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Document 02002L0049-20150702

Consolidated text: Directive 2002/49/CE du Parlement européen et du Conseil du 25 juin 2002 relative à l'évaluation et à la gestion du bruit dans l'environnement

ELI: http://data.europa.eu/eli/dir/2002/49/2015-07-02

02002L0049 — FR — 02.07.2015 — 002.002


Ce texte constitue seulement un outil de documentation et n’a aucun effet juridique. Les institutions de l'Union déclinent toute responsabilité quant à son contenu. Les versions faisant foi des actes concernés, y compris leurs préambules, sont celles qui ont été publiées au Journal officiel de l’Union européenne et sont disponibles sur EUR-Lex. Ces textes officiels peuvent être consultés directement en cliquant sur les liens qui figurent dans ce document

►B

DIRECTIVE 2002/49/CE DU PARLEMENT EUROPÉEN ET DU CONSEIL

du 25 juin 2002

relative à l'évaluation et à la gestion du bruit dans l'environnement

(JO L 189 du 18.7.2002, p. 12)

Modifié par:

 

 

Journal officiel

  n°

page

date

►M1

RÈGLEMENT (CE) No 1137/2008 DU PARLEMENT EUROPÉEN ET DU CONSEIL du 22 octobre 2008

  L 311

1

21.11.2008

►M2

DIRECTIVE (UE) 2015/996 DE LA COMMISSION Texte présentant de l'intérêt pour l'EEE du 19 mai 2015

  L 168

1

1.7.2015


Rectifié par:

►C1

Rectificatif, JO L 005 du 10.1.2018, p.  35 (2015/996)




▼B

DIRECTIVE 2002/49/CE DU PARLEMENT EUROPÉEN ET DU CONSEIL

du 25 juin 2002

relative à l'évaluation et à la gestion du bruit dans l'environnement



Article premier

Objectifs

1.  La présente directive vise à établir une approche commune destinée à éviter, prévenir ou réduire en priorité les effets nuisibles, y compris la gêne, de l'exposition au bruit dans l'environnement. À cette fin, les actions suivantes sont mises en œuvre progressivement:

a) la détermination de l'exposition au bruit dans l'environnement grâce à la cartographie du bruit, selon des méthodes d'évaluation communes aux États membres;

b) garantir l'information du public en ce qui concerne le bruit dans l'environnement et ses effets;

c) l'adoption, par les États membres, de plans d'action fondés sur les résultats de la cartographie du bruit afin de prévenir et de réduire, si cela est nécessaire, le bruit dans l'environnement, notamment lorsque les niveaux d'exposition peuvent entraîner des effets nuisibles pour la santé humaine, et de préserver la qualité de l'environnement sonore lorsqu'elle est satisfaisante.

2.  La présente directive vise également à fournir une base pour mettre au point des mesures communautaires destinées à réduire les émissions sonores provenant des principales sources, en particulier les véhicules et les infrastructures routiers et ferroviaires, les aéronefs, les matériels extérieurs et industriels et les engins mobiles. À cette fin, la Commission présente des propositions législatives appropriées au Parlement européen et au Conseil, au plus tard le 18 juillet 2006. Ces propositions devraient prendre en considération les résultats du rapport mentionné à l'article 10, paragraphe 1.

Article 2

Champ d'application

1.  La présente directive s'applique au bruit dans l'environnement auquel sont exposés en particulier les êtres humains dans les espaces bâtis, les parcs publics ou d'autres lieux calmes d'une agglomération, les zones calmes en rase campagne, à proximité des écoles, aux abords des hôpitaux ainsi que d'autres bâtiments et zones sensibles au bruit.

2.  La présente directive ne s'applique pas au bruit produit par la personne exposée elle-même, au bruit résultant des activités domestiques, aux bruits de voisinage, au bruit perçu sur les lieux de travail ou à l'intérieur des moyens de transport, ni au bruit résultant d'activités militaires dans les zones militaires.

Article 3

Définitions

Aux fins de la présente directive, on entend par:

a) «bruit dans l'environnement», le son extérieur non désiré ou nuisible résultant d'activités humaines, y compris le bruit émis par les moyens de transports, le trafic routier, ferroviaire ou aérien et provenant de sites d'activité industrielle tels que ceux qui sont définis à l'annexe I de la directive 96/61/CE du Conseil du 24 septembre 1996 relative à la prévention et à la réduction intégrées de la pollution ( 1 );

b) «effets nuisibles», les effets néfastes pour la santé humaine;

c) «gêne», le degré de nuisance généré par le bruit dans l'environnement, déterminé par des enquêtes sur le terrain;

d) «indicateur de bruit», une grandeur physique décrivant le bruit dans l'environnement, qui est corrélé à un effet nuisible;

e) «évaluation», toute méthode servant à calculer, prévoir, estimer ou mesurer la valeur d'un indicateur de bruit ou les effets nuisibles correspondants;

f) «Lden» (indicateur de bruit jour-soir-nuit), l'indicateur de bruit associé globalement à la gêne, défini plus précisément à l'annexe I;

g) «Lday» (indicateur de bruit période diurne), l'indicateur de bruit associé à la gêne pendant la période diurne, défini plus précisément à l'annexe I;

h) «Levening» (indicateur de bruit pour le soir), l'indicateur de bruit associé à la gêne le soir, défini plus précisément à l'annexe I;

i) «Lnight» (indicateur de bruit période nocturne), l'indicateur de bruit associé aux perturbations du sommeil, défini plus précisément à l'annexe I;

j) «relation dose-effet», la relation existant entre la valeur d'un indicateur de bruit et un effet nuisible;

k) «agglomération», une partie du territoire d'un État membre, délimitée par ce dernier, au sein de laquelle la population est supérieure à 100 000 habitants et dont la densité de population est telle que l'État membre la considère comme une zone urbaine;

l) «zone calme d'une agglomération», une zone délimitée par l'autorité compétente qui, par exemple, n'est pas exposée à une valeur de Lden, ou d'un autre indicateur de bruit approprié, supérieure à une certaine valeur déterminée par l'État membre, quelle que soit la source de bruit considérée;

m) «zone calme en rase campagne», une zone délimitée par l'autorité compétente, qui n'est pas exposée au bruit de la circulation, au bruit industriel ou au bruit résultant d'activités de détente;

n) «grand axe routier», une route régionale, nationale ou internationale, désignée par l'État membre, sur laquelle sont enregistrés plus de 3 millions de passages de véhicules par an;

o) «grand axe ferroviaire», une voie de chemin de fer, désignée par l'État membre, sur laquelle sont enregistrés plus de 30 000 passages de trains par an;

p) «grand aéroport», un aéroport civil, désigné par l'État membre, qui enregistre plus de 50 000 mouvements par an (le terme «mouvement» désignant un décollage ou un atterrissage), à l'exception des mouvements effectués exclusivement à des fins d'entraînement sur des avions légers;

q) «cartographie du bruit», la représentation de données décrivant une situation sonore existante ou prévue en fonction d'un indicateur de bruit, indiquant les dépassements de valeurs limites pertinentes en vigueur, le nombre de personnes touchées dans une zone donnée ou le nombre d'habitations exposées à certaines valeurs d'un indicateur de bruit dans une zone donnée;

r) «carte de bruit stratégique», une carte conçue pour permettre l'évaluation globale de l'exposition au bruit dans une zone donnée soumise à différentes sources de bruit ou pour établir des prévisions générales pour cette zone;

s) «valeur limite», une valeur de Lden ou Lnight et, le cas échéant, de Lday et de Levening, déterminée par l'État membre, dont le dépassement amène les autorités compétentes à envisager ou à faire appliquer des mesures de réduction du bruit; les valeurs limites peuvent varier en fonction du type de bruit (bruit du trafic routier, ferroviaire ou aérien, bruit industriel, etc.), de l'environnement, et de la sensibilité au bruit des populations; elles peuvent aussi différer pour les situations existantes et pour les situations nouvelles (changement de situation dû à un élément nouveau concernant la source de bruit ou l'utilisation de l'environnement);

t) «plan d'action», un plan visant à gérer les problèmes de bruit et les effets du bruit, y compris, si nécessaire, la réduction du bruit;

u) «planification acoustique», la lutte contre le bruit futur au moyen de mesures planifiées, telles que l'aménagement du territoire, l'ingénierie des systèmes de gestion du trafic, la planification de la circulation, la réduction du bruit par des mesures d'isolation acoustique et la lutte contre le bruit à la source;

v) «public», une ou plusieurs personnes physiques ou morales, ainsi que, conformément à la législation ou à la pratique nationale, les associations, organisations ou groupes rassemblant ces personnes.

Article 4

Mise en œuvre et responsabilités

1.  Les États membres désignent, aux niveaux appropriés, les autorités compétentes et les organismes responsables de la mise en œuvre de la présente directive, notamment les autorités chargées de:

a) l'établissement et, le cas échéant, l'approbation des cartes de bruit et des plans d'action pour les agglomérations, les grands axes routiers et ferroviaires et les grands aéroports;

b) la collecte des cartes de bruit et des plans d'action.

2.  Les États membres mettent les informations visées au paragraphe 1 à la disposition de la Commission et du public au plus tard le 18 juillet 2005.

Article 5

Indicateurs de bruit et leur application

1.  Pour l'établissement et pour la révision des cartes de bruit stratégiques, les États membres utilisent, conformément à l'article 7, les indicateurs de bruit Lden et Lnight définis à l'annexe I.

En attendant que l'utilisation de méthodes d'évaluation communes pour la détermination de Lden et de Lnight devienne obligatoire, les indicateurs de bruit existant au niveau national et les données correspondantes peuvent être utilisés à cet effet par les États membres et une conversion devrait être opérée afin d'obtenir les indicateurs susmentionnés. Ces données ne doivent pas avoir plus de trois ans.

2.  Les États membres peuvent utiliser des indicateurs de bruit supplémentaires pour des cas particuliers, tels que ceux qui sont énumérés à l'annexe I, point 3.

3.  Pour la planification ou le zonage acoustiques, les États membres peuvent utiliser des indicateurs de bruit autres que Lden et Lnight.

4.  Au plus tard le 18 juillet 2005, les États membres communiquent à la Commission les informations relatives à toute valeur limite pertinente en vigueur ou envisagée sur leur territoire, exprimée en Lden et en Lnight et, le cas échéant, en Lday et en Levening, pour le bruit de la circulation routière, pour le bruit de la circulation ferroviaire, pour le bruit des avions aux abords des aéroports et pour le bruit sur les sites d'activité industrielle; ces informations sont assorties d'explications quant à la mise en œuvre des valeurs limites.

Article 6

Méthodes d'évaluation

1.  Les valeurs de Lden et Lnight sont déterminées à l'aide des méthodes d'évaluation définies à l'annexe II.

▼M1

2.  Au moyen d'une révision de l'annexe II, la Commission établit des méthodes d'évaluation communes pour la détermination de Lden et de Lnight. Ces mesures, qui visent à modifier des éléments non essentiels de la présente directive, sont arrêtées en conformité avec la procédure de réglementation avec contrôle visée à l'article 13, paragraphe 3. En attendant que ces méthodes soient établies, les États membres peuvent utiliser des méthodes d'évaluation adaptées conformément à l'annexe II et fondées sur les méthodes prévues par leur propre législation. Dans ce cas, les États membres doivent démontrer que ces méthodes donnent des résultats équivalents à ceux qui sont obtenus avec les méthodes mentionnées à l'annexe II, point 2.2.

▼B

3.  Les effets nuisibles peuvent être évalués à l'aide des relations dose-effet définies à l'annexe III.

Article 7

Cartographie stratégique du bruit

1.  Les États membres veillent à ce que, au plus tard le 30 juin 2007, des cartes de bruit stratégiques montrant la situation au cours de l'année civile précédente soient établies et, le cas échéant, approuvées par les autorités compétentes, pour toutes les agglomérations de plus de 250 000 habitants et pour tous les grands axes routiers dont le trafic dépasse six millions de passages de véhicule par an, tous les grands axes ferroviaires dont le trafic dépasse 60 000 passages de train par an et tous les grands aéroports situés sur leur territoire.

Au plus tard après le 30 juin 2005, puis tous les cinq ans, les États membres informent la Commission des grands axes routiers dont le trafic dépasse six millions de passages de véhicule par an, des grands axes ferroviaires dont le trafic dépasse 60 000 passages de train par an, des grands aéroports et des agglomérations de plus de 250 000 habitants situés sur leur territoire.

2.  Les États membres adoptent les mesures nécessaires pour que, au plus tard le 30 juin 2012, puis tous les cinq ans, des cartes de bruit stratégiques montrant la situation au cours de l'année civile précédente soient établies et, le cas échéant, approuvées par les autorités compétentes, pour toutes les agglomérations, pour tous les grands axes routiers et pour tous les grands axes ferroviaires situés sur leur territoire.

Au plus tard le 31 décembre 2008, les États membres informent la Commission de toutes les agglomérations et de tous les grands axes routiers, ainsi que des grands axes ferroviaires situés sur leur territoire.

3.  Les cartes de bruit stratégiques répondent aux prescriptions minimales énoncées à l'annexe IV.

4.  Les États membres limitrophes coopèrent pour la cartographie stratégique du bruit dans les régions frontalières.

5.  Les cartes de bruit stratégiques sont réexaminées et, le cas échéant, révisées tous les cinq ans au moins à compter de leur date d'élaboration.

Article 8

Plans d'action

1.  Les États membres veillent à ce que, au plus tard le 18 juillet 2008, les autorités compétentes aient établi des plans d'action visant à gérer, sur leur territoire, les problèmes de bruit et les effets du bruit, y compris, si nécessaire, la réduction du bruit dans:

a) les endroits situés près de grands axes routiers dont le trafic dépasse six millions de passages de véhicules par an, de grands axes ferroviaires dont le trafic dépasse 60 000 passages de trains par an et de grands aéroports;

b) les agglomérations de plus de 250 000 habitants. Ces plans visent également à protéger les zones calmes contre une augmentation du bruit.

Les mesures figurant dans les plans sont laissées à la discrétion des autorités compétentes, mais devraient notamment répondre aux priorités pouvant résulter du dépassement de toute valeur limite pertinente ou de l'application d'autres critères choisis par les États membres et s'appliquer en particulier aux zones les plus importantes déterminées par la cartographie stratégique du bruit.

2.  Les États membres veillent à ce que, au plus tard le 18 juillet 2013, les autorités compétentes aient établi des plans d'action en vue notamment de répondre aux priorités pouvant résulter du dépassement de toute valeur limite pertinente ou de l'application d'autres critères choisis par les États membres pour les agglomérations, pour les grands axes routiers ainsi que pour les grands axes ferroviaires situés sur leur territoire.

3.  Les États membres informent la Commission des autres critères pertinents visés aux paragraphes 1 et 2.

4.  Les plans d'action satisfont aux prescriptions minimales énoncées à l'annexe V.

5.  Les plans d'action sont réexaminés et, le cas échéant, révisés lorsque survient un fait nouveau majeur affectant la situation en matière de bruit, et au moins tous les cinq ans à compter de leur date d'approbation.

6.  Les États membres limitrophes coopèrent pour les plans d'action dans les régions frontalières.

7.  Les États membres veillent à ce que le public soit consulté sur les propositions relatives aux plans d'action, à ce qu'il se voie accorder, en temps utile, des possibilités effectives de participation à l'établissement et au réexamen des plans d'action, à ce que les résultats de cette participation soient pris en compte et à ce que le public soit informé des décisions prises. Des délais raisonnables seront prévus afin que le public dispose d'un temps suffisant pour participer à chacune des phases.

Si l'obligation de mettre en œuvre une procédure de participation du public découle simultanément de la présente directive et de tout autre acte législatif communautaire, les États membres peuvent prévoir des procédures communes afin d'éviter les duplications.

Article 9

Information du public

1.  Les États membres veillent à ce que les cartes de bruit stratégiques qu'ils ont établies et, le cas échéant, approuvées, ainsi que les plans d'action qu'ils ont arrêtés, soient rendus accessibles et diffusés au public conformément à la législation communautaire pertinente, notamment la directive 90/313/CEE du Conseil du 7 juin 1990 concernant la liberté d'accès à l'information en matière d'environnement ( 2 ), et conformément aux annexes IV et V de la présente directive, y compris au moyen des technologies de l'information disponibles.

2.  Ces informations devront être claires, compréhensibles et accessibles. Un résumé exposant les principaux points sera fourni.

Article 10

Collecte et publication des données par les États membres et par la Commission

1.  Au plus tard le 18 janvier 2004, la Commission soumet au Parlement européen et au Conseil un rapport inventoriant les mesures communautaires actuelles concernant les sources de bruit dans l'environnement.

2.  Les États membres veillent à ce que les informations fournies par les cartes de bruit stratégiques et les résumés des plans d'action visés à l'annexe VI soient transmis à la Commission dans un délai de six mois à compter des dates visées respectivement aux articles 7 et 8.

3.  La Commission constitue une banque de données regroupant les informations relatives aux cartes de bruit stratégiques afin de faciliter la compilation à effectuer pour le rapport visé à l'article 11 ainsi que d'autres travaux techniques et d'information.

4.  Tous les cinq ans, la Commission publie un rapport de synthèse sur les données fournies par les cartes de bruit stratégiques et les plans d'action. Le premier rapport est présenté le 18 juillet 2009.

Article 11

Évaluation et rapports

1.  Au plus tard le 18 juillet 2009, la Commission soumet au Parlement européen et au Conseil un rapport sur la mise en œuvre de la présente directive.

2.  Le rapport évalue notamment la nécessité d'engager de nouvelles actions communautaires en matière de bruit dans l'environnement et, le cas échéant, propose des stratégies pour les mettre en œuvre, telles que:

a) des objectifs à moyen et long terme concernant la réduction du nombre de personnes souffrant du bruit dans l'environnement, compte tenu notamment des différents climats et des différentes cultures;

b) des mesures supplémentaires visant à réduire le bruit dans l'environnement provenant de sources spécifiques, notamment de matériels destinés à être utilisés à l'extérieur des bâtiments, des moyens et infrastructures de transport et de certaines catégories d'activités industrielles, en tenant compte des mesures déjà mises en œuvre ou à l'examen en vue de leur adoption;

c) la protection des zones calmes en rase campagne.

3.  Le rapport comprend un réexamen de la qualité de l'environnement sonore au sein de la Communauté, établi à partir des données visées à l'article 10 et tient compte des progrès scientifiques et techniques ainsi que de toute autre information pertinente. La réduction des effets nuisibles et le rapport coût-efficacité sont les principaux critères retenus pour la sélection des stratégies et mesures proposées.

4.  Lorsque la Commission reçoit la première série de cartes de bruit stratégiques, elle examine:

 la possibilité de fixer à 1,50 mètre la hauteur de mesure visée à l'annexe I, point 1, pour les zones bâties de maisons à un étage,

 la limite inférieure pour l'estimation du nombre de personnes exposées à des plages de valeurs Lden et de Lnight, prévue à l'annexe VI.

5.  Le rapport est révisé tous les cinq ans ou plus souvent si nécessaire. Il comporte une évaluation de la mise en œuvre de la présente directive.

6.  Le rapport est assorti, le cas échéant, de propositions visant à modifier la présente directive.

▼M1

Article 12

Adaptation au progrès scientifique et technique

La Commission adapte l'annexe I, point 3, et les annexes II et III de la présente directive au progrès scientifique et technique. Ces mesures, qui visent à modifier des éléments non essentiels de la présente directive, sont arrêtées en conformité avec la procédure de réglementation avec contrôle visée à l'article 13, paragraphe 3.

▼B

Article 13

Comité

1.  La Commission est assistée par le comité institué par l'article 18 de la directive 2000/14/CE.

2.  Lorsqu'il est fait référence au présent paragraphe, les articles 5 et 7 de la décision 1999/468/CE s'appliquent dans le respect des dispositions de l'article 8 de celle-ci.

La période prévue à l'article 5, paragraphe 6, de la décision 1999/468/CE est fixée à trois mois.

▼M1

3.  Dans le cas où il est fait référence au présent paragraphe, l'article 5 bis, paragraphes 1 à 4, et l'article 7 de la décision 1999/468/CE s'appliquent, dans le respect des dispositions de l'article 8 de celle-ci.

▼B

Article 14

Transposition

1.  Les États membres mettent en vigueur les dispositions législatives, réglementaires et administratives nécessaires pour se conformer à la présente directive au plus tard le 18 juillet 2004. Ils en informent la Commission.

Lorsque les États membres adoptent ces dispositions, celles-ci contiennent une référence à la présente directive ou sont accompagnées d'une telle référence lors de leur publication officielle. Les modalités de cette référence sont arrêtées par les États membres.

2.  Les États membres communiquent à la Commission le texte des dispositions de droit interne qu'ils adoptent dans le domaine régi par la présente directive.

Article 15

Entrée en vigueur

La présente directive entre en vigueur le jour de sa publication au Journal officiel des Communautés européennes.

Article 16

Destinataires

Les États membres sont destinataires de la présente directive.




ANNEXE I

INDICATEURS DE BRUIT

visés à l'article 5

1.   Définition du niveau jour-soir-nuit (Day-evening-night level) Lden

Le niveau jour-soir-nuit Lden en décibels (dB) est défini par la formule suivante:image

où:

 Lday est le niveau sonore moyen à long terme pondéré A tel que défini dans ISO 1996-2: 1987, déterminé sur l'ensemble des périodes de jour d'une année,

 Levening est le niveau sonore moyen à long terme pondéré A tel que défini dans ISO 1996-2: 1987, déterminé sur l'ensemble des périodes de soirée d'une année,

 Lnight est le niveau sonore moyen à long terme pondéré A tel que défini dans ISO 1996-2: 1987, déterminé sur l'ensemble des périodes de nuit d'une année,

sachant que:

 le jour dure douze heures, la soirée quatre heures et la nuit huit heures; les États membres peuvent diminuer la période «soirée» d'une ou deux heures et allonger en conséquence la période «jour» et/ou la période «nuit», pour autant que ce choix soit le même pour toutes les sources et qu'ils fournissent à la Commission des informations concernant la différence systématique par rapport à l'option par défaut,

 le début du jour (et par conséquent, le début de la soirée et de la nuit) est déterminé par l'État membre (ce choix est le même pour toutes les sources de bruit); les périodes par défaut sont de 7 à 19 heures, de 19 à 23 heures et de 23 à 7 heures, en heure locale,

 une année correspond à l'année prise en considération en ce qui concerne l'émission du son et à une année moyenne en ce qui concerne les conditions météorologiques,

et que:

 c'est le son incident qui est pris en considération, ce qui signifie qu'il n'est pas tenu compte du son réfléchi sur la façade du bâtiment concerné (en règle générale, cela implique une correction de 3 dB lorsqu'on procède à une mesure).

La hauteur du point d'évaluation de Lden est fonction de l'application:

 dans le cadre d'un calcul effectué aux fins d'une cartographie stratégique du bruit concernant l'exposition au bruit à l'intérieur et à proximité des bâtiments, les points d'évaluation se situent à 4,0 ± 0,2 m (3,8 à 4,2 m) au dessus du sol, du côté de la façade la plus exposée; à cet effet, la façade la plus exposée est la façade externe faisant face à la source sonore spécifique et la plus proche de celle-ci; dans les autres cas, d'autres configurations sont possibles,

 dans le cadre d'un calcul effectué aux fins d'une cartographie stratégique du bruit concernant l'exposition au bruit à l'intérieur et à proximité des bâtiments, on peut retenir d'autres hauteurs, mais elles ne doivent jamais être inférieures à 1,5 m au-dessus du sol et les résultats doivent être corrigés en conséquence avec une hauteur équivalente de 4 m;

 pour d'autres applications, telles que la planification et le zonage acoustiques, on peut retenir d'autres hauteurs, mais elles ne doivent jamais être inférieures à 1,5 m au-dessus du sol, par exemple pour:

 

 les zones rurales comportant des maisons à un étage,

 des mesures locales, en vue de la réduction de l'impact sonore sur des habitations spécifiques,

 l'établissement d'une carte de bruit détaillée d'une zone de dimensions limitées, montrant l'exposition au bruit de chaque habitation.

2.   Définition de l'indicateur de bruit pour la période nocturne (Night-time noise indicator)

L'indicateur de bruit pour la période nocturne Lnight est le niveau sonore moyen à long terme pondéré A tel que défini dans ISO 1996-2: 1987, déterminé sur la base de toutes les périodes nocturnes sur une année,

sachant que:

 la durée de la nuit est de huit heures, conformément à la définition figurant au point 1,

 une année est l'année prise en considération en ce qui concerne l'émission du son, et une année moyenne en ce qui concerne les conditions météorologiques, conformément à la définition figurant au point 1,

 le son incident est pris en considération, comme indiqué au point 1,

 le point d'évaluation est le même que pour Lden.

3.   Indicateurs de bruit supplémentaires

Dans certains cas, en plus de Lden et Lnight et, s'il y a lieu, de Lday et Levening, il peut se révéler utile d'utiliser des indicateurs de bruit spéciaux et des valeurs limites correspondantes. Les cas suivants en sont des exemples:

 la source de bruit considérée n'est présente qu'une petite fraction du temps (par exemple, moins de 20 % du temps sur le total des périodes de jour d'une année, sur le total des périodes de soirée d'une année ou sur le total des périodes de nuit d'une année),

 le nombre d'événements sonores, au cours d'une ou de plusieurs des périodes considérées, est en moyenne très faible (par exemple, moins d'un événement sonore par heure; un événement sonore pourrait être défini comme un bruit durant moins de cinq minutes; on peut citer comme exemple le bruit provoqué par le passage d'un train ou d'un avion),

 la composante basse fréquence du bruit est importante,

 LAmax ou SEL (sound exposure level — niveau d'exposition au bruit) pour la protection en période nocturne dans le cas de crêtes de bruit élevées,

 protection supplémentaire durant le week end ou une période particulière de l'année,

 protection supplémentaire de la période diurne,

 protection supplémentaire de la période de soirée,

 combinaison de bruits de diverses sources,

 zones calmes en rase campagne,

 bruit comportant des composantes à tonalité marquée,

 bruit à caractère impulsionnel.

▼M2




ANNEXE II

MÉTHODES D'ÉVALUATION POUR LES INDICATEURS DE BRUIT

(visées à l'article 6 de la directive 2002/49/CE)

1.   INTRODUCTION

Les valeurs de Lden et Lnight sont déterminées par calcul aux points d'évaluation, conformément à la méthode exposée au chapitre 2 et aux données décrites au chapitre 3. Les mesures peuvent être effectuées selon le chapitre 4.

2.   MÉTHODES COMMUNES D'ÉVALUATION DU BRUIT

2.1.    Dispositions générales — bruit du trafic routier et ferroviaire, et bruit industriel

2.1.1.    Définitions des indicateurs, de la gamme et de la plage de fréquences

Les calculs des émissions sonores sont définis dans ►C1  la gamme de fréquences de 63 Hz à 8 kHz en bandes d'octave ◄ . Les résultats de la plage de fréquences sont fournis dans l'intervalle de fréquence correspondant.

Les calculs sont effectués en bandes d'octave pour le trafic routier et ferroviaire, et le bruit industriel, hormis pour la puissance acoustique de la source du bruit ferroviaire, qui utilise des bandes de tiers d'octave. Sur la base des résultats de la bande d'octave, pour le trafic routier et ferroviaire, et le bruit industriel, le niveau de pression acoustique moyen à long terme avec pondération A pour les périodes de jour, de soirée et de nuit, tel que défini dans l'annexe I et visé à l'article 5 de la directive 2002/49/CE, est calculé par la somme sur toutes les fréquences:



image

(2.1.1)

Ai représente la pondération A selon la norme CEI 61672-1

i = indice de plage de fréquences

et T est la plage de temps correspondant à la période de jour, de soirée ou de nuit.

Paramètres du bruit:



Lp

Niveau de pression acoustique instantanée

[dB]

(réf. 2 10– 5 Pa)

LAeq,LT

Niveau sonore global à long terme L Aeq résultant de toutes les sources et des sources image au point R

[dB]

(réf. 2 10– 5 Pa)

LW

Niveau de puissance acoustique «in situ» d'une source ponctuelle (fluctuante ou stable)

[dB]

(réf. 10– 12 W)

LW,i,dir

Niveau de puissance acoustique «in situ» directionnel pour la énième (i) plage de fréquence

[dB]

(réf. 10– 12 W)

LW′

Niveau de puissance acoustique «in situ» moyen par mètre de ligne source

[dB/m]

(réf. 10– 12 W)

Autres paramètres physiques:



p

Valeur efficace de la pression acoustique instantanée (moyenne quadratique)

[Pa]

p 0

Pression acoustique de référence = 2 10– 5 Pa

[Pa]

W 0

Puissance acoustique de référence = 10– 12 W

[watt]

2.1.2.    Cadre de qualité

Exactitude des valeurs d'entrée

Toutes les valeurs d'entrée influençant le niveau d'émission d'une source doivent être déterminées avec un degré d'exactitude au moins équivalent à une incertitude de ± 2dB(A) dans le niveau d'émission de la source (les autres paramètres restant inchangés).

Utilisation de valeurs par défaut

Dans le cadre de l'application de méthode, les données d'entrée doivent refléter l'utilisation réelle. De manière générale, il convient de ne pas se fier aux valeurs d'entrée par défaut ou aux hypothèses. Des valeurs d'entrée par défaut et des hypothèses sont toutefois acceptées si la collecte des données réelles est associée à un coût disproportionné.

Qualité du logiciel utilisé pour effectuer les calculs

Tout logiciel utilisé pour effectuer les calculs doit se conformer aux méthodes décrites dans le présent document moyennant la certification des résultats par rapport aux essais.

2.2.    Bruit du trafic routier

2.2.1.    Description de la source

Classification des véhicules

La source de bruit du trafic routier doit être déterminée en combinant les émissions sonores de chaque véhicule individuel formant le flux du trafic. Ces véhicules sont regroupés en cinq catégories différentes en fonction de leurs caractéristiques d'émissions sonores:

Catégorie 1

:

véhicules légers (VL) à moteur

Catégorie 2

:

véhicules de moyen tonnage

Catégorie 3

:

véhicules lourds

Catégorie 4

:

deux-roues motorisés

Catégorie 5

:

catégorie ouverte

La catégorie des deux-roues motorisés se divise en deux sous-catégories distinctes, à savoir les cyclomoteurs et les motocycles plus puissants. Cette distinction s'explique par leurs différences considérables en termes de mode de conduite et de nombre.

Les quatre premières catégories doivent être utilisées et la cinquième est facultative. Elle est prévue pour de nouveaux véhicules qui pourraient être conçus à l'avenir et dont les émissions sonores seraient suffisamment différentes pour justifier la définition d'une catégorie supplémentaire. Cette catégorie pourrait couvrir, par exemple, les véhicules électriques ou hybrides, ou tout autre futur véhicule sensiblement différent de ceux des catégories 1 à 4.

Les détails des différentes classes de véhicule figurent au tableau [2.2.a].



Tableau [2.2.a]

Classes de véhicule

Catégorie

Nom

Description

Catégorie CE de véhicule

Réception par type de véhicules complets (1)

1

Véhicules légers (VL) à moteur

Voitures particulières, camionnettes ≤ 3,5 tonnes, SUV (2), MPV (3) y compris remorques et caravanes

M1 et N1

2

Véhicules de moyen tonnage

Véhicules de moyen tonnage, camionnettes > 3,5 tonnes, autobus, motor-homes, etc. à deux essieux et roues jumelées sur l'essieu arrière

M2, M3 et N2, N3

3

Véhicules lourds

Véhicules utilitaires lourds, autocar de tourisme, bus de transport public, à trois essieux ou plus

M2 et N2 avec remorque, M3 et N3

4

Deux-roues motorisés

4a

Cyclomoteurs à deux, trois et quatre roues

L1, L2, L6

4b

Motocycles avec et sans side-car, tricycles et quadricycles

L3, L4, L5, L7

5

Catégorie ouverte

À définir en fonction des besoins futurs

Sans objet

(1)   Directive 2007/46/CE du Parlement européen et du Conseil du 5 septembre 2007 (JO L 263 du 9.10.2007, p. 1) établissant un cadre pour la réception des véhicules à moteur, de leurs remorques, des composants et des entités techniques destinés à ces véhicules.

(2)   Sport Utility Vehicles, véhicules utilitaires sportifs.

(3)   Multi-Purpose Vehicles — véhicules monospaces.

Nombre et emplacement des sources sonores équivalentes

Dans cette méthode, chaque véhicule (catégories 1, 2, 3, 4 et 5) est représenté par une source ponctuelle unique, au rayonnement uniforme dans le demi-espace 2-π au-dessus du sol. La première réflexion sur la surface de la route est traitée implicitement. Comme l'illustre la figure [2.2.a], cette source ponctuelle est située 0,05 m au-dessus de la surface de la route.

image

Le flux de circulation est représenté par une ligne source. Dans la modélisation d'une route à plusieurs voies, chaque voie doit idéalement être représentée par une ligne source située au centre de chaque voie. Toutefois, il est également acceptable de modéliser une ligne source au milieu d'une route à deux sens de circulation ou une ligne source par chaussée dans le couloir extérieur de routes à plusieurs voies.

Émissions et puissance acoustique

La puissance acoustique de la source est définie en «champ semi-libre». Par conséquent, la puissance acoustique comprend l'effet de la réflexion du sol immédiatement sous la source modélisée où ne se trouve aucun obstacle dans le voisinage immédiat, à l'exception de la réflexion sur la surface de la route qui ne se trouve pas directement sous la source modélisée.

Les émissions sonores d'un flux de circulation sont représentées par une ligne source caractérisée par sa puissance acoustique directionnelle par mètre par fréquence. Elle correspond à la somme des émissions sonores des véhicules individuels dans le flux de circulation, en tenant compte du temps passé par les véhicules sur le tronçon de route considéré. L'insertion du véhicule individuel dans le flux de circulation nécessite l'application d'un modèle de flux de circulation.

En supposant un flux de circulation constant de Qm véhicules de catégorie m par heure, avec une vitesse moyenne vm (en km/h), la puissance acoustique directionnelle par mètre dans la plage de fréquences i de la ligne source LW′, eq,line,i,m est définie par la formule suivante:



image

(2.2.1)

LW,i,m est la puissance acoustique directionnelle d'un seul véhicule. LW′,m est exprimé en dB (réf. 10– 12 W/m). Ces niveaux de puissance acoustique sont calculés pour ►C1  chaque bande d'octave i de 63 Hz à 8 kHz ◄ .

Les données du flux de circulation Qm sont exprimées en moyenne annuelle par heure, par période (jour-soirée-nuit), par classe de véhicule et par ligne source. Pour toutes les catégories, il convient d'utiliser les données du flux de circulation d'entrée dérivées des systèmes de comptage du trafic ou des modèles de trafic.

La vitesse vm est une vitesse représentative par catégorie de véhicule: dans la plupart des cas, la valeur la plus basse parmi la vitesse maximale autorisée pour le tronçon de route et la vitesse maximale autorisée pour la catégorie de véhicule. Si des données de mesure locales ne sont pas disponibles, il convient d'utiliser la vitesse maximale autorisée pour la catégorie de véhicule.

Dans le flux de circulation, tous les véhicules de la catégorie m sont supposés rouler à la même vitesse, c'est-à-dire vm , la vitesse moyenne du flux de véhicules de cette catégorie.

Un véhicule routier est modélisé par un ensemble d'équations mathématiques qui représentent les deux principales sources de bruit:

1. bruit de roulement dû à l'interaction pneumatique/chaussée;

2. bruit de propulsion produit par la transmission (moteur, échappement, etc.) du véhicule.

Le bruit aérodynamique est compris dans la source du bruit de roulement.

Pour les véhicules à moteur légers, moyens et lourds (catégories 1, 2 et 3), la puissance acoustique totale correspond à la somme énergétique des bruits de roulement et de propulsion. Par conséquent, le niveau total de puissance acoustique des lignes source m = 1, 2 ou 3 est défini par:



image

(2.2.2)

LWR,i,m est le niveau de puissance acoustique pour le bruit de roulement, et LWP,i,m , le niveau de puissance acoustique pour le bruit de propulsion. Ceci s'applique à toutes les gammes de vitesses. Pour des vitesses inférieures à 20 km/h, il s'agit du même niveau de puissance acoustique tel que défini par la formule pour vm=20 km/h.

Pour les deux roues (catégorie 4), seul le bruit de propulsion est pris en compte pour la source:



LW,i,m = 4 (vm = 4 ) = LWP,i,m = 4 (vm = 4 )

(2.2.3)

Ceci s'applique à toutes les gammes de vitesses. Pour des vitesses inférieures à 20 km/h, il s'agit du même niveau de puissance acoustique tel que défini par la formule pour vm=20 km/h.

2.2.2.    Conditions de référence

Les équations et les coefficients de la source sont valables pour les conditions de référence suivantes:

 vitesse constante du véhicule,

 route plane,

 température de l'air τref = 20 °C,

 revêtement routier de référence virtuelle, composé d'une moyenne de DAC 0/11 et SMA 0/11, de 2 à 7 ans, et dans un état d'entretien représentatif,

 revêtement routier sec,

 pas de pneus cloutés.

2.2.3.    Bruit de roulement

Équation générale

Le niveau de puissance acoustique du bruit de roulement dans la plage de fréquence i pour un véhicule de classe m = 1,2 ou 3 se définit ainsi:



image

(2.2.4)

Les coefficients AR,i,m et BR,i,m sont donnés en bandes d'octave pour chaque catégorie de véhicule et pour une vitesse de référence vref = 70 km/h. ΔLWR,i,m correspond à la somme des coefficients de correction à appliquer au bruit de roulement pour un état spécifique de la route ou du véhicule qui s'écarte des conditions de référence:



ΔLWR,i,m = ΔLWR,road,i,m + ΔLstuddedtyres,i,m + ΔLWR,acc,i,m + ΔLW,temp

(2.2.5)

ΔLWR,road,i,m représente l'effet sur le bruit de roulement d'un revêtement routier aux propriétés acoustiques différentes de celles du revêtement de référence virtuel tel que défini au point 2.2.2. Il comprend à la fois l'effet sur la propagation et la génération du bruit.

ΔLstudded tyres,i,m est un coefficient de correction qui reflète le bruit de roulement plus élevé des véhicules légers équipés de pneus cloutés.

ΔLWR,acc,i,m représente l'effet du bruit de roulement à un carrefour avec feux de circulation ou à un rond-point. Il intègre l'effet de la variation de vitesse sur le bruit.

ΔLW,temp est un terme de correction pour une température moyenne τ différente de la température de référence τref = 20 °C.

Correction pour pneus cloutés

Dans les cas où un nombre important de véhicules légers du flux de circulation sont équipés de pneus cloutés pendant plusieurs mois chaque année, l'effet induit sur le bruit de roulement doit être pris en compte. Pour chaque véhicule de catégorie m = 1 équipé de pneus cloutés, une augmentation des émissions de bruit de roulement, qui dépend de la vitesse, est évaluée par:



Δstud,i (v) = left accolade

ai + bi × lg(50/70) for v < 50 km/h

(2.2.6)

ai + bi × lg(v/70) for 50 ≤ v ≤ 90 km/h

ai + bi × lg(90/70) for v > 90 km/h

où les coefficients ai et bi sont donnés pour chaque bande d'octave.

