Orden PCI/1319/2018, de 7 de diciembre, por la que se modifica el Anexo II del Real Decreto 1513/2005, de 16 de diciembre, por el que se desarrolla la Ley 37/2003, de 17 de noviembre, del ruido, en lo referente a la evaluación del ruido ambiental

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

Las curvas NPD para el empuje inverso actualmente no están incluidas en la base de datos de ANP y, por tanto, es necesario utilizar en las curvas convencionales para modelizar este efecto. Normalmente, la potencia de empuje inverso P_rev ronda el 20 % del reglaje de la potencia total, y esto se recomienda usar este valor cuando no hay disponible información operativa. No obstante, con un reglaje de la potencia determinado, el empuje inverso tiende a generar mucho más ruido que el empuje de propulsión, y es necesario aplicar un incremento ΔL al nivel del evento de las tablas NPD, de manera que aumente desde cero hasta un valor ΔL_rev (se recomienda provisionalmente un valor de 5 dB¹⁸) a lo largo de 0,1×s_stop y, a continuación, disminuye linealmente hasta cero durante el resto de la distancia de parada.

¹⁸ Esto se recomendó en la edición anterior de CEAC, Doc 29, pero aún se considera provisional pendiente de la adquisición de más datos experimentales corroborativos.

2.7.14. Cálculo de ruido de un único evento.

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

2.7.15. Índices de un único evento.

El sonido generado por el movimiento de un avión en la ubicación del observador se expresa como un «nivel sonoro (ruido) de un evento único», que es un indicador de su impacto sobre las personas. El sonido recibido se mide en términos de ruido mediante una escala de decibelios básica L_(t) que aplica una ponderación de frecuencias (o filtro) para simular las características del oído humano. La escala más importante usada en la modelización de las curvas de nivel de ruido de las aeronaves es el nivel acústico ponderado A, L_A.

La métrica que se usa con mayor frecuencia para describir eventos completos es «el nivel sonoro de exposición sonora de un evento único», L_E, que tienen en cuenta toda la energía sonora de los eventos (o la mayor parte de esta energía). Para la elaboración de disposiciones para la integración temporal necesaria para su obtención, implica un aumento de las complejidades principales de la modelización de la segmentación (o simulación). Más sencillo de modelizar es otro índice alternativo L_max que es el nivel máximo instantáneo que se produce durante el evento; no obstante, L_E es el componente básico de los índices modernos de ruido de aeronaves, y en el futuro se pueden esperar modelos prácticos que engloben ambos índices L_max y L_E. Cualquier índice puede medirse con diferentes escalas de ruido; en este documento, solo se considera el nivel sonoro con ponderación A. Simbólicamente, la escala se indica generalmente mediante el subíndice A, es decir, L_AE, L_Amax.

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

(2.7.17)

donde t₀ denota un tiempo de referencia. Se elige el intervalo de integración [t₁,t₂] para garantizar que se abarca (casi) todo el sonido pertinente del evento. Muy a menudo, se eligen los límites t₁ y t₂ para abarcar el período para el que el nivel de L_(t) se encuentra dentro de L_max ‒ 10 dB. Este período se conoce como el tiempo «10 dB por debajo el máximo». Los niveles de exposición sonora tabulados en la base de datos ANP son valores 10 dB por debajo el máximo¹⁹.

¹⁹ L_E 10 dB por debajo del máximo puede ser 0,5 dB más bajo que el valor de L_E evaluado durante más tiempo. No obstante, salvo en distancias oblicuas cortas donde los niveles del evento son altos, ruidos ambientales extraños a menudo hacen que los intervalos de medida más largos resulten poco prácticos, y los valores 10 dB por debajo del máximo son la norma. Como los estudios de los efectos del ruido (usados para «calibrar» los contornos de ruido) también tienden a basarse en valores 10 dB por debajo del máximo, las tabulaciones ANP se consideran totalmente convenientes.

