coeficientes de ascenso máximos, o con B-16 para el empuje reducido. El segmento de ascenso se divide entonces en dos subsegmentos, ambos con el mismo ángulo de ascenso. Esto se ilustra en la figura B-2.

Figura B-2

Segmento de ascenso a velocidad constante con reducción (ilustración — no realizado a escala)

Al primer subsegmento se le asigna una distancia de desplazamiento en tierra de 1 000 ft (304 m), y el empuje neto corregido por motor al finalizar los 1 000 ft se iguala al valor de reducción. (Si la distancia horizontal original es inferior a 2 000 ft, para reducir el empuje se utiliza la mitad del segmento). El empuje final sobre el segundo subsegmento también se iguala al empuje de reducción. De esta forma, el vuelo sobre el segundo subsegmento se realiza a una velocidad constante.

B8   ASCENSO CON ACELERACIÓN Y REPLIEGUE DE FLAPS

Esto es lo que generalmente se produce tras el ascenso inicial. En relación a todos los segmentos de vuelo, la altitud del punto de inicio h1 , la velocidad real VT 1 y el empuje (Fn /δ)1 son parámetros que se obtienen del punto final del segmento anterior. La velocidad corregida del punto final VC 2 y la velocidad media de ascenso ROC son parámetros que debe introducir el usuario (el ángulo de alabeo ε es una función de la velocidad y del radio de giro). Como son interdependientes, la altitud final h 2, la velocidad real final VT 2, el empuje final (Fn /δ) 2 y la longitud de la trayectoria del segmento Δs tienen que calcularse mediante iteración; la altitud final h2 se calcula inicialmente y después se recalcula en repetidas ocaciones utilizando las ecuaciones B-16 y B-17 hasta que la diferencia entre los cálculos posteriores es menor que la tolerancia especificada, como por ejemplo una diferencia de un pie. Un práctico cálculo inicial es h 2 = h 1 + 250 pies.

La longitud de la trayectoria del segmento (distancia horizontal cubierta) se calcula de la siguiente manera:

donde

0,95	es un factor que representa el efecto de 8 kt de viento en cara mientras se asciende a 160 kt

k	es una constante para convertir nudos en ft/s = 1,688 ft/s por kt

VT2	= velocidad real al final del segmento, kt: donde σ2 = relación de la densidad de aire a una altitud final h 2

amax =

aceleración máxima en un vuelo horizontal (ft/s2) =

G	= pendiente de ascenso donde ROC = velocidad de ascenso, ft/min

Usando este cálculo de Δs, la altitud final h 2 se recalcula usando:

Siempre que el error
esté fuera de la tolerancia especificada, los pasos B-17 y B-18 se repiten usando los valores de final de segmento de iteración actual de altitud h 2, velocidad real VT2 y empuje neto corregido por motor (Fn /δ)2. Cuando el error está dentro de la tolerancia, se termina el ciclo iterativo y el segmento de aceleración se define mediante los valores finales del extremo del segmento.

Nota: Si durante el proceso de iteración (amax – G · g) < 0,02 g, la aceleración puede ser demasiado pequeña para conseguir la VC2 deseada en una distancia razonable. En este caso, la pendiente de ascenso se puede limitar a G = amax /g – 0,02, en efecto reduciendo la velocidad de ascenso deseada para mantener una aceleración aceptable. Si G < 0,01, cabe concluir que no hay empuje suficiente para conseguir la aceleración y velocidad de ascenso especificados; en su caso, hay que finalizar el cálculo y revisar las etapas del procedimiento ( 33 ).

La longitud del segmento de aceleración se corrige para el viento en cara w usando:

Segmento de aceleración con reducción

La reducción del empuje se inserta en los segmentos de aceleración de la misma manera que para un segmento de velocidad constante; cambiando su primera parte por un tramo de transición. El nivel de empuje de reducción se calcula igual que en el procedimiento de empuje de reducción de la velocidad constante, usando solamente la ecuación B-1. Tenga en cuenta que, por lo general, no es posible acelerar y ascender mientras se mantiene el reglaje de empuje mínimo con el motor fuera de servicio. A la transición de empuje se le asigna una distancia en tierra de 1 000 ft (305 m), y el empuje neto corregido por motor al final de los 1 000 ft se iguala al valor de reducción. La velocidad al final del segmento se determina por iteración para una longitud de segmento de 1 000 ft. (Si la distancia horizontal original es inferior a 2 000 ft, para cambiar el empuje se utiliza una mitad del segmento). El empuje final sobre el segundo subsegmento también se iguala al empuje de reducción. De esta forma, el vuelo sobre el segundo subsegmento se realiza a una velocidad constante.