L'augmentation de bruit de roulement est uniquement imputée en fonction de la proportion de véhicules légers avec des pneus cloutés et pendant une période limitée Ts (en mois) de l'année. Si Qstud,ratio est le ratio moyen du volume total de véhicules légers par heure, équipés de pneus cloutés pendant la période Ts (en mois), alors la proportion moyenne annuelle de véhicules équipés de pneus cloutés ps est exprimée par:



image

(2.2.7)

La correction qui en résulte et qui doit être appliquée à la puissance acoustique des bruits de roulement dus à l'utilisation de pneus cloutés pour les véhicules de catégorie m = 1 dans la plage de fréquence i doit être la suivante:



image

(2.2.8)

Pour les véhicules de toutes les autres catégories, aucune correction ne doit être appliquée:



ΔLstuddedtyres,i,m ≠ 1 = 0

(2.2.9)

Effet de la température de l'air sur la correction du bruit de roulement

La température de l'air affecte le bruit de roulement; le niveau de puissance acoustique du bruit de roulement diminue lorsque la température de l'air augmente. Cet effet est pris en compte dans la correction de revêtement routier. Les corrections de revêtement routier sont généralement évaluées à une température de l'air de τref = 20 °C. Dans le cas d'une température de l'air moyenne annuelle en °C différente, le bruit du revêtement routier doit être corrigé par:



ΔLW,temp,m (τ) = Km × (τref – τ)

(2.2.10)

Le terme de correction est positif (autrement dit, le bruit augmente) pour des températures inférieures à 20 °C et négatif (c'est-à-dire que le bruit diminue) pour des températures plus élevées. Le coefficient K dépend du revêtement routier et des caractéristiques du pneumatique, et présente en général une certaine dépendance en fréquence. Un coefficient générique Km = 1 = 0,08 dB/°C pour les véhicules légers (catégorie 1) et Km = 2 = Km = 3 = 0,04 dB/°C pour les véhicules lourds (catégories 2 et 3) doit être appliqué pour tous les revêtements routiers. Le coefficient de correction doit être appliqué de la même manière sur toutes les bandes d'octave de 63 à 8 000 Hz.

2.2.4.    Bruit de propulsion

Équation générale

Le bruit de propulsion comprend toutes les émissions du moteur, de l'échappement, de la transmission, de l'admission d'air, etc. Le niveau de puissance acoustique du bruit de propulsion dans la plage de fréquence i pour un véhicule de classe m est défini comme:



image

(2.2.11)

Les coefficients AP,i,m et BP,i,m sont donnés en bandes d'octave pour chaque catégorie de véhicule et pour une vitesse de référence vref = 70 km/h.

ΔLWP,i,m correspond à la somme des coefficients de correction à appliquer au bruit de propulsion pour des conditions de conduite ou des conditions régionales spécifiques qui s'écartent des conditions de référence:



ΔLWP,i,m = ΔLWP,road,i,m + ΔLWP,grad,i,m + ΔLWP,acc,i,m

(2.2.12)

ΔLWP,road,i,m représente l'effet du revêtement routier sur le bruit de propulsion via l'absorption. Le calcul doit être effectué conformément au point 2.2.6.

ΔLWP,acc,i,m et ΔLWP,grad,i,m représentent l'effet des déclivités de la route et de l'accélération et la décélération d'un véhicule aux croisements. Ils doivent être calculés conformément aux points 2.2.4 et 2.2.5 respectivement.

Effet des déclivités de la route

La déclivité de la route a deux effets sur les émissions sonores du véhicule: premièrement, elle affecte la vitesse du véhicule et par conséquent les bruits de roulement et de propulsion du véhicule; deuxièmement, elle affecte à la fois la charge du moteur et le régime du moteur via le choix du rapport et donc le bruit de propulsion du véhicule. Seul l'effet sur le bruit de propulsion est abordé dans ce point, en supposant une vitesse constante.

L'effet de la déclivité de la route sur le bruit de propulsion est pris en compte par un terme de correction ΔLWP,grad,m qui est une fonction de la pente s (en %), de la vitesse du véhicule vm (en km/h) et de la classe de véhicule m. Dans le cas d'un flux de circulation bidirectionnel, il convient de diviser le flux en deux composantes et d'en corriger une moitié pour la montée et une moitié pour la descente. Le terme de correction est attribué pareillement à toutes les bandes d'octave:

Pour m = 1



ΔLWP,grad,i,m = 1 (vm ) = left accolade

image

pour s < – 6 %

(2.2.13)

0

pour – 6 % ≤ s ≤ 2 %

image

pour s > 2 %

Pour m = 2



ΔLWP,grad,i,m = 2 (vm ) = left accolade

image

pour s < – 4 %

(2.2.14)

0

pour – 4 % ≤ s ≤ 0 %

image

pour s > 0 %

Pour m = 3



ΔLWP,grad,i,m = 3 (vm ) = left accolade

image

pour s < – 4 %

(2.2.15)

0

pour – 4 % ≤ s ≤ 0 %

image

pour s > 0 %

Pour m = 4



ΔLWP,grad,i,m = 4 = 0

(2.2.16)

La correction ΔLWP,grad,m englobe implicitement l'effet de la pente sur la vitesse.

2.2.5.    Effet de l'accélération et de la décélération des véhicules

Avant et après des carrefours avec des feux de signalisation et des ronds-points, une correction doit être appliquée pour l'effet d'accélération et de décélération tel que décrit ci-dessous.

Les termes de correction pour le bruit de roulement, ΔLWR,acc,m,k , et pour le bruit de propulsion, ΔLWP,acc,m,k , sont des fonctions linéaires de la distance x (en m) de la source ponctuelle à l'intersection la plus proche de la ligne source respective avec une autre ligne source. Ils sont attribués pareillement à toutes les bandes d'octave:



image

(2.2.17)

image

(2.2.18)

Les coefficients CR,m,k et CP,m,k dépendent du type de carrefour k (k = 1 pour un carrefour avec des feux de circulation; k = 2 pour un rond-point) et sont donnés pour chaque catégorie de véhicule. La correction comprend l'effet d'une modification de la vitesse lorsque le véhicule s'approche ou s'éloigne d'un carrefour ou d'un rond-point.

Remarque: à une distance | x | ≥ 100 m, ΔLWR,acc,m,k = ΔLWP,acc,m,k = 0.

2.2.6.    Effet du type de revêtement routier

Principes généraux

Pour les revêtements routiers dont les propriétés acoustiques sont différentes de celles du revêtement de référence, un terme de correction spectrale doit être appliqué à la fois au bruit de roulement et au bruit de propulsion.

Le terme de correction «revêtement routier» pour le bruit de roulement est donné par l'équation suivante:



image

(2.2.19)

αi,m est la correction spectrale, en dB, à une vitesse de référence vref pour la catégorie m (1, 2 ou 3) et une bande spectrale i.

βm est l'effet de la vitesse sur la réduction du bruit de roulement pour la catégorie m (1, 2 ou 3) et est identique pour toutes les plages de fréquence.

Le terme de correction revêtement routier pour le bruit de propulsion est donné par:



ΔLWP,road,i,m = min{αi,m ;0}

(2.2.20)

Les revêtements absorbants diminuent le bruit de propulsion, alors que les revêtements non absorbants ne l'augmentent pas.

Effet de l'âge sur les propriétés sonores du revêtement routier

Les caractéristiques acoustiques des revêtements routiers varient en fonction de l'âge et du niveau d'entretien, les revêtements ayant tendance à devenir plus bruyants en fonction du temps. Dans cette méthode, les paramètres du revêtement routier sont établis en vue d'être représentatifs de la performance acoustique du type de revêtement routier, en valeurs moyennes pendant sa durée de vie représentative, et en supposant un entretien correct.

2.3.    Bruit du trafic ferroviaire

2.3.1.    Description de la source

Classification des véhicules

Aux fins de cette méthode de calcul du bruit, un véhicule est défini comme toute sous-unité d'un train (généralement une locomotive, une voiture automotrice, une voiture tractée ou un wagon de fret) qui peut être déplacée de façon indépendante et peut être détachée du reste du train. Dans certaines circonstances spécifiques, il est possible que ces unités d'un train fassent partie d'un ensemble non détachable, par exemple lorsqu'elles partagent un bogie. Aux fins de cette méthode de calcul, toutes ces unités sont regroupées en un seul véhicule.

Aux fins de la présente méthode de calcul, un train se compose d'une série de véhicules couplés.

Le tableau [2.3.a] définit un cadre commun afin de décrire les types de véhicule repris dans la base de données source. Il présente les descripteurs pertinents à utiliser afin de procéder au classement des véhicules de manière exhaustive. Ces descripteurs correspondent aux propriétés du véhicule, qui affectent la puissance acoustique directionnelle par mètre de longueur de ligne source équivalente modélisée.

Le nombre de véhicules pour chaque type doit être déterminé pour chaque section de voie et pour chaque plage de temps à utiliser dans le calcul du bruit. Il doit être exprimé en un nombre moyen de véhicules par heure, obtenu en divisant le nombre total de véhicules qui circulent dans une période de temps donnée par la durée en heures de cette même période (par exemple, 24 véhicules en 4 heures, soit 6 véhicules par heure). Tous les types de véhicule circulant sur chaque section de voie doivent être utilisés.



Tableau [2.3.a]

Classification et descripteurs des véhicules ferroviaires

Chiffre

1

2

3

4

Descripteur

Type de véhicule

Nombre d'essieux par véhicule

Type de frein

Mesure au niveau de la roue

Explication du descripteur

Une lettre qui décrit le type de véhicule

Le nombre réel d'essieux

Une lettre qui décrit le type de frein

Une lettre qui décrit le type de mesure de réduction du bruit

Descripteurs possibles

h

véhicule à grande vitesse (> 200 km/h)

1

c

semelle de frein en fonte

n

aucune mesure

m

voitures de voyageurs automotrices

2

k

semelle composite ou en métal fritté

d

amortisseurs de vibration

p

voitures de voyageurs tractées

3

n

semelle non appliquée sur la bande de roulement, comme les freins à disque, à tambour, magnétiques

s

écrans

c

tramway ou métro léger voiture automotrice et non automotrice

4

 

o

autre

d

locomotive Diesel

etc.

 

 

e

locomotive électrique

 

 

 

a

tout véhicule générique de fret

 

 

 

o

autre (c'est-à-dire véhicules de maintenance, etc.)

 

 

 

Classification des voies et des structures d'appui

Les voies existantes peuvent avoir des propriétés acoustiques différentes en raison de plusieurs éléments qui contribuent à leurs propriétés acoustiques et les caractérisent. Les types de voie utilisés dans la présente méthode figurent au tableau [2.3.b] ci-après. Certains éléments ont une grande influence sur les propriétés acoustiques, alors que d'autres n'ont que des effets secondaires. En règle générale, les éléments les plus pertinents qui ont une incidence sur le bruit du trafic ferroviaire sont: la rugosité du champignon du rail, la rigidité de la semelle de rail, la base de la voie, les joints de rail et le rayon de courbure de la voie. Autrement, les propriétés générales de la voie peuvent également être définies et, dans ce cas, la rugosité du champignon du rail et le taux de décroissance de la voie selon la norme ISO 3095 constituent les deux paramètres essentiels en matière d'acoustique, en plus du rayon de courbure de la voie.

Une section de voie est définie comme une partie d'une voie unique sur une voie de chemin de fer ou dans une gare ou un dépôt ferroviaire, sur laquelle les propriétés physiques et les composants de base de la voie ne changent pas.

Le tableau [2.3.b] définit un cadre commun afin de décrire les types de voie repris dans la base de données source.



Tableau [2.3.b]

Chiffre

1

2

3

4

5

6

Descripteur

Base de la voie

Rugosité du champignon du rail

Type de semelle de rail

Mesures supplémentaires

Joints de rail

Courbure

Explication du descripteur

Type de base de la voie

Indicateur de rugosité

Donne une indication de la raideur «acoustique»

Une lettre décrivant le dispositif acoustique

Présence de joints et d'espacement

Indique le rayon de courbure en m

Codes autorisés

B

Voie sur ballast

E

Bien entretenu et très lisse

S

Souple

(150-250 MN/m)

N

Aucun

N

Aucun

N

Voie en alignement

S

Voie sur dalle

M

Entretenu normalement

M

Moyenne

(250-800 MN/m)

D

Amortisseur pour rail

S

Joint ou aiguillage unique

L

Faible

(1 000 -500 m)

L

Pont ballasté

N

Pas bien entretenu

H

Raide

(800-1 000 MN/m)

B

Mur bas

D

Deux joints ou aiguillages par 100 m

M

Moyen

(Moins de 500 m et plus de 300 m)

N

Pont non ballasté

B

Pas entretenu et mauvais état

 

A

Plaque acoustique absorbante sur voie sur dalle

M

Plus de deux joints ou aiguillages par 100 m

H

Élevée

(Moins de 300 m)

T

Voie encastrée

 

 

E

Rail encastré

 

 

O

Autre

 

 

O

Autre

 

 

Nombre et emplacement des sources sonores équivalentes

image

Les différentes sources linéaires de bruit équivalentes sont situées à des hauteurs différentes et au centre de la voie. Toutes les hauteurs s'appliquent au plan tangent aux deux surfaces supérieures des deux rails.

Les sources équivalentes comprennent différentes sources physiques (indice p). Ces sources physiques sont divisées en différentes catégories selon le mécanisme de génération, et sont: 1) le bruit de roulement (y compris non seulement les vibrations du rail et de la base de la voie, et les vibrations des roues, mais également, le cas échéant, le bruit de superstructure des véhicules de fret); 2) le bruit de traction; 3) le bruit aérodynamique; 4) le bruit d'impact (des croisements, aiguillages et jonctions); 5) le bruit de crissement; et 6) le bruit dû à des effets supplémentaires tels que ponts et viaducs.

1) Le bruit de roulement est lié à la rugosité des roues et des champignons du rail, par le biais de trois voies de transmission vers les surfaces de rayonnement (rails, roues et superstructure). Le bruit de roulement est attribué à h = 0,5 m (surfaces de rayonnement A) pour représenter la contribution au bruit de la voie, y compris les effets de la surface des voies, notamment des voies sur dalle (conformément à la partie propagation), de la roue et de la superstructure du véhicule (dans les trains de fret).

2) Les hauteurs de la source équivalente pour le bruit de traction varient entre 0,5 m (source A) et 4,0 m (source B), selon l'emplacement physique du composant concerné. Les sources telles que les transmissions à engrenage et les moteurs électriques se trouvent souvent à une hauteur d'essieu de 0,5 m (source A). Les fentes d'aération et les sorties de refroidissement peuvent se situer à différentes hauteurs; l'échappement des moteurs des véhicules à moteur Diesel sont souvent à une hauteur de toit de 4,0 m (source B). Les autres sources de bruit de traction telles que les ventilateurs ou les blocs-moteurs Diesel peuvent être à une hauteur de 0,5 m (source A) ou 4,0 m (source B). Si la hauteur exacte de la source se situe entre les hauteurs modèles, l'énergie sonore est répartie proportionnellement sur les hauteurs de la source adjacente la plus proche.

Pour cette raison, deux hauteurs source sont prévues par la méthode, à 0,5 m (source A), 4,0 m (source B), et la puissance acoustique équivalente associée à chacune est distribuée entre les deux selon la configuration spécifique des sources sur le type d'unité.

3) Les effets du bruit aérodynamique sont associés à la source à 0,5 m (représentant le carénage et les écrans, source A), et à la source à 4,0 m (modélisation de tous les équipements de toit et du pantographe, source B). Le choix de 4,0 m pour les effets du pantographe est considéré comme un modèle simple, et doit être soigneusement pris en compte si l'objectif est de choisir une hauteur de mur antibruit appropriée.

4) Le bruit d'impact est associé à la source à 0,5 m (source A).

5) Le bruit de crissement est associé aux sources à 0,5 m (source A).

6) Le bruit des ponts est associé à la source à 0,5 m (source A).

2.3.2.    Puissance acoustique

Équations générales

Le modèle utilisé pour le bruit du trafic ferroviaire, de manière analogue à celui du bruit du trafic routier, décrit l'émission de puissance acoustique produite par une combinaison spécifique de type de véhicule et type de voie qui remplit une série d'exigences décrites dans la classification des véhicules et des voies en fonction d'un ensemble de puissances acoustiques pour chaque véhicule (LW,0).

Les émissions sonores d'un flux de circulation sur chaque voie doivent être représentées par un ensemble de deux lignes source caractérisées par leur puissance acoustique directionnelle par mètre par plage de fréquence. Elle correspond à la somme des émissions sonores produites par les véhicules individuels qui constituent le flot de circulation et, dans le cas particulier des véhicules à l'arrêt, en tenant compte du temps passé par les véhicules sur le tronçon de ligne ferroviaire considéré.

La puissance acoustique directionnelle par mètre par plage de fréquence, due à tous les véhicules qui passent par chaque tronçon de voie sur le type de voie (j), est définie:

 pour chaque plage de fréquence (i),

 pour chaque hauteur source donnée (h) (pour des sources à 0,5 m h = 1 et à 4,0 m h = 2),

et constitue la somme énergétique de toutes les contributions de tous les véhicules circulant sur le énième (j) tronçon de voie spécifique. Ces contributions sont:

 le fait de tout type de véhicule (t)

 évoluant à différentes vitesses (s)

 dans les conditions de marche particulières (vitesse constante) (c)

 pour chaque type de source physique (roulement, impact, crissement, traction, aérodynamique et sources d'effets supplémentaires, par exemple le bruit des ponts) (p).

Pour calculer la puissance acoustique directionnelle par mètre (apport à la partie propagation) due à la combinaison moyenne de trafic sur le énième (j) tronçon de voie, l'équation suivante est utilisée:



image

(2.3.1)

Tref

=

période de référence pour laquelle le trafic moyen est pris en compte

X

=

nombre total de combinaisons existantes de i, t, s, c, p pour chaque énième (j) tronçon de voie

t

=

indice pour les types de véhicule sur le énième (j) tronçon de voie

s

=

indice pour la vitesse du train: il existe autant d'indices que de nombre de différentes vitesses moyennes du train sur le énième (j) tronçon de voie

c

=

indice pour les conditions de marche: 1 (vitesse constante), 2 (marche au ralenti)

p

=

indice pour le type de source physiques: 1 (bruit de roulement et d'impact), 2 (crissement en courbe), 3 (bruit de traction), 4 (bruit aérodynamique), 5 (effets supplémentaires)

LW',eq,line,x

=

ixième (x) puissance acoustique directionnelle par mètre pour une ligne source d'une combinaison de t, s, c, p sur chaque énième (j) tronçon de voie

Dans le cas d'un flux constant de Q véhicules par heure à une vitesse moyenne v, en moyenne à tout moment, il y aura un nombre équivalent de Q/v véhicules par unité de longueur du tronçon de ligne ferroviaire. Les émissions sonores du flux de véhicules en termes de puissance acoustique directionnelle par mètre LW′,eq,line (exprimées en dB/m (réf. 10– 12 W)) s'intègrent comme suit:



image (pour c =1)

(2.3.2)

  Q est le nombre moyen de véhicules par heure sur le énième (j) tronçon de voie pour un type de véhicule t , une vitesse moyenne du train s et des conditions de marche c

  v est leur vitesse sur le énième (j) tronçon de voie pour le type de véhicule t et une vitesse moyenne du train s

  LW,0,dir est le niveau de puissance acoustique directionnelle du bruit spécifique (roulement, impact, crissement, freinage, traction, aérodynamique, autres effets) d'un seul véhicule dans les directions ψ, φ définies par rapport au sens du mouvement du véhicule (voir figure [2.3.b]).

Dans le cas d'une source fixe, comme lors de la marche au ralenti, il est supposé que le véhicule restera pendant une durée globale T idle à un endroit situé sur une section de voie de longueur L. Dès lors, avec Tref comme période de référence pour l'évaluation du bruit (par exemple 12 heures, 4 heures, 8 heures), la puissance acoustique directionnelle par unité de longueur sur ce tronçon de voie est définie par:



image

(pour c = 2)

(2.3.4)

En général, la puissance acoustique directionnelle est obtenue à partir de chaque source spécifique selon l'équation suivante:



LW,0,dir,i (ψ,φ) = LW,0,i + ΔLW,dir,vert,i + ΔLW,dir,hor,i

(2.3.5)

  ΔLW,dir,vert,i est la correction de directivité verticale (sans dimension), fonction de ψ (figure [2.3.b])

  ΔLW,dir,hor,i est la correction de directivité horizontale (sans dimension), fonction de φ (figure [2.3.b]).

Et où LW,0,dir,i (ψ,φ) doit, après avoir être exprimé en bandes de tiers d'octave, être exprimé en bandes d'octave en ajoutant énergétiquement chaque bande de tiers d'octave à la bande d'octave correspondante.

image

Aux fins des calculs, l'intensité de la source est ensuite spécifiquement exprimée en termes de puissance acoustique directionnelle par 1 m de longueur de voie, LW′,tot,dir,i , pour tenir compte de la directivité des sources dans leur sens vertical et horizontal, par le biais des corrections supplémentaires.

Plusieurs LW,0,dir,i (ψ,φ) sont pris en considération pour chaque combinaison véhicule-voie-vitesse-condition de marche:

 pour une plage de fréquence de tiers d'octave ( i )

 pour chaque tronçon de voie ( j )

 hauteur source ( h ) (pour des sources à 0,5 m, h = 1; et à 4,0 m h = 2)

 directivité ( d ) de la source

Un ensemble de LW,0,dir,i (ψ,φ) est pris en compte pour chaque combinaison véhicule-voie-vitesse-condition de marche, chaque tronçon de voie, les hauteurs correspondant à h = 1 et h = 2, et la directivité.

Bruit de roulement

La contribution du véhicule et de la voie au bruit de roulement se décompose en quatre éléments essentiels: la rugosité de la roue, la rugosité du rail, la fonction de transfert du véhicule aux roues et à la superstructure (voitures), et la fonction de transfert de la voie. La rugosité de la roue et du rail constitue la cause de l'excitation de la vibration au point de contact entre le rail et la roue, et les fonctions de transfert sont deux fonctions empiriques ou modélisées qui représentent le phénomène complexe total de la vibration mécanique et de la production du son sur les surfaces de la roue, du rail, de la traverse et de la sous-structure de la voie. Cette décomposition reflète la preuve matérielle que la rugosité présente sur un rail peut provoquer la vibration du rail, mais qu'elle provoque également la vibration de la roue et inversement. Ne pas inclure l'un de ces quatre paramètres empêcherait le découplage de la classification des voies et des trains.

La rugosité de la roue et du rail

Le bruit de roulement est principalement provoqué par l'excitation due à la rugosité du rail et de la roue dans la gamme de longueur d'onde de 5 à 500 mm.

Le niveau de rugosité Lr est défini comme 10 fois le logarithme en base 10 du carré de la valeur quadratique moyenne r2 de la rugosité de la surface de contact d'un rail ou d'une roue dans le sens de déplacement (niveau longitudinal) mesuré en μm sur une certaine longueur de rail ou le diamètre complet de la roue, divisé par le carré de la valeur de référence r0 2
image :



image

dB

(2.3.6)

r0

=

1 μm

r

=

moyenne quadratique de la différence de déplacement de la surface de contact vers le niveau moyen

Le niveau de rugosité Lr est généralement obtenu comme un spectre de longueur d'onde λ et doit être converti en un spectre de fréquence f = v/λ, où f est la fréquence de bande centrale d'une bande de tiers d'octave donnée en Hz, λ est la longueur d'onde en m, ►C1  et v est la vitesse du train en m/s ◄ . Le spectre de rugosité comme fonction de la fréquence se déplace le long de l'axe de fréquence pour différentes vitesses. En règle générale, après conversion en spectre de fréquences au moyen de la vitesse, il est nécessaire d'obtenir de nouvelles valeurs spectrales par bande de tiers d'octave en calculant la moyenne entre deux bandes de tiers d'octave correspondantes dans le domaine de longueurs d'onde. Pour estimer le spectre de fréquence de rugosité effective totale correspondant à la vitesse appropriée du train, on calcule la moyenne énergétique et proportionnelle des deux bandes de tiers d'octave correspondantes définies dans le domaine de longueurs d'onde.

Le niveau de rugosité du rail (rugosité du côté de la voie) pour la énième (i) bande de nombre d'onde est défini comme Lr,TR,i

Par analogie, le niveau de rugosité de la roue (rugosité du côté du véhicule) pour la énième (i) bande de nombre d'onde est défini comme Lr,VEH,i .

Le niveau de rugosité totale et effective pour la bande de nombre d'onde i (LR,tot,i ) est défini comme la somme énergétique des niveaux de rugosité du rail et de la roue plus le filtre de contact ►C1  A 3(λ)’ ◄ afin de tenir compte de l'effet filtrant de l'aire de contact entre le rail et la roue, et s'exprime en dB:



image

(2.3.7)

en fonction de la énième (i) bande de nombre d'onde correspondant à la longueur d'onde λ.

Le filtre de contact dépend du type de rail et de roue, et de la charge.

La rugosité totale effective pour le énième (j) tronçon de voie et chaque énième (t) type de véhicule à sa vitesse v correspondante doivent être utilisés dans cette méthode.

Fonction de transfert véhicule, voie et superstructure

Trois fonctions de transfert indépendantes de la vitesse, LH,TR,i LH,VEH,i et LH,VEH,SUP,i , sont définies: la première pour chaque énième (j) tronçon de voie et les deux suivantes pour chaque énième (t) type de véhicule. Elles lient le niveau de rugosité totale effective à la puissance acoustique de la voie, des roues et de la superstructure respectivement.

La contribution de la superstructure n'est envisagée que pour les wagons de fret, par conséquent uniquement pour le type de véhicule «a».

Par conséquent, pour le bruit de roulement, les contributions de la voie et du véhicule sont entièrement décrites par ces fonctions de transfert et par le niveau de rugosité totale effective. Lorsqu'un train est au ralenti, le bruit de roulement doit être exclu.

Pour la puissance acoustique par véhicule, le bruit de roulement est calculé à hauteur d'essieu, et a comme valeur d'entrée le niveau de rugosité totale effective LR,TOT,i en fonction de la vitesse v du véhicule, des fonctions de transfert voie, véhicule et superstructure LH,TR,i , LH,VEH,i et LH,VEH,SUP,i , et du nombre total d'essieux Na :

pour h = 1:



LW,0,TR,i = LR,TOT,i + LH,TR,i + 10 × lg(Na )

dB

(2.3.8)

LW,0,VEH,i = LR,TOT,i + LH,VEH,i + 10 × lg(Na )

dB

(2.3.9)

LW,0,VEHSUP,i = LR,TOT,i + LH,VEHSUP,i + 10 × lg(Na )

dB

(2.3.10)

Na est le nombre d'essieux par véhicule pour le énième (t) type de véhicule.

image

Une vitesse minimale de 50 km/h (30 km/h uniquement pour les trams et le métro léger) doit être utilisée pour déterminer la rugosité totale effective et donc la puissance acoustique des véhicules (cette vitesse n'affecte pas le calcul du flux de véhicules) pour compenser l'erreur potentielle introduite par la simplification de la définition du bruit de roulement, du bruit de freinage et du bruit d'impact des croisements et des aiguillages.

Le bruit d'impact (croisements, aiguillages et jonctions)

Le bruit d'impact peut être provoqué par des croisements, des aiguillages ou des joints de rail ou des points spécifiques. Il peut varier en amplitude et peut dominer le bruit de roulement. Le bruit d'impact doit être pris en considération pour les voies de rails à joints. En ce qui concerne le bruit d'impact dû aux aiguillages, croisements et joints sur les tronçons de voie à une vitesse inférieure à 50 km/h (30 km/h uniquement pour les trams et le métro léger), puisque la vitesse minimale de 50 km/h (30 km/h uniquement pour les trams et le métro léger) est utilisée pour inclure davantage d'effets selon la description du chapitre sur le bruit de roulement, la modélisation doit être évitée. La modélisation du bruit d'impact doit également être évitée dans la condition de marche c = 2 (marche au ralenti).

Le bruit d'impact est compris dans le terme «bruit de roulement» en ajoutant (sur le plan énergétique) un niveau de rugosité d'impact fictif supplémentaire au niveau de rugosité totale effective sur chaque énième (j) tronçon spécifique de voie où il est présent. Dans ce cas, un nouveau LR,TOT + IMPACT,i doit être utilisé à la place de LR,TOT,i et l'équation devient dès lors:



image

dB

(2.3.11)

LR,IMPACT,i est un spectre de bandes de tiers d'octave (une fonction de la fréquence). Pour obtenir ce spectre de fréquences, un spectre est donné comme une fonction de la longueur d'onde λ et doit être converti en spectre requis comme une fonction de la fréquence en utilisant le rapport λ = v/f, où f est la fréquence médiane de la bande de tiers d'octave en Hz ►C1  et v est la énième (s) vitesse du véhicule du énième (t) type de véhicule en m/s ◄ .

Le bruit d'impact dépend de la violence et du nombre d'impacts par unité de longueur ou densité des joints, de telle sorte que dans le cas d'impacts multiples, le niveau de rugosité d'impact à utiliser dans l'équation ci-dessus doit être calculé comme suit:



image

dB

(2.3.12)

LR,IMPACT–SINGLE,i est le niveau de rugosité d'impact tel que donné pour un seul impact et nl est la densité des joints.

Le niveau de rugosité d'impact par défaut est donné pour une densité des joints nl = 0,01 m– 1, ce qui correspond à un joint par pas de 100 m de voie. Lorsque le nombre de joint est différent, il convient de procéder à une estimation en adaptant la densité des joints nl . Il convient de noter que, lors de la modélisation de l'agencement et de la segmentation de la voie, la densité des joints de rail doit être prise en compte, c'est-à-dire qu'il peut s'avérer nécessaire de prendre un segment source séparé pour un tronçon de voie avec plusieurs joints. Le LW,0 de la contribution voie, roue/bogie et superstructure est augmenté au moyen du LR,IMPACT,i pour +/– 50 m avant et après le joint de rail. Dans le cas d'une série de joints, cette augmentation est étendue à – 50 m avant le premier joint et + 50 m après le dernier joint.

L'applicabilité de ces spectres de puissance acoustique doit normalement être vérifiée sur site.

Pour les voies de rails à joints, un nl par défaut de 0,01 doit être utilisé.

Crissement

Le crissement en courbe constitue une source spéciale qui s'applique uniquement aux courbes et est dès lors localisée. Comme il peut être important, une description appropriée est requise. Le crissement en courbe dépend généralement de la courbure, des conditions de frottement, de la vitesse du train et de la géométrie et de la dynamique voie-roue. Le niveau d'émission à utiliser est déterminé pour des courbes d'un rayon inférieur ou égal à 500 m et pour les courbes plus serrées et des points spécifiques d'un rayon inférieur à 300 m. Les émissions sonores devraient être spécifiques à chaque type de matériel roulant, dans la mesure où certains types de roue et de bogie peuvent être nettement moins susceptibles d'engendrer un crissement que d'autres.

L'applicabilité de ces spectres de puissance acoustique doit normalement être vérifiée sur site, notamment pour les trams.

En suivant une approche simple, le bruit de crissement doit être pris en considération en ajoutant 8 dB pour R < 300 m et 5 dB pour 300 m < R < 500 m aux spectres de puissance acoustique du bruit de roulement pour toutes les fréquences. La contribution du crissement doit être appliquée sur les tronçons de voie de chemin de fer où le rayon se situe dans les intervalles mentionnés ci-dessus pour au moins 50 m de longueur de voie.

Le bruit de traction

Bien que le bruit de traction soit généralement spécifique à chaque condition de fonctionnement caractéristique (vitesse constante, décélération, accélération et marche au ralenti), les deux seules conditions modélisées sont la vitesse constante (également valable lorsque le train ralentit ou accélère) et la marche au ralenti. L'intensité de la source modélisée correspond uniquement à des conditions de charge maximales, ce qui s'exprime par l'égalité suivante LW,0,const,i = LW,0,idling,i . De même, le LW,0,idling,i correspond à la contribution de toutes les sources physiques d'un véhicule donné qui peuvent être attribuées à une hauteur spécifique, tel que décrit au point 2.3.1.

LW,0,idling,i est exprimé en tant que source de bruit statique en position de marche au ralenti, pendant la durée de la marche au ralenti, et doit être utilisé dans une modélisation comme une source ponctuelle fixe tel que décrit dans le chapitre suivant pour le bruit industriel. Il ne peut être pris en considération que si les trains sont en marche au ralenti pendant plus de 0,5 heure.

Ces quantités peuvent être calculées à partir des mesures de toutes les sources pour chaque condition de fonctionnement, ou les sources partielles peuvent être caractérisées individuellement, en déterminant leur dépendance aux paramètres et leur puissance relative. Cela peut être fait au moyen de mesures sur un véhicule à l'arrêt, en variant les vitesses de l'arbre de l'équipement de traction, conformément à la norme ISO 3095:2005. Le cas échéant, plusieurs sources de bruit de traction doivent être caractérisées qui peuvent ne pas toutes dépendre directement de la vitesse du train:

 le bruit du groupe motopropulseur, tel que les moteurs Diesel (y compris l'entrée d'air, l'échappement et le bloc-moteur), l'entraînement par engrenage, les générateurs électriques, qui dépend principalement du régime moteur (tours par minute), et des sources électriques tels que les convertisseurs, qui peuvent être essentiellement dépendants de la charge,

 le bruit des ventilateurs et des systèmes de refroidissement, qui dépend du nombre de tours par minute du ventilateur; dans certains cas, les ventilateurs peuvent être directement couplés à l'arbre d'entraînement,

 les sources intermittentes telles que les compresseurs, les soupapes et autres avec une durée de fonctionnement caractéristique et une correction du cycle de service correspondant pour les émissions sonores.

Comme chacune de ces sources peut se comporter différemment pour chaque condition de fonctionnement, le bruit de traction doit être spécifié en conséquence. L'intensité de la source est obtenue de mesures effectuées dans des conditions contrôlées. En général, les locomotives ont tendance à témoigner davantage de variation de la charge, étant donné que le nombre de véhicules remorqués et, partant, la puissance de sortie peuvent varier notablement, alors que les compositions de train fixes, telles que les unités à moteur électrique, les unités à moteur Diesel et les trains à grande vitesse, ont une charge mieux définie.

Il n'y a pas d'attribution a priori de la puissance acoustique de la source aux hauteurs de la source, et ce choix dépend du bruit spécifique et du véhicule évalué. Il doit être modélisé pour être à la source A (h = 1) et à la source B (h = 2).

Le bruit aérodynamique

Le bruit aérodynamique n'est pertinent qu'à de grandes vitesses supérieures à 200 km/h. Par conséquent, il conviendrait, dans un premier temps, de vérifier s'il est réellement nécessaire à des fins d'application. Si la rugosité du bruit de roulement et les fonctions de transfert sont connues, il peut être extrapolé à des vitesses supérieures, et une comparaison peut être effectuée avec des données «grandes vitesses» existantes afin de vérifier si des niveaux acoustiques plus élevés sont produits par le bruit aérodynamique. Si les vitesses du train sur un réseau sont supérieures à 200 km/h mais limitées à 250 km/h, dans certains cas, il n'est peut-être pas nécessaire d'inclure le bruit aérodynamique, en fonction de la conception du véhicule.

La contribution du bruit aérodynamique est donnée en fonction de la vitesse:



image

dB

pour h = 1

(2.3.13)

image

dB

pour h = 2

(2.3.14)

v 0 est une vitesse à laquelle le bruit aérodynamique est dominant, et est fixée à 300 km/h

LW,0,1,i est une puissance acoustique de référence déterminée à partir de deux points de mesure ou plus, pour des sources à des hauteurs de source connues, par exemple le premier bogie

LW,0,2,i est une puissance acoustique de référence déterminée à partir de deux points de mesure ou plus, pour des sources à des hauteurs de source connues, par exemple, les hauteurs de niche du pantographe

α1,i est un coefficient déterminé à partir de deux points de mesure ou plus, pour des sources à des hauteurs de source connues, par exemple le premier bogie

α2,i est un coefficient déterminé à partir de deux points de mesure ou plus, pour des sources à des hauteurs de source connues, par exemple, les hauteurs de niche du pantographe.

Directivité de la source

La directivité horizontale ΔLW,dir,hor,i , en dB, est donnée dans le plan horizontal et peut être considérée par défaut comme un dipôle pour les effets de roulement, d'impact (joints de rail, etc.), de crissement, de freinage, des ventilateurs et aérodynamiques, qui correspond à l'équation suivante pour chaque énième (i) plage de fréquence:



ΔLW,dir,hor,i = 10 × lg(0,01 + 0,99 · sin2 φ)

(2.3.15)

La directivité verticale ΔLW,dir,ver,i , en dB, dans le plan vertical pour la source A (h = 1), en fonction de la fréquence de bande centrale fc,i de chaque énième (i) plage de fréquence, et pour – π/2 < ψ < π/2, s'exprime par l'équation suivante:



image

(2.3.16)

Pour la source B (h = 2) pour l'effet aérodynamique:



ΔLW,dir,ver,i = 10 × lg(cos2 ψ)

pour ψ < 0

(2.3.17)

ΔLW,dir,ver,i = 0 ailleurs

La directivité ΔLdir,ver,i n'est pas prise en compte pour la source B (h = 2) pour les autres effets, puisque l'omnidirectionnalité est supposée pour ces sources dans cette position.

2.3.3.    Effets supplémentaires

Correction pour rayonnement structurel (ponts et viaducs)

Dans le cas où le tronçon de voie se trouve sur un pont, il convient de prendre en compte le bruit supplémentaire généré par la vibration du pont à la suite de l'excitation provoquée par la présence du train. Comme il n'est pas simple de modéliser l'émission du pont comme source supplémentaire, étant donné les formes complexes des ponts, une augmentation du bruit de roulement est utilisée pour tenir compte du bruit des ponts. Elle doit être modélisée uniquement en ajoutant une augmentation fixe à la puissance acoustique du bruit par chaque bande de tiers d'octave. La puissance acoustique du seul bruit de roulement est modifiée lorsque la correction est prise en compte, et le nouveau LW,0,rolling-and-bridge,i doit être utilisé à la place de LW,0,rolling-only,i :



LW,0,rolling–and–bridge,i = LW,0,rolling–only,i + Cbridge

dB

(2.3.18)

Cbridge est une constante qui dépend du type de pont, et LW,0,rolling–only,i est la puissance acoustique du bruit de roulement sur le pont donné qui dépend uniquement des propriétés du véhicule et de la voie.

Correction pour d'autres sources de bruit ferroviaires

Plusieurs sources comme les entrepôts, les aires de chargement/déchargement, les gares, les sonneries, les haut-parleurs dans les gares, etc. peuvent exister et sont associées au bruit du trafic ferroviaire. Ces sources doivent être traitées comme les sources de bruit industriel (sources de bruit fixes) et doivent être modélisées, le cas échéant, conformément au chapitre suivant sur le bruit industriel.