Para la modelización de las curvas de nivel de ruido de una aeronave, la aplicación principal de la ecuación 2.7.17 utilizada es el índice normalizado nivel de exposición al ruido L_AE (acrónimo SEL):

(2.7.18)

Las ecuaciones del nivel de exposición anteriores pueden usarse para determinar los niveles del evento cuando se conoce toda la historia temporal L_(t). Dichos historiales de tiempo no se definen en la metodología de modelización de ruido recomendada; los niveles de exposición de los eventos se calculan sumando los valores de los segmentos; los niveles de ruido de los eventos parciales, correspondientes a cada uno de ellos definen la contribución de un único segmento finito de la trayectoria del vuelo.

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

La fuente principal de datos sobre el ruido de los aviones es la base de datos internacional de rendimiento y ruido de las aeronaves (ANP). En ella figuran los valores de L_max y L_E en función de la distancia de propagación d para tipos de aviones específicos, variantes, configuraciones del vuelo (aproximación, salida, flaps) y reglaje de la potencia P. Están relacionados con un vuelo uniforme a velocidades de referencia específicas V_ref a lo largo de una trayectoria de vuelo recta supuestamente infinita²⁰.

²⁰ Aunque la noción de una trayectoria de vuelo de longitud infinita es importante para definir el nivel de exposición al ruido del evento L_E, guarda menor relevancia en el caso del nivel máximo del evento L_max que se rige conforme al ruido emitido por el avión en una posición particular en el punto más próximo (o cerca) al observador. A efectos de modelización, el parámetro de distancia NPD se considera como la distancia mínima entre el observador y el segmento.

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

Figura 2.7.i

Interpolación en las curvas ruido-potencia-distancia

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

(2.7.19)

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

(2.7.20)

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

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

Por tanto,

Llegadas:

(2.7.21)

Salidas:

(2.7.22)

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

Ajuste de impedancia de datos NPD estándar.

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

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

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

(2.7.23)

donde:

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

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

La impedancia ρ · c se calcula como sigue:

(2.7.24)

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

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

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

2.7.17. Expresiones generales.

Nivel del evento del segmento, L_seg.

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

(2.7.25)

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

(2.7.26)

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

Δ_V: Corrección de la duración: los datos NPD corresponden a una velocidad del vuelo de referencia. Esta corrección ajusta los niveles de exposición a velocidades que no son la de referencia. (No se aplica a L_max,seg).

Δ_I(φ): Efecto de la instalación: describe una variación de la directividad lateral debido al blindaje, la refracción y la reflexión causados por el fuselaje, y los campos de flujo de los motores y su entorno.

Λ(β,ℓ): Atenuación lateral: se trata de un elemento importante en la propagación del sonido a ángulos bajos respecto a la superficie del terreno; tiene en cuenta la interacción entre las ondas sonoras directas y reflejadas (efecto de suelo) y para los efectos de la falta de uniformidad atmosférica (causada principalmente por el terreno) que refractan las ondas sonoras a medida que viajan hacia el observador por los lados de la trayectoria del vuelo.

Δ_F: Corrección de segmentos finitos (fracción de ruido): tiene en cuenta la longitud finita del segmento que obviamente contribuye menos a la exposición al ruido que una infinita. Solo se aplica a los índices de exposición.

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

(2.7.27)

(2.7.28)

Δ′_F: Expresión particular de la corrección del segmento.

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

El tratamiento específico de los segmentos de desplazamiento en tierra firme se describe en la sección 2.7.19. En las secciones siguientes se describe el cálculo de los niveles de ruido del segmento.

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

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

L_max = max(L_max,seg)

(2.7.29)

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

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

(2.7.30)

La suma se realiza paso a paso para cada uno de los segmentos de la trayectoria del vuelo.

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

2.7.18. Parámetros de los segmentos de las trayectorias de vuelo.

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

Parámetros geométricos.

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

O: es la ubicación del observador.

S₁ y S₂: representan el inicio y el final del segmento.

