Portaria n.º 42/2023 — Regulamenta o regime de avaliação e gestão do ruído ambiente e transpõe para a ordem jurídica interna a Diretiva (UE)…

2.7.9. Fontes dos dados de trajetórias de voo

Dados de radar

Embora os registadores de dados de voo das aeronaves possam fornecer dados de qualidade muito elevada, esses dados são difíceis de obter para efeitos de modelos de ruído e os dados de radar são considerados a fonte de informações mais facilmente acessível sobre as trajetórias de voo efetivamente seguidas nos aeroportos (10). Uma vez que estão normalmente disponíveis graças aos sistemas de monitorização das trajetórias de voo e do ruído dos aeroportos, os dados de radar são cada vez mais utilizados nos modelos de ruído.

O radar secundário de vigilância apresenta a trajetória de voo de uma aeronave como uma sequência de coordenadas de posição a intervalos iguais ao período de varrimento do radar, normalmente cerca de 4 segundos. Determina-se a posição da aeronave acima do solo em coordenadas polares - distância e azimute - a partir do reflexo gerado pelo radar, embora o sistema de monitorização normalmente as converta em coordenadas cartesianas. A altura da aeronave (11) é medida pelo altímetro do próprio aparelho e transmitida ao computador do controlo do tráfego aéreo por um emissor-respondedor (transponder) ativado pelo radar. Porém, registam-se erros de posição inerentes significativos, devido a interferências radioelétricas e à resolução limitada dos dados (embora sem consequências para as finalidades do controlo do tráfego aéreo). Por conseguinte, se for necessário obter a trajetória de voo de um determinado movimento de uma aeronave, é necessário alisar os dados recorrendo a uma técnica adequada de ajustamento de curvas. Todavia, para efeitos dos modelos de ruído, a exigência habitual é uma descrição estatística de um feixe de trajetórias de voo, por exemplo para todos os movimentos segundo uma rota ou apenas para os movimentos de um determinado tipo de aeronave. Nestas circunstâncias, os processos de cálculo de valores médios permitem reduzir à insignificância os erros de medição associados ao tratamento estatístico utilizado.

Ações de pilotagem

Em muitos casos, não é possível estabelecer um modelo de trajetórias de voo com base em dados de radar, porque os recursos necessários não estão disponíveis ou porque se trata de um cenário futuro, para o qual não existem dados de radar adequados.

Na falta de dados de radar, ou quando não for adequado utilizar dados dessa proveniência, é necessário estimar as trajetórias de voo com base em elementos de orientação operacional, por exemplo as instruções dadas às tripulações nas publicações de informação aeronáutica e nos manuais técnicos das aeronaves - designados neste documento por ações de pilotagem. Se necessário, pode solicitar-se aconselhamento sobre a interpretação destes elementos às autoridades de controlo do tráfego aéreo e aos operadores das aeronaves.

2.7.10. Sistemas de coordenadas

Sistema de coordenadas local

O sistema de coordenadas local (x,y,z) é um sistema de coordenadas cartesianas cuja origem (0,0,0) é o ponto de referência do aeroporto (X(índice ARP),Y(índice ARP),Z(índice ARP) ). Z(índice ARP) é a altitude de referência do aeroporto e z = 0 define o plano nominal do solo no qual normalmente se calculam as curvas de ruído. Mede-se o rumo, (csi), da aeronave no plano xy, no sentido horário, em relação ao norte magnético (ver a figura 2.7.b). Os pontos de observação, a grelha de cálculo básica e os pontos das curvas de ruído são todos expressos em coordenadas locais (12).

Figura 2.7.b

Sistema local de coordenadas (x,y,z) e coordenada fixa da rota no solo (s)

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Sistema de coordenada fixa da rota no solo

Esta coordenada é específica de cada rota no solo e representa a distância, s, medida ao longo da rota, no sentido do voo. Nas rotas de partida, mede-se s a partir do início da rolagem para descolagem; nas rotas de aproximação, a partir da cabeceira da pista de aterragem. Por conseguinte, s é negativo nas seguintes zonas:

• no tocante às partidas, antes do início da rolagem para descolagem;

• no tocante às aproximações, antes de transposta a cabeceira da pista de aterragem.

Exprimem-se em função de s parâmetros operacionais de voo como a altura, a velocidade e a regulação de potência.

Sistema de coordenadas da aeronave

O sistema de coordenadas cartesianas fixo da aeronave (x',y',z') tem origem na posição real da aeronave. O sistema de eixos é definido pelo ângulo de subida, (gama), o rumo do voo, (csi), e o ângulo de pranchamento, (épsilo) (ver a figura 2.7.c).

Figura 2.7.c

Sistema de coordenadas fixo da aeronave (x',y',z')

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Consideração da topografia

Nos casos em que é necessário atender à topografia (ver o ponto 2.7.6), há que substituir a coordenada z da altura da aeronave por z' = z - z(índice o) (em que z(índice o) é a coordenada z do ponto de observação O) ao estimar a distância de propagação d. A figura 2.7.d ilustra a geometria entre a aeronave e o observador. Ver as definições de d e de (lambda) nos pontos 2.7.14 a 2.7.19 (13).

Figura 2.7.d

Elevação do solo ao longo da rota no solo (à esquerda) e lateralmente a esta última (à direita)

(O plano nominal do solo, z = 0, passa no ponto de referência do aeroporto. O é o ponto de observação)

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2.7.11. Rotas no solo

Rotas centrais

A rota central define o eixo central do feixe das rotas percorridas pelas aeronaves que utilizam um determinado itinerário. No contexto dos modelos do ruído gerado pelas aeronaves, define-se a rota central i) com base em dados operacionais obrigatórios, como as instruções dadas aos pilotos nas publicações de informação aeronáutica, ou ii) por análise estatística de dados de radar, conforme se explica no ponto 2.7.9 (quando disponíveis e caso se adequem às necessidades do modelo em estudo). A definição da rota a partir de instruções operacionais é, normalmente, bastante simples, pois estas prescrevem uma sequência de trechos que, ou são retilíneos (definidos pela extensão e pelo rumo), ou são arcos de círculo (definidos pela velocidade de viragem e pela mudança de rumo). Ver uma ilustração na figura 2.7.e.