2.4.    Le bruit industriel

2.4.1.    Description de la source

Classification des types de source (ponctuelle, linéaire ou diffuse)

Les sources industrielles sont de dimensions très variables. Il peut s'agir de grandes installations industrielles, de petites sources concentrées ou encore d'outils ou de machines de petites dimensions utilisés dans les usines. Dès lors, il convient d'utiliser une technique de modélisation appropriée pour la source spécifique qui fait l'objet de l'évaluation. En fonction des dimensions et de la façon dont plusieurs sources uniques peuvent s'étendre sur une surface, lesquelles sources appartiennent toutes au même site industriel, elles peuvent être modélisées en tant que sources ponctuelles, linéaires ou surfaciques, mais plusieurs sources ponctuelles peuvent être utilisées pour représenter une source complexe véritable qui s'étend principalement sur une ligne ou une surface.

Nombre et emplacement des sources sonores équivalentes

Les sources sonores réelles sont modélisées au moyen des sources sonores équivalentes représentées par une ou plusieurs sources ponctuelles, de telle sorte que la puissance acoustique totale de la source réelle corresponde à la somme des puissances acoustiques uniques imputées aux différentes sources ponctuelles.

Les règles générales applicables pour définir le nombre de sources ponctuelles à utiliser sont:

 les sources linéaires ou surfaciques, où la plus grande dimension est inférieure à la moitié de la distance entre la source et le récepteur, peuvent être modélisées en tant que sources uniques ponctuelles,

 les sources où la plus grande dimension est supérieure à la moitié de la distance entre la source et le récepteur doivent être modélisées comme un ensemble de sources ponctuelles incohérentes en ligne ou comme un ensemble de sources ponctuelles incohérentes sur une surface, de telle sorte que, pour chacune de ces sources, la condition «moitié de la distance» soit remplie. La distribution sur une surface peut comprendre la distribution verticale de sources ponctuelles,

 pour des sources où les plus grandes dimensions en hauteur sont supérieures à deux mètres ou au niveau du sol, il convient d'accorder une attention particulière à la hauteur de la source. Doubler le nombre de sources, en les redistribuant uniquement dans la composante z, peut ne pas donner un résultat nettement meilleur pour cette source,

 pour toute source, doubler le nombre de sources sur la surface source (dans toutes les dimensions) peut ne pas donner un résultat nettement meilleur.

L'emplacement des sources sonores équivalentes ne peut pas être fixe étant donné les nombreuses configurations différentes d'un site industriel. Les meilleures pratiques sont en principe applicables.

Émission de puissance acoustique

Les informations suivantes constituent l'ensemble complet des données d'entrée pour les calculs de propagation du son avec les méthodes à utiliser pour la cartographie du bruit:

 spectre en bandes d'octave du niveau de puissance acoustique émis,

 heures de travail (jour, soirée, nuit, sur une base moyenne annuelle),

 emplacement (coordonnées x, y) et altitude (z) de la source de bruit,

 type de source (ponctuelle, linéaire ou diffuse),

 dimensions et orientation,

 condition de fonctionnements de la source,

 directivité de la source.

La puissance acoustique de la source ponctuelle, linéaire et diffuse doit être définie comme:

 pour une source ponctuelle, puissance acoustique LW et directivité en fonction des trois coordonnées orthogonales (x, y, z),

 deux types de lignes source peuvent être définis:

 lignes source représentant des convoyeurs à bande, des conduites, etc., puissance acoustique par mètre de longueur LW' et directivité en fonction des deux coordonnées orthogonales par rapport à l'axe de la ligne source,

 lignes source représentant des véhicules en mouvement, chacune associée à une puissance acoustique LW et une directivité en fonction des deux coordonnées orthogonales par rapport à l'axe de la ligne source, et une puissance acoustique par mètre LW' obtenue par la vitesse et le nombre de véhicules circulant le long de cette ligne pendant le jour, la soirée et la nuit; la correction pour les heures de travail CW (en dB), à ajouter à la puissance acoustique de la source pour définir la puissance acoustique corrigée à utiliser pour les calculs pour chaque période, est calculée comme suit:

 



image

(2.4.1)

 Où:

 

V

Vitesse du véhicule [km/h];

N

Nombre de passages des véhicules par période [-];

l

Longueur totale de la source [m],

 pour une source diffuse, puissance acoustique par mètre carré LW/m2 , et pas de directivité (horizontale ou verticale).

Les heures de travail constituent des données essentielles pour le calcul des niveaux sonores. Les heures de travail doivent être données pour la période de jour, de soirée et de nuit et, si la propagation est fondée sur différentes classes météorologiques définies pendant chaque période de jour, de nuit et de soirée, il convient alors de donner une distribution plus précise des heures de travail en sous-périodes correspondant à la distribution des classes météorologiques. Ces informations doivent reposer sur une moyenne annuelle.

La correction pour les heures de travail, qu'il convient d'ajouter à la puissance acoustique de la source afin de définir la puissance acoustique corrigée à utiliser pour les calculs pour chaque période, CW en dB est calculée comme suit:



image

(2.4.2)

T représente la durée d'activité de la source par période sur la base d'une situation moyenne annuelle, en heures;

T ref représente la période de référence en heure (par exemple, un jour représente 12 heures, la soirée 4 heures, et la nuit 8 heures).

Pour les sources plus dominantes, la correction «heures de travail moyennes annuelles» doit être estimée au moins avec une tolérance de 0,5 dB afin d'obtenir une exactitude acceptable (équivalent à une incertitude de moins de 10 % dans la définition de la période active de la source).

Directivité de la source

La directivité de la source est étroitement liée à l'emplacement de la source sonore équivalente à proximité des surfaces avoisinantes. Étant donné que la méthode de propagation tient compte de la réflexion de la surface avoisinante ainsi que de son absorption acoustique, il convient d'examiner soigneusement l'emplacement des surfaces avoisinantes. En général, ces deux cas seront toujours distingués:

 la directivité et la puissance acoustique d'une source sont déterminées et données par rapport à une certaine source réelle lorsqu'elle se trouve en champ libre (à l'exclusion de l'effet du terrain). Ceci est en accord avec les définitions relatives à la propagation, s'il est supposé qu'il n'y a pas de surface avoisinante à moins de 0,01 m de la source et les surfaces à 0,01 m ou plus sont comprises dans le calcul de la propagation,

 la directivité et la puissance acoustique d'une source sont déterminées et données par rapport à une certaine source réelle lorsqu'elle est située dans un endroit spécifique. Par conséquent, la directivité et la puissance acoustique de la source sont en fait «équivalentes», puisque la modélisation de l'effet des surfaces avoisinantes est comprise. Cette définition s'effectue en «champ semi-libre» conformément aux définitions relatives à la propagation. Dans ce cas, les surfaces avoisinantes modélisées doivent être exclues du calcul de propagation.

La directivité doit être exprimée dans le calcul comme un facteur ΔLW,dir,xyz (x,y,z) à ajouter à la puissance acoustique afin d'obtenir la puissance acoustique directionnelle correcte d'une source sonore de référence telle qu'observée par la propagation sonore dans la direction donnée. Ce facteur peut être donné en fonction du vecteur de direction défini par (x,y,z) avec.
image Cette directivité peut également être exprimée par d'autres systèmes de coordonnées comme les systèmes de coordonnées angulaires.

2.5.    Calcul de la propagation du bruit pour les sources routières, ferroviaires et industrielles

2.5.1.    Champ d'application et applicabilité de la méthode

Ce document présente une méthode pour calculer l'atténuation du bruit lors de sa propagation en plein air. En connaissant les caractéristiques de la source, cette méthode prédit le niveau de pression acoustique continu équivalent à un point récepteur correspondant à deux types particuliers de conditions atmosphériques:

 conditions de propagation par réfraction vers le bas (gradient vertical positif de la célérité effective du son) de la source au récepteur,

 conditions atmosphériques homogènes (gradient vertical nul de la célérité effective du son) sur toute la zone de propagation.

La méthode de calcul décrite dans ce document s'applique aux infrastructures industrielles et aux infrastructures de transport terrestre. Elle s'applique donc notamment aux infrastructures routières et ferroviaires. Le transport aérien fait partie du champ d'application de cette méthode uniquement pour le bruit produit pendant les opérations au sol et exclut le décollage et l'atterrissage.

Les infrastructures industrielles qui émettent des bruits à caractère impulsionnel ou à tonalité marquée tels que décrit dans la norme ISO 1996-2:2007 n'entrent pas dans le champ d'application de cette méthode.

La méthode de calcul ne donne pas de résultats dans les conditions de propagation par réfraction vers le haut (gradient vertical négatif de la célérité effective du son), mais ces conditions se rapprochent des conditions homogènes lors du calcul de Lden.

Pour calculer l'atténuation due à l'absorption atmosphérique dans le cas des infrastructures de transport, les conditions de température et d'humidité sont calculées conformément à la norme ISO 9613-1:1996.

Cette méthode aboutit à des résultats par bande d'octave, de 63 Hz à 8 000 Hz. Ces calculs sont effectués pour chacune des fréquences centrales.

Lorsqu'ils sont modélisés, des couverts et des obstacles partiels qui décrivent une pente de plus de 15 degrés par rapport à la verticale n'entrent pas dans le champ d'application de cette méthode de calcul.

Un écran unique est calculé comme étant une diffraction unique. Deux ou plusieurs écrans sur une trajectoire unique sont traités comme un ensemble de diffractions uniques successives en appliquant la procédure décrite ci-après.

2.5.2.    Définitions utilisées

Toutes les distances, hauteurs, dimensions et altitudes utilisées dans le présent document sont exprimées en mètres (m).

La notation MN correspond à la distance en 3 dimensions (3D) entre les points M et N, mesurée en fonction d'une droite qui les joint.

La notation ^MN correspond à la longueur de la trajectoire courbée entre les points M et N, dans des conditions favorables.

Il est d'usage que les hauteurs réelles soient mesurées verticalement dans une direction perpendiculaire au plan horizontal. Les hauteurs des points au-dessus du sol sont indiquées par h, les hauteurs absolues des points et la hauteur absolue du sol sont indiquées par la lettre H.

Pour tenir compte du relief réel le long d'un trajet de propagation, la notion de «hauteur équivalente» est introduite, indiquée par la lettre z. Cette notion remplace les hauteurs réelles dans les équations d'effet de sol.

Les niveaux sonores, indiqués par la lettre majuscule L, sont exprimés en décibels (dB) par plage de fréquence lorsque l'indice A est omis. Les niveaux sonores en décibels dB(A) reçoivent l'indice A.

La somme des niveaux sonores dus à des sources mutuellement incohérentes est notée par le signe conformément à la définition suivante:



image

(2.5.1)

2.5.3.    Considérations géométriques

Segmentation des sources

Les sources réelles sont décrites comme un ensemble de sources ponctuelles ou, dans le cas du trafic ferroviaire ou du trafic routier, par des lignes source incohérentes. La méthode de propagation suppose que ces sources linéaires ou diffuses ont été scindées auparavant pour être représentées par une série de sources ponctuelles équivalentes. Cette séparation a pu se produire lors du traitement préalable des données source ou peut se produire dans la composante orienteur-marqueur du logiciel de calcul. Les moyens utilisés à cette fin ne relèvent pas du champ d'application de la méthodologie actuelle.

Trajets de propagation

La méthode s'applique à un modèle géométrique composé d'un ensemble de surfaces sol-obstacles reliées. Un trajet vertical de propagation est déployé sur un ou plusieurs plans verticaux par rapport au plan horizontal. Pour des trajectoires comprenant des réflexions sur des surfaces verticales non orthogonales au plan incident, un autre plan vertical est ensuite considéré, comprenant la partie réfléchie du trajet de propagation. Dans ces cas, où davantage de plans verticaux sont utilisés pour décrire la trajectoire complète de la source au récepteur, les plans verticaux sont ensuite aplatis, comme un paravent chinois pliable.

Hauteurs significatives au-dessus du sol

Les hauteurs équivalentes sont obtenues à partir du plan du sol moyen entre la source et le récepteur. Le sol réel est ainsi remplacé par un plan fictif représentant le profil moyen du terrain.

image

1

:

Relief réel

2

:

Plan moyen

La hauteur équivalente d'un point est sa hauteur orthogonale par rapport au plan du sol moyen. La hauteur équivalente de la source zs et la hauteur équivalente du récepteur zr peuvent dès lors être définies. La distance entre la source et le récepteur en projection au-dessus du plan du sol moyen est notée par d p.

Si la hauteur équivalente d'un point devient négative, c'est-à-dire si le point est situé en dessous du plan du sol moyen, une hauteur nulle est retenue, et le point équivalent est ensuite identique à son image possible.

Calcul du plan moyen

Dans le plan du trajet, la topographie (y compris le terrain, les monticules, les talus et autres obstacles artificiels, bâtiments, etc.) peut être décrite par un ensemble ordonné de points discrets (xk, Hk ); k є {1, …, n}. Cet ensemble de points définit une polyligne, ou de façon équivalente, une séquence de segments droits Hk = akx + bk , x є [xk , xk + 1 ]; k є {1, … n}, où:



left accolade

ak = (Hk + 1 – Hk )/(xk + 1 – xk )

(2.5.2)

bk = (Hk · xk + 1 – Hk + 1 · xk )/(xk + 1 – xk )

Le plan moyen est représenté par la ligne droite Z = ax + b; x є [x1 , xn ], ajustée à la polyligne au moyen d'une approximation par les moindres carrés. L'équation de la ligne moyenne peut être résolue de façon analytique.

En utilisant:



left accolade

image

(2.5.3)

image

Les coefficients de la ligne droite sont donnés par:



left accolade

image

(2.5.4)

image

Où les segments avec xk + 1 = xk ne seront pas pris en compte lors de l'évaluation de l'équation 2.5.3.

Réflexions par les façades des bâtiments et autres obstacles verticaux

Les contributions des réflexions sont prises en compte par l'introduction de sources image, comme décrit ci-après.

2.5.4.    Modèle de propagation du son

Pour un récepteur R, les calculs sont effectués selon les étapes suivantes:

1) sur chaque trajet de propagation:

 calcul de l'atténuation dans des conditions favorables,

 calcul de l'atténuation dans des conditions homogènes,

 calcul du niveau sonore à long terme pour chaque trajet;

2) accumulation des niveaux sonores à long terme pour tous les trajets qui affectent un récepteur spécifique, permettant dès lors de calculer le niveau sonore total au point de réception.

Il convient de remarquer que seules les atténuations dues à l'effet de sol (Aground ) et la diffraction (Adif ) sont affectées par les conditions météorologiques.

2.5.5.    Processus de calcul

Pour une source ponctuelle S de puissance acoustique directionnelle Lw,0,dir et pour une plage de fréquences donnée, le niveau de pression acoustique continu équivalent à un point récepteur R dans des conditions atmosphériques données est obtenu selon les équations ci-dessous.

Niveau sonore dans des conditions favorables (LF) pour un trajet (S,R)



LF = LW,0,dir – AF

(2.5.5)

Le terme AF représente l'atténuation totale le long du trajet de propagation dans des conditions favorables, et se décompose comme suit:



LF = Adiv + Aatm + Aboundary,F

(2.5.6)

Adiv est l'atténuation due à la divergence géométrique;

Aatm est l'atténuation due à l'absorption atmosphérique;

Aboundary,F est l'atténuation due aux limites du milieu de propagation dans des conditions favorables. Elle peut contenir les termes suivants:

Aground,F qui est l'atténuation due au sol dans des conditions favorables;

Adif,F qui est l'atténuation due à la diffraction dans des conditions favorables.

Pour un trajet et une plage de fréquence donnés, les deux scénarios suivants sont possibles:

 soit Aground,F est calculé sans aucune diffraction (Adif,F = 0 dB) et Aboundary,F = Aground,F ;

 soit Adif,F est calculé. L'effet de sol est pris en compte dans l'équation Adif,F elle-même (Aground,F = 0 dB). Ceci donne donc Aboundary,F = Adif,F .

Niveau sonore dans des conditions homogènes (LH) pour un trajet (S,R)

La procédure est strictement identique au cas de conditions favorables présenté dans la section précédente.



LH = LW,0,dir – AH

(2.5.7)

Le terme AH représente l'atténuation totale le long du trajet de propagation dans des conditions homogènes et se décompose comme suit:



AH = Adiv + Aatm + Aboundary,H

(2.5.8)

Adiv est l'atténuation due à la divergence géométrique;

Αatm est l'atténuation due à l'absorption atmosphérique;

Aboundary,H est l'atténuation due aux limites du milieu de propagation dans des conditions homogènes. Elle peut contenir les termes suivants:

Αground,H qui est l'atténuation due au sol dans des conditions homogènes;

Adif,H qui est l'atténuation due à la diffraction dans des conditions homogènes.

Pour un trajet et une plage de fréquences donnés, les deux scénarios suivants sont possibles:

 soit Αground,H (Adif,H = 0 dB) est calculé sans aucune diffraction, et Aboundary,H = Αground,H ,

 soit Adif,H (Αground,H = 0 dB) est calculé. L'effet de sol est pris en compte dans l'équation Adif,H elle-même. Ceci donne donc Aboundary,H = Adif,H

Approche statistique à l'intérieur des zones urbaines pour un trajet (S,R)

À l'intérieur des zones urbaines, une approche statistique du calcul de la propagation du son derrière la première ligne de bâtiments est également autorisée, pour autant qu'une telle méthode soit dûment documentée, y compris avec des informations pertinentes sur la qualité de la méthode. Cette méthode peut remplacer le calcul de Aboundary,H et Aboundary,F par une approximation de l'atténuation totale pour le trajet direct et toutes les réflexions. Le calcul sera fondé sur la densité moyenne de construction et la hauteur moyenne de tous les bâtiments dans cette zone.

Niveau sonore à long terme pour un trajet (S,R)

Le niveau sonore à «long terme» le long d'un trajet à partir d'une source ponctuelle donnée est obtenu par le somme logarithmique de l'énergie sonore pondérée dans des conditions homogènes et de l'énergie sonore dans des conditions favorables.

Ces niveaux sonores sont pondérés par l'occurrence moyenne p des conditions favorables dans le sens du trajet (S,R):



image

(2.5.9)

NB: les valeurs d'occurrence pour p sont exprimées en pourcentages. Dès lors, par exemple, si la valeur d'occurrence est de 82 %, l'équation (2.5.9) aurait p = 0,82.

Niveau sonore à long terme au point R pour tous les trajets

Le niveau sonore total à long terme au récepteur pour une plage de fréquences est obtenu en faisant la somme énergétique des contributions à partir de tous les trajets N, tous types inclus:



image

(2.5.10)

n est l'indice des trajets entre S et R.

La prise en compte des réflexions au moyen d'images source est décrite ci-après. Le pourcentage d'occurrences de conditions favorables dans le cas d'un trajet réfléchi sur un obstacle vertical est supposé être identique à l'occurrence du trajet direct.

Si S′ est la source image de S, alors l'occurrence p′ du trajet (S′,R) est supposée être égale à l'occurrence p du trajet (Si ,R).

Niveau sonore à long terme au point R en décibels A (dBA)

Le niveau sonore total en décibels A (dBA) est obtenu en faisant la somme des niveaux dans chaque plage de fréquences:



image

(2.5.11)

i est l'indice de la plage de fréquences. AWC est la correction avec pondération A conformément à la norme internationale CEI 61672-1:2003.

Ce niveau LAeq,LT constitue le résultat final, c'est-à-dire le niveau de pression acoustique avec pondération A, à long terme, au point récepteur et sur un intervalle de temps de référence spécifique (par exemple, jour ou soirée, ou nuit ou une période plus courte pendant le jour, la soirée ou la nuit).

2.5.6.    Calcul de la propagation du bruit pour les sources routières, ferroviaires et industrielles

Divergence géométrique

L'atténuation due à la divergence géométrique, Adiv, correspond à une réduction du niveau sonore due à la distance de propagation. Pour une source sonore ponctuelle en champ libre, l'atténuation en dB est donnée par:



Adiv = 20 × lg(d) + 11

(2.5.12)

d est la distance oblique directe en 3D entre la source et le récepteur.

L'absorption atmosphérique

L'atténuation due à l'absorption atmosphérique A atm lors de la propagation sur une distance d est donnée en dB par l'équation:



Aatm = αatm · d/1 000

(2.5.13)

d est la distance oblique directe en 3D entre la source et le récepteur, en m;

αatm est le coefficient d'atténuation atmosphérique, en dB/km, à la fréquence centrale nominale pour chaque plage de fréquence, conformément à la norme ISO 9613-1.

Les valeurs du coefficient αatm sont données pour une température de 15 °C, une humidité relative de 70 % et une pression atmosphérique de 101 325 Pa. Elles sont calculées avec les fréquences centrales exactes de la plage de fréquences. Ces valeurs sont conformes à la norme ISO 9613-1. La moyenne météorologique à long terme doit être utilisée si les données météorologiques sont disponibles.

Effet de sol

L'atténuation due à l'effet de sol est principalement le résultat de l'interférence entre le son réfléchi et le son propagé directement de la source au récepteur. Elle est physiquement liée à l'absorption acoustique du sol au-dessus duquel l'onde sonore se propage. Toutefois, elle dépend aussi en grande partie des conditions atmosphériques lors de la propagation, puisque l'inclinaison des rayons sonores modifie la hauteur du trajet au-dessus du sol et rend les effets de sol des zones situées à proximité de la source plus ou moins importants.

Dans le cas où la propagation entre la source et le récepteur est affectée par un éventuel obstacle situé dans le plan de propagation, l'effet de sol est calculé séparément côté source et côté récepteur. Dans ce cas, zs et zr se réfèrent à l'emplacement de la source équivalente et/ou du récepteur comme mentionné ci-après lors de la présentation du calcul de la diffraction Adif .

Caractérisation acoustique du sol

Les propriétés d'absorption acoustique du sol sont principalement liées à sa porosité. Un sol compact est généralement réfléchissant, alors qu'un sol poreux est absorbant.

Pour des besoins opérationnels de calcul, l'absorption acoustique d'un sol est représentée par un coefficient sans dimension G (entre 0 et 1). G est indépendant de la fréquence. Le tableau 2.5.a donne les valeurs G values pour le sol à l'extérieur. En général, la moyenne du coefficient G sur un trajet prend des valeurs situées entre 0 et 1.



Tableau 2.5.a

Valeurs G pour différents types de sol

Description

Type

(kPa·s/m2)

Valeur G

Très absorbant (comme de la neige ou de la mousse)

A

12,5

1

Sol forestier absorbant (comme de la bruyère dense et courte ou de la mousse épaisse)

B

31,5

1

Sol non tassé, meuble (tourbe, herbe, terre meuble)

C

80

1

Sol non tassé normal (couvertures mortes, pâturage)

D

200

1

Champ tassé et gravier (pelouses tassées, parc)

E

500

0,7

Sol dense tassé (route en gravier, parking)

F

2 000

0,3

Surfaces dures (asphalte, béton les plus courants)

G

20 000

0

Surfaces très dures et/ou denses (asphalte dense, béton, eau)

H

200 000

0

Gpath est défini comme la fraction de sol absorbant présent sur l'ensemble du trajet parcouru.

Lorsque la source et le récepteur sont proches de telle sorte que dp ≤ 30(zs + zr ), la distinction entre le type de sol situé près de la source et le type de sol situé près du récepteur est négligeable. Pour tenir compte de cette observation, le facteur sol Gpath est donc finalement corrigé comme suit:



G′path = left accolade

image

si dp ≤ 30(zs + zr )

(2.5.14)

Gpath

autre

où Gs est le facteur sol de la surface source. Gs = 0 pour les plate-formes routières ( 3 ), les voies ferroviaires sur dalle. Gs = 1 pour les voies ferrées sur ballast. Il n'existe pas de réponse générale dans le cas de sources industrielles et d'usines.

G peut être lié à la résistance spécifique à l'écoulement.

image

image

Les deux sous-sections suivantes pour les calculs dans des conditions homogènes et favorables introduisent les notations génériques Gw et Gm pour l'absorption du sol. Le tableau 2.5.b fait correspondre ces notations et les variables Gpath et G′path .



Tableau 2.5.b

Correspondance entre G w et G m et (Gpath, G′path)

 

Conditions homogènes

Conditions favorables

Aground

Δground(S,O)

Δground(O,R)

Aground

Δground(S,O)

Δground(O,R)

Gw

G′path

Gpath

Gm

G′path

Gpath

G′path

Gpath

Calculs dans des conditions homogènes

L'atténuation due à l'effet de sol dans des conditions homogènes est calculée à l'aide des équations suivantes:

si Gpath ≠ 0



image

(2.5.15)

image

fm est la fréquence centrale nominale de la plage de fréquence considérée, en Hz, c est la vitesse du son dans l'air, supposée égale à 340 m/s, et Cf est défini par:



image

(2.5.16)

où les valeurs de w sont données par l'équation ci-dessous:



image

(2.5.17)

Gw peut être égal soit à Gpath, soit à G′path, selon que l'effet de sol est calculé avec ou sans diffraction, et en fonction de la nature du sol sous la source (la source réelle ou diffractée). Les sous-sections suivantes précisent ce point résumé dans le tableau 2.5.b.



image

(2.5.18)

est la limite inférieure de Aground,H .

Pour un trajet (S i,R) dans des conditions homogènes sans diffraction:

Gw = G′path

Gm = G′path

Avec diffraction, il convient de se référer à la section sur la diffraction pour les définitions de et.

si Gpath = 0: Aground,H = – 3 dB

Le terme – 3(1 – Gm ) prend en compte le fait que lorsque la source et le récepteur sont très éloignés, la première réflexion du côté de la source ne se situe plus sur la plate-forme, mais sur la zone naturelle.

Calcul dans des conditions favorables

L'effet de sol dans des conditions favorables est calculé avec l'équation de Aground,H , pour autant que les modifications suivantes soient effectuées:

Si Gpath ≠ 0

a) Dans l'équation de Aground,H , les hauteurs z s et z r sont remplacées par z s + δ z s + δ z T et z r + δ z r + δ z T respectivement, où



left accolade

image

(2.5.19)

image

a o = 2 × 10– 4 m– 1 est l'inverse du rayon de courbure

image

b) La limite inférieure de Aground,F dépend de la géométrie du trajet:



►C1  image  ◄

(2.5.20)

Si Gpath = 0

A ground,F, = Aground,F,min

Les corrections de hauteur δ z s et δ z r transmettent l'effet de courbure du rayon sonore. δ z T représente l'effet de la turbulence.

Gm peut aussi être égal soit à Gpath, soit à G'path, selon que l'effet de sol est calculé avec ou sans diffraction, et en fonction de la nature du sol sous la source (la source réelle ou diffractée). Les sous-sections suivantes précisent ce point.

Pour un trajet (S i,R) dans des conditions favorables sans diffraction:

Gm = Gpath dans l'équation (2.5.17);

Gw = G′path.

Avec diffraction, il convient de se référer à la section suivante pour les définitions de Gw et Gm .

Diffraction

En règle générale, la diffraction doit être étudiée en haut de chaque obstacle situé sur le trajet de propagation. Si le trajet passe «suffisamment haut» au-dessus de l'arête de diffraction, Adif = 0 peut être défini et une vue directe peut être calculée, notamment en évaluant Aground .

En pratique, pour chaque fréquence centrale de la plage de fréquences, la différence de trajet δ est comparée à la quantité – λ/20. Si un obstacle ne produit pas de diffraction, ce qui est par exemple déterminé en fonction du critère de Rayleigh, il n'est pas nécessaire de calculer Adif pour la plage de fréquence considérée. En d'autres termes, Adif = 0 dans ce cas. Autrement, Adif est calculé comme décrit dans le reste de la présente partie. Cette règle s'applique aux conditions homogènes et favorables, à la fois pour la diffraction simple et multiple.

Lorsque, pour une plage de fréquences donnée, un calcul est effectué selon la procédure décrite dans cette section, Aground est défini comme étant égal à 0 dB dans le cadre du calcul de l'atténuation totale. L'effet de sol est pris en compte directement dans l'équation de calcul de la diffraction générale.

Les équations proposées ici sont utilisées pour prendre en compte la diffraction sur des écrans fins, des écrans épais, des bâtiments, des talus (naturels ou artificiels) et les limites des remblais, tranchées et viaducs.

Lorsque plusieurs obstacles diffractants se trouvent sur un trajet de propagation, ils sont traités comme une diffraction multiple en appliquant la procédure décrite dans la section suivante sur le calcul de la différence de trajet.

Les procédures présentées ici sont utilisées pour calculer les atténuations dans des conditions homogènes et dans des conditions favorables. L'inclinaison du rayon est prise en compte dans le calcul de la différence de trajet et pour calculer les effets de sol avant et après diffraction.

Principes généraux

La figure 2.5.c illustre la méthode générale de calcul de l'atténuation due à la diffraction. Cette méthode est fondée sur la décomposition du trajet de propagation en deux parties: le trajet «côté source», située entre la source et le point de diffraction, et le trajet «côté récepteur», situé entre le point de diffraction et le récepteur.

Sont calculés:

 un effet de sol, côté source, Δ ground(S,O)

 un effet de sol, côté récepteur, Δ ground(O,R)

 et trois diffractions:

 

 entre la source S et le récepteur R: Δ dif(S,R)

 entre la source image S′ et R: Δ dif(S′,R)

 entre S et le récepteur image R′: Δ dif(S,R′) .

image

1

:

Côté source

2

:

Côté récepteur

S est la source;

R est le récepteur;

S′ est la source image par rapport au plan du sol moyen côté source;

R′ est le récepteur image par rapport au plan du sol moyen côté récepteur;

O est le point de diffraction;

z s est la hauteur équivalente de la source S par rapport au plan moyen côté source;

z o,s est la hauteur équivalente du point de diffraction O par rapport au plan du sol moyen côté source;

z r est la hauteur équivalente du récepteur R par rapport au plan moyen côté récepteur;

z o,r est la hauteur équivalente du point de diffraction O par rapport au plan du sol moyen côté récepteur.

L'irrégularité du sol entre la source et le point de diffraction, et entre le point de diffraction et le récepteur, est prise en compte au moyen de hauteurs équivalentes calculées par rapport au plan du sol moyen, d'abord côté source et ensuite côté récepteur (deux plans de masse moyens), selon la méthode décrite dans la sous-section sur les hauteurs significatives au-dessus du sol.

Diffraction pure

Pour une diffraction pure, sans effets de sol, l'atténuation est donnée par:



Δdif = left accolade

image

si image

(2.5.21)

0

autre



Ch = 1

(2.5.22)

λ est la longueur d'onde à la fréquence centrale nominale de la plage de fréquence considérée;

δ est la différence de trajet entre le trajet diffracté et le trajet direct (voir sous-sections suivantes sur le calcul de la différence de trajet);

C″ est un coefficient utilisé pour prendre en compte les diffractions multiples:

C″ = 1 pour une diffraction unique.

Pour une diffraction multiple, si e est la distance totale le long du trajet, O1 à O2 + O2 à O3 + O3 à O4 à partir de la «méthode de l'élastique», (voir figures 2.5.d et 2.5.f) et si e est supérieure à 0,3 m (autrement C″ = 1), ce coefficient est défini par:



image

(2.5.23)

Les valeurs de Δdif doivent être liées:

 si Δ dif < 0: Δ dif = 0 dB

 si Δ dif > 25: Δ dif = 25 dB pour une diffraction sur une arête horizontale et uniquement sur le terme Δdif qui figure dans le calcul de Adif . Cette limite supérieure ne doit pas être appliquée dans les termes Δdif qui interviennent dans le calcul de Δ ground , ou pour une diffraction sur une arête verticale (diffraction latérale) dans le cas de la cartographie du bruit industriel.

Calcul de la différence de trajet

La différence de trajet δ est calculée dans un plan vertical comprenant la source et le récepteur. Il s'agit d'une approximation par rapport au principe de Fermat. Cette approximation reste applicable ici (lignes source). La différence de trajet δ est calculée comme dans les figures suivantes, sur la base des situations rencontrées.

Conditions homogènes

image

Remarque: pour chaque configuration, l'expression de δ est donnée.

Conditions favorables

image

Dans des conditions favorables, il est considéré que les trois rayons sonores courbes ►C1  image, image et image  ◄ ont un rayon de courbure identique Γ défini par:



Γ = max(1 000,8 d)

(2.5.24)

La longueur d'une courbe de rayon sonore MN est notée ^MN dans des conditions favorables. Cette longueur est égale à:



image

(2.5.25)

En principe, trois scénarios doivent être envisagés dans le calcul de la différence de trajet dans des conditions favorables δF (voir figure 2.5.e). En pratique, deux équations sont suffisantes:

 si le rayon sonore rectiligne SR est masqué par l'obstacle (1er et 2e cas dans la figure 2.5.e):

 



image

(2.5.26)

 si le rayon sonore rectiligne SR n'est pas masqué par l'obstacle (3e cas dans la figure 2.5.e):

 



image

(2.5.27)

A est l'intersection du rayon sonore rectiligne SR et l'extension de l'obstacle diffractant.

Pour les diffractions multiples dans des conditions favorables, il convient:

 de déterminer l'enveloppe convexe définie par les différentes arêtes de diffraction potentielles,

 d'éliminer les arrêtes de diffraction qui ne se trouvent pas à la limite de l'enveloppe convexe,

 de calculer δF sur la base des longueurs du rayon sonore incurvé en divisant le trajet diffracté en autant de segments incurvés que nécessaire (voir figure 2.5.f)

 



image

(2.5.28)

image

Dans le scénario présenté à la figure 2.5.f, la différence de trajet est:



image

(2.5.29)

Calcul de l'atténuation Adif

L'atténuation due à la diffraction, en tenant compte des effets de sol côté source et côté récepteur, est calculée selon les équations générales suivantes:



image

(2.5.30)

 Δ dif (S,R) est l'atténuation due à la diffraction entre la source S et le récepteur R,

 Δground(S,O) est l'atténuation due à l'effet de sol côté source, pondérée par la diffraction côté source; où il est convenu que O = O1 dans le cas de diffractions multiples comme dans la figure 2.5.f,

 Δground(O,R) est l'atténuation due à l'effet de sol côté récepteur, pondérée par la diffraction côté récepteur (voir la sous-section suivante sur le calcul du terme Δground(O,R)).

Calcul du terme Δground(S,O)



image

(2.5.31)

  Aground(S,O) est l'atténuation due à l'effet de sol entre la source S et le point de diffraction O. Ce terme est calculé comme indiqué dans la sous-section précédente sur les calculs dans des conditions homogènes et dans la sous-section précédente sur le calcul dans des conditions favorables, avec les hypothèses suivantes:

  z r = zo,s ,

  Gpath est calculé entre S et O,

 dans des conditions homogènes: Gw = G′ path dans l'équation (2.5.17), Gm = G′ path dans l'équation (2.5.18),

 dans des conditions favorables: Gw = Gpath dans l'équation (2.5.17), Gm = G′ path dans l'équation (2.5.20),

 Δ dif(S′,R) est l'atténuation due à la diffraction entre la source image S′ et R, calculée comme dans la sous-section précédente sur la diffraction pure,

 Δ dif(S,R) est l'atténuation due à la diffraction entre S et R, calculée comme dans la sous-section VI.4.4.b.

Calcul du terme Δground(O,R)



image

(2.5.32)

  Aground (O,R) est l'atténuation due à l'effet de sol entre le point de diffraction O et le récepteur R. Ce terme est calculé comme indiqué dans la sous-section précédente sur le calcul dans des conditions homogènes et dans la sous-section précédente sur le calcul dans des conditions favorables, avec les hypothèses suivantes:

  z s = z o,r

  Gpath est calculé entre O et R.

La correction G'path ne doit pas être prise en compte ici puisque la source considérée est le point de diffraction. Dès lors, Gpath doit effectivement être utilisé dans le calcul des effets de sol, y compris pour le terme de limite inférieure de l'équation qui devient – 3(1 – Gpath ).

 Dans des conditions homogènes, Gw = Gpath dans l'équation (2.5.17) et Gm = Gpath dans l'équation (2.5.18),

 Dans des conditions favorables, Gw = Gpath dans l'équation (2.5.17) et Gm = Gpath dans l'équation (2.5.20),

 Δ dif(S,R′) est l'atténuation due à la diffraction entre S et le récepteur image R′, calculée comme dans la sous-section précédente sur la diffraction pure,

 Δ dif(S,R) est l'atténuation due à la diffraction entre S et R, calculée comme dans la sous-section précédente sur la diffraction pure.

Scénarios avec arête verticale

L'équation (2.5.21) peut être utilisée pour calculer les diffractions sur des arêtes verticales (diffractions latérales) dans le cas du bruit industriel. Si tel est le cas, l'on postule que Adif = Δ dif(S,R) et le terme Aground est conservé. En outre, Aatm et Aground doivent être calculés à partir de la longueur totale du trajet de propagation. Adiv est toujours calculé à partir de la distance directe d. Les équations (2.5.8) et (2.5.6) deviennent respectivement:



image

(2.5.33)

image

(2.5.34)

Δ dif est effectivement utilisé dans des conditions homogènes dans l'équation (2.5.34).

Réflexions sur des obstacles verticaux

Les réflexions sur des obstacles verticaux sont abordées au moyen de sources-image. Les réflexions sur les façades des bâtiments et les écrans acoustiques sont donc abordées de cette façon.

Un obstacle est considéré comme vertical si son inclinaison par rapport à la verticale est inférieure à 15°.

Lorsqu'il s'agit de réflexions sur des objets dont l'inclinaison par rapport à la verticale est supérieure ou égale à 15°, l'objet n'est pas pris en compte.

Les obstacles pour lesquels au moins une dimension est inférieure à 0,5 m doivent être ignorés dans le calcul de la réflexion, à l'exception des configurations spéciales ( 4 ).

Il convient de remarquer que les réflexions sur le sol ne sont pas abordées dans le présent document. Elles sont prises en compte dans les calculs de l'atténuation à la limite (sol, diffraction).

Si LWS est le niveau de puissance de la source S et αr le coefficient d'absorption de la surface de l'obstacle tel que défini par la norme EN 1793-1:2013, alors le niveau de puissance de la source image S' est égal à:



LWS′ = LWS + 10 · lg(1 – αr ) = LWS + Arefl

(2.5.35)

où 0 ≤ αr < 1

Les atténuations de propagation décrites ci-dessus sont ensuite appliquées à ce trajet (image source, récepteur), comme pour un trajet direct.

image

Dans la recherche géométrique des trajets du son, lors de la réflexion sur un obstacle vertical (mur, bâtiment), la position de l'impact du rayon par rapport au bord supérieur de cet obstacle détermine la proportion plus ou moins importante de l'énergie effectivement réfléchie. Cette perte d'énergie acoustique lorsque le rayon subit une réflexion est appelée atténuation par rétrodiffraction.

Dans le cas de réflexions multiples potentielles entre deux murs verticaux, la première réflexion doit au moins être prise en compte.

Dans le cas d'une tranchée (voir par exemple la figure 2.5.h), l'atténuation par rétrodiffraction doit être appliquée à chaque réflexion sur les murs de soutènement.

image

Dans cette représentation, le rayon sonore atteint le récepteur «en passant successivement à travers» les murs de soutènement du fossé, qui peuvent dès lors être comparés à des ouvertures.