S_p: es el punto situado en el segmento o en su extensión, donde se produce el corte con la perpendicular trazada desde el observador.

d₁ y d₂: son las distancias entre el inicio del segmento y el fin del segmento y el observador.

d_s: es la distancia más corta entre el observador y el segmento.

d_p: es la distancia perpendicular entre el observador y el segmento ampliado (distancia oblicua mínima).

λ: es la longitud del segmento de la trayectoria del vuelo.

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

Figura 2.7.j

Geometría del segmento de la trayectoria del vuelo para el observador por detrás del segmento

Figura 2.7.k

Geometría del segmento de la trayectoria del vuelo para el observador a lo largo del segmento

Figura 2.7.l

Geometría del segmento de la trayectoria del vuelo para el observador delante del segmento

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

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

Para los índices de nivel máximo, el parámetro de la distancia NPD d es d_s, la distancia más corta desde el observador hasta el segmento.

Potencia del segmento P.

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

(2.7.31)

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

2.7.19. Términos de corrección del nivel del evento del segmento.

Los datos NPD definen los niveles de ruido del evento como una función de la distancia en perpendicular a una trayectoria de nivel recto idealizada de longitud infinita, por la cual un avión vuela con una potencia constante y a una velocidad de referencia fija²¹. Por tanto, el nivel del evento obtenido por interpolación de los valores tabulados en el cuadro NPD para un reglaje de la potencia específico y la distancia oblicua mínima se considera como un nivel básico. Se aplica a una trayectoria de vuelo infinita y tiene que corregirse para tener en cuenta los efectos de 1) una velocidad que no es de referencia, 2) los efectos de instalación del motor (directividad lateral), 3) la atenuación lateral, 4) la longitud de segmento finita y 5) la directividad longitudinal detrás del punto de inicio del rodaje en el despegue (véanse las ecuaciones 2.7.25 y 2.7.26).

²¹ Las especificaciones de NPD requieren que los datos se basen en las medidas del vuelo recto uniforme, no necesariamente a nivel; para crear las condiciones de vuelo necesarias, la trayectoria del vuelo del avión de prueba se puede inclinar hasta la horizontal. No obstante, como bien se observará, las trayectorias inclinadas plantean dificultades de cálculo y, al utilizar los datos para la modelización, es conveniente visualizar las trayectorias fuente como rectas y a nivel .

Corrección de la duración ΔV (solo para los niveles de exposición L_E).

Esta corrección²² tiene en cuenta un cambio de los niveles de exposición si la velocidad real respecto a tierra del segmento difiere de la velocidad de referencia del avión V_ref a la que se refieren los datos NPD. Al igual que la potencia del motor, la velocidad varía a lo largo del segmento (la velocidad respecto a tierra varía de V₁ a V₂) y es necesario definir una velocidad de segmento equivalente V_seg, recordando que el segmento está inclinado hacia el suelo; es decir:

²² Esto se conoce como la corrección de la duración, porque prevé los efectos de la velocidad del avión en la duración del evento acústico ‒con la sencilla suposición de que, si otros aspectos son iguales, la duración y, por tanto, la energía sonora del evento recibida, es inversamente proporcional a la velocidad de la fuente‒.

V_seg = V/cos

(2.7.32)

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

(2.7.33)

(2.7.34)

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

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

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

V_seg = (V₁ + V₂)/2

(2.7.35)

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

Δ_V = 10 · lg(V_ref/V_seg)

(2.7.36)

Geometría de la propagación sonora.

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

Figura 2.7.m

Ángulos del observador del avión en el plano normal a la trayectoria del vuelo

‒ El ángulo de elevación β (entre 0 y 90°) entre la trayectoria de la propagación sonora directa y la línea de tierra nivelada²³ determina, junto con la inclinación de la trayectoria del vuelo y el desplazamiento lateral ℓ del observador a partir de la trayectoria en tierra, la atenuación lateral.