Figura 2.7.e

Geometria da rota no solo em termos de viragens e de segmentos retilíneos

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

A definição de uma rota central a partir de dados de radar é mais complexa, em primeiro lugar porque, na realidade, as viragens se efetuam a velocidade variável, em segundo lugar porque a linha de rota é esbatida pela dispersão dos dados. Como se referiu, ainda não se desenvolveram procedimentos formalizados sobre esta matéria e é prática comum fazer coincidir os segmentos, retilíneos e curvos, com as posições médias calculadas a partir de secções transversais das trajetórias traçadas por radar, efetuadas a determinados intervalos ao longo da rota. É crível que sejam futuramente desenvolvidos algoritmos informáticos que realizem esta tarefa, mas, de momento, cabe ao construtor do modelo decidir a melhor maneira de utilizar os dados disponíveis. Um fator importante é o facto de a velocidade e o raio de viragem da aeronave determinarem o ângulo de pranchamento. Ora, como se verá no ponto 2.7.19, o ruído sentido no solo é condicionado, não só pela posição da trajetória de voo, mas também pelas assimetrias da radiação sonora em redor desta.

Em teoria, uma transição sem descontinuidade entre um voo retilíneo e uma curva com raio fixo exigiria a aplicação instantânea de um ângulo de pranchamento, (épsilo), o que é fisicamente impossível. Na realidade, é necessário um tempo finito para que o ângulo de pranchamento atinja o valor necessário para manter uma determinada velocidade e um determinado raio de viragem, r, período durante o qual este último diminui de um valor infinito para r. Para efeitos dos modelos, não é necessário ter em conta a transição do raio de viragem e pode considerar-se que o ângulo de pranchamento aumenta uniformemente de zero (ou outro valor inicial) para (épsilo) no início da curva e adquire o valor seguinte de (épsilo) no final desta (14).

Dispersão lateral das rotas

Sempre que possível, a definição da dispersão lateral e das sub-rotas representativas deve basear-se no histórico pertinente relativo ao aeroporto em estudo, normalmente através da análise de amostras de dados de radar. A primeira etapa consiste em agrupar os dados por rota. As rotas de partida caracterizam-se por dispersão lateral substancial, que é necessário ter em conta para aumentar a exatidão dos modelos. As rotas de chegada normalmente coalescem num feixe muito estreito em redor da trajetória de aproximação final, pelo que, em geral, é suficiente representar todas as chegadas por uma trajetória única. Porém, se os feixes de aproximação forem largos na zona das curvas de ruído, pode ser necessário representá-los por sub-rotas, do mesmo modo que as rotas de partida.

É habitual tratar os dados de uma rota como uma amostra de uma população única, isto é, a representar por uma rota central ou por um conjunto de sub-rotas dispersas. Todavia, no caso de se verificarem diferenças significativas entre os dados relativos a diferentes categorias de aeronaves ou de operações (por exemplo, se as aeronaves grandes e pequenas tiverem raios de viragem bastante diferentes), pode ser conveniente subdividir mais os dados, em feixes diferentes. Para cada feixe, determina-se a dispersão lateral das rotas em função da distância à origem. Em seguida, com base numa estatística de distribuição, repartem-se os movimentos entre uma rota central e um número adequado de sub-rotas dispersas.

Dado que, normalmente, é pouco recomendável não ter em conta os efeitos da dispersão das rotas, na falta de dados de medição dos feixes deve definir-se, por meio de uma função de distribuição convencional, uma dispersão lateral nominal, transversal e perpendicularmente à rota central. Os valores calculados dos índices de ruído não são especialmente sensíveis à forma precisa da distribuição lateral: a distribuição normal (curva de Gauss) descreve adequadamente muitos dos feixes medidos por radar.

Geralmente recorre-se a uma aproximação discreta de 7 pontos (ou seja, representa-se a dispersão lateral por 6 sub-rotas igualmente espaçadas de um lado e do outro da rota central). O espaçamento das sub-rotas depende do desvio-padrão da função de dispersão lateral.

No caso de uma distribuição normal de rotas com desvio-padrão S, 98,8 % das rotas situam-se num corredor com fronteiras definidas por (mais ou menos) 2,5 . S. Indicam-se no quadro 2.7.a o espaçamento das seis sub-rotas referidas e a percentagem de movimentos atribuída a cada uma delas. No apêndice C indicam-se valores para outros números de sub-rotas.

Quadro 2.7.a

Percentagens de movimentos correspondentes a uma função de distribuição normal com desvio-padrão S, para 7 sub-rotas (a rota central é a sub-rota 1)

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

O desvio-padrão, S, é função da coordenada s ao longo da rota central. Este parâmetro pode ser especificado - juntamente com a descrição da rota central - na folha de dados da rota de voo constante do apêndice A3. Na falta de qualquer indicação relativa ao desvio-padrão - obtida, por exemplo, a partir de dados de radar descritivos de rotas de voo comparáveis -, recomendam-se os seguintes valores:

Rotas que compreendam viragens de ângulo inferior a 45º:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Por razões práticas, considera-se S(s) igual a zero entre o início da rolagem para descolagem e s = 2 700 m ou s = 3 300 m, consoante o ângulo de viragem. Às rotas com mais de uma curva deve aplicar-se a equação (2.7.2). No que respeita às chegadas, pode negligenciar-se a dispersão lateral nos 6 000 m anteriores ao toque no solo.

2.7.12. Perfis de voo

O perfil de voo constitui uma descrição do movimento da aeronave no plano vertical acima da rota no solo, em termos de posição da aeronave, de velocidade, de ângulo de pranchamento e de regulação da potência dos motores. Uma das tarefas mais importantes do utilizador de um modelo é a definição de perfis de voo das aeronaves que satisfaçam com eficiência os requisitos do modelo aplicado sem consumo excessivo de tempo ou de recursos. Naturalmente, para garantirem uma exatidão elevada, os perfis têm de refletir com fidelidade as operações das aeronaves que se pretende que representem. Para isso, são necessárias informações fiáveis sobre as condições atmosféricas, os tipos e versões de aeronaves, os pesos operacionais e os procedimentos operacionais - variações de força propulsora e da regulação dos flaps e interdependência das mudanças de altitude e de velocidade -, havendo que calcular para todas elas as médias adequadas no(s) período(s) pertinentes. É frequente não estarem disponíveis informações tão detalhadas, o que não constitui necessariamente um obstáculo. Mesmo que disponha destas informações, o construtor do modelo tem de procurar equilibrar judiciosamente a exatidão e o pormenor das informações utilizadas, por um lado, e as necessidades e utilizações associadas às curvas de ruído a determinar com base nelas, por outro.