Lors du calcul de la propagation à travers une ouverture, le champ acoustique au récepteur est la somme du champ direct et du champ diffracté par les bords de l'ouverture. Ce champ diffracté garantit la continuité de la transition entre la zone libre et la zone d'ombre. Lorsque le rayon s'approche du bord de l'ouverture, le champ direct est atténué. Le calcul est identique à celui de l'atténuation par un écran dans l'aire d'exploration.

La différence de trajet δ′ associée à chaque rétrodiffraction est l'opposé de la différence de trajet entre S et R par rapport à chaque bord supérieur O, et ceci dans une vue conforme à une coupe transversale dépliée (voir figure 2.5.i).



δ′ = – (SO + OR – SR)

(2.5.36)

image

Le signe «moins» de l'équation (2.5.36) signifie que le récepteur est considéré ici dans la zone éclairée.

L'atténuation par rétrodiffraction Δretrodif est obtenue par l'équation (2.5.37), similaire à l'équation (2.5.21) avec des notations remaniées.



Δretrodif = left accolade

image

si image

(2.5.37)

0

autre

Cette atténuation est appliquée au rayon direct chaque fois qu'il «passe à travers» (se réfléchit sur) un mur ou un bâtiment. Le niveau de puissance de la source image S′ devient dès lors:



LW′ = LW + 10 × lg(1 – αr ) – Δretrodif

(2.5.38)

Dans des configurations de propagation complexe, des diffractions peuvent exister entre les réflexions, ou entre le récepteur et les réflexions. Dans ce cas, la rétrodiffraction par les murs est estimée en tenant compte du trajet entre la source et le premier point de diffraction R' (dès lors considéré comme le récepteur dans l'équation (2.5.36). Ce principe est illustré à la figure 2.5.j.

image

Dans le cas de réflexions multiples, les réflexions dues à chaque réflexion unique sont ajoutées.

2.6.    Dispositions générales — bruit des avions

2.6.1.    Définitions et symboles

Certains termes importants seront définis par la signification générale qui leur est attribuée dans le présent document. Cette liste n'est toutefois pas exhaustive. Seuls les acronymes et expressions récurrents y figurent. Les autres sont définis lors de leur première apparition dans le corps du texte.

Les symboles mathématiques (énumérés après la liste de termes) sont les principaux utilisés dans les équations du texte principal. D'autres symboles utilisés localement, tant dans le texte que dans les appendices, sont définis au moment de leur utilisation.

Il convient d'attirer régulièrement l'attention du lecteur sur l'interchangeabilité des termes son et bruit dans ce document. Bien que le mot bruit ait une connotation subjective, puisque les acousticiens le définissent généralement comme un «son non souhaité», dans le domaine du contrôle de bruit des avions, il est généralement pris dans son acceptation de son, en d'autres termes une énergie qui se propage dans l'air et est transmise par le mouvement des ondes acoustiques. Le symbole «→» indique des références croisées à d'autres termes repris dans la liste.

Termes

AIP

Aeronautical Information Publication (publication d'information aéronautique)

Configuration de l'avion

Les positions des becs de bord d'attaque, volets et train d'atterrissage.

Mouvement de l'avion

Atterrissage, décollage ou toute autre action de l'avion qui influe sur l'exposition au bruit autour d'un aérodrome.

Données de bruit et de performance de l'avion

Données décrivant les caractéristiques acoustiques et opérationnelles des différents types d'avion requis par le processus de modélisation. Elles comprennent →le rapport bruit-puissance-distance (NPD) et les informations permettant de calculer la puissance/poussée des moteurs comme une fonction de la →configuration de vol. Les données sont généralement fournies par les avionneurs, même si, en cas d'impossibilité, elles peuvent être obtenues d'après d'autres sources. Lorsque aucune donnée n'est disponible, il est courant de représenter l'avion concerné en adaptant les données d'un avion similaire — ce procédé est appelé substitution.

Altitude

Hauteur au-dessus du niveau moyen de la mer.

Base de données ANP

Base de données internationale de bruit et de performance des avions de l'appendice I.

Niveau acoustique avec pondération A, LA

Échelle de niveau de son/bruit de base destinée à la mesure du bruit environnemental, dont celui émis par les avions, et sur laquelle sont fondées la plupart des métriques de courbes de niveau de bruit.

Route-sol centrale

Route-sol représentative ou nominale qui définit le centre d'une enveloppe de routes.

Niveau de base d'un événement acoustique

Niveau d'un événement acoustique lu depuis une base de données NPD.

Lâcher des freins

Début du roulage

Poussée nette corrigée

Selon un régime moteur donné, (par exemple, EPR ou N 1), la poussée nette diminue avec la densité de l'air, et donc, avec la prise d'altitude de l'avion. La poussée nette corrigée est la valeur au niveau de la mer.

Niveau sonore/de bruit cumulatif

Mesure en décibel d'un son reçu sur une plage de temps spécifique, à un point situé à proximité d'un aéroport, à partir du trafic d'avions empruntant des trajectoires de vol normales dans des conditions opérationnelles normales. Le niveau est calculé en accumulant les niveaux sonores/de bruit se produisant à ce point.

Somme ou moyenne décibel

Parfois appelée valeur d'«énergie» ou «logarithmiquev» (opposée à arithmétique). Utilisée en cas de nécessité pour additionner ou moyenner les quantités sous-jacentes similaires à l'énergie, par exemple la

image

Fraction d'énergie, F

Rapport entre l'énergie acoustique reçue par un segment et l'énergie reçue par la trajectoire de vol infinie.

Régime moteur

Valeur du → paramètre de puissance lié au bruit servant à déterminer les émissions de bruit à partir de la base de données NPD.

Niveau de bruit équivalent (continu), Leq

Mesure du son à long terme. Niveau d'un son stable hypothétique qui, sur une plage de temps spécifique, contient la même énergie totale que le son réel variable.

Niveau acoustique d'un événement

Mesure en décibel de la quantité finie d'un son (ou bruit) du passage d'un avion ® niveau d'exposition au bruit

Configuration de vol

= → Configuration de l'avion + → Paramètres de vol

Paramètres de vol

Régime moteur, vitesse, angle de roulis et masse.

Trajectoire de vol

Trajectoire d'un avion en vol dans un espace tridimensionnel, généralement en référence au début du roulage du décollage ou au seuil de piste.

Segment de la trajectoire de vol

Partie de la trajectoire de vol d'un avion représentée pour les besoins de modélisation du bruit par une ligne droite de longueur finie

Procédure de vol

Séquence d'étapes opérationnelles suivies par l'équipage d'un avion ou le système de gestion de vol: elle exprime les changements de configuration de vol comme une fonction de distance le long de la route-sol.

Profil de vol

Variation de la hauteur de l'avion le long de la route (comprend parfois également des changements de la → configuration de vol) — décrite par un ensemble de → points du profil.

Plan du sol

(ou Plan du sol nominal) Surface au sol au point de référence de l'aérodrome, à partir duquel sont normalement calculées les courbes de niveau de bruit.

Vitesse sol

Vitesse de l'avion par rapport à un point fixe au sol.

Route-sol

Projection verticale de la trajectoire de vol sur le plan du sol.

Hauteur

Distance verticale entre un avion et le → plan du sol

Niveau acoustique intégré

Également appelé → niveau d'exposition au bruit d'un événement individuel.

ISA

International Standard Atmosphere (atmosphère type internationale) — définie par l'OACI. Définit la variation de température, pression et densité de l'air avec la hauteur au-dessus du niveau moyen de la mer. Sert à normaliser les résultats des calculs de conception des avions et l'analyse des données d'essais.

Atténuation latérale

Atténuation excédentaire du son avec la distance attribuable, directement ou indirectement, à la présence de la surface du sol. Elle est importante pour les faibles angles de site (de l'avion au-dessus du plan du sol).

Niveau sonore/de bruit maximal

Niveau sonore maximal atteint au cours d'un événement.

Niveau moyen de la mer, MSL

Hauteur standard de la surface de la Terre à laquelle se réfère → l'ISA.

Poussée nette

Force propulsive exercée par les moteurs sur la cellule.

Bruit

Le bruit se définit comme un son indésirable. Cependant, les métriques comme le niveau acoustique avec pondération A (LA ) et niveau effectif de bruit perçu (EPNL) convertissent efficacement les niveaux sonores en niveaux de bruit. Malgré la rigueur qui s'impose, les termes «son» et «bruit» sont parfois employés indifféremment dans le présent document, ainsi qu'ailleurs — en particulier lorsqu'ils sont associés au terme niveau.

Courbe de niveau de bruit

Ligne joignant les points où l'indice de bruit d'un avion est constant autour d'un aéroport.

Impact de bruit

Expression regroupant tous les effets indésirables du bruit sur les individus. Notons que les métriques de bruit sont implicitement des indicateurs de l'impact de bruit.

Indice de bruit

Mesure d'un son ou d'un bruit cumulatif ou à long terme mis en corrélation avec ses effets sur les individus. Cette mesure est considérée comme un indicateur prévisionnel ou «prédicteur» des effets d'un son ou d'un bruit sur les individus. Certains facteurs peuvent être pris en compte en plus de l'amplitude d'un son (l'heure de la journée en particulier). Exemple: l'indicateur de bruit jour-soir-nuit LDEN .

Niveau de bruit

Mesure en décibel du son sur une échelle indiquant son degré d'intensité ou de bruyance. S'agissant du bruit environnemental émis par un avion, deux échelles sont généralement utilisées: le niveau acoustique avec pondération A et le niveau de bruit perçu. Ces échelles appliquent différentes pondérations aux sons de différentes fréquences — dans le but d'avoisiner la perception humaine.

Métrique du bruit

Expression servant à décrire toute mesure de la quantité de bruit à la position du récepteur, qu'il s'agisse d'un événement individuel ou d'une accumulation de bruit sur une plage prolongée. Il existe deux mesures du bruit d'un événement individuel couramment utilisées: le niveau maximal atteint au cours de l'événement, ou le niveau d'exposition au bruit, une mesure de l'énergie acoustique totale déterminée par l'intégration du temps.

Rapport/données de bruit-puissance-distance (NPD)

Niveaux des événements acoustiques répertoriés comme des fonctions de distance au-dessous d'un avion pour un vol en régime stabilisé à une vitesse de référence, dans une atmosphère de référence, pour chacun des → régimes moteur. Les données rendent compte des effets de l'atténuation du son résultant de la propagation sphérique des ondes (loi de l'inverse du carré de la distance) et l'absorption atmosphérique. La distance est définie de façon perpendiculaire à la trajectoire de vol de l'avion et de l'axe des ailes (c'est-à-dire verticalement au-dessous de l'avion pour un vol rectiligne).

Paramètre de puissance lié au bruit

Paramètre décrivant ou indiquant l'effort propulsif généré par les moteurs d'un avion auxquels peut logiquement être associée l'émission de la puissance acoustique; généralement considéré comme étant la → poussée nette corrigée. Librement appelé «puissance» ou «régime moteur» dans le corps du texte.

Importance de bruit

Un segment de la trajectoire de vol possède une importance de bruit si sa contribution affecte sensiblement l'amplitude du niveau acoustique reçu. La non-prise en compte de tous les segments de vol ne possédant aucune importance de bruit peut permettre d'éviter un lourd traitement informatique

Observateur

Récepteur

Étapes procédurales

Éléments déterminant d'un profil de vol; ces étapes comportent des changements de vitesse et/ou d'altitude.

Point du profil

Hauteur du point final d'un segment de trajectoire de vol — dans le plan vertical au-dessus de la route-sol.

Récepteur

Récepteur d'un bruit provenant d'une source; principalement en un point sur ou à proximité de la surface du sol.

Atmosphère de référence

Classification des taux d'absorption employés pour normaliser les données NPD (voir appendice D)

Jour de référence

Ensemble de conditions atmosphériques à partir desquelles sont normalisées les données ANP.

Durée de référence

Intervalle de temps nominal servant à la normalisation des mesures des niveaux d'exposition au bruit d'un événement individuel; égal à 1 seconde dans le cas du → SEL.

Vitesse de référence

Vitesse sol de l'avion d'après laquelle sont normalisées les données NPD du → SEL.

SEL

(Sound Exposure Level) → Niveau d'exposition au bruit

Niveau d'exposition au bruit d'un événement individuel

Niveau acoustique que possèderait un événement si toutes les énergies acoustiques étaient compressées de manière uniforme dans un intervalle de temps standard appelé → durée de référence.

Sol doux

Surface au sol dite «douce» sur le plan acoustique, généralement herbeuse, qui entoure la plupart des aérodromes. Parmi les surfaces au sol dites acoustiquement «dures», c'est-à-dire hautement réflectives, figurent le béton et l'eau. La méthodologie des courbes de niveau de bruit décrite dans le présent document s'applique à des conditions de sol doux.

Son

Énergie transmise dans l'air par le mouvement ondulatoire (longitudinal), et ressentie par l'oreille.

Atténuation du son

Diminution de l'intensité sonore avec la distance le long de la trajectoire de propagation. S'agissant du bruit des avions, elle est engendrée par la propagation sphérique des ondes, l'absorption atmosphérique et →atténuation latérale

Exposition du bruit

Mesure de l'immission de l'énergie acoustique totale sur une plage de temps donnée

Niveau d'exposition au bruit, LAE

(Sigle: SEL) Métrique normalisée par l'ISO 1996-1 ou l'ISO 3891 = niveau d'exposition au bruit d'un événement individuel pondéré A et référencé sur 1 seconde.

Intensité sonore

Force de l'immission sonore en un point — liée à l'énergie acoustique (et indiquée par les niveaux acoustiques mesurés).

Niveau sonore

Mesure en décibel de l'énergie acoustique. Le son reçu fait ou non l'objet d'une «pondération fréquentielle»; les niveaux auxquels est appliquée une pondération sont souvent appelés → niveaux acoustiques, niveaux de bruit

Durée de l'étape et/ou du trajet

Distance jusqu'à la première destination d'un avion au départ, considérée comme étant un indicateur de la masse de l'avion.

Début du roulage, SOR

Point de la piste où, en théorie, les freins sont lâchés pour laisser prendre à l'appareil l'accélération nécessaire au décollage. Également appelé «lâché des freins».

Vitesse vraie

Vitesse réelle d'un avion par rapport à l'air (= vitesse au sol dans air non perturbé ou calme)

Niveau acoustique pondéré équivalent, Leq,W

Version modifiée de Leq à laquelle sont attribuées différentes pondérations au bruit se produisant sur différentes plages de la journée (généralement, le jour, le soir et la nuit).

Symboles

d

Distance la plus courte du point d'observation à un segment de la trajectoire de vol

dp

Distance du point d'observation à la trajectoire de vol, mesurée perpendiculairement à celle-ci (distance oblique)

dλ

Distance graduée

Fn

Poussée nette réelle par moteur

Fn/δ

Poussée nette corrigée par moteur

h

Altitude de l'avion (au-dessus du niveau moyen de la mer)

L

Niveau acoustique d'un événement (échelle non définie)

L(t)

Niveau acoustique au temps t (échelle non définie)

LA , LA(t)

Niveau de pression acoustique maximal avec pondération A (au temps t) — mesuré sur l'échelle lente d'un sonomètre

LAE

(SEL) Niveau d'exposition au bruit

LAmax

Valeur maximale de LA(t) au cours d'un événement

LE

Niveau d'exposition au bruit d'un événement individuel

LE∞

Niveau d'exposition au bruit d'un événement individuel déterminé à partir de la base de données NPD

LEPN

Niveau effectif de bruit perçu

Leq

Niveau de bruit équivalent (continu)

Lmax

Valeur maximale de L(t) au cours d'un événement

Lmax,seg

Niveau maximal généré par un segment

Distance perpendiculaire d'un point d'observation à la route-sol

lg

Logarithme de base 10

N

Nombre de segments ou de sous-segments

NAT

Nombre événements avec un Lmax dépassant un seuil spécifique

P

Paramètre de puissance dans la variable L(P,d) du NPD

Pseg

Paramètre de puissance en rapport à un segment particulier

q

Distance du début du segment au point d'approche le plus proche

R

Rayon du virage

S

Écart type

s

Distance le long de la trajectoire de vol

sRWY

Longueur de piste

t

Temps

te

Durée effective d'un événement acoustique individuel

t 0

Moment de référence pour un niveau acoustique intégré

V

Vitesse sol

Vseg

Vitesse sol du segment équivalent

Vref

Vitesse sol de référence pour laquelle sont définies les données NPD

x,y,z

Coordonnées locales

x′ ,y′ ,z′

Coordonnées de l'avion

XARP ,YARP , ZARP

Position d'un point de référence de l'aérodrome selon des coordonnées géographiques

z

Hauteur d'un avion au-dessus du plan du sol/point de référence de l'aérodrome

α

Paramètre utilisé pour le calcul de la correction du segment fini Δ F

β

Angle de site de l'avion par rapport au plan du sol

ε

Angle de roulis de l'avion

γ

Angle de montée/descente

φ

Angle de dépression (paramètre de directivité latérale)

λ

Longueur totale d'un segment

ψ

Angle compris entre le sens du mouvement de l'avion et le sens vers l'observateur

ξ

Cap de l'avion, mesuré dans le sens horaire en fonction du nord magnétique

Λ(β,)

Atténuation latérale air-sol

Λ(β)

Atténuation latérale air-sol à grande portée

Γ()

Facteur de distance de l'atténuation latérale

Δ

Changement de valeur d'une quantité, ou correction (comme indiqué dans le texte)

Δ F

Correction du segment fini

Δ I

Correction liée à l'emplacement des moteurs

Δ i

Pondération pour le énième (i) moment sur une plage d'une journée, en dB

Δ rev

Inversion de poussée

Δ SOR

Correction du départ de roulage

Δ V

Correction de la durée (vitesse)

Indices

1, 2

Indices indiquant les valeurs de début et de fin d'un intervalle ou d'un segment

E

Exposition

i

Indice cumulatif des types/catégories d'avion

j

Indice cumulatif des routes-sol/sous-routes

k

Indice cumulatif des segments

max

Maximum

ref

Valeur de référence

seg

Valeur spécifique d'un segment

SOR

Lié au départ de roulage

TO

Décollage

2.6.2.    Cadre de qualité

Exactitude des valeurs d'entrée

Toutes les valeurs d'entrée influençant le niveau d'émission d'une source, y compris la position de la source, sont déterminées avec un degré d'exactitude au moins équivalent à une incertitude de ± 2dB(A) dans le niveau d'émission de la source (les autres paramètres restant inchangés).

Utilisation de valeurs par défaut

Dans le cadre de l'application de la méthode, les données d'entrée doivent refléter l'utilisation réelle. De manière générale, la méthode ne se fondera pas sur des valeurs d'entrée par défaut ou des hypothèses. En particulier, les trajectoires de vol dérivées de données radar doivent être utilisées si tant est qu'elles existent et soient de qualité suffisante. Des valeurs d'entrée par défaut et des hypothèses sont toutefois acceptées, par exemple, dans le cas de l'utilisation de trajectoires modélisées en lieu et place de trajectoires de vol dérivées de données radar, si la collecte de données réelles est associée à un coût disproportionné.

Qualité du logiciel utilisé pour effectuer les calculs

Tout logiciel utilisé pour effectuer les calculs doit démontrer sa conformité avec les méthodes décrites dans le présent document moyennant la certification des résultats par rapport aux essais.

2.7.    Bruit des avions

2.7.1.    Objet et champ d'application du présent document

Les cartes de courbes de niveau de bruit servent à indiquer l'ampleur et la magnitude de l'impact du bruit des avions autour des aéroports, ledit impact étant illustré par les valeurs d'une métrique ou d'un indice de bruit spécifique. Une courbe de niveau de bruit est une ligne le long de laquelle la valeur de l'indice est constante. La valeur de l'indice regroupe d'une certaine manière tous les événements acoustiques d'un avion donné qui se produisent au cours d'une période de temps spécifique, normalement mesurée en jour ou en mois.

Le bruit perçu au sol en divers points en provenance d'avions en phase de décollage ou d'atterrissage sur un aérodrome voisin dépend de nombreux facteurs, dont les plus importants sont les types d'avion et de moteur, les procédures de gestion concernant la puissance, les volets et la vitesse, l'éloignement de chaque point par rapport aux diverses trajectoires de vol, la topographie locale et les conditions météorologiques. Les opérations aéroportuaires comprennent généralement différents types d'avion, diverses procédures de vol et une gamme de masses opérationnelles.

Les courbes de niveau de bruit sont générées par le calcul mathématique des surfaces de valeurs locales d'indices de bruit. Ce document explique en détail comment calculer, en un point d'observation, les niveaux des événements acoustiques individuels des avions, pour un vol ou un type de vol spécifique, pour ensuite les moyenner ou les cumuler, afin de produire les valeurs indicielles en ce point. La surface requise des valeurs indicielles est simplement générée par la répétition des calculs autant de fois que nécessaire pour différents mouvements d'avions — en veillant à optimiser l'efficacité en excluant les événements minimes en matière de bruit (autrement dit, qui ne contribuent pas ou peu au total).

Plusieurs activités génératrices de bruit sur les aéroports peuvent être exclues des procédures de calcul lorsqu'elles ne contribuent pas à l'exposition de la population générale aux bruits aériens et n'influent pas sur les courbes de niveau de bruit. Au nombre de ces activités figurent les hélicoptères, le roulage, les essais moteurs et l'utilisation de groupes auxiliaires de puissance. Cela ne signifie pas pour autant que leur impact soit négligeable, et en pareilles circonstances, l'évaluation des sources peut être réalisée comme énoncé aux points 2.7.21 et 2.7.22.

2.7.2.    Structure du document

Le processus de génération des courbes de niveau de bruit est illustré à la figure 2.7.a. Les courbes de niveau de bruit sont produites à des fins diverses, qui tendent à régir les exigences afférentes aux sources et au prétraitement des données entrantes. Les courbes de niveau de bruit décrivant l'impact de bruit historique peuvent être générées à partir d'enregistrements réels des opérations aériennes — de leurs mouvements, masses, trajectoires de vol mesurées par radar, etc. Les courbes de niveau de bruit utilisées pour les besoins de planification future reposent davantage sur des prévisions — du trafic et des trajectoires de vol, ainsi que sur les caractéristiques de bruit et de performance des avions de prochaine génération.

Figure 2.7.a

Processus de génération des courbes de niveau de bruit

image

Quelle que soit la source des données de vol, chaque mouvement différent d'un avion, en phase de décollage ou d'atterrissage, est défini en termes de géométrie de la trajectoire de vol et d'émission de bruit de l'avion le long de cette trajectoire (les mouvements quasiment identiques en termes de bruit et de trajectoire de vol sont inclus par simple multiplication). L'émission du bruit dépend des caractéristiques de l'avion — principalement de la puissance délivrée par ses moteurs. La méthodologie recommandée nécessite de diviser la trajectoire de vol en segments. Les points 2.7.3 à 2.7.6 résument les éléments de la méthodologie et expliquent le principe de segmentation sur lequel elle repose, autrement dit le fait que le niveau de bruit d'un événement observé résulte du regroupement des contributions de tous les segments «notables en matière de bruit» de la trajectoire de vol, dont chacun peut être calculé indépendamment des autres. Les points 2.7.3 à 2.7.6 récapitulent également les exigences relatives aux données entrantes nécessaires à la production d'un ensemble de courbes de niveau de bruit. L'appendice A énonce des spécifications détaillées relatives aux données opérationnelles nécessaires.

Les points 2.7.7 à 2.7.13 décrivent la façon dont sont calculés les segments de la trajectoire de vol d'après les données entrantes prétraitées. Ce calcul nécessite des applications de l'analyse des performances de vol des avions, dont les équations sont détaillées à l'appendice B. Les trajectoires de vol sont sujettes à une variabilité sensible: les trajectoires sont dispersées sur une bande en raison des différences dans les conditions atmosphériques, la masse des avions, les procédures d'exploitation, les contraintes imposées par le contrôle de la circulation aérienne, etc. Cette variabilité est prise en compte par la description de chaque trajectoire de vol de manière statistique, à savoir une route «centrale» accompagnée d'un ensemble de trajectoires dispersées. Ce phénomène est également expliqué aux points 2.7.7 à 2.7.13 et étayé par un complément d'information figurant à l'appendice C.

Les points 2.7.14 à 2.7.19 définissent les étapes à suivre pour le calcul du niveau de bruit d'un événement donné — le bruit généré en un point du sol par le mouvement d'un avion. L'appendice D concerne le recalcul des données NPD pour des conditions non référencées. L'appendice E définit la source acoustique dipôle utilisée dans le modèle pour la description du son d'après les segments de longueur finie de la trajectoire de vol.

Les applications des rapports de modélisations décrits aux points 2.7.7 à 2.7.13 et aux points 2.7.14 à 2.7.19 nécessitent, outre des trajectoires de vol pertinentes, des données acoustiques et opérationnelles appropriées pour les avions en question.

La détermination du niveau d'un événement pour un mouvement d'avion individuel au point unique d'observation représente le calcul de base. Il doit être reproduit pour tous les mouvements d'avion à chacun des groupements de points prescrits couvrant la surface estimée pour les courbes de niveau de bruit requises. À chaque point, les niveaux des événements sont regroupés ou moyennés pour obtenir un «niveau cumulatif» ou une valeur de l'indice de bruit. Cette partie du processus est décrite aux points 2.7.20 et 2.7.23 à 2.7.25.

Les points 2.7.26 à 2.7.28 résument les options et exigences pour l'adaptation des courbes de niveau de bruit aux groupements des valeurs d'indice de bruit. Ils fournissent des éléments d'orientation relatifs à la génération des courbes et au prétraitement.

2.7.3.    Le concept de segmentation

Pour tout avion spécifique, la base de données contient des rapports bruit-puissance-distance (NPD) de base. Ces derniers définissent, pour un vol direct stabilisé à une vitesse de référence dans des conditions atmosphériques de référence et une configuration de vol donnée, les niveaux des événements acoustiques reçus, à la fois maximaux et intégrés dans le temps, directement au-dessous de l'avion ( 5 ) comme une fonction de distance. S'agissant de la modélisation du bruit, le régime moteur, élément capital, est représenté par un paramètre de puissance lié au bruit; le paramètre généralement utilisé est la poussée nette corrigée. Les niveaux des événements de base déterminés d'après la base de données sont ajustés afin de refléter, tout d'abord, les différences entre les conditions atmosphériques réelles (c'est-à-dire modélisées) et celles de référence, et, dans le cas des niveaux d'exposition au bruit, la vitesse de l'avion, puis les différences entre la propagation vers le bas et latérale du son. Cette dernière différence est due à la directivité latérale (effets liés à l'emplacement des moteurs) et l'atténuation latérale. Cependant, les niveaux des événements ajustés de cette manière ne s'appliquent toujours qu'au bruit total émis par l'avion pour un vol en régime stabilisé.

La segmentation est le processus selon lequel le modèle de courbe de niveau de bruit recommandé adapte les données NPD et latérales de la trajectoire infinie pour calculer le bruit au niveau du récepteur depuis une trajectoire de vol non uniforme, c'est-à-dire une trajectoire le long de laquelle la configuration de vol de l'avion varie. Pour calculer le niveau acoustique de l'événement d'un mouvement d'avion, la trajectoire de vol est représentée par un ensemble de segments de droite contigus, dont chacun peut être considéré comme une partie finie d'une trajectoire infinie pour laquelle les ajustements NPD et latéraux sont connus. Le niveau maximal de l'événement correspond simplement à la plus grande des valeurs des segments individuels. Le niveau intégré dans le temps de l'événement acoustique total est calculé par la somme du bruit reçu depuis un nombre suffisant de segments, c'est-à-dire ceux qui participent de façon notable au bruit total de l'événement.

La méthode destinée à estimer le volume de bruit auquel contribue un segment fini au niveau d'un événement intégré est purement empirique. La fraction de l'énergie F — le bruit émis par le segment comme étant une proportion du bruit total de la trajectoire infinie — est décrite par une expression relativement simple qui tient compte de la directivité longitudinale du bruit des avions et de la «vue» du récepteur du segment. L'une des raisons pour lesquelles une méthode empirique simple se révèle généralement adéquate tient au fait que, en règle générale, la majorité du bruit provient du segment le plus proche, habituellement adjacent, dont le point d'approche le plus proche (CPA) du récepteur se trouve dans le segment (et non à l'une de ses extrémités). Cela signifie que les estimations du bruit d'après les segments non adjacents peuvent être de plus en plus approximatives à mesure que ces derniers s'éloignent du récepteur, sans compromettre outre mesure la précision requise.

2.7.4.    Trajectoires de vol: routes et profils

Dans le cadre de la modélisation, une trajectoire de vol correspond à la description complète du mouvement d'un avion dans l'espace et le temps ( 6 ). Avec la force propulsive (ou tout autre paramètre de puissance lié au bruit), il s'agit de l'information nécessaire au calcul du bruit généré. La route-sol correspond à la projection verticale de la trajectoire de vol au niveau du sol. Elle est conjuguée au profil de vol vertical pour construire une trajectoire de vol tridimensionnelle. La modélisation par segmentation impose que la trajectoire de vol de chaque mouvement différent de l'avion soit décrite par une série de segments de droite contigus. La façon dont est représentée la segmentation obéit au besoin d'équilibrer précision et efficacité. En effet, il convient d'avoisiner suffisamment la trajectoire de vol réelle incurvée, tout en minimisant les contraintes informatiques et les exigences liées aux données. Chaque segment doit être défini selon les coordonnées géométriques de ses extrémités, la vitesse associée et les paramètres du régime moteur de l'avion (dont dépend l'émission de bruit). Les trajectoires de vol et le régime moteur peuvent être déterminés de plusieurs façons. Les principales impliquent: a) la synthèse d'une série d'étapes procédurales; et b) l'analyse des données mesurées des profils de vol.

La synthèse d'une trajectoire de vol (a) requiert des connaissances (ou des hypothèses) relatives aux routes-sol et à leurs dispersions latérales, à la masse de l'avion, à sa vitesse, à la position de ses volets, à ses procédures de gestion de la poussée, à l'altitude de l'aéroport, au vent et à la température de l'air. Les équations relatives au calcul du profil de vol à partir des paramètres propulsifs et aérodynamiques requis sont mentionnées à l'appendice B. Chaque équation contient des coefficients (et/ou des constantes) fondés sur des données empiriques pour chaque type d'avion spécifique. Les équations relatives à la performance aérodynamique mentionnées à l'appendice B permettent de prendre en considération toute combinaison acceptable de la masse opérationnelle de l'avion et de la procédure de vol, y compris les opérations pour différentes masses totales au décollage.

L'analyse des données mesurées (b), par exemple par les enregistreurs de données de vol, les radars ou autres équipements de suivi des mouvements aériens, implique une «rétro-ingénierie», autrement dit une inversion du processus de synthèse (a). Au lieu d'estimer l'état de l'avion et des moteurs à la fin des segments de vol en intégrant les effets des forces aérodynamiques et de la poussée agissant sur la cellule, les forces sont estimées par différenciation des variations de hauteur et de vitesse de la cellule. Les procédures nécessaires au traitement des informations de la trajectoire de vol sont décrites au point 2.7.12.

Selon une dernière application de la modélisation du bruit, chaque vol pourrait théoriquement être représenté de façon indépendante, ce qui garantirait une prise en compte précise de la dispersion spatiale des trajectoires de vol, qui peut s'avérer très importante. Cependant, pour conserver la préparation des données et le temps de traitement informatique dans des limites raisonnables, les enveloppes de trajectoires de vol sont couramment représentées par un nombre restreint de «sous-routes» latérales (la dispersion verticale est généralement représentée de manière satisfaisante par la prise en compte des effets de variation de la masse des avions sur les profils verticaux).

2.7.5.    Bruit et performance des avions

La base de données ANP reprise à l'appendice I couvre la plupart des types d'avion existants. Les types d'avion ou les variantes pour lesquels aucune donnée n'est actuellement répertoriée, peuvent être représentés par des données correspondant à d'autres avions normalement similaires qui figurent dans la base de données.

La base de données ANP comprend des «étapes procédurales» par défaut visant à permettre la construction de profils de vols pour au minimum une procédure commune de décollage à moindre bruit. Les entrées plus récentes de la base de données couvrent deux procédures différentes de décollage à moindre bruit.

2.7.6.    Opérations aéroportuaires et aériennes

Les données relatives aux cas spécifiques d'après lesquelles sont calculées les courbes de niveau de bruit pour un scénario aéroportuaire particulier sont les suivantes.

Données aéroportuaires générales

 Le point de référence de l'aérodrome (simplement destiné à localiser l'aérodrome selon les coordonnées géographiques appropriées) est par définition le point d'origine du système local de coordonnées cartésiennes utilisé pour la procédure de calcul.

 L'altitude de référence de l'aérodrome (c'est-à-dire l'altitude du point de référence de l'aérodrome) correspond à l'altitude du plan du sol nominal selon laquelle, en l'absence de corrections topographiques, les courbes de niveau de bruit sont définies.

 Paramètres météorologiques moyens au niveau, ou à proximité, du point de référence de l'aérodrome (température, humidité relative, vitesse moyenne et sens du vent).

Données relatives aux pistes

Pour chaque piste, il convient de disposer des informations suivantes:

 désignation de la piste,

 point de référence de la piste (centre de la piste exprimé selon des coordonnées locales),

 longueur, sens et déclivité moyenne de la piste,

 position du début de roulage et du seuil de piste ( 7 ).

Données relatives aux routes-sol

Les routes-sol des avions doivent être décrites par une série de coordonnées au niveau du plan du sol (horizontal). La source des données relatives aux routes-sol dépend de la disponibilité de données radar pertinentes. Si ces données sont disponibles, une route centrale fiable et ses sous-routes (dispersées) associées et adaptées peuvent être établies au moyen d'une analyse statistique des données. Dans le cas contraire, les routes centrales sont généralement construites d'après des informations procédurales pertinentes, en recourant par exemple aux procédures normalisées de départ aux instruments issues des publications d'informations aéronautiques. Cette description conventionnelle comprend les informations suivantes:

 désignation de la piste d'où part la trajectoire,

 description du début de la trajectoire (début du roulage, seuil de piste),

 longueur des segments (pour les virages, rayons et changements de cap).

Ces informations constituent le minimum requis pour la définition de la route centrale. Cependant, les niveaux de bruit moyens calculés à partir de l'hypothèse selon laquelle les avions suivent des routes nominales peuvent être responsables d'erreurs locales de l'ordre de plusieurs décibels. La dispersion latérale doit donc être représentée grâce aux informations supplémentaires suivantes:

 largeur de la bande (ou autre statistique de dispersion) à chaque extrémité de segment,

 nombre de sous-routes,

 distribution des mouvements perpendiculairement à la route centrale.

Données relatives au trafic aérien

Les données relatives au trafic aérien sont les suivantes:

 la plage de temps couverte par les données,

 le nombre de mouvements (décollages et atterrissages) pour chaque type d'avion sur chaque trajectoire de vol, sous-divisé par: 1) le moment de la journée dont dépendent les descripteurs de bruit; 2) pour les décollages, les masses opérationnelles ou les longueurs d'étape; et 3) les procédures opérationnelles, en cas de nécessité.

La plupart des descripteurs de bruit nécessitent que les événements (c'est-à-dire les mouvements d'avion) soient définis comme une moyenne des valeurs quotidiennes durant des plages spécifiques de la journée (par exemple, le jour, le soir et la nuit) — voir les points 2.7.23 à 2.7.25.

Données topographiques

Le terrain périphérique de la plupart des aéroports est relativement plat. Cependant, ce n'est pas toujours le cas, et la prise en compte des variations d'altitude du terrain par rapport à l'altitude de référence de l'aéroport peut parfois s'avérer nécessaire. L'effet de l'altitude du terrain peut revêtir une grande importance à proximité des routes d'approche que les avions abordent à des altitudes relativement basses.

Les données relatives à l'altitude du terrain sont généralement fournies comme un ensemble de coordonnées (x,y,z) pour une grille rectangulaire d'un certain maillage. Toutefois, les paramètres de la grille d'altitude sont susceptibles de différer de ceux de la grille de calcul du bruit. Le cas échéant, une interpolation linéaire peut être utilisée pour estimer les coordonnées z appropriées de la grille d'altitude.

L'analyse exhaustive des effets du sol présentant d'importantes variations de niveau sur la propagation du son est complexe et dépasse le cadre de la présente méthode. Les défauts de planéité modérés peuvent être pris en compte en supposant un «pseudo-niveau» du sol, autrement dit en augmentant ou diminuant simplement le niveau du plan du sol selon l'altitude locale du sol (relative au plan du sol de référence) à chaque point de réception (voir point 2.7.4).

Conditions de référence

Les données internationales de bruit et de performance des avions (ANP) sont normalisées en fonction des conditions de référence standard, largement utilisées pour les études de bruit des aéroports (voir appendice D).

1)

Pression atmosphérique : 101,325 kPa (1 013,25 mb)

2)

Absorption atmosphérique : Taux d'atténuation répertoriés au tableau D-1 ou à l'appendice D

3)

Précipitations : aucune

4)

Vitesse du vent : moins de 8 m/s (15 nœuds)

5)

Vitesse sol : 160 nœuds

6)

Terrain local : plat, sol doux dépourvu de structures larges ou autres objets réfléchissants dans un périmètre de plusieurs kilomètres par rapport au routes-sol de l'avion.

Les mesures normalisées du bruit des avions sont effectuées à 1,2 m au-dessus de la surface du sol. Cependant, aucune prise en compte particulière de ces conditions n'est nécessaire dans la mesure où, à des fins de modélisation, on peut supposer que les niveaux des événements sont relativement insensibles à la hauteur du récepteur ( 8 ).

Les comparaisons entre les niveaux estimés et mesurés de bruit des aéroports indiquent que les données NPD peuvent être supposées applicables lorsque les conditions moyennes de la surface proche répondent aux exigences suivantes:

 température de l'air inférieure à 30 °C,

 produit de la température (en °C) et de l'humidité relative (en pour cent) supérieur à 500,

 vitesse du vent inférieur à 8 mètres par seconde (15 nœuds).

Cet ensemble de conditions (ou enveloppe) est supposé comprendre les conditions rencontrées sur la plupart des principaux aéroports du monde. L'appendice D fournit une méthode pour la conversion des données NPD en conditions moyennes locales. Cependant, dans les cas extrêmes, il convient de consulter les avionneurs concernés.

1)

Altitude de la piste : niveau moyen de la mer

2)

Température de l'air : 15 °C

3)

Masse totale au décollage : défini comme une fonction de la longueur d'étape dans la base de données ANP

4)

Masse totale à l'atterrissage : 90 % de la masse totale maximale à l'atterrissage

5)

Moteurs délivrant la poussée : tous

Bien qu'elles reposent sur ces conditions, les données ANP aérodynamiques et propulsives peuvent être utilisées telles qu'elles sont répertoriées pour les altitudes de pistes non référencées et les températures moyennes de l'air dans les États membres de la CEAC, sans affecter outre mesure la précision des courbes calculées des niveaux cumulatifs de bruit moyens (voir appendice B).