²³ Si se trata de terreno no llano, pueden darse definiciones diferentes del ángulo de elevación. En este caso, se define mediante una altura del avión superior al punto de observación y a la distancia oblicua, de tal forma que se ignoren las pendientes del terreno local y los obstáculos de la trayectoria de propagación sonora (véanse las secciones 2.7.6 y 2.7.10). En el caso de que, debido a la elevación del terreno, el punto del receptor esté por encima del avión, el ángulo de elevación β resulta igual a cero.

‒ El ángulo de depresión φ entre el plano del ala y la trayectoria de propagación determina los efectos de la instalación del motor. Con respecto a la convención del ángulo de alabeo φ = β ± ε con el signo positivo para los observadores a estribor (derecha) y negativo para los observadores a babor (izquierda).

Corrección de la instalación del motor ΔI.

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

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

(2.7.37)

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

a = 0,00384, b = 0,0621, c = 0,8786 para motores montados en las alas;

a = 0,1225, b = 0,3290, c = 1 para motores montados en fuselaje.

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

Δ_I(φ) = 0

(2.7.38)

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

Figura 2.7.n

Directividad lateral de los efectos de la instalación

Se supone que Δ_I(φ) es bidimensional; es decir, no depende de ningún otro parámetro, y en particular que no varía con la distancia longitudinal al observador del avión. Esto significa que el ángulo de elevación β para Δ_I(φ) se define como β = tan^–1(z/ℓ).

Esto se adopta para facilitar la modelización hasta que se conozcan mejor los mecanismos; en realidad, los efectos de la instalación están obligados a ser sustancialmente tridimensionales. A pesar de ello, se justifica un modelo bidimensional por el hecho de que los niveles del evento tienden a estar dominados por el ruido radiado hacia los lados desde el segmento más próximo.

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

Los niveles de eventos NPD tabulados están relacionados con un vuelo nivelado uniforme y, por lo general, se basan en mediciones realizadas a 1,2 m sobre el nivel de un terreno blando debajo del avión; el parámetro de la distancia se desarrolla efectivamente por encima de la superficie del terreno. Se supone que los efectos de la superficie en los niveles de ruido del evento debajo del avión, que pueden dar lugar a que los niveles tabulados difieran de los valores de campo libre²⁴, son inherentes a los datos (es decir, en el perfil de las curvas nivel de ruido –distancia).

²⁴ Un nivel de «campo libre» es el que se observaría si la superficie de tierra no estuviera ahí.

En los lados de la trayectoria del vuelo, el parámetro de la distancia es la distancia oblicua mínima ‒la longitud de la normal desde el receptor hasta la trayectoria del vuelo‒. En cualquier posición, el nivel de ruido por lo general será inferior a la misma distancia inmediatamente debajo del avión. Aparte de la directividad lateral o de los efectos de la instalación descritos anteriormente, una atenuación lateral excesiva da lugar a que el nivel de sonido disminuya con más rapidez con la distancia en comparación con lo que indican las curvas NPD. La Sociedad de Ingenieros Técnicos en Automoción (SAE) desarrolló un método que anteriormente se utilizaba ampliamente para la modelización de la propagación lateral del ruido del avión en AIR-1751 y los algoritmos descritos a continuación se basan en las mejoras de AIR-5662 que actualmente recomienda la SAE. La atenuación lateral es un efecto de reflexión, debido a la interferencia entre el sonido directamente radiado y que se refleja desde la superficie. Depende de la naturaleza de la superficie y puede causar reducciones significativas de los niveles de sonido observados para ángulos de elevación bajos. También se ve fuertemente afectada por la refracción del sonido, uniforme o no uniforme, causada por las turbulencias y los gradientes de viento y temperatura que se atribuyen a la presencia de la superficie²⁵. El mecanismo de la reflexión del terreno se conoce bastante bien y, para condiciones de la superficie y atmosféricas uniformes, en teoría se puede describir con cierta precisión. No obstante, la falta de uniformidades de la superficie y de las condiciones atmosféricas ‒que no son susceptibles de análisis teóricos sencillos‒ tienen un efecto profundo en el efecto de reflexión, de manera que tiende a «extenderlo» a ángulos de elevación más altos; por tanto, la teoría es de aplicabilidad limitada. SAE continua trabajando para comprender mejor los efectos de la superficie, y se espera que ello derive en modelos mejorados. Hasta lograrlo, se recomienda la siguiente metodología, descrita en AIR-5662, para calcular la atenuación lateral. Se limita al caso de la propagación sonora sobre una superficie nivelada blanda que resulta apropiada para la mayoría de los aeropuertos civiles. Aún se están desarrollando los ajustes para tener en cuenta una superficie del terreno dura (o, lo que es lo mismo en términos acústicos, el agua).