B9   ASCENSO ADICIONAL Y SEGMENTOS DE ACELERACIÓN DESPUÉS DE REPLEGAR EL FLAP

Si se incluyen segmentos de aceleración adicionales en la trayectoria de vuelo al ascender, las ecuaciones B-12 a B-19 se deben usar de nuevo para calcular la distancia de la trayectoria en tierra, el ángulo medio de ascenso y el aumento de altura para cada uno de los segmentos. Como se ha indicado anteriormente, el segmento final se debe calcular mediante iteración.

B10   DESCENSO Y DESACELERACIÓN

El vuelo de aproximación suele requerir que el avión descienda y desacelere como preparación para el segmento de aproximación final, donde el avión es configurado con el flap de aproximación y el tren de aterrizaje extendido. La mecánica del vuelo no cambia desde la salida; la diferencia principal es que la altura y el perfil de velocidad suelen conocerse; lo que debe calcularse para cada segmento son los niveles de empuje del motor. La ecuación de equilibrio de fuerza básica es:

La ecuación B-20 se puede usar de dos maneras distintas. En primer lugar, se puede definir la velocidad del avión al inicio y al final de un segmento, junto con el ángulo de descenso (o distancia de segmento horizontal) y las altitudes del segmento inicial y final. En este caso, la desaceleración se puede calcular usando:

donde Δs es la distancia cubierta en tierra y V 1 y V 2 representan la velocidad inicial y final respecto al suelo, que se calculan usando

Las ecuaciones B-20, B-21 y B-22 confirman que mientras se desacelera a lo largo de una distancia especificada con una velocidad de descenso constante, un viento en cara más fuerte requerirá más empuje para mantener la misma desaceleración; por el contrario, un viento de cola requerirá menor empuje para mantener la misma desaceleración.

En la práctica, la mayoría de las desaceleraciones, si no todas, durante el vuelo de aproximación se realizan con un empuje a ralentí. Así, para la segunda aplicación de la ecuación B-20, el empuje se define con un reglaje de ralentí y la ecuación se resuelve de manera repetitiva para determinar 1) la desaceleración y 2) la altura al final del segmento de desaceleración, de manera similar a los segmentos de aceleración a la salida. En este caso, la distancia de desaceleración puede ser muy diferente con vientos en cara o vientos de cola y, a veces, es necesario reducir el ángulo de descenso para obtener resultados razonables.

Para la mayoría de los aviones, el empuje mínimo no equivale a cero y, para muchos, también es una función de velocidad del vuelo. Por tanto, la ecuación B-20 se resuelve para la desaceleración introduciendo un empuje a ralentí, que se calcula utilizando la siguiente ecuación:

donde (Eidle, Fidle, GA,idle, GB,idle y Hidle ) son los coeficientes del motor de empuje a ralentí disponibles en la base de datos ANP.

B11   APROXIMACIÓN AL ATERRIZAR

La velocidad corregida de aproximación al aterrizar, VCA , se relaciona con el peso bruto del avión durante el aterrizaje, mediante una ecuación que presenta la misma forma que la ecuación B-11, a saber

donde el coeficiente D (kt/√lbf) se corresponde con el reglaje del flap al aterrizar.

El empuje neto corregido por motor durante el descenso a lo largo de la trayectoria de aterrizaje se calcula resolviendo la ecuación B-12 para el peso de aterrizaje W y para la relación sustentación/resistencia R, adecuados para el reglaje del flap con el tren de aterrizaje extendido. El reglaje del flap debe ser el que se usa habitualmente en las operaciones reales. Durante la aproximación a tierra, el ángulo de descenso de la trayectoria de aterrizaje γ se puede considerar constante. Para los aviones a reacción y para los aviones de propulsión con motores múltiples, γ suele ser – 3°. Para un motor único, los aviones a propulsión, γ suele ser – 5°.

El empuje neto medio corregido se calcula cambiando la ecuación B-12 usando K=1,03 para representar la desaceleración inherente al realizar una trayectoria de vuelo descendente con un viento en cara de referencia de 8 nudos, a una velocidad corregida constante determinada por la ecuación B-24, es decir,

Para un viento en cara que no sea de 8 kt, el empuje neto corregido resulta de

La distancia horizontal cubierta se calcula mediante:

(positivo dado que h1 > h2 y γ es negativo).