La base de données ANP répertorie les données aérodynamiques pour les masses totales au décollage et à l'atterrissage mentionnées aux points 3) et 4) ci-dessus. Bien que, pour les calculs de bruit cumulatifs, les données aérodynamiques elles-mêmes n'aient pas besoin d'être ajustées pour d'autres masses totales, le calcul des profils de vol de décollage et de la montée initiale, selon les procédures décrites à l'appendice B, devrait être fondé sur les masses totales opérationnelles au décollage.

2.7.7.    Description de la trajectoire de vol

Le modèle de bruit nécessite que chaque mouvement d'avion distinct soit décrit par sa trajectoire de vol dans un espace tridimensionnel, et par la variation du régime moteur et de la vitesse le long de la trajectoire. En règle générale, un mouvement modélisé est représentatif du trafic aéroportuaire total, par exemple, un nombre de mouvements identiques (hypothétiques), avec le même type d'avion, la même masse et la même procédure d'exploitation, sur une route-sol unique. Cette trajectoire peut elle-même être l'une des nombreuses «sous-trajectoires» dispersées servant à modéliser ce qui correspond véritablement à une enveloppe de trajectoires d'une route spécifique. Les enveloppes de routes, les profils verticaux et les paramètres opérationnels de l'avion sont tous déterminés d'après les données du scénario — conjointement avec les caractéristiques des avions de la base de données ANP.

Les données du rapport bruit-puissance-distance (dans la base de données ANP) définissent le bruit d'un avion traversant une trajectoire de vol horizontale idéalisée d'une longueur infinie à une vitesse et une puissance constantes. Afin d'adapter ces données aux trajectoires de vol de la région terminale, caractérisées par de fréquents changements de régime moteur et de vitesse, chaque trajectoire est divisée en segments de droite finis. Les contributions sonores de chacun d'entre eux sont ensuite additionnées à la position de l'observateur.

2.7.8.    Rapports entre la trajectoire de vol et la configuration de vol

La trajectoire de vol du mouvement d'un avion dans un espace tridimensionnel détermine les aspects géométriques du rayonnement et de la propagation du son entre l'avion et l'observateur. Avec une masse et dans des conditions atmosphériques spécifiques, la trajectoire de vol est entièrement régie par les séquences de variation du régime moteur, de la position des volets et de l'altitude, paramétrées par le pilote (ou un système de gestion automatique de vol), afin de suivre les routes et de maintenir les altitudes spécifiées par l'ATC, conformément aux procédures d'exploitation standard de l'exploitant aérien. Ces instructions et actions divisent la trajectoire de vol en phases distinctes qui forment des segments naturels. Dans le plan horizontal, elles impliquent des segments de droites — qui correspondent aux distances entre les virages — et des virages, définis par leur rayon et le changement de cap. Dans le plan vertical, les segments sont définis par le temps et/ou la distance nécessaire pour atteindre les changements requis de vitesse et/ou d'altitude selon des paramètres de puissance et de braquage des volets spécifiques. Les coordonnées verticales correspondantes sont souvent appelées points du profil.

Pour les besoins de la modélisation du bruit, les informations relatives à la trajectoire de vol sont générées soit par la synthèse d'un ensemble d'étapes procédurales (c'est-à-dire celles suivies par le pilote), soit par l'analyse des données radar (mesures physiques des trajectoires de vol concernées). Quelle que soit la méthode choisie, les formes horizontale et verticale de la trajectoire de vol sont converties sous forme de segments. Sa forme horizontale (pour une projection au sol bidimensionnelle) correspond à la route-sol définie par les itinéraires au départ ou à l'arrivée. Sa forme verticale, fournie par les points du profil, et les paramètres de vol associés, comme la vitesse, l'angle de roulis et le régime moteur, définissent ensemble le profil de vol qui dépend de la procédure de vol, normalement recommandée par l'avionneur et/ou l'exploitant. La trajectoire de vol est obtenue par la fusion du profil de vol bidimensionnel et de la route-sol bidimensionnelle, généralement pour former une série de segments de trajectoire de vol tridimensionnel.

Il convient de garder à l'esprit que, pour un ensemble donné d'étapes procédurales, le profil dépend de la route-sol: par exemple, pour une poussée et une vitesse identiques, la vitesse ascensionnelle fluctue moins pour des virages que pour un vol rectiligne. Bien que la présente orientation explique comment prendre en compte cet aspect, notons qu'une telle procédure impliquant habituellement d'importants surcoûts de calcul, les utilisateurs peuvent préférer supposer que, pour les besoins de la modélisation du bruit, le profil de vol et la route-sol peuvent être traités comme des entités indépendantes, en d'autres termes, que le profil de montée ne subit les effets d'aucun virage. Cependant, il importe de déterminer les variations de l'angle de roulis liées aux virages, dans la mesure où elles influent sur la directivité de l'émission du son.

Le bruit reçu d'un segment de la trajectoire de vol dépend de sa géométrie par rapport au point d'observation et de la configuration de vol de l'avion. Ces deux paramètres sont toutefois interdépendants — une modification de l'un entraîne des variations de l'autre. Il est donc nécessaire de garantir que, en tous points de la trajectoire, la configuration de l'avion est cohérente avec son mouvement le long de la trajectoire.

Dans une synthèse trajectographique, c'est-à-dire en construisant une trajectoire de vol d'après un ensemble d'«étapes procédurales» décrivant les sélections du pilote en termes de régime moteur, d'angle de braquage des volets, et de vitesse d'accélération/verticale, le calcul porte sur le mouvement. Pour une analyse trajectographique, il s'agit du cas inverse: le régime moteur doit être déterminé d'après le mouvement observé d'un avion — déterminé à partir des données radar, ou parfois, dans le cadre d'études spéciales, à partir des données des enregistreurs de vol des avions (bien que, dans ce dernier cas, le régime moteur fasse généralement partie des données). Quelle que soit la situation, il est nécessaire d'obtenir une définition exhaustive de l'état de l'avion pour tous les points finaux des segments, qui doit être prise en compte dans le calcul du bruit.

L'appendice B présente les équations qui mettent en relation les forces agissant sur les avions, et explique la façon dont elles sont résolues pour définir les propriétés des segments qui forment les trajectoires de vol. Les différents types de segment (abordés dans les sections de l'appendice B) correspondent aux phases suivantes: roulage au décollage (B5), montée à vitesse constante (B6), réduction de la poussée (B7), montée accélérée et rentrée des volets (B8), montée accélérée après rentrée des volets (B9), descente et décélération (B10) et approche finale (B11).

Inévitablement, la modélisation pratique implique divers degrés de simplification — dont les exigences dépendent de la nature de l'application, la signification des résultats et les ressources disponibles. Une hypothèse générale simplifiée, même pour les applications les plus complexes, consiste à considérer que, lors de la prise en compte de la dispersion de la trajectoire de vol, les profils et les configurations de vol sur toutes les sous-routes sont les mêmes que ceux de la route centrale. 6 sous-routes au moins devant être utilisées (voir point 2.7.11), cette approche permet de réduire considérablement les calculs nécessaires, avec une perte de fidélité extrêmement faible.

2.7.9.    Sources des données de trajectoire de vol

Données radar

Même si les enregistreurs de données de vol des avions peuvent fournir des données de très haute qualité, ces dernières sont difficiles à obtenir pour les besoins de la modélisation du bruit, et les données radar doivent être considérées comme étant la source d'information la plus accessible en matière de trajectoires de vol réelles au niveau des aéroports ( 9 ). Dans la mesure où elles sont généralement disponibles grâce aux systèmes de contrôle des trajectoires de vol et du bruit des avions, elles servent désormais de plus en plus à la modélisation du bruit.

Les radars de contrôle secondaires présentent la trajectoire de vol d'un avion comme une séquence des coordonnées de points à des intervalles équivalant à la période de rotation du balayage du radar, généralement de 4 secondes. La position de l'avion au-dessus du sol est déterminée selon des coordonnées polaires — définies par une dimension angulaire et une dimension radiale — d'après le retour radar réfléchi (bien que le système de contrôle les transforme normalement en coordonnées cartésiennes). Sa hauteur ( 10 ) est mesurée par le propre altimètre de l'avion et transmise à l'ordinateur de l'ATC par transpondeur déclenché par radar. Cependant, les erreurs inhérentes de positions dues aux interférences radio et à la résolution limitée des données sont notables (mais n'ont, malgré tout, aucune conséquence pour les objectifs du contrôle du trafic aérien). Par conséquent, si la trajectoire de vol d'un mouvement spécifique d'un avion est nécessaire, les données doivent être lissées au moyen d'une technique d'ajustement des courbes. Cependant, s'agissant de la modélisation du bruit, une description statistique de la bande de trajectoire de vol est généralement exigée, par exemple, pour tous les mouvements sur une route ou simplement pour ceux d'un type d'avion spécifique. Les erreurs de mesures associées aux statistiques correspondantes peuvent alors être rendues minimes grâce à des processus d'établissement de la moyenne.

Étapes procédurales

Dans de nombreux cas, il est impossible de modéliser les trajectoires de vol d'après les données radar, dans la mesure où les ressources nécessaires ne sont pas disponibles ou parce que le scénario est de type prévisionnel et n'offre aucune donnée radar pertinente.

En l'absence de données radar, ou lorsque leur utilisation n'est pas pertinente, il convient d'estimer les trajectoires de vol sur la base des éléments d'orientation opérationnels, comme par exemple les instructions fournies aux équipages via les publications AIP et les manuels techniques des avions — appelées ici étapes procédurales. Des conseils en matière d'interprétation de ces éléments doivent être au besoin sollicités auprès des autorités de contrôle du trafic aérien et des exploitants.

2.7.10.    Systèmes de coordonnées

Le système de coordonnées locales

Le système de coordonnées locales (x,y,z) est un système cartésien, dont l'origine (0,0,0) correspond au point de référence de l'aérodrome (XARP,YARP,ZARP ), où ZARP est l'altitude de référence de l'aéroport, et z = 0 définit le plan nominal du sol selon lequel sont généralement calculées les courbes de niveau de bruit. Le cap de l'avion ξ dans le plan xy est mesuré dans le sens horaire d'après le nord magnétique (voir figure 2.7.b). Tous les points d'observation, grilles de calcul de base et points des courbes de niveau de bruit sont exprimés selon les coordonnées locales ( 11 ).

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Le système de coordonnées fixes de la route-sol

Ces coordonnées sont spécifiques à chaque route-sol et représentent la distance s mesurée le long de la trajectoire dans la direction du vol. Pour les trajectoires de départ, s est mesurée à partir du début du roulage, et à partir du seuil de piste pour les trajectoires d'approche. Par conséquent, s devient négative dans les zones situées

 derrière le début du roulage au décollage, et

 avant le franchissement du seuil de piste pour les approches.

Les paramètres opérationnels de vol, tels que la hauteur, la vitesse et le régime moteur, sont exprimés comme des fonctions de s.

Le système de coordonnées de l'avion

L'origine du système cartésien de coordonnées fixes de l'avion (x′,y′,z′) correspond à la position réelle de l'avion. Le système d'axes est défini par l'angle de montée γ, le sens du vol ξ et l'angle de roulis ε (voir figure 2.7.c).

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Prise en considération de la topographie

Dans les cas où la topographie doit être prise en compte (voir 2.7.6), la coordonnée z de la hauteur de l'avion doit être remplacée par z′ = z – zo (où zo correspond à la coordonnée z du point d'observation O) lors de l'estimation de la distance de propagation d. La géométrie entre l'avion et le point d'observation est illustrée par la figure 2.7.d. S'agissant des définitions de d et , veuillez consulter les points 2.7.14 à 2.7.19 ( 12 ).

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2.7.11.    Route-sols

Routes centrales

La route centrale définit le centre de la bande (ou enveloppe) de routes suivie par l'avion selon un itinéraire spécifique. Pour les besoins de la modélisation du bruit, elle est définie soit (i) par des données opérationnelles normatives, telles que les instructions fournies aux pilotes par les publications AIP, soit (ii) par une analyse statistique des données radar, comme l'explique le point 2.7.9 — lorsque ces dernières sont disponibles et adaptées aux besoins de l'étude de modélisation. La construction de la trajectoire d'après les instructions opérationnelles est normalement relativement simple, compte tenu du fait que ces dernières recommandent une séquence de segments soit droits, définis par leur longueur et leur cap, soit en arcs de cercles, définis par l'angle du virage et le changement de cap (voir figure 2.7.e à titre d'illustration).

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L'adaptation d'une route centrale avec les données radar est plus complexe pour deux raisons: d'une part, les virages sont effectués à des angles différents; d'autre part, la ligne est dissimulée par la dispersion des données. Comme expliqué plus haut, des procédures formalisées n'ayant pas encore été élaborées, il est d'usage de regrouper les segments, droits ou courbes, pour les positions moyennes calculées d'après les sections transversales des trajectoires radar par intervalle le long de la route. Des algorithmes informatiques permettant de réaliser ce travail devraient être élaborés à l'avenir mais, à l'heure actuelle, il incombe au modélisateur de décider de la manière la plus efficace d'utiliser les données disponibles. L'un des facteurs majeurs réside dans le fait que la vitesse de l'avion et le rayon des virages déterminent l'angle de roulis et, comme l'expliquera le point 2.7.19, les asymétries de la propagation du son par rapport aux trajectoires de vol sont responsables du bruit au sol, de même que la position de la trajectoire de vol elle-même.

En théorie, les transitions continues entre les segments droits et les virages nécessiteraient une application instantanée de l'angle de roulis ε, ce qui est physiquement impossible. En réalité, l'angle de roulis nécessite un temps fini pour atteindre la valeur requise pour maintenir une vitesse et un rayon de virage r, spécifiques, durant lequel le rayon du virage se resserre d'une valeur infinie à la valeur r. Pour les besoins de la modélisation, il n'est pas nécessaire de tenir compte de la transition du rayon, et l'angle de roulis peut être supposé augmenter de manière stable depuis la valeur 0 (ou une autre valeur initiale) jusqu'à la valeur ε au début du virage et passer à la valeur suivante de ε à la fin du virage ( 13 ).

Lorsque les conditions le permettent, les définitions de la dispersion latérale et des sous-routes représentatives doivent reposer sur une expérience passée et pertinente de l'aéroport d'étude, normalement via une analyse des échantillons de données radar. La première étape consiste à grouper les données par route. Les routes de décollage sont caractérisées par une dispersion latérale sensible qui, pour une modélisation précise, doit être prise en compte. Les routes d'atterrissage forment normalement une bande très étroite de part et d'autre de la trajectoire d'approche. Il est alors généralement suffisant de représenter les atterrissages par une route unique. En revanche, si les bandes d'approche sont larges dans la région étudiée, il peut s'avérer nécessaire de les représenter par des sous-routes de la même façon que les routes de décollage.

Il est d'usage de traiter les données d'une route unique comme un échantillon d'une population unique, autrement dit elle est représentée par une route centrale et un ensemble de sous-routes dispersées. Cependant, si l'examen indique que les données des différentes catégories d'avion et d'opération diffèrent sensiblement (par exemple, une différence notable de rayon selon la taille de l'avion), il est souhaitable d'établir des sous-divisions supplémentaires des données. Pour chacune des bandes, les dispersions latérales des trajectoires sont déterminées comme une fonction de la distance à partir de l'origine. Les mouvements sont ensuite répartis entre une route centrale et un nombre adapté de sous-routes dispersées sur la base de statistiques de distribution.

Du fait qu'il apparaît normalement peu judicieux de ne pas tenir compte des effets de dispersion des trajectoires, en l'absence de données de bandes mesurées, une dispersion latérale nominale de manière horizontale et perpendiculaire à la route centrale devrait être définie par une fonction de distribution conventionnelle. Les valeurs calculées des indices de bruit ne sont pas particulièrement sensibles à la forme précise de la distribution latérale: la distribution normale (gaussienne) fournit une description adéquate de nombreuses bandes mesurées par radar.

Une approximation discrète de 7 points est généralement utilisée (c'est-à-dire représentant la dispersion latérale par 6 sous-routes espacées de manière régulière de part et d'autre de la route centrale). L'espacement des sous-routes dépend de l'écart type de la fonction de dispersion latérale.

S'agissant des routes normalement distribuées avec un écart type S, 98,8 % des routes se situent dans un couloir dont les limites se trouvent à ± 2,5 · S. Le tableau 2.7.a fournit l'espacement de six sous-routes et le pourcentage du total des mouvements attribués à chacune d'entre elles. L'appendice C fournit les valeurs pour diverses autres sous-routes.



Table 2.7.a

Pourcentage des mouvements d'une fonction de distribution normale selon un écart S standard pour 7 sous-routes (la route centrale correspond à la sous-route 1).

Numéro des sous-routes

Position de des sous-routes

Pourcentage de mouvements par sous-route

7

– 2,14 · S

3 %

5

– 1,43 · S

11 %

3

– 0,71 · S

22 %

1

0

28 %

2

0,71 · S

22 %

4

1,43 · S

11 %

6

2,14 · S

3 %

L'écart type S est une fonction de la coordonnée s le long de la route centrale. Il peut être spécifié — avec la description de la route centrale — dans la fiche technique de la trajectoire de vol à l'appendice A3. En l'absence de tout indicateur de l'écart type — par exemple, d'après les données radar décrivant les trajectoires de vol comparables — les valeurs suivantes sont recommandées:

Pour les routes comprenant des virages de moins de 45°:



S(s) = 0,055 · s – 150

pour 2 700 m ≤ s ≤ 30 000 m

(2.7.1)

S(s) = 1 500

pour s > 30 000 m

Pour les routes comprenant des virages de plus de 45°:



S(s) = 0,128 · s – 420

pour 3 300 m ≤ s ≤ 15 000 m

(2.7.2)

S(s) = 1 500 m

pour s > 15 000 m

Pour des raisons pratiques, S(s) est supposé être nul entre le début du roulage et s = 2 700 m ou s = 3 300 m en fonction de l'angle du virage. Les routes comprenant plus d'un virage devraient être traitées selon l'équation 2.7.2. Pour les atterrissages, la dispersion latérale peut être négligée pour les 6 000 m précédant l'atterrissage.

2.7.12.    Profil de vols

Le profil de vol est une description du mouvement de l'avion dans un plan vertical au-dessus de la route-sol, en termes de position, vitesse, angle de roulis et régime moteur. L'une des tâches les plus importantes qui incombe à l'utilisateur du modèle consiste à définir les profils répondant parfaitement aux exigences de l'application de la modélisation — de manière efficace, sans user de façon excessive du temps et des ressources. Naturellement, pour atteindre ce degré de précision, les profils doivent refléter fidèlement les opérations aériennes qu'ils sont censés représenter, ce qui requiert l'acquisition d'informations fiables concernant les conditions atmosphériques, les types et versions d'avion, les masses opérationnelles et les procédures d'exploitation — variations de poussée et réglage des volets selon la vitesse et la hauteur. La moyenne de ces informations doit être calculée pour la ou les périodes d'étude. Souvent, de telles informations détaillées ne sont pas disponibles, ce qui ne constitue pas nécessairement un obstacle. Même si elles sont disponibles, le modélisateur doit porter un jugement lui permettant d'établir un équilibre entre la précision et le détail des informations entrantes d'une part, et les besoins et utilisations des courbes d'autre part.

La synthèse des profils de vol issue des «étapes procédurales» obtenues d'après la base de données ANP ou des exploitants aériens est décrite au point 2.7.13 et à l'appendice B. Ce processus, qui représente habituellement l'unique ressource à la portée du modélisateur lorsqu'aucune donnée radar n'est disponible, fournit à la fois la géométrie de la trajectoire de vol, la vitesse associée et les variations de poussée. On pourrait normalement supposer que tous les avions (identiques) sur une bande, qu'ils soient attribués à une route centrale ou une sous-route dispersée, suivent le profil de la route centrale.

Hormis la base de données ANP, qui fournit des informations par défaut sur les étapes procédurales, les exploitants aériens représentent la meilleure source d'informations fiables, à savoir les procédures qu'ils utilisent, ainsi que les masses générales. Pour les vols individuels, l'enregistreur de données de vol de l'avion (FDR) représente la source d'étalonnage d'après laquelle sont obtenues toutes les informations pertinentes. Cependant, même si de telles données sont disponibles, le travail de prétraitement reste ardu. Par conséquent, en appliquant les économies de modélisation nécessaires, la solution pratique normale consiste à poser des hypothèses étayées concernant les masses moyennes et les procédures d'exploitation.

Certaines précautions doivent être prises avant d'avoir recours aux étapes procédurales par défaut fournies par la base de données ANP (habituellement supposées lorsque les procédures réelles ne sont pas connues). Il s'agit de procédures normalisées largement suivies, mais qui peuvent ou non être utilisées par les exploitants dans certains cas. L'un des facteurs majeurs est la définition du régime moteur au décollage (et parfois à la montée), qui peut dépendre dans une certaine mesure des circonstances. En particulier, les régimes moteur sont couramment réduits au moment du départ (à partir du maximum disponible), afin d'allonger la vie des moteurs. L'appendice B fournit des éléments d'orientation sur la représentation de la pratique type, qui permet généralement de produire des courbes plus réalistes qu'avec une hypothèse relative au régime moteur total. Cependant, si, par exemple, la piste est trop courte et/ou les températures moyennes de l'air sont élevées, la pleine poussée constituera probablement une hypothèse plus réaliste.

Pour la modélisation des scénarios réels, une meilleure précision peut être obtenue en utilisant des données radar pour remplacer les informations nominales. Les profils de vol peuvent être déterminés d'après les données radar de la même manière que pour les routes centrales — mais seulement après avoir divisé le trafic selon les types et versions d'avion, et les masses ou les longueurs d'étape (mais pas par dispersion), afin de fournir, pour chaque sous-groupe, un profil moyen de la hauteur et de la vitesse par rapport à la distance au sol parcourue. Une fois encore, en le fusionnant ensuite avec les routes-sol, ce profil unique correspond normalement de la même manière à la route centrale et aux sous-routes.

Connaissant la masse de l'avion, la variation de la vitesse et du régime moteur peut être calculée via une solution graduelle aux équations du mouvement. Avant de procéder à ce calcul, il convient de prétraiter les données pour minimiser les effets des erreurs radar susceptibles d'altérer la fiabilité des estimations d'accélération. Dans chaque cas, la première étape consiste à redéfinir le profil en adaptant les segments de droite pour représenter les étapes pertinentes du vol. Autrement dit, chaque segment est classé de façon appropriée dans des catégories telles que le roulage, la montée ou la descente, la réduction de poussée, ou l'accélération/ décélération avec ou sans variation de position des volets. La masse de l'avion et les conditions atmosphériques font également partie des données entrantes requises.

Le point 2.7.11 précise qu'il importe de rendre compte de la dispersion latérale des trajectoires de vol autour des itinéraires nominaux ou centraux. Les échantillons des données radar sont caractérisés par des dispersions similaires des trajectoires de vol dans le plan vertical. Cependant, il n'est pas courant de modéliser la dispersion verticale comme une variable indépendante. Elle est due principalement aux différences de masse des avions et aux procédures d'exploitation prises en compte lors du prétraitement des données entrantes du trafic.

2.7.13.    Construction des segments de la trajectoire de vol

Chaque trajectoire de vol doit être définie selon un ensemble de coordonnées de segments (nœuds) et de paramètres de vol. Le point de départ consiste à déterminer les coordonnées des segments de la route-sol. Le profil de vol est ensuite calculé, en conservant à l'esprit que pour un ensemble donné d'étapes procédurales, le profil dépend de la route-sol: par exemple, pour un régime et une vitesse identiques, la vitesse ascensionnelle de l'avion est inférieure pour un vol comportant des virages que pour un vol rectiligne. Enfin, les segments de la trajectoire de vol tridimensionnelle sont construits par la fusion du profil de vol bidimensionnel, et de la route-sol bidimensionnelle ( 14 ).

Route-sol

Une route-sol, qu'elle soit centrale ou une sous-route dispersée, est définie par une série de coordonnées (x,y) dans le plan du sol (par exemple, à partir des informations radar) ou par une séquence de commandes de guidage décrivant des segments de droite et des arcs de cercle (virages de rayon défini r et changement de cap Δξ).

Pour la modélisation par segmentation, un arc est représenté par une séquence de segments de droite correspondant à des sous-arcs. Bien que ces segments n'apparaissent pas explicitement sur les segments de la route-sol, leur définition est influencée par l'inclinaison de l'avion pendant les virages. L'appendice B4 explique comment calculer les angles de roulis au cours d'un virage stabilisé, mais il va de soi que ces angles ne sont en réalité pas appliqués ou supprimés instantanément. La façon de traiter les transitions entre les segments de vol rectilignes et courbes, ou entre un virage et un autre immédiatement séquentiel, n'est pas énoncée. En règle générale, les détails, qui sont laissés à l'appréciation de l'utilisateur (voir point 2.7.11), n'auront probablement qu'un effet négligeable sur les courbes de niveau de bruit finales. L'exigence réside principalement dans le fait d'éviter les discontinuités trop marquées aux extrémités des virages, ce qui peut être obtenu aisément, par exemple, en insérant de courts segments de transition par lesquels l'angle de roulis varie de façon linéaire avec la distance. Uniquement dans le cas spécifique où un virage particulier possèderait un effet dominant sur les courbes de niveau de bruit finales, il serait nécessaire de modéliser la dynamique de la transition de manière plus réaliste, afin d'établir un rapport entre l'angle d'inclinaison et les types d'avion particulier, et d'adopter une vitesse angulaire de roulis adaptée. Il est ici suffisant d'indiquer que les sous-arcs finaux Δξtrans de chaque virage dépendent des exigences de variation de l'angle de roulis. Le reste de l'arc avec le changement de cap de Δξ – 2 · Δξtrans degrés est divisé en nsub sous-arcs selon l'équation suivante:



nsub = int(1 + (Δξ – 2 · Δξtrans )/30)

(2.7.3)

où int(x) est une fonction qui renvoie à la forme entière de x. Le changement de cap Δξ sub de chaque sous-arc est alors calculé ainsi



Δξsub = (Δξ – 2 · Δξtrans )/nsub

(2.7.4)

nsub doit être suffisamment grand pour garantir que Δξ sub ≤ 30 degrés. La segmentation d'un arc (excepté la transition de fin de sous-segments) est illustrée à la figure 2.7.f ( 15 ).

image

Profil de vol

Les paramètres décrivant chaque segment du profil de vol au début (suffixe 1) et à la fin (suffixe 2) du segment sont les suivants:

s1 , s2

la distance le long de la route-sol,

z1 , z2

la hauteur de l'avion,

V1 , V2

la vitesse sol,

P1 , P2

le paramètre de puissance lié au bruit (correspondant à celui à partir duquel sont définies les courbes NPD), et

ε1, ε2

l'angle de roulis.

Pour établir un profil de vol d'après un ensemble d'étapes procédurales (synthèse de la trajectoire de vol), les segments sont construits par séquence, afin de remplir les conditions requises aux points finaux. Les paramètres des points finaux de chaque segment deviennent les paramètres des points initiaux du segment suivant. Pour tout calcul de segment, les paramètres de départ sont connus; les conditions finales requises sont spécifiées par les étapes procédurales, elles-mêmes définies soit par les données ANP par défaut, soit par l'utilisateur (par exemple, à partir des manuels de vol des avions). Les conditions finales sont généralement la hauteur et la vitesse. Le travail de construction du profil consiste à déterminer la distance de la trajectoire étudiée si ces conditions sont remplies. Les paramètres non définis sont déterminés via les calculs de performance de vol décrits à l'appendice B.

Si la trajectoire de vol est rectiligne, les points du profil et les paramètres de vol associés peuvent être déterminés indépendamment de la route-sol (l'angle d'inclinaison est toujours de 0°). Cependant, les routes-sol sont rarement rectilignes. Elles comprennent généralement des virages et, afin d'obtenir les meilleurs résultats, ces derniers doivent être pris en compte pour déterminer le profil de vol bidimensionnel, si nécessaire en divisant les segments du profil au niveau des nœuds de la route-sol pour y incorporer les variations d'angles de roulis. En règle générale, la longueur du segment qui suit est initialement inconnue. Elle est calculée par la suite en supposant provisoirement que l'angle d'inclinaison ne présente aucun changement. Si le segment provisoire couvre un ou plusieurs nœuds de la route-sol, le premier se trouvant en s, c'est-à-dire s1 < s < s2 , le segment est tronqué en s, où sont calculés les paramètres par interpolation (voir ci-dessous). Ils deviennent les paramètres des points finaux du segment actuel et les paramètres des points initiaux du nouveau segment — qui répond toujours aux mêmes conditions cibles finales. Si aucun nouveau nœud de la route-sol n'apparaît, alors le segment provisoire est confirmé.

Si les effets des virages sur le profil de vol ne doivent pas être pris en compte, on adopte la formule «vol rectiligne, segment unique» même si les informations relatives aux angles de roulis sont conservées pour un usage ultérieur.

Que les effets liés aux virages soient ou non modélisés intégralement, chaque trajectoire de vol tridimensionnelle est obtenue par la fusion du profil de vol bidimensionnel, et de la route-sol bidimensionnelle. Le résultat est une séquence d'ensembles de coordonnées (x,y,z), chacun correspondant soit à un nœud de la route-sol segmentée, soit à un nœud du profil de vol, soit les deux. Le profil de vol est accompagné des valeurs correspondantes de la hauteur z, la vitesse sol V, l'angle d'inclinaison ε et du régime moteur P. Pour un point (x,y) de la trajectoire se situant entre les points finaux d'un segment du profil de vol, les paramètres de vol sont interpolés de la manière suivante:



z = z1 + f · (z2 – z1)

(2.7.5)

image

(2.7.6)

ε = ε1 + f · (ε2 – ε1)

(2.7.7)

image

(2.7.8)



f = (s – s1)/(s2 – s1)

(2.7.9)

Il convient de remarquer que, tandis que z et ε sont supposés varier de manière linéaire en fonction de la distance, V et P sont censés quant à eux varier de manière linéaire en fonction du temps (il s'agit en d'autres termes d'une accélération constante ( 16 )).

En faisant correspondre les segments du profil de vol aux données radar (analyse trajectographique), toutes les distances, hauteurs, vitesses et angles de roulis des points finaux sont directement déterminés d'après les données. Seuls les régimes moteur doivent être calculés à l'aide des équations de performance. Dans la mesure où les coordonnées de la route-sol et du profil de vol peuvent également correspondre de manière appropriée, les calculs sont généralement relativement simples.

Segmentation du roulage au décollage

Au décollage, compte tenu que l'avion accélère entre le point de lâché des freins (également appelé début du roulage ou SOR) et le point de décollage, la vitesse varie considérablement sur une distance de 1 500 à 2 500 m, de 0 à 80 ou 100 m/s.

Par conséquent, le roulage au décollage se divise en segments de longueurs variables, au cours desquels la vitesse de l'avion varie avec un incrément spécifique ΔV d'environ 10 m/s (soit environ 20 nœuds). Malgré sa variation au cours du roulage précédant le décollage, une hypothèse d'accélération constante peut s'avérer adaptée à cette fin. Dans ce cas, pour la phase de décollage, V1 est la vitesse initiale, V2 est la vitesse de décollage, nTO, le nombre de segments de décollages et sTO est la distance de décollage équivalente. Pour la distance de décollage équivalente sTO (voir appendice B), la vitesse initiale V1 et la vitesse de décollage V2 , le nombre de segments pour le roulage nTO est donné par la formule suivante:



nTO = int(1 + (V2 – V1 )/10)

(2.7.10)

Par conséquent, la variation de la vitesse le long du segment est la suivante:



ΔV = (V2 – V1)/nTO

(2.7.11)

et la variation du temps Δt pour chaque segment est (en supposant une accélération constante) de:



image

(2.7.12)

La longueur sTO,k du segment k (1 ≤ k ≤ nTO) du roulage au décollage est alors de:



image

(2.7.13)

Exemple:

pour une distance de décollage sTO = 1 600 m, et des vitesses V1 = 0m/s et V2 = 75 m/s, on obtient un nombre nTO = 8 segments de longueurs allant de 25 à 375 mètres (voir figure 2.7.g):

image

De manière similaire aux variations de vitesse, les variations de poussée de l'avion portent sur chaque segment à concurrence d'un incrément constant ΔP, qui se calcule ainsi:



ΔP = (PTO – Pinit)/nTO

(2.7.14)

PTO et P init sont respectivement la poussée de l'avion au point de décollage et la poussée de l'avion au départ du roulage au décollage.

L'utilisation de cet incrément constant de poussée (au lieu d'utiliser la forme de puissance quadratique de l'équation 2.7.8) vise à conserver la cohérence avec la relation linéaire entre la poussée et la vitesse dans le cas d'un avion à réaction (équation B-1).

Segmentation du segment de montée initiale

La géométrie du segment de la montée initiale varie rapidement, en particulier par rapport aux points d'observation sur le côté de la trajectoire de vol, où l'angle beta variera rapidement à mesure que l'avion progressera le long du segment de montée initiale. La comparaison avec les calculs des très petits segments indique qu'un segment de montée individuel aura pour résultat une faible approximation du bruit de part et d'autre de la trajectoire de vol pour les métriques intégrées. La précision des calculs est améliorée par la sous-segmentation du premier segment de décollage. La longueur et le nombre de chaque segment sont fortement influencés par l'atténuation latérale. En notant l'expression de l'atténuation latérale totale pour les avions dont les moteurs sont installés à l'arrière du fuselage, on peut constater que, pour une variation limitée de l'atténuation latérale de 1,5 dB par sous-segment, ce segment de montée initiale doit être divisé en sous-segments fondés sur l'ensemble de valeurs des hauteurs ci-après:

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

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

Les hauteurs précitées sont mises en œuvre en identifiant la hauteur, comprise dans cet ensemble de valeurs, qui se rapproche le plus du point final du segment original. Les hauteurs réelles des sous-segments sont ensuite calculées selon l'équation suivante:



z′i = z [zi/zN] (i = 1…N)

(2.7.15)

où z correspond à la hauteur finale du segment original, z i à la énième (i) valeur de l'ensemble de valeurs de hauteur, et zN à la limite supérieure la plus proche de la hauteur z. Ce processus a pour effet que la variation de l'atténuation latérale pour chaque sous-segment reste constante, ce qui produit des courbes plus précises, sans qu'il soit nécessaire d'utiliser des segments très courts.

Exemple:

Si la hauteur du point final du segment initial est de z = 304,8 m, alors d'après l'ensemble des valeurs de hauteur, 214,9 < 304,8 < 334,9 et la limite supérieure la plus proche de z = 304,8 m est z7 = 334,9 m. Les hauteurs résultantes des points finaux des segments sont ensuite calculées selon la formule suivante:

zi′ = 304,8 [zi/334,9] (i = 1..N)

Par conséquent, z1 serait de 17,2 m et z2 de 37,8 m, etc.

Les valeurs de vitesse et de puissance moteur sur les points insérés sont interpolées en recourant respectivement aux équations (2.7.11) et (2.7.13)

Segmentation des segments en vol

Après avoir obtenu la trajectoire de vol segmentée à partir de la procédure décrite à la section 2.7.13, et appliqué la sous-segmentation décrite, d'autres ajustements de segmentation peuvent s'avérer nécessaires. Ces derniers comprennent:

 la suppression des points de la trajectoire de vol qui sont trop proches les uns des autres, et

 l'insertion de points supplémentaires pour les segments trop longs.

Lorsque les points adjacents se trouvent à moins de 10 m d'intervalle, et lorsque les vitesses et les régimes moteur associés sont identiques, l'un des points peut être éliminé.

Pour les segments en vol qui comprennent une variation notable de la vitesse le long du segment, ce dernier peut être divisé en sous-segments, de même que pour la route-sol, c'est-à-dire:



image

(2.7.16)

où V 1 et V 2 correspondent respectivement aux vitesses au début et à la fin du segment. Les paramètres des sous-segments correspondants sont calculés de la même manière que pour le roulage au décollage, selon les équations 2.7.11 à 2.7.13.

Le roulage à l'atterrissage

Bien que le roulage à l'atterrissage soit essentiellement l'inverse du roulage au décollage, il convient toutefois de porter une attention particulière à:

 la poussée inverse (ou inversion de poussée), parfois appliquée pour freiner l'avion,

 la poussée des moteurs des avions quittant la piste après la décélération (ces derniers ne contribuent plus au bruit aérien puisque le bruit généré au roulage est négligé).

Contrairement à la distance de roulage au décollage, issue des paramètres de performance de l'avion, la distance d'arrêt sstop (c'est-à-dire la distance entre l'atterrissage et le point de sortie de piste de l'avion) n'est pas strictement spécifique à l'avion. Malgré la possibilité d'estimer une distance minimum d'arrêt d'après la masse et la performance de l'avion (et de la poussée inverse disponible), la distance d'arrêt réelle dépend également de la position des couloirs de circulation, de la situation du trafic, et des règlements d'utilisation des inverseurs de poussée sur certains aéroports.

L'utilisation des inverseurs de poussée n'est pas une procédure standard: elle est uniquement appliquée si la décélération nécessaire ne peut pas être réalisée au moyen des freins de roues (la poussée inverse peut être dans certains cas perturbante car un changement du régime moteur passant du ralenti à la poussée inverse produit un pic de bruit soudain).

Cependant, la plupart des pistes sont utilisées pour les décollages et pour les atterrissages de sorte que la poussée inverse influe peu sur les courbes de niveau de bruit, étant donné que l'énergie acoustique totale autour des pistes est dominée par le bruit produit par les opérations de décollage. La contribution de la poussée inverse aux courbes est notable uniquement lorsque l'utilisation de la piste est limitée aux opérations d'atterrissage.

Physiquement, le bruit de la poussée inverse est un processus très complexe. Cependant, compte tenu de son importance relativement mineure vis-à-vis des courbes de niveau de bruit aérien, il peut être modélisé relativement simplement — le changement rapide du régime moteur étant pris en compte par une segmentation appropriée.

Il apparaît clairement que la modélisation du bruit du roulage à l'atterrissage est plus complexe que celle du bruit du roulage au décollage. Les hypothèses de modélisations simplifiées ci-après sont recommandées pour une utilisation générale, lorsque aucune information détaillée n'est disponible (voir figure 2.7.h).

image

L'avion atterrit 300 m après le seuil de piste (qui a pour coordonnée s = 0 le long de la route-sol d'approche). L'avion décélère ensuite sur la distance d'arrêt sstop — les valeurs spécifiques aux avions sont précisées par la base de données ANP — à partir de la vitesse d'approche finale Vfinal jusqu'à 15 m/s. Compte tenu des variations rapides de la vitesse sur ce segment, ce dernier devrait être sous-segmenté de la même manière que pour le roulage au décollage selon les équations 2.7.10 à 2.7.13.

Le régime moteur varie d'une puissance d'approche finale à l'atterrissage à un régime moteur de poussée inverse Prev sur une distance de 0,1· sstop , et décroît ensuite jusqu'à 10 % de la puissance maximale disponible sur les 90 % restants de la distance d'arrêt. Jusqu'en fin de piste (à s = -s RWY), la vitesse de l'avion reste constante.