²⁵ Las turbulencias y los gradientes de temperatura y viento dependen en cierta medida de las características de la rugosidad y la transferencia térmica de la superficie.

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

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

(2.7.39)

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

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

(2.7.40)

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

(2.7.41)

(2.7.42)

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

(2.7.43)

(2.7.44)

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

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

Figura 2.7.o

Variación de la atenuación lateral Λ(β,ℓ) con la distancia y el ángulo de elevación

Atenuación lateral de segmentos finitos.

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

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

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

Sumando las correcciones Δ_V y Δ_I, y restando la atenuación lateral Λ(β,ℓ) al nivel básico NPD se obtiene el nivel de ruido del evento ajustado para un vuelo nivelado uniforme equivalente sobre una trayectoria recta infinita adyacente. No obstante, los segmentos de la trayectoria de vuelo real modelizados, los que afectan a las curvas de nivel de ruido, rara vez están nivelados; el avión suele ascender o descender.

En la figura 2.7.p se ilustra un segmento de salida S₁S₂ ‒el avión asciende a un ángulo γ‒, pero las consideraciones son muy similares para una llegada. No se muestra el resto de la trayectoria de vuelo «real»; basta con destacar que S₁S₂ representa solo una parte de toda la trayectoria (que por lo general será curvada). En este caso, el observador O están a un lado del segmento y a su izquierda. El avión experimenta un movimiento de alabeo (movimiento en sentido contrario a las agujas del reloj sobre la trayectoria del vuelo) a un ángulo ε en el eje horizontal lateral. El ángulo de depresión φ desde el plano del ala, del que el efecto de la instalación Δ_I es una función (ecuación 2.7.39), se encuentra en el plano normal de la trayectoria del vuelo en que se define ε. Por tanto, φ = β – ε, donde β = tan^–1(h/ℓ) y ℓ es la distancia perpendicular OR desde el observador hasta la trayectoria en tierra; es decir, el desplazamiento lateral del observador²⁶. El punto de aproximación más cercano del avión al observador, S, se define mediante la perpendicular OS, de longitud (distancia oblicua) d_p. El triángulo OS₁S₂ se atiene a la ilustración de la figura 2.7.k, la geometría para calcular la corrección del segmento Δ_F.

²⁶ Si se trata de un observador ubicado en el lateral derecho del segmento φ resultaría β + ε (véase la sección 2.7.19).

Figura 2.7.p

Observador a un lado del segmento

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

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

Figura 2.7.q

Observador detrás del segmento

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

Para índices de nivel máximo, el parámetro de distancia NPD se considera como la distancia más corta hasta el segmento, es decir, d = d₁. Para índices del nivel de exposición, se trata de la distancia más corta d_p de O a S_p sobre la trayectoria de vuelo ampliada; es decir, el nivel interpolado a partir de las tablas NPD es L_E∞(P₁,d_p).

Los parámetros geométricos para la atenuación lateral también difieren para los cálculos del nivel máximo y de exposición.

Para índices del nivel máximo, el ajuste Λ(β,ℓ) resulta de la ecuación 2.7.40 con β = β₁ = sin^{– 1}(z₁/d₁) y , donde β₁ y d₁ se definen mediante el triángulo OC₁S₁ en el plano vertical a través de O y S₁.

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

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

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

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

Corrección de segmentos finitos Δ_F (solo para niveles de exposición L_E).