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Apéndice C

Modelización de la extensión de la trayectoria en tierra lateral

Se recomienda que, ante la ausencia de datos de radar, la dispersión de la trayectoria en tierra lateral se modelice suponiendo que la extensión de las trayectorias perpendiculares a la trayectoria principal sigue una distribución normal de Gauss. La experiencia ha demostrado que esta suposición es lógica en la mayoría de los casos.

Suponiendo una distribución de Gauss con una desviación estándar S, ilustrada en la figura C-1, aproximadamente un 98,8 % de todos los movimientos entran dentro de los límites de ± 2,5 × S (es decir, dentro de una franja de anchura de 5×S).

Figura C-1

Subdivisión de una trayectoria en tierra en 7 subtrayectorias

La anchura de la franja es 5 veces la desviación estándar de la extensión de la trayectoria en tierra.

Una distribución de Gauss normal se puede modelizar generalmente de manera adecuada usando 7 subtrayectorias, incluso aunque estén espaciadas entre los límites de ± 2,5 × S de la franja, tal como se muestra en la figura C-1.

Sin embargo, la adecuación de la aproximación depende de la relación de la separación de la trayectoria respecto a las alturas del avión anteriores. Puede haber situaciones (trayectorias muy cerradas o muy dispersas) donde es más adecuado un número diferente de subtrayectorias. Muy pocas trayectorias provocan que aparezcan «dedos» en el contorno. En los cuadros C-1 y C-2 se muestran los parámetros para una subdivisión de entre 5 y 13 subtrayectorias. En el cuadro C-1 se muestra la ubicación de las subtrayectorias concretas; en el cuadro C-2 se indica el porcentaje correspondiente de los movimientos de cada subtrayectoria.

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Apéndice D

Recálculo de los datos NPD para condiciones que no sirven de referencia

Las contribuciones al nivel de ruido de cada segmento de la trayectoria de vuelo se hallan a partir de los datos NPD almacenados en la base de datos internacional ANP. Sin embargo, cabe tener en cuenta que estos datos se han normalizado usando los índices de atenuación media atmosférica definidos en la norma AIR-1845 de la SAE. Estos índices son medias de los valores determinados durante la prueba de certificación del ruido del avión en Europa y en los Estados Unidos. La amplia variación de las condiciones atmosféricas (temperatura y humedad relativa) en tales pruebas se muestra en la figura D-1.

Figura D-1

Condiciones meteorológicas registradas durante las pruebas de certificación del ruido

Las curvas superpuestas en la figura D-1, calculadas usando un modelo de atenuación atmosférica estándar de la industria ARP 866A, muestran que entre las condiciones de la prueba se esperaba una variación considerable de la absorción del sonido de alta frecuencia (8 kHz) (aunque la variación de la absorción total sería bastante menor).

Como los índices de atenuación presentados en el cuadro D-1 son medias aritméticas, no se puede asociar el conjunto completo con una única condición atmosférica de referencia (por ejemplo, con valores específicos de temperatura y humedad relativa). Estos índices se pueden considerar como propiedades de una atmósfera puramente hipotética, conocida como la «atmósfera AIR-1845».

Los coeficientes de atenuación del cuadro D-1 pueden ser considerados válidos sobre variaciones razonables de temperatura y humedad. Sin embargo, para comprobar si pueden ser necesarios ciertos cambios, se debe usar ARP-866A para calcular los coeficientes de absorción media atmosférica para la temperatura media del aeropuerto T y la humedad relativa RH. Comparando los datos del cuadro D-1, se estima que es necesario realizar cambios usando la siguiente metodología.

La base de datos ANP proporciona los siguientes datos NPD para cada reglaje de potencia:

Todos los datos se normalizan para la atmósfera AIR-1845.

El ajuste de las curvas NPD a las condiciones especificadas por el usuario T y RH se realiza en tres pasos:

donde Ln(dref) es el espectro no atenuado con dref = 305 m y α n,ref es el coeficiente de absorción atmosférica de la banda de frecuencias n extraído del cuadro D-1 (pero expresado en dB/m).

donde α n,866A es el coeficiente de absorción atmosférica para la banda de frecuencias n (expresada en dB/m) calculado usando según la ARP-866A de la SAE con temperatura T y humedad relativa RH.