Les courbes NPD pour la poussée inverse ne sont pour l'instant pas reprises dans la base de données ANP. C'est la raison pour laquelle il est nécessaire de compter sur les courbes conventionnelles pour modéliser cet effet. Généralement, la puissance de l'inversion de poussée Prev se situe autour de 20 % du régime moteur total, ce qui est recommandé lorsque aucune information opérationnelle n'est disponible. Toutefois, pour un régime moteur donné, la poussée inverse tend à produire considérablement plus de bruit que la poussée normale et une pondération ΔL doit être appliquée au niveau d'un événement provenant du NPD, allant de zéro à une valeur ΔLrev (5 dB sont recommandés de manière provisoire ( 17 )) pour 0,1· sstop , puis diminuant de manière linéaire jusqu'à zéro sur la distance d'arrêt restante.

2.7.14.    Calcul du bruit pour un événement individuel

Le cœur du processus de modélisation, décrit ici dans son intégralité, réside dans le calcul des niveaux de bruit des événements d'après les informations relatives à la trajectoire de vol, décrites aux points 2.7.7 à 2.7.13.

2.7.15.    Métrique d'un événement individuel

Le son généré par le mouvement d'un avion à un point d'observation est exprimé comme un «niveau acoustique (ou de bruit) d'un événement individuel», à savoir une quantité indiquant l'impact de ce mouvement sur les riverains. Le son reçu est mesuré en terme acoustique selon une échelle décibel de base L(t) qui applique une pondération fréquentielle (ou filtre), afin d'avoisiner les caractéristiques de l'ouïe humaine. L'échelle la plus importante en matière de modélisation des courbes de niveau de bruit est le niveau acoustique avec pondération A, LA .

La métrique la plus couramment utilisée pour résumer les événements dans leur ensemble est celle des «niveaux d'exposition au bruit des événements individuels», LE , qui rendent compte de toute (ou partie de) l'énergie acoustique des événements. La gestion de l'intégration du temps que ce procédé implique donne lieu aux principales complexités de la modélisation par segmentation (ou par simulation). La métrique alternative Lmax , qui correspond au niveau maximal instantané d'un événement, est plus simple à modéliser. Toutefois, LE reste la composante principale de la plupart des indices actuels de bruit des avions, et les modèles pratiques devraient, à l'avenir, comprendre à la fois Lmax et LE . Chaque métrique peut être mesurée sur différentes échelles de bruit. Seul le niveau acoustique avec pondération A est abordé dans le présent document. L'échelle est généralement indiquée de manière symbolique par une extension du suffixe de la métrique, par exemple, LAE , LAmax .

Le niveau d'exposition au bruit d'un événement individuel est exprimé selon l'équation suivante:



image

(2.7.17)

t 0 correspond au moment de référence. L'intervalle d'intégration [t1,t2] est choisi dans le but de garantir la prise en compte de la quasi-totalité des sons notables de l'événement. Très souvent, les limites t1 et t2 sont choisies pour couvrir la plage pendant laquelle le niveau L(t) est inférieur ou égal à 10 dB de Lmax . Cette plage est appelée «temps d'immobilisation à 10 dB». Les niveaux d'exposition au bruit répertoriés dans la base de données ANP sont des valeurs d'immobilisation à 10 dB ( 18 ).

Pour la modélisation des courbes de niveau de bruit des avions, la principale application de l'équation 2.7.17 est la métrique standard appelée niveau d'exposition au bruit LAE (abrégée SEL):



image avec t 0 = 1 seconde

(2.7.18)

Les équations relatives au niveau d'exposition au bruit peuvent servir à déterminer les niveaux des événements lorsque la variation totale en fonction du temps de L(t) est connue. Dans la méthodologie recommandée pour la modélisation du bruit, ces variations en fonction du temps ne sont pas définies. Les niveaux d'exposition des événements sont alors calculés par la somme des valeurs des segments, dont les niveaux des événements partiels de chacun définissent la contribution d'un segment individuel et fini de la trajectoire de vol.

2.7.16.    Détermination des niveaux des événements à partir des données NPD

La base de données internationale de bruit et de performance des avions (ANP) constitue la principale source des données acoustiques des avions. Elle présente les niveaux Lmax et LE comme des fonctions de la distance de propagation d — pour les types ou versions d'avion, configurations de vol (approche, décollage, réglages des volets), et régimes moteur P spécifiques. Ces deux variables correspondent à des conditions de vol en régime stabilisé à des vitesses de référence spécifiques Vref le long d'une trajectoire de vol rectiligne, théoriquement infinie ( 19 ).

La façon dont les valeurs des variables indépendantes P et d sont spécifiées sera décrite ultérieurement. Pour une recherche simple, avec les valeurs entrantes P et d, les valeurs de sortie nécessaires sont les niveaux de base Lmax(P,d) et/ou LE∞(P,d) (applicables à une trajectoire de vol infinie). Sauf si les valeurs s'avèrent répertoriées pour P et/ou d, il sera généralement nécessaire d'estimer par interpolation le ou les niveaux de bruit du ou des événements requis. L'interpolation linéaire est utilisée entre les régimes moteur répertoriés, alors que l'interpolation logarithmique est utilisée entre les distances répertoriées (voir figure 2.7.i).

Figure 2.7.i

Interpolation des courbes du rapport bruit-puissance-distance

image

Si Pi et Pi + 1 sont des valeurs du régime moteur pour lesquelles le niveau de bruit est répertorié par rapport aux paramètres de distance, le niveau de bruit L(P) à une distance donnée, pour un régime moteur intermédiaire P, compris entre Pi et Pi + 1 , est obtenu d'après l'équation suivante:



image

(2.7.19)

Si, pour tout régime moteur, di et di + 1 sont les distances selon lesquelles les données acoustiques sont répertoriées, le niveau de bruit L(d) pour une distance intermédiaire d, entre di et di + 1 , est obtenu d'après l'équation suivante:



image

(2.7.20)

En utilisant les équations 2.7.19 et 2.7.20, un niveau de bruit L(P,d) peut être obtenu pour tout régime moteur P et toute distance d compris dans l'enveloppe de la base de données NPD.

Pour les distances d situées hors de l'enveloppe NPD, l'équation 2.7.20 permet d'extrapoler à partir des deux dernières valeurs, c'est-à-dire vers l'intérieur à partir de L(d1) et L(d2) ou vers l'extérieur à partir de L(dI – 1) et L(dI)I représente le nombre total de points du NPD sur la courbe. Par conséquent:



Vers l'intérieur:

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(2.7.21)

Vers l'extérieur:

image

(2.7.22)

Étant donné que, pour les courtes distances d, les niveaux de bruit augmentent très rapidement en fonction inverse de la distance de propagation, il est recommandé d'imposer une limite inférieure de 30 m à d, en d'autres termes, d = max(d, 30 m).

Ajustement des données NPD standard à l'impédance acoustique

Les données bruit-puissance-distance (NPD) fournies dans la base de données internationale de bruit et de performances des avions (ANP) sont normalisées en fonction de conditions atmosphériques spécifiques, à savoir une température de 25 °C et une pression de 101,325 kPa. Avant d'appliquer la méthode d'interpolation/d'extrapolation décrite précédemment, il convient d'appliquer un ajustement de ces données NPD standard à l'impédance acoustique.

L'impédance acoustique caractérise la propagation des ondes sonores dans un milieu acoustique et se définit comme le produit de la densité de l'air et de la vitesse du son. Pour une intensité sonore donnée (puissance par unité de surface) perçue à une distance spécifique de la source, la pression sonore associée (utilisée pour définir les métriques SEL (niveau d'exposition au bruit) et LAmax (valeur maximale du niveau de pression acoustique avec pondération A)) dépend de l'impédance acoustique de l'air au point de mesure. C'est une fonction de la température et de la pression atmosphérique (et, indirectement, de l'altitude). C'est la raison pour laquelle il convient d'adapter les données NPD standard de la base de données ANP afin de rendre compte des conditions réelles de température et de pression au point d'observation (récepteur), qui sont généralement différentes des conditions normalisées reprises dans les données ANP.

L'ajustement à l'impédance à appliquer aux niveaux standard NPD s'exprime en ces termes:



image

(2.7.23)

où:

Δ Impedance

est l'ajustement à l'impédance en fonction des conditions atmosphériques réelles du point d'observation, en dB, et

ρ · c

est l'impédance acoustique (en newton · secondes/m3) de l'air au point de réception (409,81 est l'impédance de l'air associée aux conditions atmosphériques de référence des données NPD de la base de données ANP).

Le calcul de l'impédance ρ·c répond à l'équation suivante:



image

(2.7.24)

δ

p/po , le rapport entre la pression atmosphérique ambiante à l'altitude du point d'observation et la pression atmosphérique standard au niveau moyen de la mer: po = 101,325 kPa (ou 1013,25 mb)

θ

(T + 273,15)/(T0 + 273,15), le rapport entre la température de l'air à l'altitude du point d'observation et la température de l'air standard au niveau moyen de la mer: T0 = 15,0 C

L'ajustement à l'impédance acoustique représente généralement moins de quelques dixièmes de décibel. Il convient en particulier de remarquer que sous les conditions atmosphériques standard (po = 101,325 kPa et T0 = 15,0 °C), l'ajustement à l'impédance est inférieur à 0,1 dB (0,074 dB). Cependant, en cas de variation notable de la température et de la pression atmosphérique par rapport aux conditions atmosphériques de référence des données NPD, l'ajustement peut alors être plus important.

2.7.17.    Expressions générales

Niveau d'événement d'un segment LSEG

Les valeurs des segments sont déterminées par des ajustements des valeurs de base (de la trajectoire infinie), lues d'après les données NPD. Le niveau de bruit maximal émis par un segment Lmax,seg d'une trajectoire de vol peut être généralement exprimé de la manière suivante:



image

(2.7.25)

et la contribution d'un segment de la trajectoire de vol au LE peut être exprimée ainsi:



image

(2.7.26)

Les «termes correctifs» des équations 2.7.25 et 2.7.26 — décrits en détail au point 2.7.19 — rendent compte des effets suivants:

Δ V

Correction de la durée. Les données NPD se rapportent à la vitesse de vol de référence. La correction de durée ajuste les niveaux d'exposition aux vitesses autres que celles de référence. (Elle n'est pas appliquée à Lmax,seg .).

Δ I (φ)

Effet lié à l'emplacement. Décrit une variation de la directivité latérale due à l'effet d'écran, à la réfraction et la réflexion engendrées par la cellule, les moteurs et les champs de propagation environnants.

Λ(β,)

Atténuation latérale. Importante pour la propagation du son à de faibles angles par rapport au sol, l'atténuation latérale représente l'interaction entre les ondes acoustiques directes et réfléchies (effet du sol), ainsi que les effets de l'hétérogénéité atmosphérique (principalement engendrés par le sol) qui réfractent les ondes acoustiques lorsqu'elles se propagent vers l'observateur par le côté de la trajectoire de vol.

Δ F

Correction du segment fini (fraction du bruit). Représente la longueur finie du segment qui contribue assurément moins à l'exposition au bruit qu'un segment infini. La correction du segment s'applique uniquement aux métriques d'exposition.

Si le segment fait partie de la phase de décollage ou de roulage au décollage, et que le point d'observation se trouve derrière le segment considéré, des mesures spéciales sont prises pour représenter la directivité prononcée du bruit des moteurs observée derrière un avion qui s'apprête à décoller. Ces mesures spéciales comprennent notamment l'utilisation d'une forme spécifique du bruit pour le niveau d'exposition:



image

(2.7.27)

image

(2.7.28)

Δ′ F

Forme particulière de la Correction du segment

ΔSOR

Correction de directivité: représente la directivité prononcée du bruit des moteurs derrière le segment de roulage

Le traitement spécifique des segments de roulage est décrit au point 2.7.19.

Les points ci-dessous décrivent le calcul des niveaux de bruit du segment.

Niveau acoustique d'un événement L d'un mouvement d'un avion

Le niveau maximal Lmax correspond simplement à la valeur la plus grande du segment Lmax,seg (voir les équations 2.7.25 et 2.7.27)



Lmax = max(Lmax,seg )

(2.7.29)

où chaque valeur du segment est déterminée d'après des données NPD de l'avion pour un régime moteur P et une distance d. Ces paramètres et les termes de modifications ΔI (φ) et Λ(β,) sont expliqués ci-dessous.

Le niveau d'exposition LE est calculé comme la somme en décibels des contributions LE,seg à partir de chaque segment sonore de sa trajectoire de vol, à savoir:



image

(2.7.30)

Le cumul s'opère graduellement au gré des segments de la trajectoire de vol.

La suite du présent point est consacrée à la détermination des niveaux de bruit des segments Lmax,seg et LE,seg .

2.7.18.    Paramètres des segments de la trajectoire de vol

Le régime moteur P et la distance d, pour lesquels les niveaux de base Lmax,seg(P,d) et LE∞(P,d) sont interpolés à partir les tableaux NPD, sont déterminés d'après les paramètres géométriques et opérationnels qui définissent le segment. La procédure est expliquée ci-après à l'aide de schémas indiquant les différentes positions du segment par rapport au point d'observation.

Paramètres géométriques

Les figures 2.7.j à 2.7.l illustrent les géométries source-récepteur lorsque le point d'observation O se trouve (a) derrière, (b) au niveau et (c) devant le segment S1S2 , lorsque le sens du vol va de S1 en S2 . Dans les schémas suivants:

O

correspond au point de l'observation

S 1 , S2

marquent le début et la fin du segment

Sp

est le point d'approche le plus proche perpendiculaire au point d'observation sur le segment ou son extension

d 1, d 2

sont les distances entre le début, la fin du segment et le point d'observation

ds

correspond à la distance la plus courte entre le point d'observation et le segment

dp

correspond à la distance perpendiculaire entre le point d'observation et l'extension du segment (distance oblique minimale)

λ

correspond à la longueur du segment de la trajectoire de vol

q

est la distance de S1 à Sp (négative si le point d'observation se trouve derrière le segment)

image

image

image

Le segment de la trajectoire de vol est représenté par la ligne continue en gras. La ligne en pointillé représente l'extension de la trajectoire de vol qui s'étend à l'infini dans les deux sens. Pour les segments en vol, lorsque la métrique de l'événement est un niveau d'exposition LE , la distance d du NPD correspond à la distance dp entre Sp et le point d'observation, appelée distance oblique minimale (c'est-à-dire la distance perpendiculaire allant du point d'observation au segment ou à son extension, autrement dit, à la trajectoire de vol infinie (hypothétique) à laquelle le segment est considéré appartenir).

Cependant, s'agissant des métriques du niveau d'exposition pour lesquelles les points d'observation se situent derrière les segments au sol au cours du roulage au décollage, et devant les segments au sol pendant le roulage à l'atterrissage, la distance d du NPD devient la distance ds , c'est-à-dire la plus courte distance allant du point d'observation au segment (en d'autres termes, la même que pour la métrique du niveau maximal).

Pour les métriques de niveau maximal, la distance d du NPD est ds , à savoir la plus courte distance du point d'observation au segment.

Puissance P du segment

Les données NPD répertoriées décrivent le bruit d'un avion pour un vol rectiligne et stabilisé sur une trajectoire de vol infinie, autrement dit pour un régime moteur P constant. La méthodologie recommandée divise les trajectoires de vol réelles, le long desquelles la vitesse et le sens varient, en un certain nombre de segments finis, dont chacun appartient à une trajectoire de vol finie et uniforme pour laquelle les données NPD sont valides. Cependant, la méthodologie prévoit des variations de puissance le long du segment. Le régime moteur se met alors à varier de façon linéaire avec la distance pour aller de P1 , au début du segment, à P2 , en fin de segment. Par conséquent, il apparaît nécessaire de définir une valeur équivalente de P du segment stable. Il s'agira de la valeur au point du segment le plus proche du point d'observation. Si le point d'observation se trouve au même niveau que le segment (figure 2.7.k), cette valeur est obtenue par interpolation, comme l'exprime l'équation 2.7.8, entre les valeurs finales, c'est-à-dire:



image

(2.7.31)

Si le point d'observation se trouve derrière ou devant le segment, la valeur est celle du point final le plus proche, P1 ou P2 .

2.7.19.    Termes correctifs du niveau de l'événement d'un segment

Les données NPD définissent les niveaux des événements acoustiques comme des fonctions de la distance perpendiculairement à une trajectoire rectiligne en palier idéale d'une longueur infinie, le long de laquelle l'avion évolue avec un régime moteur stable et une vitesse de référence fixe ( 20 ). Le niveau de l'événement interpolé à partir du tableau NPD pour un régime moteur et une distance oblique spécifiques est donc décrit comme un niveau de base. Ce dernier s'applique à une trajectoire de vol infinie et doit être corrigé pour rendre compte des effets liés à: 1) la vitesse autre que celle de référence; 2) l'emplacement des moteurs (directivité latérale); 3) l'atténuation latérale, 4) la longueur du segment fini; et 5) la directivité longitudinale derrière le début du roulage au décollage — voir les équations 2.7.25 et 2.7.26.

Correction de la durée ΔV (uniquement niveaux d'exposition LE)

Cette correction ( 21 ) reflète la variation des niveaux d'exposition si la vitesse sol du segment réel est différente de la vitesse de référence Vref de l'avion à laquelle se rapportent les données NPD de base. De même que le régime moteur, la vitesse varie le long du segment (la vitesse sol passe de V1 à V2 ) et il s'avère nécessaire de définir une vitesse équivalente du segment Vseg , en gardant à l'esprit que le segment est incliné par rapport au sol, en d'autres termes:



Vseg = V/cosγ

(2.7.32)

V est une vitesse sol équivalente du segment (pour information, voir l'équation B-22 qui exprime V en termes de vitesse propre corrigée, Vc et



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(2.7.33)

Pour les segments en vol, V devient la vitesse sol au point d'approche S le plus proche — interpolé entre les valeurs du point final du segment, en supposant que ce dernier varie de manière linéaire avec le temps, c'est-à-dire si le point d'observation se trouve au même niveau que le segment:



image

(2.7.34)

Si le point d'observation se trouve derrière ou devant le segment, cela vaut pour le point final le plus proche, V1 ou V2 .

Pour les segments de piste (c'est-à-dire les parties du roulage au décollage ou à l'atterrissage pour lesquelles γ = 0), Vseg devient simplement la moyenne des vitesses au début et en fin de segment, autrement dit:



Vseg = (V1 + V2 )/2

(2.7.35)

Dans tous les cas, la correction supplémentaire de la durée est alors la suivante:



ΔV = 10 · lg(Vref/Vseg )

(2.7.36)

Géométrie de la propagation du son

La figure 2.7.l illustre la géométrie de base dans le plan perpendiculaire à la trajectoire de vol. La ligne du sol correspond à l'intersection du plan perpendiculaire au plan du sol. (Si l'avion vole en palier, la ligne du sol correspond alors à une vue finale du plan du sol). L'avion s'incline d'un angle ε mesuré dans le sens antihoraire par rapport à son axe de roulis (aile droite relevée). L'angle est alors positif pour les virages à gauche, et négatif pour les virages à droite.

image

 L'angle de site β (entre 0 et 90°) situé entre la trajectoire de propagation directe du son et la ligne du sol ( 22 ), mais aussi l'inclinaison de la trajectoire de vol et le déplacement latéral du point d'observation depuis la route-sol, déterminent l'atténuation latérale.

 L'angle de dépression φ situé entre le plan des ailes et la trajectoire de propagation, détermine les effets liés à l'emplacement des moteurs. S'agissant de l'angle de roulis ε la convention définit l'emploi du signe positif pour les points d'observation à tribord (droite) et du signe négatif pour les points d'observation à bâbord (gauche) dans l'égalité φ = β ± ε.

Correction liée à l'emplacement des moteurs ΔI

Un avion en vol représente une source de bruit complexe. Non seulement les moteurs (et la cellule) revêtent une complexité intrinsèque, mais la configuration de la cellule, plus particulièrement l'emplacement des moteurs, influence également les schémas de propagation du bruit au travers des processus de réflexion, réfraction et dispersion par les surfaces solides et les champs de propagation aérodynamiques. Cela entraîne une directivité non uniforme de la propagation du son de manière latérale par rapport à l'axe de roulis de l'avion, appelée ici directivité latérale.

Il existe d'importantes différences de directivité latérale entre les avions dont les moteurs sont installés à l'arrière du fuselage et ceux dont les moteurs sont logés sous la voilure. Ces différences sont prises en considération par l'expression suivante:



image

dB

(2.7.37)

où Δ I (φ) correspond à la correction, en dB, appliquée à l'angle de dépression φ (voir figure 2.7.m) et



a = 0,00384,

b = 0,0621,

c = 0,8786

pour les moteurs logés sous la voilure et

a = 0,1225,

b = 0,3290,

c = 1

pour les moteurs installés à l'arrière du fuselage.

Pour les avions à hélices, les variations de la directivité sont négligeables, et on peut alors supposer que:



ΔI (φ) = 0

(2.7.38)

La figure 2.7.n illustre la variation de Δ I (φ) par rapport à l'axe de roulis de l'avion pour les trois emplacements des moteurs. Ces relations empiriques ont été fournies par la SAE d'après des mesures expérimentales effectuées principalement sous la voilure. Jusqu'à ce que ces mesures soient analysées, il est recommandé que, pour un angle de dépression φ négatif, ΔI(φ) = ΔI(0) pour tous les emplacements.

image

Supposons que Δ I (φ) soit bidimensionnel, c'est-à-dire qu'il ne dépende d'aucun autre paramètre — et en particulier qu'il ne varie pas avec la distance longitudinale du point d'observation à l'avion. En d'autres termes, l'angle de site β pour Δ I (φ) se définit par l'expression β = tan– 1(z/). Cette hypothèse vise à faciliter la modélisation en attendant une meilleure compréhension des mécanismes. De fait, les effets liés à l'emplacement des moteurs ont toutes les chances d'être tridimensionnels. Malgré cela, un modèle bidimensionnel est justifié par le fait que les niveaux d'événement tendent à être dominés par le bruit propagé latéralement depuis le segment le plus proche.

Atténuation latérale Λ(β,) (trajectoire de vol infinie)

Les niveaux d'événement NPD répertoriés se rapportent à des vols en régime stabilisé, et reposent généralement sur des mesures effectuées à 1,2 m au-dessus du niveau d'un sol doux, au-dessous de l'avion. La distance est en réalité la hauteur au-dessus de la surface. Tout effet de la surface sur les niveaux de bruit des événements au-dessous de l'avion susceptible de provoquer une différence des niveaux répertoriés par rapport aux valeurs en champ libre ( 23 ), est supposé inhérent aux données (c'est-à-dire au rapport niveau/distance).

Sur le côté de la trajectoire de vol, le paramètre de la distance correspond à la distance oblique minimale — la longueur de la perpendiculaire allant du récepteur à la trajectoire de vol. Pour toute position latérale, le niveau de bruit sera généralement inférieur à celui de la même distance mesurée immédiatement au-dessous de l'avion. Excepté la directivité latérale ou les «effets liés à l'emplacement des moteurs» décrits ci-dessus, cette différence résulte d'un excès d'atténuation latérale, qui fait chuter le niveau de bruit plus rapidement avec la distance que ce qu'indiquent les courbes NPD. Une précédente méthode, couramment employée pour la modélisation de la propagation latérale du bruit des avions, avait été mise au point par la Société des ingénieurs automobiles (SAE) dans le document AIR-1751. Les algorithmes décrits ci-après reposent sur les améliorations désormais recommandées par la SAE dans le document AIR5662. L'atténuation latérale est un effet de réflexion causé par les interférences entre le son directement propagé et celui qui est réfléchi par la surface. Elle dépend de la nature de la surface, et peut être à l'origine de réductions notables des niveaux de bruit observés pour les faibles angles de site. Elle est également fortement affectée par la réfraction du son, qu'elle soit stable ou instable, engendrée par les gradients du vent et de la température, et les turbulences, qui sont elles-mêmes imputables à la présence de la surface ( 24 ). Le mécanisme de la réflexion à la surface est bien compris et, pour des conditions atmosphériques et surfaciques uniformes, peut être décrit en théorie avec une certaine précision. Cependant, les irrégularités atmosphériques et surfaciques — qui ne peuvent pas faire l'objet d'une simple analyse théorique — ont une incidence importante sur l'effet de réflexion, tendant à le «répartir» sur les angles de site plus ouverts. La théorie est donc limitée dans son applicabilité. Le travail de la SAE visant à améliorer l'appréhension des effets de surface, se poursuit et devrait permettre de réaliser de meilleurs modèles. Avant que ces derniers ne soient élaborés, la méthodologie suivante, décrite dans le document AIR-5652, est recommandée pour le calcul de l'atténuation latérale. Elle se limite au cas de propagation du son au-dessus d'une surface douce, ce qui est approprié pour la grande majorité des aéroports civils. Les ajustements destinés à rendre compte des effets d'une surface dure (ou les effets de l'eau, équivalente sur le plan acoustique) sont toujours en cours de développement.

La méthodologie s'appuie sur un volume important de données expérimentales relatives à la propagation du son des avions dont les moteurs sont installés à l'arrière du fuselage, pour les vols en palier rectilignes (sans virage) et stabilisés, lesquelles données originales figurent dans le document AIR-1751. En supposant que, pour les vols en palier, l'atténuation air-sol dépende (i) de l'angle de site β mesuré dans le plan vertical et (ii) du déplacement latéral de la route-sol de l'avion, les données ont été analysées dans le but d'obtenir une fonction empirique pour l'ajustement latéral total Λ T (β,) (= le niveau d'événement latéral moins le niveau mesuré à la même distance sous l'avion).

Dans la mesure où le terme Λ T (β,) reflétait la directivité et l'atténuation latérales, ce dernier peut être extrait par soustraction. En décrivant la directivité latérale par l'équation 2.7.37, avec les coefficients de l'emplacement des moteurs à l'arrière du fuselage et en remplaçant φ par β (adapté pour les vols rectilignes), l'atténuation latérale devient la suivante:



image

(2.7.39)

β et sont mesurés de la façon illustrée à la figure 2.7.m dans un plan perpendiculaire à la trajectoire de vol infinie qui, pour les vols en palier, est également vertical.

Bien que Λ(β,) puisse être calculé directement à partir de l'équation 2.7.39 avec Λ T (β,) issu du document AIR-1751, il convient de recourir à un rapport plus efficace, à savoir l'approximation empirique adaptée du document AIR-5662:



image

(2.7.40)

où Γ() est un facteur de distance donné par



image

pour 0 ≤ ≤ 914 m

(2.7.41)

image

pour > 914 m

(2.7.42)

et Λ(β) est l'atténuation latérale air-sol longue portée, obtenue par



Λ(β) = 1,137 – 0,0229β + 9,72 · exp(– 0,142β)

pour 0° ≤ β ≤ 50°

(2.7.43)

Λ(β) = 0

pour 50° ≤ β ≤ 90°

(2.7.44)

L'expression relative à l'atténuation latérale Λ(β,) (équation 2.7.40), qui es supposée être valable pour tout type d'avion, c'est-à-dire aussi bien pour les avions à hélice que pour les avions dont les moteurs sont montés soit à l'arrière du fuselage, soit sous voilure, est représentée graphiquement à la figure 2.7.o.

Dans certaines circonstances (selon le terrain), β peut être inférieur à zéro. Il est alors recommandé que Λ(β) = 10,57.

image

Atténuation latérale du segment fini

Les équations 2.7.41 à 2.7.44 décrivent l'atténuation latérale Λ(β,) du son reçu au point d'observation depuis l'avion en vol stabilisé le long d'une trajectoire de vol infinie en palier. Lorsqu'elles sont appliquées à des segments de trajectoire finis qui ne sont pas en palier, l'atténuation doit être calculée pour une trajectoire en palier équivalente — dans la mesure où le point le plus proche sur une simple extension du segment incliné (qui croise la surface du sol en un certain point) ne fournit généralement pas un angle de site β valable.

Le calcul de l'atténuation latérale pour les segments finis diffère sensiblement pour les métriques Lmax et LE . Les niveaux maximaux des segments Lmax sont déterminés d'après les données NPD comme une fonction de la distance de propagation d depuis le point le plus proche du segment. Aucune correction n'est nécessaire pour représenter les dimensions du segment. De même, l'atténuation latérale de Lmax est supposée dépendre uniquement de l'angle de site et de la distance du sol au même point. Seules les coordonnées de ce point sont donc requises. Toutefois, s'agissant de LE , le processus s'avère plus complexe.

Le niveau d'événement de base LE(P,d) déterminé d'après les données NPD, malgré les paramètres des segments finis, s'applique néanmoins à une trajectoire de vol finie. Le niveau d'exposition d'un événement émis par un segment, LE,seg est assurément inférieur au niveau de base — selon le volume de la correction du segment fini défini au point 2.7.19. Cette correction, une fonction de la géométrie des triangles OS1S2 des figures 2.7.j à 2.7.l, définit la proportion de l'énergie acoustique totale de la trajectoire infinie reçue en O depuis le segment. Qu'il existe ou non une atténuation latérale, la même correction est appliquée. Cependant, toute atténuation latérale doit être calculée pour une trajectoire de vol infinie, c'est-à-dire comme une fonction de son déplacement et de son altitude, ce qui n'est pas le cas pour les segments finis.

L'ajout des corrections Δ V et Δ I , et le retrait de l'atténuation latérale Λ(β,) du niveau de base NPD fournit le niveau de bruit de l'événement ajusté pour un vol stabilisé en palier équivalent sur une trajectoire rectiligne infinie adjacente. Cependant, les segments de la trajectoire de vol réelle modélisés, qui influent sur les courbes de niveaux de bruit, sont rarement plats. En général, les avions sont en phase de montée ou de descente.

La figure 2.7.p illustre le segment de départ S1S2 – l'avion monte sous un angle γ– mais les éléments demeurent très similaires à ceux d'une arrivée. Le reste de la trajectoire de vol «réelle» n'est pas représenté. Il suffit d'énoncer que S1S2 représente simplement une partie de la trajectoire (qui sera généralement courbe). Dans ce cas, le point d'observation O se trouve au même niveau et à gauche du segment. L'avion est incliné (dans le sens antihoraire par rapport à la trajectoire de vol) à un angle ε par rapport à l'axe horizontal latéral. L'angle de dépression φ par rapport au plan des ailes, dont l'effet lié à l'emplacement des moteurs Δ I est une fonction (équation 2.7.39), se trouve dans le plan perpendiculaire à la trajectoire de vol selon lequel est défini ε. Ainsi φ = β – εβ = tan– 1(h/ ) et est la distance perpendiculaire, OR, allant du point d'observation à la route-sol, c'est-à-dire le déplacement latéral du point d'observation ( 25 ). Le point d'approche le plus proche de l'avion au point d'observation, S, est défini par la perpendiculaire OS, de longueur dp (distance oblique). Le triangle OS1S2 est conforme à la figure 2.7.k (géométrie de calcul de la correction du segment Δ F ).

image

Pour calculer l'atténuation latérale d'après l'équation 2.7.40 (où β est mesuré dans le plan vertical), une trajectoire de vol en palier équivalente est définie dans le plan vertical par S1S2 et avec la même distance oblique perpendiculaire dp à partir du point d'observation. Elle peut être visualisée par la rotation du triangle ORS, et se rapporte à la trajectoire de vol par rapport à OR (voir figure 2.7.p) par l'angle γ en formant ainsi le triangle ORS'. L'angle de site de cette trajectoire en palier équivalente (désormais dans le plan vertical) est β = tan– 1(h/ ) ( reste identique). Dans ce cas, lorsque le point d'observation se trouve au même niveau que le segment, l'atténuation latérale Λ(β, ) est la même pour les métriques LE et Lmax .

La figure 2.7.q illustre la situation lorsque le point d'observation O se trouve derrière le segment fini, et non au même niveau. Le segment est ici observé comme une partie plus éloignée de la trajectoire infinie. Une perpendiculaire peut être dessinée uniquement au point Sp situé sur son extension. Le triangle OS1S2 est conforme à la figure 2.7.j, qui définit la correction du segment Δ F . Cependant, dans le cas présent, les paramètres de la directivité et de l'atténuation latérales sont moins évidents.

image

Comme il est possible de le concevoir à des fins de modélisation, il convient de se rappeler que la directivité latérale (effet lié à l'emplacement des moteurs) est bidimensionnelle, l'angle de dépression φ restrictif est toujours mesuré de manière latérale depuis le plan des ailes de l'avion. (Le niveau d'événement de base est toujours généré par l'avion traversant la trajectoire de vol infinie représentée par l'extension du segment.) L'angle de dépression est donc déterminé au point d'approche le plus proche, c'est-à-dire φ = βp – εβp est l'angle SpOC.

Pour les métriques de niveau maximum, le paramètre de distance NPD est considéré comme étant la distance la plus courte jusqu'au segment, c'est-à-dire d = d 1. Pour les métriques de niveaux d'exposition, il s'agit de la distance la plus courte dp allant de O à Sp sur la trajectoire de vol étendue. Autrement dit, le niveau interpolé d'après le tableau NPD est LE (P 1, dp ).

Les paramètres géométriques relatifs à l'atténuation latérale diffèrent également des calculs des niveaux d'exposition et maximum. Pour les métriques de niveau maximum, l'ajustement Λ(β,) est obtenu par l'équation 2.7.40, avec β = β 1 = sin– 1(z1/d1 ) et imageβ 1 et d1 sont définis par le triangle OC1S1 dans le plan vertical passant par O et S1 .

En calculant l'atténuation latérale pour les segments en vol uniquement, et les métriques des niveaux d'exposition, reste le plus court déplacement latéral de l'extension du segment (OC). Cependant, pour définir une valeur adaptée de β il est une fois de plus nécessaire de visualiser une trajectoire de vol (infinie) en palier équivalente à laquelle le segment est supposé appartenir. Elle passe par S1, de hauteur h au-dessus de la surface, où h est égal à la longueur de RS1 , perpendiculaire de la route-sol au segment. Cette opération revient à faire pivoter la trajectoire de vol réelle étendue de l'angle γ par rapport au point R (voir figure 2.7.q). Dans la mesure où R se trouve sur la perpendiculaire à S1 , le point du segment situé le plus proche de O, la construction de la trajectoire en palier équivalente est la même que lorsque O se trouve au même niveau que le segment.

Le point d'approche de la trajectoire en palier équivalente le plus proche du point d'observation O se trouve en S′, la distance oblique d, de telle sorte que le triangle OCS′ ainsi formé dans le plan vertical définit alors l'angle de site β = cos– 1(/d). Bien que cette transformation puisse paraître relativement complexe, il convient de remarquer que la géométrie de base (définie par d1 , d2 et φ) reste inchangée, le son se propageant du segment vers le point d'observation est simplement le même que si la totalité du vol le long du segment incliné étendu à l'infini (auquel appartient le segment pour les besoins de la modélisation) se déroulait à une vitesse V et un régime moteur P1 constants. Par ailleurs, l'atténuation latérale du son du segment reçu au point d'observation ne se rapporte pas à β p , l'angle de site de la trajectoire étendue, mais à β celui de la trajectoire en palier équivalente.

Le cas d'un point d'observation situé devant le segment ne fait pas l'objet d'une description distincte, dans la mesure où il s'agit essentiellement de la même situation que pour le cas du point d'observation situé derrière le segment.

Cependant, s'agissant des métriques du niveau d'exposition pour lesquelles les points d'observation se trouvent derrière les segments au sol au cours du roulage au décollage, et devant les segments au sol durant le roulage à l'atterrissage, la valeur de β devient la même que pour les métriques des niveaux maximaux, à savoir β = β1 = sin– 1(z1/d1) et image

Correction du segment fini ΔF (uniquement niveau d'exposition LE)

Le niveau d'exposition au bruit de base ajusté se rapporte à un avion évoluant en palier stabilisé, rectiligne et continu (quoique avec un angle d'inclinaison ε incompatible avec un vol rectiligne). Le fait d'appliquer une correction (négative) du segment fini Δ F = 10×lg(F), où F correspond à la fraction de l'énergie, ajuste davantage le niveau par rapport à ce qu'il serait si l'avion traversait le segment fini uniquement (ou était complètement silencieux pour le reste de la trajectoire de vol infinie).

Le terme de fraction d'énergie représente la directivité longitudinale prononcée du bruit de l'avion, et l'angle sous-tendu par le segment au niveau du point d'observation. Bien que les processus responsables de la directivité soient très complexes, des études ont indiqué que les courbes résultantes se révèlent insensibles aux caractéristiques directionnelles précises supposées. L'expression de Δ F ci-après repose sur un modèle de propagation du son dipôle à 90 degrés à la puissance quadratique, supposée ne pas être affectée par la directivité et l'atténuation latérale. La façon dont est dérivée cette correction est décrite en détail à l'appendice E.

La fraction d'énergie F est une fonction du triangle «vue»OS1S2 défini aux figures 2.7.j à 2.7.l, telle que:



image

(2.7.45)

avec



image

;

image

;

image

;

image

.

dλ est la «distance graduée» ou échelonnée (voir appendice E). Il est à remarquer que Lmax(P, dp) est le niveau maximal, d'après les données NPD, pour la distance perpendiculaire dp , et NON le segment Lmax .

Il est recommandé d'appliquer une limite inférieure de – 150 dB à Δ F .

Dans le cas particulier où les points d'observation situés derrière chaque segment de roulage au décollage et devant chaque segment de roulage à l'atterrissage, une forme réduite de fraction du bruit est utilisée dans l'équation 2.7.45, qui correspond au cas spécifique où q = 0. Elle est calculée selon l'expression suivante:



image

(2.7.46)

où α2 = λ/dλ et ΔSOR correspond à la fonction de directivité du départ de roulage définie par les équations 2.7.51 et 2.7.52.

Les raisons motivant l'utilisation de cette forme particulière de fraction du bruit sont expliquées plus avant ci-dessous, dans le cadre de la méthode d'application de la directivité du début de roulage.

Traitements spécifiques des segments de roulage, y compris la fonction de directivité du début de roulage ΔSOR

Les traitements spécifiques appliqués dans le cas de segments de roulage, tant au décollage qu'à l'atterrissage sont décrits ci-dessous.

Fonction de directivité du début de roulage ΔSOR

Le bruit des avions à réaction — notamment ceux équipés de moteurs à faible taux de dilution — présente un schéma de propagation à lobes sur l'arc arrière, caractéristique du bruit d'éjection des gaz. Ce schéma sera d'autant plus prononcé que la vitesse d'éjection des gaz est élevée et celle de l'avion est lente. Cet aspect revêt une importance particulière pour les points d'observation situés derrière le début du roulage, où les deux conditions sont réunies. Cet effet est pris en compte par la fonction de directivité Δ SOR .

La fonction Δ SOR a été dérivée de plusieurs campagnes de mesure du bruit recourant à des microphones positionnés de manière appropriée derrière ou au niveau du début du roulage lors du décollage d'un avion à réaction.

La figure 2.7.r illustre la géométrie de la situation. L'azimut ψ entre l'axe longitudinal de l'avion et le vecteur d'observation est défini par l'équation suivante:



image

.