A síntese de perfis de voo a partir de «ações de pilotagem» provenientes da base de dados ANP ou obtidas dos operadores das aeronaves é descrita no ponto 2.7.13 e no apêndice B. Este processo, normalmente o único recurso à disposição do construtor do modelo quando não dispõe de dados de radar, permite obter tanto a geometria da trajetória de voo como as variações de velocidade e de força propulsora conexas. Pode, normalmente, considerar-se que todas as aeronaves (idênticas) que voam num determinado feixe, quer associadas à rota central quer associadas às sub-rotas dispersas, seguem o perfil da rota central.

Além da base de dados ANP, que fornece informações normalizadas sobre as ações de pilotagem, os operadores das aeronaves são a melhor fonte de informações fiáveis, no tocante aos procedimentos que seguem e aos pesos com que as aeronaves normalmente voam. Quanto aos voos concretos, a melhor fonte de informações é o registador de dados de voo da aeronave, do qual podem ser obtidas todas as informações pertinentes. Porém, mesmo que se disponha destas informações, o pré-tratamento é uma tarefa de envergadura. Por conseguinte, para não sobrecarregar os modelos, como se impõe, a solução prática normalmente adotada consiste em adotar hipóteses fundamentadas acerca dos pesos médios e dos procedimentos operacionais.

É necessária alguma precaução ao adotar ações de pilotagem predefinidas constantes da base de dados ANP (o que normalmente sucede quando se desconhecem os procedimentos reais). Trata-se de procedimentos normalizados que são amplamente seguidos, mas que, em determinados casos, os operadores podem utilizar ou não. Um aspeto importante é a definição da força propulsora dos motores à descolagem (e, por vezes, na subida), a qual, em certa medida, pode depender das circunstâncias. Em particular, é prática comum reduzir a força propulsora dos motores (relativamente ao máximo disponível) durante a partida, para prolongar o tempo de vida útil dos mesmos. O apêndice B contém orientações sobre a representação da prática habitual, o que normalmente gera curvas de ruído mais realistas do que pressupor a aplicação da força propulsora total. Porém, se, por exemplo, a pista for curta e/ou a temperatura média do ar for elevada, é provável que considerar a aplicação da força propulsora total constitua hipótese mais realista.

Ao estabelecer modelos de cenários reais, pode aumentar-se a exatidão utilizando dados de radar em suplemento ou em substituição das informações nominais a que se aludiu. Podem ser determinados perfis de voo a partir de dados de radar de modo análogo para rotas centrais laterais - mas apenas depois de repartido o tráfego por tipo e versão de aeronave e, por vezes, por peso e extensão de etapa (mas não em função da dispersão) -, a fim de obter, para cada subgrupo, um perfil médio de altura e velocidade em função da distância percorrida no solo. Ao ser depois combinado com as rotas no solo, cada perfil único assim obtido é, de novo, normalmente associado tanto à rota central como às sub-rotas.

Conhecendo o peso da aeronave, pode calcular-se a variação de velocidade e de força propulsora através de uma solução passo a passo das equações de movimento. Antes disso, é útil pré-tratar os dados de modo a minimizar os efeitos dos erros de radar, que podem retirar fiabilidade às estimativas de aceleração. A primeira coisa a fazer consiste em redefinir o perfil por meio de segmentos de reta representativos das fases importantes do voo, classificando adequadamente cada um deles: rolagem para descolagem, subida ou descida a velocidade constante, redução de força propulsora ou aceleração/desaceleração com ou sem movimentação dos flaps. Outros dados necessários são o peso da aeronave e as condições atmosféricas.

Inserem-se as fontes do ruído associado a aeronaves a altura não inferior a 1,0 m (3,3 ft) acima, consoante o caso, do nível do aeroporto ou do nível correspondente de elevação da pista.

O ponto 2.7.11 deixa claro que é necessário ter em conta a dispersão lateral das trajetórias de voo de um lado e do outro dos itinerários nominal ou central. As amostras de dados de radar caracterizam-se por dispersões semelhantes das trajetórias de voo no plano vertical. Todavia, não é prática habitual considerar a dispersão vertical como variável independente nos modelos. Esta dispersão deve-se, sobretudo, a diferenças nos pesos e nos procedimentos operacionais das aeronaves que são tidas em conta no pré-tratamento dos dados de tráfego.

2.7.13. Construção dos segmentos da trajetória de voo

É necessário definir cada trajetória de voo por uma série de coordenadas de segmentos (nós) e de parâmetros do voo. Em primeiro lugar, há que determinar as coordenadas dos segmentos da rota no solo. Calcula-se seguidamente o perfil de voo, tendo presente que, para uma determinada série de ações de pilotagem, o perfil depende da rota no solo. Por exemplo, para a mesma força propulsora e a mesma velocidade, a velocidade ascensional de uma aeronave é menor nas curvas do que em voo retilíneo. Procede-se, em seguida, à subsegmentação para a aeronave na pista (rolagem para descolagem ou rolagem à aterragem) e para a aeronave próxima da pista (subida inicial ou aproximação final). Segue-se a subsegmentação dos segmentos de voo aos quais corresponda uma velocidade no ponto inicial substancialmente diferente da velocidade no ponto final. Para construir os segmentos tridimensionais da trajetória de voo, determinam-se as coordenadas bidimensionais dos segmentos da rota no solo (*) e combinam-se as mesmas com o perfil de voo bidimensional. Por fim, eliminam-se os pontos da trajetória de voo que estejam demasiado próximos de outros pontos.

Perfil de voo

Os parâmetros descritivos de cada segmento do perfil de voo no início (sufixo 1) e no final (sufixo 2) de cada segmento são os seguintes:

s1, s2 distância ao longo da rota no solo;

z1, z2 altura da aeronave;

V1 , V2 velocidade em relação ao solo;

P1 , P2 parâmetro de potência ligado ao ruído (coincidente com aquele para o qual são definidas as curvas NPD);

(épsilo)1, (épsilo) 2 ângulo de pranchamento.