El incremento ΔL es la diferencia entre los valores NPD en la atmósfera especificada por el usuario y la atmósfera de referencia. Esto se añade a los datos NPD de la base de datos ANP para hallar los datos NPD ajustados.

La aplicación de ΔL para ajustar los valores NPD Lmax y LE supone de hecho que las diferentes condiciones atmosféricas afectan solo al espectro de referencia y que no tienen efecto sobre la forma del historial de nivel y de tiempo. Esto puede considerarse válido para las distancias de propagación normales y para las condiciones atmosféricas típicas.

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Apéndice E

Corrección de segmentos finitos

En este apéndice se resume la derivación de la corrección del segmento finito y el algoritmo de fracción de energía asociado, descrito en la sección 2.7.19.

E1   GEOMETRÍA

El algoritmo de fracción de energía se basa en la radiación del sonido de una fuente sonora dipolar de 90 grados de «potencia cuarta». Este algoritmo presenta características direccionales que se asemejan a las del sonido de los aviones a reacción, al menos en la región angular que más influencia tiene sobre los niveles del sonido y sobre la trayectoria de vuelo de la aeronave.

Figura E-1

Geometría entre la trayectoria de vuelo y la localización del observador O

En la figura E-1 se ilustra la geometría de la propagación del sonido entre la trayectoria de vuelo y la localización del observador O. El avión en P vuela con un aire uniforme en calma a una velocidad constante con una trayectoria horizontal recta. Su punto más cercano de aproximación al observador es Pp . Los parámetros son:

d	distancia desde el observador hasta la aeronave

dp	distancia perpendicular desde el observador hasta la trayectoria de vuelo (distancia oblicua)

q	distancia desde P a Pp = – V× τ

V	velocidad de la aeronave

t	hora a la que el avión se encuentra en el punto P

tp	hora a la que el avión se encuentra en el punto de aproximación más cercano Pp

τ	tiempo de vuelo = tiempo relativo al tiempo en Pp = t – tp

ψ	ángulo entre la trayectoria de vuelo y el vector del observador del avión

Debe tenerse en cuenta que, dado que el tiempo de vuelo τ relativo al punto de aproximación más cercano es negativo cuando el avión se encuentra delante de la posición del observador (como se muestra en la figura E-1), la distancia relativa q hasta el punto de aproximación más cercano se convierte en positiva en ese caso. Si el avión se encuentra delante del observador, q se convierte en negativo.

E2   CÁLCULO DE LA FRACCIÓN DE ENERGÍA

El concepto básico de la fracción de energía se usa para expresar la exposición al ruido E producida en la posición del observador desde un segmento de la trayectoria de vuelo P1P2 (con un punto de inicio P1 y un punto final P2) multiplicando la exposición E ∞ del sobrevuelo de la trayectoria infinita total por un factor simple —factor F de la fracción de energía—:

Habida cuenta de que la exposición se puede expresar en términos de integral de tiempo del nivel de presión acústica cuadrático medio (ponderado), es decir

para calcular E, la presión media cuadrática se tiene que expresar como una función de los parámetros geométricos y operativos conocidos. Para una fuente dipolar de 90°,

donde p 2 y pp 2 representan las presiones acústicas medias cuadráticas observadas producidas por el avión cuando pasa los puntos P y Pp .

Esta relación relativamente sencilla se ha establecido para ofrecer una buena simulación del sonido del avión a reacción, incluso aunque los mecanismos reales utilizados sean extremadamente complejos. El término dp 2/d2 en la ecuación E-3 describe solamente el mecanismo de extensión esférica apropiado para una fuente sonora puntual, una velocidad infinita del sonido y una atmósfera uniforme y no dispativa. Todos los demás efectos físicos —directividad de la fuente, velocidad finita del sonido, absorción atmosférica, efecto Doppler, etc.— están cubiertos de manera implícita en el término sin2ψ. Este factor causa la presión media cuadrática para disminuir a la inversa como d4 ; de ahí surge la expresión de fuente de «potencia cuarta».