(2.7.47)

La distance relative q est négative (voir figure 2.7.j), si bien que ψ s'étend de 0° lorsque l'avion progresse vers l'avant, à 180° dans le sens opposé.

image

La fonction Δ SOR représente la variation de l'ensemble du bruit produit par le roulage au décollage pour les points mesurés derrière le début du roulage, par rapport à l'ensemble du bruit produit par le roulage au décollage pour les points mesurés au niveau du SOR, à la même distance:



LTGR(dSOR,ψ) = LTGR(dSOR,90°) + ΔSOR(dSOR,ψ)

(2.7.48)

LTGR (dSOR ,90°) correspond au niveau d'événement généré par tous les segments du roulage au décollage à la distance dSOR du point situé sur le côté du SOR. Pour les distances dSOR inférieures à la distance de normalisation dSOR,0 , la fonction de directivité SOR est définie par



image

si 90° ≤ ψ < 148,4°

(2.7.49)

image

si 148,4° ≤ ψ ≤ 180°

(2.7.50)

Si la distance dSOR excède la distance de normalisation dSOR,0 , la correction de la directivité est multipliée par un facteur de correction, afin de rendre compte du fait que la directivité devient moins prononcée pour les longues distances par rapport à l'avion, c'est-à-dire:



image

si dSOR dSOR,0

(2.7.51)

image

si dSOR > dSOR,0

(2.7.52)

La distance de normalisation dSOR,0 est égale à 762 m (2 500 ft).

Traitement des points d'observation situés derrière chaque segment de roulage au décollage et à l'atterrissage

La fonction de correction du départ de roulage Δ SOR décrite ci-dessus représente principalement l'effet de directivité prononcée de la partie initiale du roulage au décollage en des points situés derrière le SOR (parce qu'ils sont les plus proches des points d'observation et sont caractérisés par le rapport le plus élevé entre la vitesse d'éjection des gaz et celle de l'avion). Cependant, l'utilisation de la fonction Δ SOR ainsi établie est «généralisée» à des points situés derrière chaque segment de roulage individuel, tant au décollage qu'à l'atterrissage, et ne se limite donc pas au point de début de roulage (dans le cas du décollage).

Les paramètres dS et ψ sont calculés par rapport au début de chaque segment de roulage individuel.

Le niveau d'événement Lseg pour un point situé derrière un segment de roulage — de décollage ou d'atterrissage — donné est calculé afin de se conformer au formalisme de la fonction Δ SOR : il est essentiellement calculé pour le point de référence situé au niveau du point de départ du segment, à la même distance dS que le point réel, et est encore ajusté avec la fonction Δ SOR afin d'obtenir le niveau de l'événement au point réel.

Autrement dit, les différents termes de correction des équations suivantes doivent utiliser les paramètres géométriques correspondant à ce point de référence situé au niveau du point de départ:



Lmax,seg = Lmax(P,d = ds) + ΔI(φ) – Λ(β,l = ds) + ΔSOR

(2.7.53)

LE,seg = LE,∞(P,d = ds) + ΔV + ΔI(φ) – Λ(β,l = ds) + Δ′F + ΔSOR

(2.7.54)

où Δ′ F est la forme réduite de la fraction du bruit exprimée dans l'équation 2.7.46 dans le cas où q = 0 (comme le point de référence est situé au niveau du point de départ) et en gardant à l'esprit que dλ doit être calculé en utilisant dS (et non dp ) selon l'équation suivante:



image

(2.7.55)

2.7.20.    Niveau acoustique d'un événement L d'un mouvement d'aéronef de l'aviation générale

La méthode décrite au point 2.7.19 est applicable à tout aéronef à hélice de l'aviation générale quand il est traité comme un avion à hélice pour ce qui est des effets liés à l'emplacement des moteurs.

La base de données ANP comprend des entrées pour plusieurs aéronefs de l'aviation générale. Alors que ces données correspondent aux aéronefs de l'aviation générale les plus couramment exploités, il se peut qu'il soit opportun d'utiliser des données supplémentaires dans certains cas.

Si l'aéronef de l'aviation générale est soit inconnu soit absent de la base de données ANP, il est recommandé d'utiliser les données d'avions génériques fictifs d'aviation générale de GASEPF (monomoteurs légers à hélice à pas fixe) et de GASEPV (monomoteurs légers à hélice à pas variable) respectivement. Les tableaux des entrées sont présentés à l'appendice I (tableaux I-11 et I-17).

2.7.21.    Méthode de calcul du bruit émis par les hélicoptères

Le calcul du bruit émis par un hélicoptère peut se baser sur la même méthode que celle utilisée pour les aéronefs à voilure fixe (exposée au point 2.7.14), pour autant que les hélicoptères soient considérés comme des avions à hélice et que les effets liés à l'emplacement des moteurs associés aux avions à réaction ne soient pas appliqués. Des tableaux d'entrées pour deux ensembles de données différents sont présentés à l'appendice I (tableaux I-18 et I-27).

2.7.22.    Bruit associé aux opérations d'essais moteurs (point fixe moteur), au roulage et aux groupes auxiliaires de puissance

Dans les cas de figure où il convient de modéliser le bruit associé aux essais moteurs et aux groupes auxiliaires de puissance (GAP), la modélisation s'opère conformément au chapitre consacré aux bruits industriels. Bien que ce ne soit généralement pas le cas, le bruit engendré par tout essai moteur d'avion (parfois appelé «point fixe moteur») sur un aéroport peut contribuer aux impacts de bruit. De manière générale, ces essais sont mis en œuvre à des fins techniques afin de vérifier les performances des moteurs. À cet effet, l'avion est placé en toute sécurité à bonne distance des immeubles, des mouvements d'aéronefs, de véhicules et/ou du personnel afin d'éviter tout dommage consécutif au souffle du réacteur.

Afin de répondre à des exigences supplémentaires en matière de sécurité et de contrôle de bruit aérien, les aéroports, notamment ceux qui disposent d'installations de maintenance pouvant donner lieu à des fréquents essais moteurs, peuvent installer des «enclos antibruit», en d'autres termes des enceintes recouvertes de déflecteurs sur 3 côtés spécialement conçues pour dissiper et dévier le souffle et le bruit du réacteur. Pour examiner l'impact de bruit de telles installations, lequel impact peut encore être atténué et réduit davantage en utilisant des levées de terre supplémentaires ou une barrière antibruit performante, il est préférable de traiter l'enclos antibruit comme une source de bruits industriels et d'utiliser un modèle appropriée de propagation du son et du bruit.

2.7.23.    Calcul des niveaux cumulatifs

Les points 2.7.14 à 2.7.19 décrivent le calcul du niveau de bruit de l'événement d'un mouvement individuel d'un avion en un point d'observation unique. L'exposition au bruit totale en ce point est calculée en cumulant les niveaux des événements de tous les mouvements d'avion notables en matière de bruit, au départ ou à l'arrivée, influençant le niveau cumulatif.

2.7.24.    Niveaux acoustiques pondérés équivalents

Les niveaux acoustiques équivalents avec pondération temporelle, qui représentent toutes les énergies acoustiques notables des avions, peuvent être exprimés de manière générique par la formule suivante:



image

(2.7.56)

La somme est obtenue pour tous les événements acoustiques N au cours d'un intervalle de temps T 0 auquel s'applique l'indice de bruit. LE,i est le niveau d'exposition au bruit d'un événement individuel du énième (i) événement acoustique, et gi le facteur de pondération en fonction du moment de la journée (généralement défini pour les plages de jour, soir et nuit). En réalité, gi i est un multiplicateur du nombre de vols intervenant au cours de ces plages spécifiques. La constante C peut avoir différentes significations (constante de normalisation, ajustement saisonnier, etc.).

Selon la relation

image

où Δi correspond à la pondération décibel pour la énième (i) période, l'équation 2.7.56 peut être réécrite de la manière suivante



image

(2.7.57)

ce qui signifie que la pondération en fonction du moment de la journée est exprimée par un effet compensatoire supplémentaire.

2.7.25.    Nombre pondéré des opérations

Le niveau acoustique cumulatif est estimé par la somme des contributions de tous les différents types ou catégories d'avion empruntant les différents itinéraires de vol qui constituent le scénario aéroportuaire.

Les symboles suivants sont introduits pour décrire ce processus de cumulation:

i

indice relatif aux types et catégories d'avion,

j

indice relatif à la trajectoire de vol et aux sous-routes (si celles-ci sont définies),

k

indice relatif au segment de la trajectoire de vol.

De nombreux indices de bruit — notamment les niveaux acoustiques équivalents — comprennent dans leur définition des facteurs de pondération gi en fonction du moment de la journée (équation s 2.7.56 et 2.7.57).

Le processus de cumulation peut être simplifié par l'introduction d'un «nombre pondéré des opérations»:



Mij = (gday · Nij,day + gevening · Nij,evening + gnight · Nij,night )

(2.7.58)

Les valeurs Nij représentent le nombre des opérations du type/de la catégorie d'avion i sur la trajectoire (ou les sous-routes) j au cours des plages de jour, soir et nuit respectivement ( 26 ).

D'après l'équation 2.7.57, le niveau acoustique cumulatif (générique) Leq au point d'observation (x,y) est le suivant:



image

(2.7.59)

T 0 correspond à la plage de référence. À l'instar des facteurs de pondération gi , elle dépend de la définition spécifique de l'indice de pondération choisi (par exemple, LDEN ). Le LE,ijk est la contribution du niveau acoustique d'un événement unique du segment k de la route ou sous-route j pour une opération d'un avion de catégorie i. L'estimation de LE,ijk est décrite en détail aux points 2.7.14 à 2.7.19.

2.7.26.    Calcul et affinage de la grille standard

Lorsque les courbes de niveau de bruit sont obtenues par interpolation des valeurs des indices à des points de la grille espacés de manière rectangulaire, leur précision dépend du choix de l'espacement de la grille (ou maillage) ΔG , notamment pour les cases où les gradients importants de la distribution spatiale de l'indice entraînent une courbure serrée des courbes de niveau de bruit (voir figure 2.7.s). Les erreurs d'interpolation sont réduites par la diminution de l'espacement de la grille, mais dans la mesure où ce procédé entraîne une augmentation du nombre de points de la grille, le temps de calcul est lui aussi prolongé. L'optimisation d'un maillage régulier de la grille nécessite un juste équilibre entre la précision de la modélisation et le temps d'exécution.

Figure 2.7.s

Grille standard et grille affinée

image

Afin d'améliorer nettement l'efficacité du calcul pour des résultats plus précis, il convient d'utiliser une grille irrégulière afin d'affiner l'interpolation pour les cases critiques. La technique, illustrée à la figure 2.7.s, consiste à resserrer localement l'espacement, sans toucher au reste de la grille. Il s'agit d'une méthode très simple, obtenue d'après les étapes suivantes:

1) définir une différence ΔLR pour l'indice de bruit;

2) calculer la grille de base d'un espacement ΔG ;

3) vérifier les différences ΔL des valeurs de l'indice entre les nœuds adjacents de la grille;

4) si des différences de type ΔL > ΔLR se présentent, définir une nouvelle grille avec un espacement ΔG/2 et estimer les niveaux pour tous les nouveaux nœuds de la manière suivante:



If left accolade

ΔLΔLR

calculate the new value left accolade

by linear interpolation from the adjacent ones.

ΔL > ΔLR

completely anew from the basic input data.

5) reproduire les étapes 1 à 4 jusqu'à ce que toutes les différences soient inférieures à la différence du seuil;

6) estimer les courbes par interpolation linéaire.

Si l'ensemble des valeurs indicielles doivent être associées aux autres (par exemple, pour le calcul des indices pondérés en additionnant les courbes de niveau de bruit distinctes pour le jour, le soir, la nuit), il est nécessaire que les différentes grilles soient identiques.

2.7.27.    Utilisation des grilles pivotantes

Dans de nombreux cas pratiques, la véritable forme des courbes de niveau de bruit tend à être symétrique par rapport à la route-sol. Cependant, si la route n'est pas alignée à la grille de calcul, la forme de courbe peut être asymétrique.

Figure 2.7.t

Utilisation d'une grille pivotante

image

Une façon simple d'éviter cet effet consiste à resserrer la grille, même si ce procédé augmente le temps de calcul. Une solution plus judicieuse consiste à procéder au pivotement de la grille de calcul, de sorte que son sens soit parallèle aux routes-sol principales (c'est-à-dire généralement parallèle à la route principale). La figure 2.7.t illustre l'effet d'une telle rotation de la grille sur la forme de la courbe.

2.7.28.    Traçage des courbes de niveau de bruit

Un algorithme consistant à tracer la trajectoire de la courbe, point par point, permet de gagner beaucoup de temps car elle évite d'avoir à calculer un tableau complet de valeurs indicielles, au prix d'un calcul légèrement plus complexe. Cette option implique la réalisation et la répétition de deux étapes de base (voir figure 2.7.u):

Figure 2.7.u

Concept de l'algorithme de traçage

image

L'étape 1 consiste à déterminer un premier point P1 sur la courbe. Elle peut être réalisée par le calcul des niveaux indiciels de bruit L à l'aide de mesures équidistantes le long d'une «demi-droite de recherche» devant former une intersection avec la courbe requise du niveau LC . Lorsque la demi-droite rencontre la courbe, la différence δ = LC – L change de signe. Le cas échéant, la largeur d'étape le long de la demi-droite est réduite de moitié et la direction de recherche est inversée. L'opération est réalisée jusqu'à ce que la différence δ soit inférieure au seuil de précision prédéfini.

L'étape 2, qui est répétée jusqu'à ce que la courbe soit suffisamment bien définie, consiste à déterminer le point suivant sur la courbe LC — qui se trouve à une distance r spécifique de la ligne droite à partir du point en cours. Pour les mesures angulaires consécutives, les niveaux et les différences d'indices δ sont calculés aux extrémités des vecteurs décrivant un arc avec un rayon r. En réduisant de moitié et en inversant les accroissements de manière similaire, cette fois-ci dans le sens du vecteur, le point suivant de la courbe est déterminé avec une précision prédéfinie.

Figure 2.7.v

Paramètres géométriques définissant les conditions de l'algorithme de traçage

image

Certaines contraintes doivent être imposées dans le but de garantir que la courbe est estimée avec un degré de précision suffisant (voir figure 2.7.v):

1) la longueur de la corde Δc (la distance entre deux points de la courbe) doit être comprise dans un intervalle [Δcmin , Δcmax ], p. ex. [10 m, 200 m];

2) la longueur du rapport entre deux cordes adjacentes de longueur Δcn et Δcn + 1 doit être limitée, p. ex. 0,5 < Δcn cn + 1 < 2;

3) pour ce qui est de la bonne adaptation de la longueur de la corde à la forme de courbe, les conditions suivantes doivent être remplies:

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

où f n correspond à la différence de sens des cordes.

L'expérience de cet algorithme a montré que, en moyenne, entre 2 et 3 valeurs indicielles doivent être calculées pour déterminer un point de la courbe avec une précision supérieure à 0,01 dB.

Cet algorithme accélère considérablement le temps de calcul, notamment lorsque les courbes sont grandes. Cependant, il convient de remarquer que sa mise en œuvre requiert une certaine expérience, en particulier lorsque la courbe se divise en îlots distincts.

2.8.    Assigner des niveaux de bruit et de population aux immeubles

L'évaluation de l'exposition au bruit de la population ne prend en compte que les immeubles résidentiels. Aucune personne ne doit être assignée à d'autres immeubles dénués d'utilité résidentielle comme les écoles, les hôpitaux, les immeubles de bureau et les usines. L'assignation de la population aux immeubles résidentiels se base sur les dernières données officielles qui sont fonction des réglementations spécifiques de l'État membre.

Étant donné que le calcul relatif aux avions est réalisé sur la base d'une grille de résolution de 100 mètres de côté, ce qui est le cas spécifique du bruit des avions, les niveaux doivent être interpolés sur la base des niveaux de bruit de la grille la plus proche.

Détermination du nombre d'habitants d'un immeuble

Le nombre d'habitants dans un immeuble résidentiel constitue un paramètre intermédiaire important pour l'estimation de l'exposition au bruit. Malheureusement, des données relatives à ce paramètre ne sont pas toujours disponibles. Ci-dessous, il est précisé comment ce paramètre peut être dérivé de données plus facilement disponibles.

Liste des symboles utilisés ci-dessus:

BA

=

surface de la base de l'immeuble

DFS

=

surface habitable

DUFS

=

surface habitable de l'unité d'habitation

H

=

hauteur de l'immeuble

FSI

=

surface habitable par habitant

Inh

=

nombre d'habitants

NF

=

nombre d'étages

V

=

volume d'immeubles résidentiels

En fonction des données disponibles, le calcul du nombre d'habitants suivra une des deux procédures (Cas 1 et Cas 2) décrites ci-dessous.

CAS 1: les données relatives au nombre d'habitants sont disponibles

1A :

le nombre d'habitants est connu ou a été estimé sur la base des unités d'habitation. Dans ce cas, le nombre d'habitants d'un immeuble est égal à la somme des nombres d'habitants de toutes les unités d'habitation de l'immeuble:



image

(2.8.1)

1B :

le nombre d'habitants n'est connu que pour des entités plus grandes qu'un immeuble, par exemple, tout ou partie de blocs d'immeubles, des quartiers, voire une municipalité entière. Dans ce cas, le nombre d'habitants d'un immeuble est estimé sur la base du volume de l'immeuble selon la formule suivante:



image

(2.8.2)

L'indice «total» renvoie à l'entité respective considérée. Le volume de l'immeuble est le produit de la surface de sa base par sa hauteur:



Vbuilding = BAbuilding × Hbuilding

(2.8.3)

Si la hauteur de l'immeuble est inconnue, elle doit être estimée sur la base du nombre d'étages NFbuilding , en supposant une hauteur moyenne de 3 m par étage:



Hbuilding = NFbuilding × 3 m

(2.8.4)

Si le nombre d'étages est aussi inconnu, une valeur par défaut du nombre d'étages représentatif du quartier ou de l'arrondissement doit être utilisée.

Le volume total des immeubles résidentiels dans l'entité considérée Vtotal est égal à la somme des volumes de tous les immeubles résidentiels de l'entité:



image

(2.8.5)

CAS 2: aucune donnée disponible sur le nombre d'habitants

Dans ce cas, le nombre d'habitants est estimé sur la base de la moyenne de la surface habitable par habitant FSI. Si ce paramètre n'est pas connu, une valeur par défaut nationale doit être utilisée.

2A :

la surface habitable est connue sur la base des unités d'habitation. Dans ce cas, le nombre d'habitants de chaque unité d'habitation est estimé comme suit:



image

(2.8.6)

Le nombre d'habitants de l'immeuble peut désormais être estimé comme dans le CAS 1A ci-dessus.

2B :

la surface habitable est connue pour l'ensemble de l'immeuble, en d'autres termes, la somme des surfaces habitables de toutes les unités d'habitation de l'immeuble est connue. Dans ce cas, le nombre d'habitants est estimé ainsi:



image

(2.8.7)

2C :

la surface habitable n'est connue que pour des entités plus grandes qu'un immeuble, par exemple tout ou partie de blocs d'immeubles, des quartiers, voire l'ensemble d'une municipalité.

Dans ce cas, le nombre d'habitants d'un immeuble est estimé sur la base du volume de l'immeuble tel qu'il est décrit dans le CAS 1B ci-dessus, le nombre total d'habitants étant estimé comme suit:



image

(2.8.8)

2D :

la surface habitable n'est pas connue. Dans ce cas, le nombre d'habitants d'un immeuble est estimé selon la formule du CAS 2B ci-dessus, la surface habitable étant estimée comme suit:



DFSbuilding = BAbuilding × 0,8 × NFbuilding

(2.8.9)

Le facteur 0,8 est le facteur de conversion surface hors œuvre brute → surface habitable. Si un autre facteur représentatif de la zone est connu, il convient de l'utiliser et de le documenter clairement.

Si le nombre d'étages de l'immeuble n'est pas connu, il doit être estimé sur la base de la hauteur de l'immeuble, Hbuilding , ce qui résulte généralement en un nombre non entier d'étages.



image

(2.8.10)

Si la hauteur de l'immeuble et le nombre d'étages ne sont pas connus, il convient d'utiliser une valeur par défaut du nombre d'étages, qui soit représentative du quartier ou de l'arrondissement.

Assigner des points de réception aux façades des immeubles

L'évaluation de l'exposition de la population au bruit repose sur des niveaux de points de réception à une hauteur de 4 m au-dessus du niveau du terrain en face des façades des immeubles résidentiels.

Le calcul du nombre d'habitants doit se baser soit sur la procédure du cas 1, soit sur celle du cas 2 pour des sources de bruit terrestres. Pour les bruits d'avion calculés selon le point 2.6, toute la population d'un immeuble est associée au point de calcul du bruit le plus proche sur la grille.

CAS 1

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a) Les segments d'une longueur supérieure à 5 m sont scindés en intervalles réguliers les plus longs possibles, mais d'une longueur inférieure ou égale à 5 m. Les points de réception sont placés au centre de chaque intervalle régulier.

b) Les segments restants d'une longueur supérieure à 2,5 m sont représentés par un point de réception au centre de chaque segment.

c) Les segments adjacents restants d'une longueur totale supérieure à 5 m sont traités comme des objets polylignes d'une manière similaire à celle décrite pour les points a) et b).

d) Le nombre d'habitants assignés à un point de réception doit être pondéré par la longueur de la façade représentée, de sorte que la somme de tous les points de réception représente le nombre total d'habitants.

e) Le niveau sonore de la façade la plus exposée est directement utilisée pour les statistiques et mise en rapport avec le nombre d'habitants uniquement dans le cas d'immeubles dont les dimensions d'étage indiquent l'existence d'une seule habitation par étage.

CAS 2

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a) Les façades sont considérées à titre individuel ou sont scindées en sections de 5 m à partir du point de départ, avec un point de réception placé à mi-chemin de la façade ou du segment de 5 m.

b) La section restante présente un point de réception en son centre.

c) Le nombre d'habitants assignés à un point de réception doit être pondéré par la longueur de la façade représentée, de sorte que la somme de tous les points de réception représente le nombre total d'habitants.

d) Le niveau sonore de la façade la plus exposée est directement utilisé pour les statistiques et mis en rapport avec le nombre d'habitants uniquement dans le cas d'immeubles dont les dimensions d'étage indiquent l'existence d'une seule habitation par étage.

3.   DONNÉES D'ENTRÉE

Les données d'entrée appropriées à utiliser en association avec les méthodes décrites ci-dessus sont reprises aux appendices F à I.

Si les données d'entrée fournies aux appendices F à I ne sont pas applicables ou induisent des écarts par rapport aux vraies valeurs, qui ne permettent pas de remplir les conditions présentées aux points 2.1.2 et 2.6.2, d'autres valeurs peuvent être utilisées, pour autant que les valeurs et les méthodologies utilisées pour les dériver soient suffisamment étayées, la documentation incluant la démonstration de leur adéquation. Cette information doit être mise à la disposition du public.

4.   MÉTHODES DE MESURE

Si, pour quelque raison que ce soit, des mesures sont effectuées, elles doivent être conformes aux principes régissant les mesures moyennes à long terme tels que définis dans les normes ISO 1996-1:2003 et ISO 1996-2:2007 ou, pour le bruit des avions, dans la norme ISO 20906:2009.




Appendice A

Exigences en matière de données

Le point 2.7.6 du texte principal décrit, en termes généraux, les exigences en matière de données spécifiques qui décrivent un aéroport et ses opérations, nécessaires pour calculer les courbes de niveau de bruit. Les fiches qui suivent reprennent des exemples de données pour un aéroport hypothétique. Les formats de données spécifiques dépendront généralement des exigences et des besoins du système de modélisation du bruit concerné, ainsi que du scénario d'étude associé.

Note: Il est recommandé que les informations géographiques (points de référence, etc.) soient spécifiées sous forme de coordonnées cartésiennes. Le choix du système de coordonnées est généralement fonction des cartes disponibles.

A1   DONNÉES AÉROPORTUAIRES GÉNÉRALES

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A2   DESCRIPTION DES PISTES

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Pour les seuils décalés, la description des pistes peut être reproduite, ou les seuils déplacés peuvent être décrits à la section consacrée à la description des routes-sol.

A3   DESCRIPTION DES ROUTES-SOL

En l'absence de données radar, les informations suivantes sont nécessaires pour décrire les routes-sol spécifiques.

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image

A4   DESCRIPTION DU TRAFIC AÉRIEN

image

image

A5   FICHE TECHNIQUE RELATIVE AUX PROCÉDURES DE VOL

Exemple type d'avion: Boeing 727-200 «chapitre 3» (de la convention de Chicago). Les données radar sont exploitées selon les éléments d'orientation exposés au point 2.7.9 du texte principal.

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Exemple pour un profil procédural basé sur les données A/C figurant dans la base de données ANP:

image




Appendice B

Calculs des performances de vol

Définitions et symboles

La terminologie et les symboles employés dans le présent appendice correspondent à ceux employés généralement par les ingénieurs responsables des performances des avions. Certains termes fondamentaux sont définis brièvement ci-dessous à l'attention des utilisateurs profanes. Dans l'optique de minimiser les divergences avec le corps principal du document, les symboles sont la plupart du temps définis séparément dans le présent appendice. Des symboles courants sont attribués aux quantités mentionnées dans le corps principal. Quelques symboles employés différemment dans le présent appendice sont marqués d'un astérisque (*). Les unités US et SI sont parfois juxtaposées. Il s'agit encore une fois de préserver les conventions familières aux utilisateurs appartenant à différentes disciplines.

Définitions

Point d'arrêt

Voir détarage

Vitesse propre corrigée

(Également appelée vitesse sol équivalente ou vitesse propre indiquée). Vitesse de l'avion en fonction de l'air, indiquée par un instrument de mesure étalonné situé sur l'avion. La vitesse propre vraie, qui est normalement supérieure, peut être calculée à partir de la vitesse propre corrigée d'après la densité de l'air.

Poussée nette corrigée

La poussée nette correspond à la force propulsive exercée par un moteur sur la cellule. Pour un régime moteur donné (EPR ou N 1), la poussée nette diminue avec la densité de l'air à mesure que l'altitude augmente. La poussée nette corrigée correspond à la poussée au niveau de la mer.

Détarage

Pour des températures maximales spécifiques des composants, la poussée du moteur diminue à mesure que la température ambiante de l'air augmente – et inversement. En d'autres termes, il existe une température critique de l'air au-dessus de laquelle la poussée nominale ne peut être atteinte. Pour la plupart des moteurs actuels, cette température est appelée «température détarée», car, à des températures plus faibles, la poussée se limite automatiquement à la poussée nominale, afin d'optimiser la durée de vie en service des moteurs. La poussée chute quand même à des températures supérieures à la température détarée – un phénomène souvent désigné par point d'arrêt ou température du point d'arrêt.

Vitesse

Magnitude du vecteur vitesse d'un avion (par rapport au système de coordonnées de l'aérodrome)

Poussée nominale

La durée de vie en service des moteurs d'un avion dépend étroitement de la température opérationnelle de ses composants. Plus la puissance ou la poussée générée est forte, plus les températures sont élevées et plus la vie du moteur est courte. Pour équilibrer les exigences de performances et de durée de vie, les moteurs détarés se voient imposer des régimes moteur pour les phases de décollage, montée et croisière, lesquels régimes définissent les paramètres normaux de puissance maximale.

Paramètre du régime moteur

Le pilote ne peut pas sélectionner un régime moteur particulier. Il doit en effet choisir un réglage approprié de ce paramètre qui s'affiche dans le poste de pilotage. Il s'agit habituellement soit du rapport de pression moteur (EPR) ou soit de la vitesse de rotation du compresseur basse pression (ou soufflante) (N 1).

Symboles

Les quantités sont exemptes d'ordre de grandeur, sauf indication contraire. Les symboles et abréviations n'appartenant pas à la liste ci-après ne sont employés que ponctuellement, et donc définis dans le texte. Les symboles 1 et 2 désignent respectivement les conditions au début et en fin de segment. Les symboles possédant une barre suscrite correspondent à la valeur moyenne du segment, c'est-à-dire à la moyenne des valeurs de début et de fin de segment.

a

Accélération moyenne, en ft/s2

amax

Accélération maximale disponible, en ft/s2

A, B, C, D

Coefficients de volets

E, F, GA,B, H

Coefficients de régimes moteur

Fn

Poussée nette par moteur, en lbf

Fn/d

Poussée nette corrigée par moteur, lbf

G

Déclivité

G′

Déclivité, moteurs coupés

GR

Déclivité moyenne de la piste, montée positive

g

Accélération gravitationnelle, en ft/s2

ISA

International Standard Atmosphere (atmosphère type internationale)

N *

Nombre de moteurs délivrant la poussée

R

Rapport traînée/portance CD/CL

ROC

Segment du taux de montée (ft/min)

s

Distance au sol couverte le long de la route-sol, en ft

sTO8

Distance de décollage pour un vent de face de 8 kt, en ft

sTOG

Distance de décollage corrigée pour une vitesse de vent de face w et une déclivité moyenne de la piste GR , en ft

sTOw

Distance de décollage avec vent de face w, en ft

T

Distance de décollage avec vent de face, en °C

TB

Température du point d'arrêt, en °C

V

Vitesse sol, en kt

VC

Vitesse propre corrigée ou vitesse aérodynamique nominale, en kt

VT

Vitesse propre vraie ou vitesse aérodynamique réelle, en kt

W

Masse de l'avion, en lb

w

Vitesse du vent de face, en kt

Δs

Projection de la longueur du segment d'air calme ou non perturbé sur la route-sol, en ft

Δsw

Projection au sol de la longueur du segment corrigée pour le vent de face, en ft

δ

p/po , rapport entre la pression ambiante de l'air au niveau de l'avion et la pression standard de l'air au niveau moyen de la mer: po = 101,325 kPa (ou 1 013,25 mb)

ε

Angle de roulis ou angle d'inclinaison de l'avion, en radian

γ

Angle de montée/descente, en radian

θ

(T + 273,15)/(T0 + 273,15) Rapport entre la température de l'air en altitude et la température standard de l'air au niveau moyen de la mer: T0 = 15,0 °C

σ *

ρ/ρ0 = Rapport entre la densité de l'air en altitude et la valeur au niveau moyen de la mer (également, σ = δ/θ)

B1   INTRODUCTION

Synthèse de la trajectoire de vol

Dans l'ensemble, cet appendice recommande des procédures destinées au calcul du profil de vol d'un avion, basé sur des paramètres aérodynamiques et moteurs spécifiques, masse de l'avion, conditions atmosphériques, route-sol et procédures opérationnelles (configuration de vol, régime moteur, vitesse normale, vitesse verticale, etc.). La procédure opérationnelle est décrite par un ensemble d'étapes procédurales recommandant la manière de définir un profil.

Le profil de vol, qu'il s'agisse d'un décollage ou d'une approche, est représenté par une série de segments de droite, dont les extrémités sont appelées points du profil. Il est calculé à l'aide des équations aérodynamiques et de poussée mentionnant de nombreux coefficients et constantes devant être disponibles pour la combinaison spécifique de la cellule et des moteurs. Ce processus de calcul est décrit dans le texte principal comme le processus de synthèse de la trajectoire de vol.

Hormis les paramètres de performance de l'avion, qui peuvent être obtenus d'après la base de données ANP, ces équations nécessitent la spécification (1) de la masse totale de l'avion, (2) du nombre de moteurs, (3) de la température de l'air, (4) de l'altitude de la piste, et (5) des étapes procédurales (exprimées en termes de régime moteur, d'angle de braquage des volets, de vitesse aérodynamique et, au cours des accélérations, du taux de montée/descente moyen) pour chaque segment durant les phases de décollage et d'approche. Chaque segment est ensuite classé comme appartenant aux phases de roulage, décollage ou atterrissage, montée à vitesse constante, réduction de poussée, montée d'accélération avec ou sans rentrée des volets, descente avec ou sans décélération et/ou sortie des volets, ou approche finale. Le profil de vol est construit étape par étape, selon le principe d'égalité entre les paramètres du début de chaque segment et ceux de la fin du segment précédent.

Les paramètres aérodynamique-performance figurant dans la base de données ANP visent à fournir une représentation relativement précise de la trajectoire de vol réelle d'un avion selon des conditions de référence spécifiques (voir point 2.7.6 du texte principal). Cependant, les paramètres aérodynamiques et les coefficients des moteurs se sont avérés appropriés pour une température de l'air pouvant atteindre 43 °C, une altitude d'aérodrome n'excédant pas 4 000 ft, et une gamme de poids spécifiée dans la base de donnée ANP. Les équations permettent ainsi le calcul des trajectoires de vol selon d'autres conditions, c'est-à-dire une masse de l'avion, une vitesse de vent, une température de l'air et une altitude de la piste (pression de l'air) non référencés, normalement avec une précision suffisante pour le calcul des courbes des niveaux acoustiques moyens autour d'un aéroport.

La section B-4 explique comment les effets des vols comportant des virages sont pris en compte pour les départs, permettant de représenter les angles de roulis lors du calcul des effets de directivité latérale (effets liés à l'emplacement des moteurs). De même, au cours des vols comportant des virages, la pente de montée sera généralement réduite selon le rayon du virage et la vitesse de l'avion. (Les effets des virages au moment de l'approche sont plus complexes et ne sont actuellement pas concernés. Toutefois, ces effets influencent rarement les courbes de niveau de bruit de manière notable).

Les sections B-5 à B-9 décrivent la méthodologie recommandée pour la production des profils de vol pour les départs, basée sur des coefficients de la base de données ANP et des étapes procédurales.

Les sections B-10 et B-11 décrivent la méthodologie utilisée pour générer les profils de vols pour les approches, basée sur des coefficients de la base de données ANP et des procédures de vol.

La section B-12 fournit des exemples concrets de calculs.

Des ensembles distincts d'équations sont fournis pour déterminer la poussée nette produite respectivement par les moteurs à réaction et les turbopropulseurs. Sauf indication contraire, les équations relatives à la performance aérodynamique d'un avion s'appliquent indifféremment aux avions à réaction et à hélice.

Les symboles mathématiques employés sont définis au début du présent appendice et/ou lorsqu'ils apparaissent pour la première fois. Dans toutes les équations, les unités des coefficients et des constantes doivent naturellement être cohérentes par rapport aux unités des paramètres et des variables correspondantes. À des fins de concordance avec la base de données ANP, les conventions relatives à l'ingénierie des performances avion sont respectées dans le présent appendice: la distance et la hauteur en pieds (ft), la vitesse en nœuds (kt), la masse en livres (lb), la force en livres-force (poussée nette corrigée aux températures élevées), etc. – même si certaines unités de mesure (comme celle de l'atmosphère par exemple) sont exprimées selon le système international (SI) en vigueur. Les modélisateurs utilisant d'autres systèmes d'unités doivent veiller à appliquer les facteurs de conversion appropriés lorsqu'ils adaptent les équations à leurs besoins.

Analyse trajectographique

Dans certaines applications de modélisation, les informations relatives à la trajectoire de vol sont fournies non pas comme des étapes procédurales, mais comme des coordonnées définies dans l'espace et dans le temps, généralement déterminées par l'analyse des données radar. Cet aspect est abordé au point 2.7.7 du texte principal. En l'occurrence, les équations présentées dans le présent appendice sont utilisées «dans l'ordre inverse»: les paramètres de poussée du moteur proviennent du mouvement de l'avion, et non l'inverse. En général, une fois la moyenne des données de trajectoire de vol obtenue et réduite sous forme de segment, chacun de ces derniers est classé par montée ou descente, accélération ou décélération, et variation du régime moteur et des volets, ce qui est relativement simple comparativement à la synthèse, qui implique souvent des processus itératifs.

B2   RÉGIME MOTEUR

La force propulsive délivrée par chaque moteur est l'une des cinq unités de grandeur devant être définies aux extrémités de chaque segment de la trajectoire de vol (les quatre autres étant la hauteur, la vitesse, le régime moteur et l'angle de roulis). La poussée nette représente la composante de la poussée brute du moteur disponible pour la propulsion. Pour les calculs aérodynamiques et acoustiques, la poussée nette correspond à la pression standard de l'air au niveau moyen de la mer. Elle est appelée poussée nette corrigée, Fn /d.

Il s'agira soit de la poussée nette disponible lors d'un fonctionnement à un régime de poussée spécifique, soit de la poussée nette résultante lorsque le paramètre de régime moteur est établi à une valeur particulière. Pour un turboréacteur ou un moteur à turbosoufflante fonctionnant à un régime moteur spécifique, la poussée nette corrigée est obtenue par l'équation suivante:



Fn = E + F · Vc + GA· h + GB· h2 + H · T

(B-1)

Fn

est la poussée nette par moteur, en lbf

δ

est le rapport entre la pression ambiante de l'air au niveau de l'avion et la pression standard de l'air au niveau moyen de la mer, c'est-à-dire à 101,325 kPa (ou 1 013,25 mb)

Fn/δ

est la poussée nette corrigée par moteur, en lbf

VC

est la vitesse propre corrigée, en kt

T

est la température ambiante de l'air à laquelle évolue l'avion (en °C), et

E, F, GA, GB, H

sont les constantes ou coefficients de régime moteur pour les températures inférieures à la température de détarage du moteur, pour le régime moteur utilisé (sur le segment en cours de la trajectoire de décollage/montée au décollage ou approche), en lb.s/ft, lb/ft, lb/ft2, lb/°C. Elles peuvent être obtenues d'après la base de données ANP.

Les données sont également fournies par la base de données ANP, afin de permettre le calcul de la poussée réelle comme une fonction d'un paramètre de régime moteur. Cette dernière est définie par certains constructeurs comme le rapport pression moteur EPR, et par d'autres, comme la vitesse du compresseur basse pression (ou de la soufflante), N1 . Lorsque ce paramètre correspond à l'EPR, l'équation B-1 est remplacée par:



Fn = E + F · VC + GA · h + GB · h2 + H · T + K1 · EPR + K2 · EPR2

(B-2)

K 1 et K 2 sont des coefficients de la base de données ANP, qui se rapportent à la poussée nette corrigée et au rapport pression moteur aux alentours du rapport pression moteur étudié pour un nombre de Mach spécifique à l'avion considéré.

Lorsque la vitesse de rotation du moteur N1 est le paramètre utilisé par l'équipage pour établir la poussée, l'équation générale de la poussée devient



image

(B-3)

N1

est la vitesse de rotation du compresseur basse pression (ou soufflante) du moteur et des étages de turbine, en %

q

= (T + 273)/288,15, le rapport entre la température totale absolue à l'entrée du moteur et de la température standard absolue de l'air au niveau moyen de la mer

image

est la vitesse du compresseur basse pression corrigée, en % et

K3, K4

sont les constantes provenant des données du moteur installé comprenant les vitesses N1 étudiées.

Il convient de noter que, pour un avion spécifique, les constantes E, F, GA, GB et H des équations B-2 et B-3 peuvent avoir des valeurs différentes de celles de l'équation B-1.

Les termes employés dans l'équation ne seront pas toujours tous significatifs. Par exemple, pour les moteurs détarés fonctionnant à des températures de l'air inférieures au point d'arrêt (généralement 30 °C), le terme de la température peut ne pas être nécessaire. Pour les moteurs non détarés, la température ambiante doit être prise en compte pour désigner la poussée nominale. Au-dessus de la température de détarage du moteur, un ensemble différent de coefficients de régime moteur (E, F, GA, GB and H) high doit être utilisé pour déterminer le niveau de poussée disponible. La pratique normale consisterait ensuite à calculer Fn /d en utilisant à la fois des coefficients de températures faibles et élevées, le niveau de poussée le plus élevé pour les températures inférieures à la température de détarage, et le niveau de poussée le plus faible calculé pour les températures supérieures à la température de détarage.