Para definir um perfil de voo a partir de uma série de ações de pilotagem (síntese da trajetória de voo), constroem-se segmentos sequencialmente de modo que os pontos finais destes correspondam às condições requeridas. Os parâmetros do ponto final de cada segmento constituem os parâmetros do ponto inicial do segmento seguinte. No cálculo de cada segmento, conhecem-se os parâmetros iniciais. As condições requeridas no final são especificadas pela ação de pilotagem. As ações de pilotagem correspondem aos dados predefinidos da base ANP ou são definidas pelo utilizador (por exemplo a partir dos manuais de voo da aeronave). As condições finais são geralmente a altura e a velocidade. A construção do perfil passa pela determinação da distância percorrida pela aeronave na sua trajetória até atingir essas condições. Determinam-se os parâmetros indefinidos por meio dos cálculos de desempenho em voo descritos no apêndice B.

Se a rota no solo for retilínea, podem determinar-se independentemente dela os pontos de perfil e os parâmetros de voo que lhe estão associados (o ângulo de pranchamento é sempre nulo). Todavia, as rotas no solo raramente são retilíneas. Normalmente incluem curvas, as quais, para obter melhores resultados, têm de ser tidas em conta na determinação do perfil de voo bidimensional, se necessário subdividindo os segmentos do perfil junto dos nós da rota no solo, para inserir as variações do ângulo de pranchamento. Regra geral, o comprimento do segmento seguinte é inicialmente desconhecido, sendo calculado provisoriamente admitindo que o ângulo de pranchamento não varia. Caso se verifique, em seguida, que o segmento provisório abarca um ou mais nós da rota no solo, situando-se o primeiro à distância s (s1 (menor que) s (menor que) s2 ), trunca-se o segmento em s e calculam-se os parâmetros nesse ponto por interpolação (ver abaixo). Esses parâmetros passam a constituir os parâmetros do ponto final do segmento atual e os parâmetros do ponto inicial de um novo segmento, que conserva as mesmas condições finais visadas. Se não se interpuser nenhum nó da rota no solo, confirma-se o segmento provisório.

Caso não se pretenda ter em conta os efeitos das viragens no perfil de voo, adota-se a solução do voo retilíneo e de um segmento único, embora se conservem as informações relativas ao ângulo de pranchamento para utilização ulterior.

Quer os efeitos das viragens sejam ou não integrados no modelo, gera-se cada trajetória tridimensional de voo combinando o perfil de voo bidimensional e a rota no solo bidimensional correspondentes. O resultado é uma sequência de trios de coordenadas (x,y,z), correspondendo cada um deles a um nó da rota no solo segmentada, a um nó do perfil de voo ou a ambos e sendo os pontos do perfil acompanhados dos valores correspondentes de altura, z, velocidade em relação ao solo, V, ângulo de pranchamento, (épsilo), e potência dos motores, P. Os parâmetros de voo correspondentes a um ponto da rota com as coordenadas (x,y), situado entre as extremidades de um segmento do perfil de voo, obtêm-se por interpolação do seguinte modo:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Note-se que se considera que z e (épsilo) variam linearmente com a distância e que V e P variam linearmente com o tempo (aceleração constante (**)).

Ao definir segmentos de perfil de voo com base em dados de radar (análise da trajetória de voo), determinam-se todas as distâncias, alturas, velocidades e ângulos de pranchamento dos pontos finais diretamente a partir desses dados. Só as regulações de potência têm de ser calculadas por meio das equações de desempenho. Dado que é possível estabelecer uma correspondência adequada entre as coordenadas da rota no solo e do perfil de voo, os cálculos são normalmente bastante simples.

Rolagem para descolagem

Ao descolar, dado que a aeronave acelera entre o ponto de destravagem (também designado por «início da rolagem para descolagem», SOR) e o ponto de descolagem, a velocidade varia enormemente ao longo de uma distância de 1 500 m a 2 500 m, entre zero e cerca de 80 a 100 m/s.

Divide-se, portanto, a rolagem para descolagem em segmentos de comprimento variável, em cada um dos quais a velocidade da aeronave varia de um incremento (Delta)V não superior a 10 m/s (cerca de 20 kt). Embora a aceleração na realidade varie durante a rolagem para descolagem, a hipótese de aceleração constante é adequada para este efeito. Nestas circunstâncias, para a fase de descolagem, V1 é a velocidade inicial, V2 é a velocidade de descolagem, nTO é o número de segmentos de descolagem e sTO é a distância de descolagem equivalente. Para a distância de descolagem equivalente sTO (ver o apêndice B), a velocidade inicial V1 e a velocidade de descolagem VTO , o número nTO de segmentos da rolagem para descolagem é o seguinte:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

O comprimento, sTO,k, do segmento k (1 (igual ou menor que) k (igual ou menor que) nTO) da rolagem para descolagem é dado pela seguinte equação:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Exemplo: Para uma distância de descolagem sTO = 1 600 m, V1 = 0 m/s e V2 = 75 m/s, nTO = 8 segmentos de comprimento compreendido entre 25 m e 375 m (ver a figura 2.7.g):

Figura 2.7.g

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Tal como sucede com as variações de velocidade, a força propulsora exercida sobre a aeronave varia de um incremento constante (Delta)P em cada segmento, calculado da seguinte forma:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Utiliza-se este incremento constante de força propulsora (em vez de recorrer à equação quadrática 2.7.6) por razões de coerência com a relação linear entre força propulsora e velocidade no caso das aeronaves de motor de reação.

Nota importante: As equações e o exemplo acima pressupõem implicitamente que a velocidade inicial da aeronave no início da fase de descolagem é zero. É esta a situação comum na qual a aeronave começa a rolagem e inicia a aceleração a partir do ponto de destravagem. Todavia, há também situações em que a aeronave inicia a aceleração a partir da sua velocidade de circulação em pista, sem se deter na cabeceira da pista. Nesses casos de velocidade inicial, Vinit , diferente de zero, utilizam-se as seguintes equações, ditas «generalizadas», em vez das equações (2.7.8), (2.7.9), 2.7.10 e 2.7.11.