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

El término «fracción de energía» tiene en cuenta la directividad longitudinal pronunciada del ruido de un avión y el ángulo subtendido por el segmento en la posición del observador. A pesar de que los procesos que causan la direccionalidad son muy complejos, los estudios han revelado que las curvas de nivel de ruido resultantes son bastante poco sensibles a las características direccionales precisas asumidas. La expresión de Δ_F que se indica a continuación se basa en un modelo dipolar de 90 grados de potencia cuarta.

Se supone que no se ve afectado por la directividad lateral ni por la atenuación. La forma en que se halla la corrección se describe detalladamente en el apéndice E.

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

(2.7.45)

Con

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

Es aconsejable aplicar un límite inferior de ‒ 150 dB a Δ_F.

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

(2.7.46)

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

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

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

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

Función de la directividad de inicio de rodaje Δ_SOR.

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

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

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

(2.7.47)

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

Figura 2.7.r

Geometría en tierra del observador del avión para la estimación de la corrección de la directividad

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

L_TGR(d_SOR,ψ) = L_TGR(d_SOR,90°) + Δ_SOR(d_SOR,ψ)

(2.7.48)

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

(2.7.49)

(2.7.50)

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

(2.7.51)

(2.7.52)

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

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

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

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

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

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

L_max,seg = L_max(P,d = d_s) + Δ_I(φ) – Λ(β,l = d_s) + Δ_SOR

(2.7.53)

L_E,seg = L_E,∞(P,d = d_s) + Δ_V + Δ_I(φ) – Λ(β,l = d_s) + Δ′_F + Δ_SOR

(2.7.54)

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

(2.7.55)

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

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

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

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

2.7.21. Método para calcular el ruido de los helicópteros.

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

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

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

Por motivos adicionales para el control de la seguridad y del ruido, los aeropuertos, en particular los que disponen de instalaciones de mantenimiento que pueden conllevar frecuentes ensayos de motores, pueden instalar las denominadas «pantallas antirruido», es decir, recintos dotados con deflectores en tres lados especialmente diseñadas para desviar y disipar el ruido y el chorro de los gases de combustión. La investigación del impacto del ruido de tales instalaciones, que se puede atenuar y reducir mediante el uso de muros de tierra o barreras acústicas, resulta más sencilla si se trata el recinto de pruebas como una fuente de ruido industrial y si se usa un modelo apropiado de propagación sonora.

2.7.23. Cálculo de los niveles acumulados.

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

2.7.24. Niveles sonoros continuos equivalentes ponderados.

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

(2.7.56)

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

Usando la relación

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

(2.7.57)

es decir, la consideración del día se expresa mediante un incremento adicional del nivel.

2.7.25. Número ponderado de operaciones.

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

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

i: índice del tipo o la categoría del avión.

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

k: índice del segmento de la trayectoria del vuelo.

Muchos índices de ruido ‒especialmente los niveles sonoros continuos equivalentes‒ incluyen en su propia definición factores de ponderación del periodo del día g_i (ecuaciones 2.7.56 y 2.7.57).

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

(2.7.58)

Los valores N_ij representan los números de operaciones del tipo o la categoría de avión i en la trayectoria (o subtrayectoria) j durante el día, la tarde y la noche, respectivamente²⁷.

²⁷ Los períodos de tiempo pueden diferir de estos tres, en función de la definición del índice de ruido utilizado.

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

(2.7.59)

T₀ es el período de tiempo de referencia. Depende de la definición específica del índice ponderado utilizado (e.g. L_DEN), así como de los factores de ponderación (por ejemplo, L_DEN). L_E,ijk es la contribución del nivel de exposición al ruido de evento simple del segmento k de la trayectoria o subtrayectoria j para la operación de un avión de la categoría i. El cálculo de f L_E,ijk se describe de manera detallada en las secciones 2.7.14 a 2.7.19.