Lorsque seuls les coefficients de poussée à basse température sont disponibles, la relation suivante peut être employée:



(Fn/δ)high = F · VC + (E + H · TB )·(1 – 0,006 · T)/(1 – 0,006 · TB )

(B-4)

(Fn /δ) high

est la poussée nette corrigée pour les températures élevées (en lbf),

TB

est la température du point d'arrêt (en l'absence d'une valeur définitive, on suppose une valeur par défaut de 30 °C).

La base de données ANP fournit des valeurs pour les constantes et les coefficients des équations B-1 à B-4.

Pour les avions à hélice, la poussée nette corrigée par moteur doit être lue d'après des graphiques ou calculée selon l'équation suivante:



Fn = (326 · η · Pp/VT )/δ

(B-5)

η

est le rendement de l'hélice pour un emplacement spécifique, ainsi qu'une fonction de la vitesse de rotation de l'hélice et de la vitesse de vol de l'avion

VT

est la vitesse aérodynamique réelle, en kt

Pp

est la puissance propulsive nette pour les conditions de vol données, par exemple puissance maximale au décollage ou en montée, en hp

Les paramètres de l'équation B-5 sont fournis par la base de données ANP pour la poussée maximale au décollage et les régimes moteur de montée maximum.

La vitesse aérodynamique réelle VT est estimée d'après la vitesse aérodynamique nominale VC selon la relation suivante:



image

(B-6)

où σ est le rapport entre la densité de l'air au niveau de l'avion et la valeur au niveau moyen de la mer.

Guide relatif aux opérations de décollage à poussée réduite

Le poids des avions au décollage est souvent inférieur au maximum autorisé, et/ou la longueur de piste disponible excède le minimum requis par rapport à la poussée maximale au décollage. Dans de tels cas, le régime moteur est couramment réduit au-dessous des niveaux maximaux, dans le but de prolonger la durée de vie en service des moteurs et, parfois, de réduire les nuisances sonores. Le régime moteur peut uniquement être réduit à des niveaux permettant de maintenir une marge de sécurité. La procédure de calcul utilisée par les exploitants de lignes aériennes pour déterminer le taux de réduction de poussée est régulé en conséquence: il s'agit d'une procédure complexe, qui tient compte de nombreux facteurs, dont le poids au décollage, la température ambiante, la distance déclarée des pistes, l'altitude des pistes et la marge de franchissement d'obstacle sur la piste. Par conséquent, le taux de réduction de poussée varie d'un vol à un autre.

Étant donné qu'elles peuvent exercer un effet considérable sur les courbes de niveau de bruit au départ, les opérations avec poussée réduite doivent être prises en compte par les modélisateurs qui, afin de prendre les meilleures dispositions possibles, devraient prendre conseil auprès des exploitants sur les aspects pratiques.

Si de tels conseils ne peuvent être obtenus, il est toujours souhaitable de prendre ces opérations en considération par des moyens alternatifs. Il est inenvisageable de reproduire les calculs des exploitants pour les besoins de la modélisation du bruit; ils ne conviendraient pas non plus avec les simplifications et approximations conventionnelles qui sont faites pour le calcul des niveaux de bruit moyens à long terme. Les éléments d'orientation suivants sont fournis à titre de solution de remplacement pratique. Il convient de mettre l'accent sur les recherches considérables entreprises actuellement dans ce domaine, raison pour laquelle ce guide pourrait faire l'objet de modifications.

L'analyse des données FDR a indiqué que le niveau de réduction de la poussée est étroitement lié au rapport de la masse réelle au décollage et de la masse régulée au décollage (RTOW) jusqu'à une limite inférieure fixe ( 27 ), c'est-à-dire:



Fn = (Fn) max · W/WRTOW

(B-7)

où (Fn /δ) max correspond à la poussée nominale maximum, W à la masse réelle totale au décollage et WRTOW à la masse régulée au décollage.

RTOW est la masse maximale au décollage qui peut être utilisée en toute sécurité tout en satisfaisant aux exigences en matière de longueur de roulage au décollage, défaillance moteur et obstacles. Elle est fonction de la longueur de piste disponible, de l'altitude de l'aérodrome, de la température, du vent de face et de l'angle de braquage des volets. Ces informations peuvent être obtenues auprès des exploitants, et devraient s'avérer plus facilement disponibles que les données relatives aux niveaux réels de la poussée réduite. Dans le cas où elles ne seraient pas disponibles, elles peuvent être calculées d'après les données figurant dans les manuels de vol des avions.

Montée à poussée réduite

Lors de l'utilisation de la poussée réduite au décollage, les exploitants sont souvent, mais pas toujours, amenés à réduire la poussée de montée à partir de niveaux inférieurs au maximum ( 28 ). Cette procédure empêche d'être confronté aux situations se présentant lorsque, en fin de montée initiale au régime de décollage, la puissance doit être augmentée plutôt que réduite. Cependant, il est ici plus difficile d'établir une base commune. Certains exploitants utilisent des incréments fixes au-dessous de la poussée maximale de montée, parfois nommés Montée 1 et Montée 2, réduisant généralement la poussée de montée de 10 ou 20 % respectivement, par rapport au maximum. Lors de l'application d'un régime de poussée réduite au décollage, il est recommandé que les niveaux de la poussée de montée soient également réduits de 10 %.

B3   PROFILS VERTICAUX DE LA TEMPÉRATURE, DE LA PRESSION ET DE LA DENSITÉ DE L'AIR, ET VITESSE DU VENT

Pour les besoins du présent document, les variations de température, pression et densité avec la hauteur au-dessus du niveau moyen de la mer appartiennent à l'atmosphère type internationale (ISA). Les méthodologies décrites ci-après ont été validées pour des altitudes d'aérodrome pouvant atteindre 4 000 ft au-dessus du niveau de la mer, et pour des températures atteignant 43 °C (109 °F).

Bien que, en réalité, la vitesse moyenne du vent varie à la fois avec la hauteur et le temps, cette variation ne peut généralement pas être prise en compte s'agissant de la modélisation de courbes de niveau de bruit. À la place, les équations de performance de vol énoncées ci-après sont basées sur l'hypothèse commune selon laquelle l'avion évolue directement face à un vent constant de 8 kt (par défaut) – sans tenir compte du relèvement compas (même si la vitesse moyenne du vent n'est pas prise en compte explicitement dans les calculs de propagation du son). Des méthodes d'adaptation des résultats à d'autres vitesses de vent de face sont fournies.

B4   EFFETS LIÉS AUX VIRAGES

La partie restante du présent appendice explique la manière de calculer les propriétés requises des segments joignant les points du profil s,z qui définissent la trajectoire de vol bidimensionnelle dans le plan vertical au-dessus de la route-sol. Les segments sont définis l'un après l'autre dans le sens du mouvement. À la fin de chaque segment (ou au début du roulage dans le cas du premier segment d'un départ), où sont définis les paramètres opérationnels et l'étape procédurale suivante, il est nécessaire de calculer l'angle de montée et la longueur de la route au point où la hauteur requise et/ou la vitesse sont atteintes.

Si la route est rectiligne, elle sera couverte par un segment de profil unique, dont la géométrie peut être déterminée directement (parfois avec un degré d'itération). Cependant, si un virage débute ou s'achève, ou change de rayon ou de sens, avant que les conditions finales requises ne soient atteintes, un segment unique serait insuffisant dans la mesure où la portance et la traînée de l'avion varient avec l'angle d'inclinaison. Dans l'optique de rendre compte des effets liés aux virages en montée, des segments de profils supplémentaires sont nécessaires pour mettre en œuvre les étapes procédurales, comme décrit ci-après.

La construction de la route-sol est décrite au point 2.7.13 du texte. Cette dernière est effectuée indépendamment de tout profil de vol (en veillant cependant à ne pas définir de virages qui ne pourraient pas être effectués dans des conditions d'exploitation normales). Toutefois, dans la mesure où le profil de vol – la hauteur et la vitesse comme une fonction de la longueur de la route – est affecté par les virages, ce dernier ne peut être déterminé indépendamment de la route-sol.

Pour maintenir une vitesse constante en virage, la portance aérodynamique de l'aile doit être augmentée, afin de compenser la force centrifuge et le poids de l'avion, qui augmentent à leur tour la traînée et, par conséquent la puissance de propulsion requise. Les effets du virage sont exprimés dans les équations de performance comme des fonctions de l'angle d'inclinaison ε qui, pour un avion abordant un virage à vitesse constante sur une trajectoire circulaire, est défini par l'équation suivante



 

image

(B-8)

V

est la vitesse sol, en kt

 

r

est le rayon du virage, en ft

et

g

est l'accélération due à la gravité, en ft/s2

Tous les virages sont supposés décrire un rayon constant, et les effets secondaires associés à des trajectoires de vol non planes ne sont pas pris en compte. Les angles de roulis sont basés sur le rayon du virage r de la route-sol uniquement.

Pour la mise en œuvre d'une étape procédurale, un segment de profil provisoire est d'abord calculé selon l'angle d'inclinaison ε au point de départ – comme défini par l'équation B-8 pour le rayon r du segment de la route. Si la longueur calculée du segment provisoire est telle qu'elle ne forme pas d'intersection avec le début ou la fin du virage, le segment provisoire est confirmé, et l'attention peut être portée sur l'étape suivante.

Par contre, si le segment provisoire croise une ou plusieurs fois le début ou la fin des virages (lorsque ε varie) ( 29 ), les paramètres de vol au premier point d'intersection sont estimés par interpolation (voir point 2.7.13), enregistrés avec ses coordonnées comme étant les valeurs du point final, et le segment est alors tronqué. La deuxième partie de l'étape procédurale est ensuite appliquée à partir de ce point – en supposant une fois de plus provisoirement qu'elle peut être achevée par un segment unique présentant les mêmes conditions finales, mais avec un nouveau point de départ et un nouvel angle d'inclinaison. Si ce second segment subit ensuite un autre changement de rayon/sens du virage, un troisième segment sera alors nécessaire – et ainsi de suite jusqu'à ce que les conditions finales soient réunies.

Méthode approximative

De toute évidence, la prise en compte intégrale des effets des virages susmentionnés implique une complexité de calcul considérable compte tenu du fait que le profil de montée de chaque avion doit être calculé indépendamment pour chaque route-sol suivie. Cependant, les changements du profil vertical engendrés par les virages exercent généralement une influence sensiblement plus faible sur les courbes que les variations d'inclinaison. C'est pourquoi certains utilisateurs pourront préférer éviter la complexité — au prix d'une certaine perte de précision — en ne tenant pas compte des effets des virages sur les profils, sans pour autant négliger les variations d'inclinaison dans le calcul de l'émission latérale du son (voir point 2.7.19). D'après cette approximation, les points du profil pour une opération spécifique d'un avion sont calculés à une seule et unique reprise, en supposant une route-sol rectiligne (pour laquelle ε = 0).

B5   ROULAGE AU DÉCOLLAGE

La poussée au décollage engendre une accélération de l'avion le long de la piste jusqu'à l'envol. La vitesse propre corrigée est ensuite supposée être constante tout au long de la partie initiale de la montée au décollage. Le train d'atterrissage, s'il est rétractable, est supposé être rentré peu après le décollage.

Pour les besoins du présent document, le roulage réel au décollage est avoisiné par une distance équivalente au décollage (avec un vent de face par défaut de 8 kt), sTO8 , défini, comme le montre la Figure B-1, comme la distance le long de la piste à partir du lâché des freins jusqu'au point où une extension de la ligne droite de la trajectoire de vol de montée initiale, durant laquelle le train d'atterrissage est rétracté, forme une intersection avec la piste.

Figure B-1

Distance équivalente au décollage

image

Sur une piste plane, la distance équivalente du roulage au décollage sTO8 exprimée en pieds est déterminée selon l'équation suivante:



image

(B-9)

B8

est le coefficient approprié à une combinaison spécifique avion/braquage des volets pour des conditions de référence ISA, comprenant un vent de face de 8 kt, en ft/lbf

W

est la masse totale de l'avion au moment du lâché des freins, en lbf

N

est le nombre de moteurs délivrant la poussée.

Note: Étant donné que l'équation B-9 représente la variation de poussée en fonction de la vitesse aérodynamique et de l'altitude de la piste, pour un avion donné, le coefficient B8 dépend uniquement du braquage des volets.

Pour un vent de face différent de la valeur par défaut de 8 kt, la distance de roulage au décollage est corrigée selon la formule suivante:



image

(B-10)

STOw

est la distance de roulage corrigée pour un vent de face w, en ft

VC

(dans cette équation) est la vitesse corrigée à la rotation, en kt

w

est le vent de face, en kt

La distance de roulage au décollage est également corrigée pour les déclivités de la piste de la façon suivante:



image

(B-11)

STOG

est la distance de roulage (en ft) corrigée selon le vent de face et la déclivité de la piste

a

est l'accélération moyenne le long de la piste, égale à
image , en ft/s2

GR

correspond à la déclivité de la piste; positive lorsqu'elle monte

B6   MONTÉE À VITESSE CONSTANTE

Ce type de segment est défini par la vitesse propre corrigée de l'avion, le réglage des volets et la hauteur et l'angle d'inclinaison à son extrémité, ainsi que la vitesse du vent de face (établie par défaut à 8 kt). Comme pour tout segment, les paramètres du segment initial comprenant la poussée nette corrigée sont mis au même niveau que ceux de la fin du segment précédent, éliminant ainsi toute discontinuité (excepté l'angle de braquage des volets et l'angle d'inclinaison qui, dans ces calculs, peuvent changer au cours des étapes). Les poussées nettes en fin de segment sont d'abord calculées selon l'équation appropriée des équations B-1 à B-5. L'angle de montée géométrique moyen g (voir figure B-1) est alors obtenu selon la formule suivante:



image

(B-12)

où les barres suscrites correspondent à la valeur moyenne du segment (= la moyenne des valeurs au début et en fin de segment) et

K

est une constante dépendante de la vitesse, égale à 1,01 lorsque VC ≤ 200 kt ou 0,95 dans le cas contraire. Cette constante représente les effets sur la pente de montée avec un vent de face de 8 kt et une accélération inhérente à la montée à une vitesse propre corrigée constante (la vitesse réelle augmente à mesure que la densité de l'air diminue avec la hauteur)

R

est le rapport entre le coefficient de traînée de l'avion et son coefficient de portance approprié à la position donnée des volets. Le train d'atterrissage est supposé être rentré

ε

est l'angle d'inclinaison, en radian

L'angle de montée est corrigé pour un vent de face w selon la formule suivante:



image

(B-13)

γw est l'angle de montée moyen corrigé pour le vent de face.

La distance traversée par l'avion le long de la route-sol, Δs, montant à un angle γw , à partir d'une altitude initiale h 1 jusqu'à une altitude finale h 2, est obtenue selon la formule suivante:



image

(B-14)

En règle générale, deux phases distinctes d'un profil de départ impliquent une montée à une vitesse aérodynamique constante. La première phase, parfois nommée segment de montée initiale, débute directement après le décollage, où les exigences de sécurité imposent que l'avion évolue à une vitesse aérodynamique minimale d'au moins la vitesse de sécurité au décollage. Il s'agit d'une vitesse régulée qui doit être atteinte à 35 ft au-dessus de la piste au cours d'une opération normale. Cependant, la vitesse de montée initiale est couramment maintenue légèrement au-dessus de la vitesse de sécurité au décollage, généralement à 10-20 kt, dans la mesure où cette procédure tend à améliorer la pente de montée initiale atteinte. Appelée montée continue, la seconde phase débute après la rentrée des volets et l'accélération initiale.

Pendant la montée initiale, la vitesse aérodynamique dépend du réglage des volets au décollage et de la masse totale de l'avion. La vitesse corrigée de montée initiale VCTO est calculée selon la première approximation:



image

(B-15)

C est un coefficient adapté au réglage des volets (kt/Ölbf), figurant dans la base de données ANP.

Pour ce qui est de la montée continue, après l'accélération, la vitesse propre corrigée est un paramètre d'entrée déterminé par l'utilisateur.

B7   POUSSÉE RÉDUITE (SEGMENT DE TRANSITION)

La puissance est réduite par rapport aux paramètres de décollage à un certain point après le décollage, dans le but de prolonger la durée de vie des moteurs, et souvent de diminuer le bruit dans certaines zones. La poussée est normalement réduite soit pendant un segment de montée à vitesse constante (section B6), soit pendant un segment d'accélération (section B8). En raison de la brièveté relative de ce processus, généralement entre 3 et 5 secondes, il est modélisé par l'ajout au premier segment d'un «segment de transition». Il permet généralement de couvrir une distance au sol horizontale de 1 000 ft (305 m).

Taux de réduction de poussée

Pour les opérations normales, la poussée est réduite au régime moteur de montée maximale. Contrairement à la poussée au décollage, la poussée de montée peut être maintenue indéfiniment, et est généralement appliquée jusqu'à ce que l'avion atteigne son altitude de croisière initiale. Le régime moteur de montée maximale est déterminé avec l'équation B-1 d'après les coefficients de poussée maximale fournis par le constructeur. Cependant, les exigences relatives à la réduction du bruit peuvent nécessiter une réduction de poussée supplémentaire, parfois appelée réduction massive. À des fins de sécurité, la réduction de la poussée maximale est limitée ( 30 ) à un taux déterminé par la performance de l'avion et le nombre de moteurs.

Le niveau de «poussée réduite» minimum est parfois appelé «poussée réduite» moteurs coupés, et est défini par l'équation:



image

(B-16)

δ2

est le rapport de pression à l'altitude h2

G′

est la pente de montée moteurs coupés:

= 0 % pour les avions munis de systèmes de rétablissement automatique de la poussée. Dans les autres cas:

= 1,2 % pour les bimoteurs

= 1,5 % pour les trimoteurs

= 1,7 % pour les quadrimoteurs

Segment de montée à vitesse constante et poussée réduite

La pente du segment de montée est calculée d'après l'équation B-12, la poussée étant calculée soit avec l'équation B-1 avec des coefficients de montée maximale, soit avec l'équation B-16 pour la poussée réduite. Le segment de montée est ensuite divisé en deux sous-segments, possédant tous deux le même angle de montée, comme l'illustre la figure B-2.

Figure B-2

Segment de montée à vitesse constante et poussée réduite (illustration, échelle non respectée)

image

Le premier sous-segment correspond à une distance au sol de 1 000 ft (304 m), et la poussée nette corrigée par moteur à la fin de cette distance est égale à la valeur de réduction. (Si la distance horizontale originale est inférieure à 2 000 ft, une moitié du segment sert à réduire la poussée). La poussée finale au niveau du second sous-segment est également égale à la poussée réduite. Ainsi, le second sous-segment est parcouru à une poussée constante.

B8   ACCÉLÉRATION DE LA MONTÉE ET RENTRÉE DES VOLETS

Cette phase fait généralement suite à la montée initiale. Comme pour tous les segments de vol, l'altitude h1 , la vitesse aérodynamique réelle VT 1, et la poussée (Fn /δ)1 sont celles du point final du segment précédent. La vitesse propre corrigée VC 2 du point final et le taux de montée moyen ROC sont des paramètres entrés par l'utilisateur (l'angle d'inclinaison ε est une fonction de la vitesse et du rayon du virage). Dans la mesure où elles sont interdépendantes, l'altitude finale h 2, la vitesse aérodynamique réelle finale VT 2, la poussée finale (Fn )2 et la longueur de route du segment Δs doivent être calculées par itération; l'altitude finale h 2 est supposée au départ, et ensuite recalculée de façon répétée d'après les équations B-16 et B-17 jusqu'à ce que la différence entre les estimations successives soit inférieure à la tolérance spécifiée, par exemple 1 ft. Une estimation initiale pratique est h 2 = h 1 + 250 ft.

La longueur de route du segment (distance horizontale couverte) est estimée de la manière suivante:



image

(B-17)

0,95

est un facteur représentant l'effet d'un vent de face de 8 kt lors d'une montée à 160 kt

k

est une constante convertissant les nœuds en ft/sec = 1,688 ft/s par kt

VT 2

= vitesse aérodynamique réelle en fin de segment, en kt:

image

où σ2 = rapport de la densité de l'air à l'altitude finale h 2

amax

= accélération maximale en palier (ft/s2)

= image

G

= pente de montée image

ROC = taux de montée, ft/min

D'après cette estimation de Δs, l'altitude finale h 2′ est ensuite ré-estimée selon la formule:



h2 = h 1 + s · G/0,95

(B-18)

Tant que l'erreur
image se trouve en dehors de la tolérance spécifiée, les étapes B-17 et B18 sont reproduites en utilisant les valeurs en fin de segment de l'itération actuelle de l'altitude h 2, la vitesse aérodynamique réelle VT 2, et la poussée nette corrigée par moteur (Fn /δ)2. Lorsque l'erreur se trouve sur la plage de tolérance, le cycle itératif s'achève et le segment de l'accélération est défini par les valeurs finales en fin de segment.

Note: Si, au cours du processus d'itération, (amax – G·g) < 0,02g, l'accélération peut s'avérer trop faible pour atteindre la VC 2 souhaitée sur une distance acceptable. Dans ce cas, la pente de montée peut être limitée à G = amax/ g – 0,02, réduisant en effet le taux de montée souhaité dans le but de maintenir une accélération acceptable. Si G < 0,01, il convient de conclure que la poussée n'est pas suffisante pour atteindre l'accélération et le taux de montée spécifiés; le calcul doit être achevé et les étapes procédurales révisées ( 31 ).

La longueur du segment de l'accélération est corrigée pour un vent de face w selon la formule suivante:



image

(B-19)

Segment d'accélération avec poussée réduite

La réduction de poussée est intégrée au segment d'accélération de la même manière que pour un segment de vitesse constante, à savoir en convertissant la première partie du segment en segment de transition. Le niveau de réduction de poussée est calculé comme pour la procédure de réduction de poussée à vitesse constante, uniquement d'après l'équation B-1. Il convient d'attirer l'attention sur le fait qu'il est généralement impossible d'accélérer et de monter tout en maintenant le régime moteur minimum, avec les moteurs coupés. La transition de la poussée est attribuée à une distance du sol de 1 000 ft (305 m). La poussée nette corrigée par moteur à la fin des 1 000 ft est établie comme étant égale à la valeur de réduction. La vitesse en fin de segment est déterminée par itération pour une longueur de segment égale à 1 000 ft. Si la distance horizontale initiale est inférieure à 2 000 ft, une moitié du segment est utilisée pour le changement de poussée. De même, la poussée finale sur le second sous-segment est égale à la réduction de poussée. Ainsi, le second sous-segment est parcouru à poussée constante.

B9   MONTÉE ADDITIONNELLE ET SEGMENTS D'ACCÉLÉRATION APRÈS RENTRÉE DES VOLETS

Si des segments d'accélération supplémentaires sont inclus à la trajectoire de la montée au décollage, les équations B-12 à B-19 doivent être utilisées à nouveau pour calculer la distance de la route-sol, l'angle moyen de montée, et le gain de hauteur pour chacun des segments. Comme précédemment, la hauteur finale du segment doit être estimée par itération.

B10   DESCENTE ET DÉCÉLÉRATION

Lors d'une phase d'approche, l'avion doit normalement descendre et décélérer en préparation du segment d'approche finale pour lequel il est configuré avec volets d'approche et train sortis. Les mécanismes de vol restent identiques par rapport à un cas de départ, la principale différence étant que le profil de hauteur et de vitesse est généralement connu, et ce sont les régimes moteur qui doivent être estimés pour chaque segment. L'équation de l'équilibre des forces de base est la suivante:



image

(B-20)

L'équation B-20 peut être utilisée de deux façons distinctes. Tout d'abord, la vitesse de l'avion en début et en fin de segment peut être définie avec un angle de descente (ou distance du segment plat) et les altitudes initiale et finale du segment. Dans ce cas, la décélération peut être calculée selon l'équation suivante:



image

(B-21)

où Δs est la distance au sol couverte et V 1 et V 2 sont les vitesses sol initiale et finale calculées selon la formule suivante:



image

(B-22)

Les équations B-20, B-21 et B-22 confirment que, lors de la décélération sur une distance spécifiée à un taux constant de descente, un vent de face plus fort nécessitera une poussée plus importante pour maintenir la même décélération, tandis qu'un vent arrière nécessitera une moindre poussée.

En pratique, tout ou partie des décélérations au cours des phases d'approche sont réalisées au régime de ralenti. Ainsi, pour la seconde application de l'équation B-20, la poussée est définie selon un régime de ralenti et l'équation est résolue de manière itérative pour déterminer (1) la décélération et (2) la hauteur à la fin du segment de décélération – d'une manière similaire à celle utilisée pour les segments d'accélération du départ. Dans ce cas, la distance de décélération peut être très différente selon les vents de face ou arrière, et il est parfois nécessaire de réduire l'angle de descente pour obtenir des résultats acceptables.

Pour la plupart des avions, la poussée au ralenti n'est pas nulle et, pour beaucoup, il s'agit également d'une fonction de la vitesse de vol. Ainsi, l'équation B-20 est résolue pour la décélération en entrant un régime de ralenti. Ce dernier est calculé selon une équation de la forme suivante:



(Fn /δ) idle = Eidle + Fidle · VC + GA,idle · h + GB,idle · h2 + Hidle · T

(B-23)

où (Eidle, Fidle, GA,idle, GB,idle et Hidle ) sont des coefficients du régime de ralenti disponibles dans la base de données ANP.

B11   APPROCHE À L'ATTERRISSAGE

La vitesse propre corrigée de l'approche à l'atterrissage, VCA , est liée à la masse totale de l'avion à l'atterrissage, selon une équation similaire à l'équation B-11, à savoir:



image

(B-24)

où le coefficient D (kt/Ölbf) correspond à la position des volets d'atterrissage.

La poussée nette corrigée par moteur au cours de la descente le long de la pente d'approche est calculée en résolvant l'équation B-12 pour une masse à l'atterrissage W et un rapport traînée/portance R adaptés au réglage des volets train sorti. Le réglage des volets doit être celui généralement utilisé pour les opérations réelles. Au cours de l'approche à l'atterrissage, l'angle de descente γ peut être supposé constant. Pour les avions à réaction et à hélice multimoteurs, γ est généralement de – 3°. Pour les avions monoturbopropulseurs, g est généralement de – 5°.

La poussée moyenne nette corrigée est calculée par inversion de l'équation B-12, en utilisant K=1,03 pour rendre compte la décélération inhérente à la trajectoire de descente avec un vent de référence de 8 kt et une vitesse propre corrigée constante donnée par l'équation B-24, à savoir:



image

(B-25)

Pour des vents de face autres que 8kt, la poussée moyenne nette corrigée devient:



image

(B-26)

La distance horizontale couverte est calculée selon l'équation suivante:



image

(B-27)

(positive dès lors que h1 > h2 et γ est négative).




Appendice C

Modélisation de la dispersion latérale des routes-sol

En l'absence de données radar, il est recommandé de modéliser la dispersion latérale des routes-sol en s'appuyant sur l'hypothèse selon laquelle la dispersion des routes perpendiculairement à la route centrale suit une distribution normale gaussienne. L'expérience a montré que cette hypothèse est acceptable dans la plupart des cas.

En supposant une distribution gaussienne avec un écart type S, comme l'illustre la figure C-1, près de 98,8 % des mouvements se trouvent dans une limite de of ± 2,5·S (c'est-à-dire dans une enveloppe de largeur 5·S).

Figure C-1

Sous-division d'une route-sol en 7 sous-routes

(la largeur de l'enveloppe équivaut à 5 fois l'écart type de la dispersion de la route-sol)

image

Une distribution gaussienne peut normalement être dûment modélisée avec 7 sous-routes discrètes régulièrement espacées dans les limites à ± 2,5·S de l'enveloppe, comme le montre la figure C-1.

Cependant, la justesse de l'approximation dépend de la relation entre la séparation des sous-routes et la hauteur de l'avion. Des situations (routes très rapprochées ou très dispersées) peuvent se présenter pour lesquelles un nombre différent de sous-routes apparaît plus approprié. Un nombre insuffisant de sous-routes engendre des «excroissances» sur la courbe. Les tableaux C-1 et C2 indiquent les paramètres nécessaires pour une sous-division entre 5 et 13 sous-routes. Le tableau C-1 indique la position des sous-routes spécifiques, tandis que le tableau C-2 mentionne les pourcentages correspondants des mouvements sur chaque sous-route.



Tableau C-1

Position de 5, 7, 9, 11 ou 13 sous-routes

[la largeur de l'ensemble de l'enveloppe (comprenant 98 % de tous les mouvements) équivaut à 5 fois l'écart type]

Sous-route n°

Position des sous-routes pour une sous-division en

5 sous-routes

7 sous-routes

9 sous-routes

11 sous-routes

13 sous-routes

12/13

 

 

 

 

± 2,31·S

10/11

 

 

 

± 2,27·S

± 1,92·S

8/9

 

 

± 2,22·S

± 1,82·S

± 1,54·S

6/7

 

± 2,14·S

± 1,67·S

± 1,36·S

± 1,15·S

4/5

± 2,00·S

± 1,43·S

± 1,11·S

± 0,91·S

± 0,77·S

2/3

± 1,00·S

± 0,71·S

± 0,56·S

± 0,45·S

± 0,38·S

1

0

0

0

0

0



Tableau C-2

Pourcentage de mouvements sur 5, 7, 9, 11 ou 13 sous-routes

[la largeur de l'ensemble de l'enveloppe (comprenant 98 % de tous les mouvements) équivaut à 5 fois l'écart type]

Sous-routes n°

Pourcentage des mouvements sur les sous-routes pour une sous-division en

5 sous-routes

7 sous-routes

9 sous-routes

11 sous-routes

13 sous-routes

12/13

 

 

 

 

1,1 %

10/11

 

 

 

1,4 %

2,5 %

8/9

 

 

2,0 %

3,5 %

4,7 %

6/7

 

3,1 %

5,7 %

7,1 %

8,0 %

4/5

6,3 %

10,6 %

12,1 %

12,1 %

11,5 %

2/3

24,4 %

22,2 %

19,1 %

16,6 %

14,4 %

1

38,6 %

28,2 %

22,2 %

18,6 %

15,6 %




Appendice D

Recalcul des données du rapport bruit-puissance-distance (NPD) pour les conditions non référencées

La contribution de chaque segment de la trajectoire de vol aux niveaux de bruit provient des données NPD enregistrées dans la base de données internationale ANP. Cependant, il convient de noter que ces données ont été normalisées selon les taux d'atténuation atmosphériques moyens définis dans le document SAE AIR-1845. Ces taux sont des moyennes des valeurs déterminées au cours des essais de certification de bruit des avions en Europe et aux États-Unis. L'éventail de variation des conditions atmosphériques (température et humidité relative) de ces essais est illustré à la figure D-1.

Figure D-1

Conditions météorologiques enregistrées au cours d'essais de certification de bruit

image

Les courbes représentées à la figure D-1, calculées au moyen d'un modèle ARP 866A d'atténuation atmosphérique standard industriel, illustrent le fait que, dans des conditions d'essai, une variation sensible de l'absorption du son haute fréquence (8 kHz) devrait se produire (bien que la variation de l'absorption totale serait plutôt moindre).

Dans la mesure où les taux d'atténuation fournis au tableau D-1 sont des moyennes arithmétiques, l'ensemble complet ne peut être associé à une atmosphère de référence unique (c'est-à-dire avec des valeurs spécifiques de température et d'humidité relative). Ils peuvent uniquement être envisagés comme des propriétés d'une atmosphère purement théorique – appelée «atmosphère AIR-1845».



Tableau D-1

Taux d'atténuation atmosphérique moyenne servant à normaliser les données NPD dans la base de données ANP

Fréquence centrale d'une bande de tiers d'octave [Hz]

Taux d'atténuation [dB/100m]

Fréquence centrale d'une bande de tiers d'octave [Hz]

Taux d'atténuation [dB/100m]

50

0,033

800

0,459

63

0,033

1 000

0,590

80

0,033

1 250

0,754

100

0,066

1 600

0,983

125

0,066

2 000

1,311

160

0,098

2 500

1,705

200

0,131

3 150

2,295

250

0,131

4 000

3,115

315

0,197

5 000

3,607

400

0,230

6 300

5,246

500

0,295

8 000

7,213

630

0,361

10 000

9,836

Les coefficients d'atténuation du tableau D-1 peuvent être supposés valides pour des plages de température et d'humidité acceptables. Toutefois, pour savoir si des ajustements sont nécessaires, il convient d'avoir recours au document ARP-866A pour calculer les coefficients d'absorption atmosphérique moyenne pour la température moyenne T et l'humidité relative HR de l'aéroport concerné. Selon une comparaison de ces coefficients avec ceux du tableau D-1, lorsque des ajustements sont jugés nécessaires, il convient d'employer la méthodologie suivante.

La base de données ANP fournit les données NPD suivantes pour chaque régime moteur:

 niveau acoustique maximal par rapport à la distance oblique, Lmax(d)

 niveau intégré dans le temps par rapport à la distance pour la vitesse aérodynamique de référence, LE(d), et

 spectre acoustique de référence non pondéré pour une distance oblique de 305 m (1 000 ft), Ln,ref(dref)n = la bande de fréquence (allant de 1 à 24 pour des bandes de tiers d'octave avec des fréquences centrales allant de 50 Hz à 10 kHz).

Toutes les données sont normalisées selon l'atmosphère AIR-1845.

Les ajustements des courbes NPD par rapport aux conditions T et HR spécifiées par l'utilisateur sont effectués en trois étapes:

1) Dans un premier temps, le spectre de référence est corrigé afin de supprimer l'atténuation atmosphérique α n,ref définie par le document SAE AIR-1845:



Ln(dref) = Ln,ref(dref) + αn,ref · dref

(D-1)

Ln(dref) est le spectre non atténué pour une dref = 305m et a n,ref est le coefficient de l'absorption atmosphérique pour la bande de fréquence n extraite du tableau D-1 (mais exprimé en dB/m).

2) Ensuite, le spectre corrigé est ajusté à chacune des dix distances standard NPD di, moyennant des taux d'atténuation, à la fois (i) pour l'atmosphère définie par le document SAE AIR-1845 et (ii) pour l'atmosphère spécifiée par l'utilisateur (sur la base du document SAE ARP-866A).

i) Pour l'atmosphère définie par le document SAE AIR-1845:



Ln,ref(di) = Ln(dref) – 20,lg(di/dref) – αn,ref · di

(D-2)

ii) Pour l'atmosphère spécifiée par l'utilisateur:



Ln,866A(T,RH,di) = Ln(dref) – 20,lg(di/dref) – αn,866A(T,RH) · di

(D-3)

où α n,866A est le coefficient de l'absorption atmosphérique pour la bande de fréquence n (exprimé en dB/m) calculé selon le document SAE ARP-866A, à raison d'une température T et d'une humidité relative HR.

3) À chaque distance di du NPD, les deux spectres font l'objet d'une pondération A, et la somme de leurs décibels est calculée afin de déterminer les niveaux pondérés A résultants LA,866A et LA,ref - qui sont ensuite soustraits de manière arithmétique:



image

(D-4)

L'incrément ΔL correspond à la différence entre les NPD de l'atmosphère spécifiée par l'utilisateur et ceux de l'atmosphère de référence. Il est ajouté à la valeur des données de la base ANP, afin de dériver les données NPD ajustées.

L'application de ΔL pour ajuster à la fois le NPD de Lmax et LE suppose en réalité que différentes conditions atmosphériques affectent uniquement le spectre de référence, mais n'exercent aucun effet sur la forme du niveau de variation en fonction du temps. Ces conditions peuvent être jugées valides pour les éventails de propagation et les conditions atmosphériques types.




Appendice E

Correction du segment fini

Le présent appendice expose dans les grandes lignes la dérivation de la correction du segment fini et l'algorithme de la fraction d'énergie associé, décrit au point 2.7.19.

E1   GÉOMÉTRIE

L'algorithme de la fraction d'énergie repose sur la propagation du son d'une source sonore dipôle de 90 degrés à la «puissance quadratique». Cette dernière possède des caractéristiques directionnelles avoisinant celles du son émis par un avion à réaction, du moins dans la région angulaire qui influence le plus les niveaux des événements acoustiques au-dessous et latéralement à la trajectoire de vol.

Figure E-1

Géométrie entre la trajectoire de vol et le point d'observation O

image

La figure E-1 illustre la géométrie de la propagation du son entre la trajectoire de vol et le point d'observation O. L'avion au point P vole dans un air uniformément calme à une vitesse constante, sur une trajectoire de vol rectiligne en palier. Son point d'approche le plus proche du point d'observation est le point Pp . Les paramètres en jeu sont les suivants:

d

la distance allant du point d'observation à l'avion

dp

la distance perpendiculaire à la trajectoire de vol, en partant du point d'observation (distance oblique)

q

distance de P à Pp = –V·τ

V

la vitesse de l'avion

t

le moment auquel l'avion est en P

tp

le moment auquel l'avion se situe au point d'approche le plus proche Pp

τ

le temps de vol = le temps par rapport au moment en Pp = t – tp

ψ

l'angle entre la trajectoire de vol et le vecteur avion-point d'observation

Il convient de noter que, compte tenu du fait que le temps de vol τ par rapport au point d'approche le plus proche est négatif lorsque l'avion se trouve avant le point de l'observation (comme le montre la figure E-1), la distance relative q au point d'approche le plus proche devient positive dans ce cas. Si l'avion dépasse le point d'observation, q devient négative.

E2   ESTIMATION DE LA FRACTION DE L'ÉNERGIE

Le concept fondamental de la fraction de l'énergie consiste à exprimer l'exposition au bruit E produite au point de l'observation à partir d'un segment de trajectoire de vol P1P2 (P1 étant le point initiale et P2 , le point final) en multipliant l'exposition E de l'ensemble du survol de la trajectoire infinie par un simple facteur – le facteur de fraction d'énergie F:



E = F · E

(E-1)

Puisque l'exposition peut être exprimée en termes d'intégrale du temps du niveau de pression sonore (pondéré) du carré moyen, à savoir:



image

(E-2)

pour calculer E, la pression moyenne au carré doit être exprimée comme une fonction des paramètres géométriques et opérationnels connus. Pour une source dipôle à 90o,



image

(E-3)

p 2 et pp 2 correspondent aux pressions acoustiques du carré moyen observées, générées par l'avion lorsqu'il passe par les points P et Pp .

Cette relation relativement simple fournit une bonne simulation du bruit des avions à réaction, même si les mécanismes réels impliqués sont extrêmement complexes. Le terme dp 2/d2 dans l'équation E-3 décrit simplement le mécanisme de la propagation sphérique applicable à un point source, une vitesse du son infini et une atmosphère uniforme et réactive. Tous les autres effets physiques – directivité source, vitesse du son fini, absorption atmosphérique, dérive Doppler, etc. – sont implicitement compris par le terme sin2. Ce facteur engendre une diminution de la pression du carré moyen inversement à d4 ; d'où l'expression «source quadratique».

En introduisant les substitutions suivantes

image

et

image

la pression du carré moyen peut être exprimée comme une fonction de temps (en ne tenant pas compte une fois de plus du temps de propagation du son):