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Neste caso, para a fase de descolagem, V1 é a velocidade inicial Vinit , V2 é a velocidade de descolagem VTO , n é o número de segmentos de descolagem nTO , s é a distância de descolagem equivalente sTO e sk é o comprimento sTO,k do segmento k (1[Symbol] k [Symbol] n).

Rolagem à aterragem

Embora a rolagem à aterragem seja essencialmente o inverso da rolagem para descolagem, é necessário ter especialmente em conta o seguinte:

• a inversão de força propulsora por vezes aplicada para desacelerar a aeronave;

• a saída das aeronaves da pista de aterragem depois da desaceleração (as aeronaves que saem da pista de aterragem deixam de contribuir para o ruído aéreo, pois não se considera o ruído gerado pela circulação em pista).

Em contraste com a distância de rolagem para descolagem, que se determina a partir dos parâmetros de desempenho da aeronave, a distância de paragem, sstop (isto é, a distância entre o ponto de toque no solo e o ponto no qual a aeronave sai da pista de aterragem), não depende apenas da aeronave. Embora se possa determinar uma distância mínima de paragem a partir da massa e do desempenho da aeronave (e da inversão de força propulsora disponível), a distância efetiva de paragem também depende da localização das vias de circulação, da situação de tráfego e das regras estabelecidas no aeroporto para inversão da força propulsora.

O recurso à inversão de força propulsora não é um procedimento normalizado - a inversão só é utilizada se não for possível obter a desaceleração necessária por aplicação dos travões das rodas. (A inversão de força propulsora pode ser excecionalmente incomodativa, pois a mudança rápida do regime do motor da potência mínima regulável para uma força propulsora de sentido inverso gera um pico de ruído intenso).

Porém, na sua maior parte, as pistas são utilizadas tanto para partidas como para chegadas, pelo que a inversão de força propulsora tem um efeito muito pequeno nas curvas de ruído, dado que a energia sonora total nas proximidades da pista é dominada pelo ruído gerado pelas operações de descolagem. A contribuição da inversão da força propulsora para as curvas de ruído só poderá ser significativa se a pista for utilizada unicamente para operações de aterragem.

O ruído gerado pela inversão da força propulsora é um processo físico muito complexo. Todavia, dado ter relativamente pouco significado para as curvas de ruído aéreo, pode ser integrado nos modelos de um modo simplista: a rápida mudança de regime do motor é tida em conta por uma segmentação adequada.

É evidente que a construção de um modelo para o ruído gerado na rolagem à aterragem é mais complicada do que para o ruído gerado na rolagem para descolagem. Quando não se dispõe de informações pormenorizadas, recomenda-se a adoção das seguintes hipóteses simplificadas para uso geral na construção de modelos (ver a figura 2.7.h.1):

Figura 2.7.h.1

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

A aeronave ultrapassa a cabeceira da pista de aterragem (à qual corresponde a coordenada s = 0 na rota de aproximação no solo) à altitude de 50 pés e continua a descer a sua rampa de planeio até tocar a pista. Para uma rampa de planeio de 3o, o ponto em que a aeronave toca na pista situa-se 291 m adiante da cabeceira da pista de aterragem (como se ilustra na figura 2.7.h.1). A aeronave é, em seguida, desacelerada ao longo de uma distância de paragem sstop - a base de dados ANP fornece valores específicos para cada aeronave -, desde a velocidade de aproximação final, Vfinal , até 15 m/s. Dado que a velocidade varia rapidamente ao longo deste segmento, o segmento deve ser subdividido da mesma maneira que no caso da rolagem para descolagem (ou dos segmentos de voo nos quais se verificam rápidas mudanças de velocidade), utilizando as equações generalizadas (2.7.13) (pois a velocidade de circulação em pista não começa por ser igual a zero). O regime dos motores varia da potência de aproximação final, no momento do toque no solo, até à regulação de potência correspondente à inversão da força propulsora, Prev , numa distância de 0,1.sstop , decrescendo em seguida até 10% da potência máxima disponível ao longo dos 90% restantes da distância de paragem. A velocidade da aeronave mantém-se depois constante até ao final da pista (em s = -s RWY).

A base de dados ANP não contém, de momento, curvas NPD correspondentes à inversão da força propulsora, pelo que é necessário recorrer às curvas convencionais para estabelecer um modelo deste efeito. Normalmente, a regulação de potência correspondente à inversão da força propulsora, Prev , representa cerca de 20% da regulação «potência total», sendo aquele o valor que se recomenda considerar quando não se dispõe de informações operacionais. Porém, para uma determinada regulação de potência, o regime com inversão da força propulsora tende a gerar bastante mais ruído do que o regime com força propulsora positiva, pelo que deve aplicar-se um incremento, (Delta)L, ao nível do acontecimento determinado a partir de dados NPD. Este variará de zero até ao valor (Delta)Lrev (5 dB é o valor provisoriamente recomendado (***)) ao longo da distância 0,1.sstop , diminuindo depois, linearmente, até zero no restante da distância de paragem.

Subsegmentação dos segmentos da subida inicial e dos segmentos da aproximação final

A geometria dos segmentos em relação ao recetor altera-se rapidamente ao longo dos segmentos de voo na subida inicial e na aproximação final, em especial no tocante aos pontos de observação situados para os lados da trajetória de voo, nos quais o ângulo de elevação (ângulo beta) também varia rapidamente à medida que a aeronave se eleva ou desce ao percorrer os segmentos iniciais ou finais em causa. A comparação com cálculos realizados com segmentos muito pequenos revela que a utilização de um segmento de voo único, ou de um pequeno número de segmentos de voo, na subida ou na aproximação, abaixo de determinada altura (em relação à pista), se traduz numa aproximação deficiente do ruído sentido lateralmente à trajetória de voo, para métricas de integração. Deve-se isto à aplicação de um ajustamento de atenuação lateral único a cada segmento, correspondente a um valor único de ângulo de elevação para o segmento em causa, ao passo que a rápida variação deste parâmetro se traduz em variações significativas do efeito de atenuação lateral ao longo de cada segmento. Pode melhorar-se a exatidão do cálculo subsegmentando os segmentos da subida inicial e da aproximação final. O número de subsegmentos e a extensão de cada um deles determinam o grau de decomposição da variação de atenuação lateral tido em conta. Tendo em atenção a expressão da atenuação lateral total para aeronaves com motores instalados na fuselagem, pode mostrar-se que, para uma variação da atenuação lateral limitada a 1,5 dB por subsegmento, os segmentos de subida e de aproximação a altura inferior a 1 289,6 m (4 231 ft) em relação à pista devem ser subsegmentados com base na seguinte série de valores de altura:

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

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

Para cada segmento original abaixo de 1 289,6 m (4 231 ft), aplicam-se as alturas acima indicadas identificando que altura da série é mais próxima da altura do ponto final (segmentos de subida), ou da altura do ponto inicial (segmentos de aproximação), originais. Calculam-se, em seguida, as alturas reais dos subsegmentos, zi, utilizando a seguinte relação:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Exemplo do segmento inicial de subida:

Se a altura do ponto final do segmento original for ze = 304,8 m, obtém-se, da série de valores de altura, 214,9 m (menor que) ze (menor que) 334,9 m, pelo que, da série, a altura mais próxima de ze é z'7 = 334,9 m. Calculam-se, em seguida, as alturas dos pontos finais dos subsegmentos:

zi = 304,8 [z'i / 334,9] (i = 1 a 7)

(neste caso, por se tratar de um segmento inicial de subida, k = 1)

Portanto, z1 seria 17,2 m, z2 seria 37,8 m e assim por diante.

Subsegmentação em voo

No caso dos segmentos de voo, se a variação de velocidade num segmento for apreciável, subdivide-se o segmento tal como se procedeu em relação à rolagem para descolagem, ou seja:

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Rota no solo

Define-se uma rota no solo, quer se trate de uma rota central ou de uma sub-rota dispersa, por uma série de coordenadas (x,y) no plano do solo (provenientes, por exemplo, de informações de radar) ou por uma sequência de comandos vetoriais descritivos de segmentos retilíneos e de arcos de círculo (curvas de raio r e mudança de rumo (Delta)(csi) definidos).

Para a construção de um modelo de segmentação, representam-se os arcos por sequências de segmentos retilíneos correspondentes a subarcos. Embora os subarcos não apareçam explicitamente nos segmentos da rota no solo, o rolamento da aeronave durante as viragens influencia a definição dos mesmos. O apêndice B4 explica como calcular ângulos de pranchamento durante uma viragem em condições estabilizadas, mas é evidente que, na realidade, esses ângulos não são aplicados nem removidos instantaneamente. Não está definida nenhuma maneira de tratar as transições entre voo retilíneo e voo em curva nem entre viragens consecutivas. Regra geral, os pormenores, que são deixados ao critério do utilizador (ver o ponto 2.7.11), terão provavelmente um efeito negligenciável nas curvas de ruído finais. O importante é, sobretudo, evitar descontinuidades pronunciadas nas extremidades das viragens, o que pode ser conseguido, simplesmente, por exemplo, através da inserção de segmentos de transição curtos ao longo dos quais o ângulo de pranchamento varia linearmente com a distância. Apenas no caso especial de uma determinada viragem ser suscetível de ter um efeito dominante nas curvas de ruído finais será necessário construir um modelo mais realista da dinâmica da transição, relacionar o ângulo de pranchamento com o tipo de aeronave e adotar velocidades de rolamento adequadas. Neste item, é suficiente indicar que os subarcos (Delta)(csi)trans das extremidades de uma viragem dependem da variação do ângulo de pranchamento. Divide-se o resto do arco, correspondente à mudança de rumo (Delta)(csi) - 2·(Delta)(csi)trans graus, em nsub subarcos por meio da seguinte equação:

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Figura 2.7.h.2

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Uma vez os segmentos da rota no solo estabelecidos no plano x-y, sobrepõem-se-lhes os segmentos do perfil de voo (no plano s-z), para gerar os segmentos da rota tridimensional (x, y, z).

A rota no solo deve prolongar-se sempre da pista até para além da extensão da grelha de cálculo. Para isso, em caso de necessidade, pode adicionar-se um segmento retilíneo de comprimento adequado ao último segmento da rota no solo.

Uma vez combinado o perfil de voo com a rota no solo, aquele também deve prolongar-se da pista até para além da extensão da grelha de cálculo. Para isso, em caso de necessidade, pode acrescentar-se um ponto de perfil extra:

• ao final de um perfil de partida, com valores de velocidade e de força propulsora idênticos aos do último ponto desse perfil e altura obtida por extrapolação linear do último e do penúltimo pontos desse mesmo perfil; ou

• ao início de um perfil de chegada, com valores de velocidade e de força propulsora idênticos aos do primeiro ponto desse perfil e altura obtida por extrapolação linear do primeiro e do segundo pontos desse mesmo perfil.

Ajustamentos da subsegmentação em voo

Uma vez obtidos os segmentos tridimensionais da trajetória de voo como se descreveu no ponto 2.7.13, podem ser necessários alguns ajustamentos, para eliminar pontos da trajetória de voo demasiado próximos de outros pontos.

Se pontos adjacentes distarem um do outro menos de 10 metros e as velocidades e forças propulsoras correspondentes forem iguais, elimina-se um dos pontos.

(*) Nessa perspetiva, o comprimento total da rota no solo deve exceder sempre o do perfil de voo. Para isso, em caso de necessidade, podem adicionar-se segmentos retilíneos de comprimento adequado ao último segmento da rota no solo.

(**) Mesmo que a regulação da potência dos motores se mantenha constante ao longo de um segmento, a força de propulsão e a aceleração podem variar, devido a variações da densidade do ar e de altura. Todavia, para efeitos dos modelos de ruído, essas variações são normalmente negligenciáveis.

(***) Este valor foi recomendado na edição anterior do documento n.º 29 da ECAC, mas continuará a ser considerado provisório enquanto não se obtiverem dados experimentais suficientemente corroborantes.

(****) Definido desta forma simples, o comprimento total da trajetória segmentada é ligeiramente menor do que o comprimento da trajetória de arco de círculo. Porém, o erro correspondente nas curvas de ruído é negligenciável se os incrementos angulares forem inferiores a 30º.

2.7.14. Cálculo do ruído associado a um acontecimento isolado

O aspeto central do processo de construção do modelo, descrito na íntegra neste ponto, é o cálculo do nível de ruído de um acontecimento a partir das informações relativas à trajetória de voo descritas nos pontos 2.7.7 a 2.7.13.