Introducción de sustituciones

and

la presión media cuadrática se puede expresar como una función de tiempo (de nuevo sin tener en cuenta el tiempo de propagación del sonido):

Aplicación de esto en la ecuación (E-2) y realización de las susticiones

la exposición al sonido en el observador desde el paso del avión entre el intervalo de tiempo [τ 1,τ 2] se puede expresar como

La solución de esta integral es:

La integración en el intervalo [–∞,+∞] (es decir, en la trayectoria de vuelo infinita completa) da lugar a la siguiente expresión para la exposición total E∞:

y, por consiguiente, la fracción de energía según la ecuación E-1 es

E3   COHERENCIA DE MÉTRICAS INTEGRADAS MÁXIMAS Y TEMPORALES — LA DISTANCIA ESCALADA

Una consecuencia de usar el modelo dipolar simple para definir la fracción de energía es que implica una diferencia teórica específica ΔL entre los niveles de exposición al ruido de evento Lmax y LE . Si el modelo de contorno tiene que ser consistente internamente, esto requiere igualar la diferencia de los valores determinados a partir de las curvas NPD. Un problema es que los datos NPD se obtienen a partir de las medidas reales de ruido producido por los aviones, algo que no concuerda necesariamente con la simple teoría. Por lo tanto, la teoría necesita un elemento añadido de flexibilidad. Sin embargo, en principio las variables α 1 y α 2 vienen determinadas por la geometría y por la velocidad del avión, sin dejar margen para imprecisiones. A continuación, el concepto de distancia a escala d λ ofrece una solución.

El nivel de exposición LE,∞ tabulado como una función de dp en la base de datos ANP para una velocidad de referencia Vref , se puede expresar como

donde p 0 es una presión de referencia estándar y tref es un tiempo de referencia (= 1 s para SEL). Para la velocidad real V resulta en

De manera parecida, el nivel de evento máximo Lmax se puede escribir como

Para la fuente dipolar, usando las ecuaciones E-8, E-11 y E-12, teniendo en cuenta que (de las ecuaciones E-2 y E-8)
, la diferencia ΔL se puede expresar como

Esto solo se puede equiparar al valor de ΔL determinado por los datos NPD si la distancia oblicua dp usada para calcular la fracción de energía se sustituye por una distancia a escala d λ determinada mediante

o

Sustituyendo dp por d λ en la ecuación E-5 y usando la definición q = V τ de la figura E-1, los parámetros α1 y α2 de la ecuación E-9 se pueden expresar (poniendo q = q 1 en el punto de inicio y q – λ = q 2 en el punto final de la longitud de segmento de la trayectoria de vuelo λ) como

La sustitución de la distancia oblicua real por la distancia a escala disminuye la sencillez del modelo dipolar de 90 grados de potencia cuarta. Sin embargo, como se calibra efectivamente in situ usando los datos obtenidos de las medidas, el algoritmo de fracción de energía se puede considerar como semiempírico en lugar de puramente teórico.

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Apéndice F

Base de datos para fuentes de tráfico vial

En este apéndice se presenta la base de datos de la mayoría de las fuentes de ruido vial existentes que se deben utilizar para calcular el ruido del tráfico vial mediante la aplicación del método descrito en la sección 2.2 (Ruido del tráfico vial).

▼C1

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Apéndice G

Base de datos para fuentes ferroviarias

En este apéndice se presenta la base de datos de la mayoría de las fuentes de ruido ferroviario existentes que se deben utilizar para calcular el ruido del tráfico ferroviario mediante la aplicación del método descrito en la sección 2.3 (Ruido ferroviario).

Cuadro G-1

Coeficientes Lr,TR,i y Lr,VEH,i de rugosidad de la vía y de las ruedas

Cuadro G-3

Coeficientes LH,TR,i, LH,VEH,i y LH,VEH,SUP,i para funciones de transferencia

(los valores se expresan en nivel de potencia acústica por eje)

▼M2

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Apéndice H

Base de datos para fuentes industriales

En este apéndice se presentan varios ejemplos de valores de entrada de algunas fuentes de ruido industrial que se pueden usar para calcular el ruido industrial mediante la aplicación del método descrito en la sección 2.4 (Ruido industrial). Como las fuentes de ruido industrial son extremadamente específicas en cada zona industrial, los valores adecuados se obtienen de las bases de datos locales, nacionales o internacionales, o a partir de mediciones, según proceda.

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Apéndice I

Base de datos para fuentes asociadas a aeronaves — datos NPD

En este apéndice se presenta la base de datos para la mayoría de las fuentes de ruido asociadas a aeronaves que se debe utilizar para calcular el ruido generado por las aeronaves mediante la aplicación del método descrito en la sección 2.6 (Ruido de aeronaves).