2.7.26. Cálculo y ajuste de una malla estándar.

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

Figura 2.7.s

Cuadrícula estándar y ajuste de la cuadrícula

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

1. Se define una diferencia del umbral de ajuste ΔL_R para el índice de ruido.

2. Se calcula la cuadrícula básica para una separación Δ_G.

3. Se comprueban las diferencias ΔL de los valores del índice entre los nudos adyacentes de la red.

4. Si hay alguna diferencia ΔL > ΔL_R, se define una nueva red con una separación Δ_G/2 y se calculan los niveles de los nuevos nudos de la siguiente forma:

5. Se repiten los pasos de 1 a 4 hasta que todas las diferencias sean menores que la diferencia del umbral.

6. Se calculan las isófonas mediante una interpolación lineal.

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

2.7.27. Uso de mallas rotadas.

En muchos casos prácticos, la forma real de las curvas de nivel de ruido tiende a ser simétrica respecto a la trayectoria en tierra. No obstante, si la dirección de esta trayectoria no está alineada con la malla de cálculo, esto puede dar lugar a una forma de isófona asimétrica.

Figura 2.7.t

Uso de una malla rotada

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

2.7.28. Trazado de las curvas de nivel de ruido (isófonas).

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

Figura 2.7.u

Concepto de algoritmo trazador

El paso 1 consiste en encontrar un primer punto P₁ de una determinada isófona. Para ello, se calculan los niveles del índice de ruido L en puntos equidistantes a lo largo del «rayo de búsqueda» que se espera que cruce esta isófona L_C. Cuando esta se cruza, la diferencia δ = L_C – L cambia de signo. Entonces, se divide a la mitad el ancho del paso a lo largo del rayo y se invierte la dirección de la búsqueda. Se repite el proceso hasta que δ es más pequeño que el umbral de precisión predefinido.

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

Figura 2.7.v

Parámetros geométricos que definen las condiciones para el algoritmo trazador

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

1) La longitud de la cuerda Δc (la distancia entre los dos puntos de la curva de nivel de ruido) debe encuadrarse dentro de un intervalo [Δc_min, Δc_max], por ejemplo [10 m, 200 m].

2) La proporción de longitud entre las dos cuerdas adyacentes de longitudes Δc_n y Δc_{n + 1} debe limitarse, por ejemplo 0,5 < Δc_n / Δc_{n + 1} < 2.

3) Con respecto a un buen ajuste de la longitud de la cuerda a la curvatura de la isófona, se debe cumplir la siguiente condición:

Φ_n · max(Δc_n – 1, Δc_n) ≤ ε (ε≈ 15 m)

donde f_n es la diferencia en los rumbos de la cuerda.

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

Especialmente cuando se tienen que calcular curvas de nivel amplias, este algoritmo acelera significativamente el tiempo de cálculo. No obstante, cabe destacar que esta aplicación precisa de experiencia, sobre todo cuando una curva de nivel de ruido se divide en islas separadas.

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

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

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

Determinación del número de habitantes de un edificio.

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

Los símbolos utilizados a continuación son:

BA = superficie en planta del edificio.

DFS = superficie residencial útil.

DUFS = superficie residencial útil de cada vivienda.

H = altura del edificio.

FSI = superficie de vivienda por habitante.

Inh = número de habitantes.

NF = número de plantas del edificio.

V = volumen de edificios residenciales.

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

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

1A: Se conoce el número de habitantes o se ha calculado en función del número de viviendas. En este caso, el número de habitantes de un edificio es la suma del número de habitantes de todas las viviendas del edificio:

(2.8.1)

1B: El número de habitantes se conoce solo para entidades más grandes que un edificio; por ejemplo, lados de las manzanas, manzanas, secciones censales y distritos o incluso un municipio entero. En este caso, el número de habitantes de un edificio se calcula en función del volumen del edificio:

(2.8.2)

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

(2.8.3)

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

(2.8.4)

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

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

(2.8.5)

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

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

2A: La superficie residencial útil se conoce en función del número de viviendas. En este caso, el número de habitantes por vivienda se calcula como sigue:

(2.8.6)

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