2.7.15. Métricas de acontecimentos isolados

Exprime-se o som gerado pelo movimento de uma aeronave que atinge o local onde se encontra o observador como «nível sonoro (ou de ruído) de um acontecimento isolado», quantidade que constitui um indicador do impacto desse som (ou ruído) nas pessoas. Mede-se o som recebido em termos de ruído utilizando uma escala decibélica básica L(t), que aplica uma ponderação (ou um filtro) em função da frequência para simular as características da audição humana. A escala mais importante no contexto dos modelos de curvas do ruído gerado pelas aeronaves é a do nível sonoro com ponderação A, L(índice A) .

A métrica mais habitualmente utilizada para caracterizar acontecimentos completos é a dos «níveis de exposição sonora (ou ao ruído) de um acontecimento isolado», L(índice E) , que contabiliza a totalidade (ou a maior parte) da energia sonora dos acontecimentos. A integração no tempo que este processo requer gera as principais complexidades dos modelos de segmentação (ou de simulação). É mais fácil estabelecer um modelo da métrica alternativa L(índice max) , que constitui o nível instantâneo máximo verificado durante o acontecimento. L(índice E) constitui a componente principal da maior parte dos índices modernos do ruído gerado pelas aeronaves, mas é de prever que, no futuro, os modelos práticos incorporem tanto L(índice max) como L(índice E) . Ambas as métricas podem ser medidas em diferentes escalas de ruído. Neste documento, apenas se consideram níveis sonoros com ponderação A. Em geral, esta escala é indicada simbolicamente por extensão do sufixo indicativo da métrica em causa, ou seja, L(índice AE) e L(índice Amax).

O nível de exposição sonora (ou ao ruído) de um acontecimento isolado é expresso rigorosamente pela equação seguinte:

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No contexto dos modelos de curvas do ruído gerado pelas aeronaves, a principal aplicação da equação 2.7.17 é a métrica normalizada Nível de exposição sonora, L(índice AE) (acrónimo SEL):

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

As equações do nível de exposição supra podem ser utilizadas para determinar níveis de acontecimentos quando é integralmente conhecida a função do tempo L(t). Na metodologia recomendada para a construção de modelos de ruído, não se define essa função; em vez disso, calculam-se os níveis de exposição associados a acontecimentos somando valores correspondentes a segmentos - isto é, somando níveis correspondentes a acontecimentos parciais, cada um dos quais contabiliza a contribuição de um só segmento finito da trajetória de voo.

2.7.16. Determinação de níveis de acontecimentos a partir de dados NPD

A fonte principal de dados relativos ao ruído gerado pelas aeronaves é a base de dados internacional de ruído e desempenho das aeronaves (ANP). Esta base apresenta quadros de valores Lmax e LE em função da distância de propagação, d, por tipo e versão de aeronave, configuração de voo (aproximação, partida, regulação dos flaps) e regulação de potência, P. Estes dados referem-se a voos em condições estabilizadas a velocidades de referência específicas, Vref , ao longo de trajetórias retilíneas teoricamente infinitas (*).

A maneira como se determinam as variáveis independentes P e d é descrita mais adiante. Dispondo-se dos valores de P e d, os valores a obter por correspondência simples (single look-up) são os níveis de base Lmax(P,d)) e/ou LE (infinito)(P,d) (aplicável a uma trajetória de voo infinita). A menos que se disponha de valores tabelados exatamente correspondentes para P e/ou d, em geral é necessário estimar o nível ou níveis de ruído do acontecimento por interpolação. Utiliza-se uma interpolação linear entre valores tabelados de regulações de potência e uma interpolação logarítmica entre distâncias tabeladas (ver a figura 2.7.i).

Figura 2.7.i

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Sendo Pi e Pi+ 1 valores de potência dos motores para os quais se dispõe de valores tabelados de nível de ruído em função da distância, o nível de ruído, L(P), a uma dada distância, correspondente à potência intermédia P, compreendida entre Pi e Pi+ 1, é dado por:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Sendo di e di+1 distâncias para as quais se dispõe de dados tabelados de nível de ruído em função da regulação de potência, o nível de ruído, L(d), correspondente a uma dada regulação de potência, à distância intermédia d, compreendida entre di e di+ 1, é dado por:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Utilizando as equações (2.7.19) e (2.7.20), pode obter-se o nível de ruído, L(P,d), correspondente a qualquer regulação de potência, P, e a qualquer distância, d, compreendidas no universo de dados da base NPD.

Para distâncias, d, fora do universo de dados da base NPD, utiliza-se a equação (2.7.20) para efetuar extrapolações a partir dos dois últimos valores, ou seja: para distâncias menores, a partir de L(d1) e L(d2)); para distâncias maiores, a partir de L(dI-1) e L(dI), sendo I o número total de pontos NPD da curva. Por conseguinte:

Distâncias menores:

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Distâncias maiores:

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Dado que, a distâncias d curtas, os níveis de ruído aumentam muito rapidamente à medida que a distância de propagação diminui, recomenda-se a imposição a d de um limite inferior, de 30 m; ou seja, d = max(d, 30 m).

Ajustamento, em função da impedância, dos dados NPD normalizados

Os dados NPD constantes da base de dados ANP estão normalizados a condições atmosféricas de referência (temperatura de 25 oC e pressão de 101,325 kPa). Antes de se aplicar o método de interpolação/extrapolação descrito, é necessário efetuar um ajustamento, em função da impedância acústica, destes dados NPD normalizados.

A impedância acústica relaciona-se com a propagação das ondas sonoras num meio acústico e é definida como o produto da densidade do ar pela velocidade do som. A pressão sonora (utilizada para definir as métricas SEL e LAmax ), associada a uma dada intensidade do som (potência por unidade de superfície) sentida a uma determinada distância da fonte, depende da impedância acústica do ar no local de medição. É função da temperatura e da pressão atmosférica (e, indiretamente, da altitude). É, pois, necessário ajustar os dados NPD normalizados da base de dados ANP para ter em conta as condições reais de temperatura e de pressão no ponto de receção, normalmente distintas das condições normalizadas dos dados da base ANP.