Cuadro I-10

Clases espectrales

En esta sección se presentan datos complementarios para aeronaves de aviación general.

Datos GASEPF y GASEPV

(los datos espectrales asociados se encuentran disponibles en el cuadro de «clases espectrales» de ANP)

Datos sobre clases de aeronaves

Los datos sobre ruido y rendimiento de las aeronaves para las cuatro clases se presentan en los siguientes cuadros:

Serie 1 de datos sobre rendimiento y ruido de helicópteros

Comprende los datos sobre cinco clases de helicópteros, basados en el helicóptero MTOM:

Serie 2 de datos sobre rendimiento y ruido de helicópteros

Los datos se facilitan para tres clases de helicópteros, basadas en la masa máxima de despegue:

Los perfiles predeterminados de vuelos de llegadas y salidas se facilitan como perfiles de punto fijo. En los perfiles de vuelo de salidas predeterminados se asume un ascenso hasta una altitud de vuelo horizontal de 1 000 ft (305 m) para cada clase de helicóptero. Donde el tramo del vuelo horizontal en la salida o la llegada difiere localmente de estos valores, se recomienda que los perfiles predeterminados se adapten a las circunstancias locales reflejadas.

▼B

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ANEXO III

MÉTODOS DE EVALUACIÓN DE LOS EFECTOS NOCIVOS

contemplados en el apartado 3 del artículo 6

Las relaciones dosis-efecto se utilizarán para evaluar el efecto del ruido sobre la población. ►M4  Las relaciones dosis-efecto introducidas por futuras revisiones del presente anexo se referirán en particular a lo siguiente: ◄

En caso necesario, podrán presentarse relaciones dosis-efecto específicas para:

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ANEXO IV

REQUISITOS MÍNIMOS SOBRE EL CARTOGRAFIADO ESTRATÉGICO DEL RUIDO

contemplados en el artículo 7

1.

Un mapa estratégico de ruido es la representación de los datos relativos a alguno de los aspectos siguientes: — situación acústica existente, anterior o prevista expresada en función de un indicador de ruido, — rebasamiento de un valor límite, — número estimado de viviendas, colegios y hospitales en una zona dada que están expuestos a valores específicos de un indicador de ruido, — número estimado de personas situadas en una zona expuesta al ruido.

2.	Los mapas estratégicos de ruido pueden presentarse al público en forma de: — gráficos, — datos numéricos en cuadros, — datos numéricos en formato electrónico.

3.	Los mapas estratégicos de ruido para aglomeraciones harán especial hincapié en el ruido procedente de: — el tráfico rodado, — el tráfico ferroviario, — los aeropuertos, — lugares de actividad industrial, incluidos los puertos.

4.

El cartografiado estratégico del ruido servirá de: — base para los datos que deben enviarse a la Comisión con arreglo al apartado 2 del artículo 10 y el anexo VI, — fuente de información destinada al público con arreglo al artículo 9, — fundamento de los planes de acción con arreglo al artículo 8. A cada una de estas funciones corresponde un tipo distinto de mapa estratégico de ruido.

5.	En los puntos 1.5, 1.6, 2.5, 2.6 y 2.7 del anexo VI se establecen los requisitos mínimos para los mapas estratégicos de ruido en relación con los datos que deben enviarse a la Comisión.

6.

Por lo que se refiere a la información a la población con arreglo al artículo 9 y a la elaboración de los planes de acción en virtud de su artículo 8, se debe proporcionar información adicional y más detallada, por ejemplo: — una representación gráfica, — mapas que indiquen los rebasamientos de un valor límite, — mapas de diferencias que comparen la situación vigente con posibles situaciones futuras, — mapas que presenten el valor de un indicador de ruido a una altura de evaluación distinta de 4 m, en caso necesario. Los Estados miembros pueden establecer normas sobre el tipo y formato de esos mapas de ruido.

7.	Se elaborarán mapas estratégicos de ruido de aplicación local o nacional correspondientes a una altura de evaluación de 4 m y a rangos de valores de L den y L night de 5 dB como establece el anexo VI.

8.	Con respecto a las aglomeraciones urbanas, se elaborarán mapas estratégicos especiales sobre el ruido del tráfico rodado, del tráfico ferroviario, del tráfico aéreo y de la industria. Pueden elaborarse también mapas sobre otras fuentes.

9.	La Comisión puede establecer orientaciones con indicaciones más amplias sobre los mapas de ruido, su elaboración, y los programas informáticos de cartografiado, de acuerdo con el apartado 2 del artículo 13.

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ANEXO V

REQUISITOS MÍNIMOS DE LOS PLANES DE ACCIÓN

contemplados en el artículo 8

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ANEXO VI

INFORMACIÓN QUE DEBE COMUNICARSE A LA COMISIÓN

contemplada en el artículo 10

La información que debe comunicarse a la Comisión es la siguiente:

▼M3

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( 1 ) DO L 257 de 10.10.1996, p. 26.

( 2 ) Directiva 2003/4/CE del Parlamento Europeo y del Consejo, de 28 de enero de 2003, relativa al acceso del público a la información medioambiental y por la que se deroga la Directiva 90/313/CEE del Consejo (DO L 41 de 14.2.2003, p. 26).

( 3 ) Directiva 2007/2/CE del Parlamento Europeo y del Consejo, de 14 de marzo de 2007, por la que se establece una infraestructura de información espacial en la Comunidad Europea (Inspire) (DO L 108 de 25.4.2007, p. 1).

( 4 ) DO L 123 de 12.5.2016, p. 1.

( 5 ) La absorción de los pavimentos de carreteras porosos se tienen en cuenta en el modelo de emisiones

( 6 ) Una red de obstáculos pequeños en un plano y a intervalos regulares constituye un ejemplo de una configuración especial.

( 7 ) En realidad, debajo de la aeronave en perpendicular al eje aerodinámico del ala y a la dirección del vuelo; se considera en vertical por debajo de la aeronave en vuelo sin viraje (es decir, sin alabeo).

( 8 ) El tiempo se contabiliza mediante la velocidad de la aeronave.

( 9 ) Los umbrales desplazados se pueden tener en cuenta mediante la definición de pistas adicionales.

( 10 ) A veces se piden niveles calculados a 4 m o más. La comparación de las medidas a 1,2 m y a 10 m y el cálculo teórico de los efectos de suelo revelan que las variaciones del nivel de exposición al ruido con ponderación A son relativamente insensibles a la altura del receptor. Las variaciones suelen ser inferiores a un decibelio, salvo si el ángulo máximo de la incidencia de sonido es inferior a 10° y si el espectro ponderado A en el receptor tiene su nivel máximo dentro del rango comprendido entre 200 Hz y 500 Hz. Dicha variabilidad dominada por una baja frecuencia puede producirse, por ejemplo, a largas distancias para motores con una relación de derivación baja y para motores de hélice con tonos de frecuencia baja discretos.

( 11 ) Los registradores de datos de vuelos de aeronaves ofrecen datos operativos integrales. No obstante, no son de fácil acceso y su disponibilidad resulta cara; por tanto, su uso a efectos de modelización del ruido suele restringirse a estudios para el desarrollo de modelos y proyectos especiales.

( 12 ) Por lo general, esto se mide como altitud sobre MSL (es decir, en relación a 1 013 mB) y se corrige con respecto a la elevación del aeropuerto mediante el sistema de supervisión del aeropuerto.

( 13 ) Normalmente, los ejes de las coordenadas locales son paralelos al eje del mapa en el que se dibujan los contornos. No obstante, a veces resulta útil elegir el eje x paralelo a una pista, a fin de obtener contornos simétricos sin utilizar una rejilla de cálculo fina (véanse las secciones 2.7.26 a 2.7.28).

( 14 ) Si se trata de terrenos no nivelados, es posible que el observador esté por encima del avión, en cuyo caso, para calcular la propagación del sonido z′ (y el ángulo de elevación correspondiente β; véase el capítulo 4) el resultado es igual a cero.

( 15 ) Compete al usuario decidir cuál es la mejor manera de aplicar esta cuestión, ya que ello dependerá de la forma en que se definan los radios de viraje. Cuando el punto de partida es una secuencia de tramos circulares o rectos, una opción relativamente sencilla es insertar los segmentos de transición del ángulo de alabeo al inicio del viraje y al final, donde el avión rueda a una velocidad constante (por ejemplo, expresada en °/m o °/s).

( 16 ) Para este fin, la longitud total de la trayectoria en tierra siempre debe exceder la del perfil del vuelo. Esto puede conseguirse, si resulta necesario, con la incorporación de segmentos rectos de longitud adecuada al último segmento de la trayectoria en tierra.

( 17 ) Definida de esta forma sencilla, la longitud total de la trayectoria segmentada es ligeramente inferior a la de la trayectoria circular. No obstante, el error de contorno consecuente es insignificante si los incrementos angulares son inferiores a 30°.

( 18 ) Incluso aunque el reglaje de la potencia del motor se mantenga constante a lo largo de un segmento, la fuerza propulsora y la aceleración pueden cambiar debido a la variación de la densidad del aire con la altura. No obstante, a efectos de la modelización del ruido, estos cambios suelen ser insignificantes.

( 19 ) Esto se recomendó en la edición anterior de CEAC, Doc 29, pero aún se considera provisional pendiente de la adquisición de más datos experimentales corroborativos.

( 20 ) LE por debajo de 10 dB puede ser 0,5 dB más bajo que el valor de LE evaluado durante más tiempo. No obstante, salvo en distancias oblicuas cortas donde los niveles del evento son altos, ruidos ambientales extraños a menudo hacen que los intervalos de medida más largos resulten poco prácticos, y los valores por debajo de 10 dB son la norma. Como los estudios de los efectos del ruido (usados para «calibrar» los contornos de ruido) también tienden a basarse en valores por debajo de 10 dB, las tabulaciones de ANP se consideran totalmente convenientes.

( 21 ) Aunque la noción de una trayectoria de vuelo de longitud infinita es importante para definir el nivel de exposición al ruido del evento LE , guarda menor relevancia en el caso del nivel máximo del evento Lmax que se rige conforme al ruido emitido por el avión en una posición particular en el punto más próximo (o cerca) de aproximación al observador. A efectos de modelización, el parámetro de distancia NPD se considera como la distancia mínima entre el observador y el segmento.

( 22 ) Las especificaciones de NPD requieren que los datos se basen en las medidas del vuelo recto uniforme, en necesariamente en el nivel; para crear las condiciones necesarias para volar, la trayectoria del vuelo del avión de prueba se puede inclinar en horizontal. No obstante, como bien se observará, las trayectorias inclinadas plantean dificultades de cálculo y, al utilizar los datos para la modelización, es conveniente visualizar las trayectorias fuente como rectas y niveladas.

( 23 ) Esto se conoce como la corrección de la duración, porque prevé los efectos de la velocidad del avión en la duración del evento acústico —con la sencilla suposición de que, si otros aspectos son iguales, la duración y, por tanto, la energía acústica del evento recibida, es inversamente proporcional a la velocidad de la fuente—.

( 24 ) Si se trata de terreno no llano, pueden darse definiciones diferentes del ángulo de elevación. En este caso, se define mediante una altura del avión superior al punto de observación y a la distancia oblicua, de tal forma que se ignoren las pendientes del terreno local y los obstáculos de la trayectoria de propagación acústica (véanse las secciones 2.7.6 y 2.7.10). En el caso de que, debido a la elevación del terreno, el punto del receptor esté por encima del avión, el ángulo de elevación β resulta igual a cero.

( 25 ) Un nivel de «campo libre» es el que se observaría si la superficie de masa no estuviera ahí.

( 26 ) Las turbulencias y los gradientes de temperatura y viente dependen en cierta medida de las características de la rugosidad y la transferencia térmica de la superficie.

( 27 ) Si se trata de un observador ubicado en el lateral derecho del segmento φ resultaría β + ε (véase la sección 2.7.19).

( 28 ) Los períodos de tiempo pueden diferir de estos tres, en función de la definición del índice de ruido utilizado.

( 29 ) Las autoridades competentes en aeronavegabilidad generalmente estipulan un límite de empuje más bajo, con frecuencia un 25 % ciento por debajo del máximo.

( 30 ) El empuje se reduce después del ascenso inicial a la potencia de despegue.

( 31 ) Para evitar las discontinuidades de contorno causadas por cambios instantáneos del ángulo de alabeo en las intersecciones entre un vuelo recto y un vuelo en viraje, se introducen subsegmentos en los cálculos del ruido para permitir transiciones lineales del ángulo de alabeo sobre los primeros y últimos 5o del viraje. Esta información no es necesaria en los cálculos de rendimiento; el ángulo de alabeo se obtiene siempre mediante la ecuación B-8.

( 32 ) «Procedimientos de reducción de ruidos», Documento 8168 de la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI) «PANS-OPS» vol. I, parte V, capítulo 3, OACI 2004.

( 33 ) En cualquier caso, es necesario programar la modelización informática para que informe al usuario de la incoherencia.