O ajustamento de impedância a aplicar aos níveis NPD normalizados é expresso do seguinte modo:

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Em geral, o ajustamento em função da impedância acústica é inferior a algumas décimas de decibel. É conveniente referir, nomeadamente, que, nas condições atmosféricas normais (p0 = 101,325 kPa e T0 = 15,0 ºC), o ajustamento em função da impedância é inferior a 0,1 dB (0,074 dB). Porém, este ajustamento pode ser maior, se a temperatura e a pressão atmosférica forem bastante diferentes das condições atmosféricas de referência dos dados NPD.

(*) Embora a noção de uma trajetória de voo infinita seja importante para a definição de nível de exposição sonora de um acontecimento, LE, esta noção tem menos importância no caso do nível máximo de um acontecimento, Lmax, que é dominado pelo ruído emitido pela aeronave quando esta se encontra numa posição determinada, o ponto de aproximação mais próximo do observador (ou perto desse ponto). Para efeitos dos modelos, considera-se que o parâmetro de distância NPD é a distância mínima entre o observador e o segmento.

2.7.17. Expressões gerais

Nível do acontecimento associado a um segmento, Lseg

Determinam-se os valores associados a cada segmento aplicando ajustamentos aos valores de base (correspondentes a uma trajetória de comprimento infinito) provenientes dos dados NPD. Em geral, pode exprimir-se o nível máximo de ruído associado a um segmento de trajetória de voo, L(índice max,seg) , do seguinte modo:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Os «termos de correção» constantes das equações 2.7.25 e 2.7.26 são explicados pormenorizadamente no ponto 2.7.19 e dão conta dos seguintes efeitos:

(Delta)(índice V) Correção de duração: os dados NPD referem-se a uma velocidade de voo de referência. Esta correção ajusta os níveis de exposição em função de velocidades distintas dessa velocidade de referência (não se aplica a L(índice max,seg) ).

(Delta)(índice I) (fi) Efeito da implantação: descreve a variação da diretividade lateral devida aos efeitos de blindagem, de refração e de reflexão causados pela estrutura da aeronave, pelos motores e pelos campos de fluxo circundantes.

(beta), (lambda) Atenuação lateral: é significativa para a propagação sonora a ângulos reduzidos em relação ao solo; dá conta da interação entre as ondas sonoras diretas e refletidas (efeito do solo), assim como dos efeitos das heterogeneidades atmosféricas (sobretudo causadas pelo solo) que refratam as ondas sonoras no percurso destas até ao observador para os lados da trajetória de voo.

(Delta)(índice F) Correção do segmento finito (fração do ruído): dá conta do comprimento finito do segmento, o qual, obviamente, gera menos exposição sonora do que um segmento infinito. Aplica-se unicamente às métricas de exposição.

Se o segmento fizer parte da rolagem para descolagem ou da rolagem à aterragem e o observador estiver situado antes do segmento em causa, há que tomar medidas especiais para representar a direcionalidade pronunciada do ruído dos motores de reação observada para trás de uma aeronave prestes a descolar. Essas medidas especiais compreendem, nomeadamente, a utilização de uma forma particular do ruído no cálculo do nível de exposição:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

(Delta)'(índice F) Forma particular da correção do segmento;

(Delta)(índice SOR) Correção de diretividade: dá conta da direcionalidade pronunciada do ruído dos motores de reação para trás do segmento correspondente à rolagem.

O tratamento específico de segmentos de rolagem é descrito no ponto 2.7.19.

Descreve-se a seguir o cálculo de níveis de ruído associados a segmentos.

Nível de ruído, L, de um acontecimento associado ao movimento de uma aeronave

O nível máximo, L(índice max) , é simplesmente o maior dos valores L(índice max,seg) associados aos segmentos, (ver as equações 2.7.25 e 2.7.27).

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2.7.18. Parâmetros dos segmentos da trajetória de voo

A potência, P, e a distância, d, para as quais se obtêm por interpolação, a partir dos quadros NPD, os níveis de base L(índice max,seg)(P,d) e L(índice E(infinito)(P,d), determinam-se a partir dos parâmetros geométricos e operacionais que definem o segmento. Explica-se a seguir como se faz isso, com a ajuda de ilustrações do plano que contém o segmento e o observador.

Parâmetros geométricos

As figuras 2.7.j a 2.7.l ilustram as geometrias fonte-recetor quando o observador O está situado a) para trás, b) para o lado ou c) para a frente do segmento S(índice 1)S(índice 2), sendo o sentido de voo de S(índice 1) para S(índice 2) . Nestes diagramas:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Figura 2.7.j

Geometria de um segmento de trajetória de voo quando o observador está situado para trás do segmento

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Figura 2.7.k

Geometria de um segmento de trajetória de voo quando o observador está situado para o lado do segmento

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Figura 2.7.l

Geometria de um segmento de trajetória de voo quando o observador está situado para a frente do segmento

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Representa-se o segmento de trajetória de voo por uma linha contínua a traço mais espesso. As linhas a pontilhado representam as extensões da trajetória de voo, que se prolongam até ao infinito em ambos os sentidos. No caso dos segmentos de voo, se a métrica do acontecimento for um nível de exposição, L(índice E) , o parâmetro NPD «distância», d, é a distância, d(índice p) , entre S(índice p) e o observador designada por distância oblíqua mínima (distância entre o observador e o segmento ou a extensão deste, isto é, entre o observador e a trajetória de voo - hipotética - infinita da qual o segmento se considera fazer parte, medida na perpendicular à trajetória).

Todavia, no caso da métrica de nível de exposição, se o observador estiver situado para trás dos segmentos no solo, tratando-se da rolagem para descolagem, ou para a frente dos segmentos no solo, tratando-se da rolagem à aterragem, o parâmetro NPD «distância», d, passa a ser a distância d(índice s) , mais curta entre o observador e o segmento (mesma distância utilizada no caso da métrica de nível máximo).

No caso da métrica de nível máximo, o parâmetro NPD «distância», d, é d(índice s) , a distância mais curta entre o observador e o segmento.

Potência, P, num segmento

Os dados NPD tabelados descrevem o ruído gerado por uma aeronave em voo retilíneo estabilizado numa trajetória de voo infinita, ou seja, com a potência dos motores, P, constante. A metodologia recomendada subdivide as trajetórias de voo reais, ao longo das quais a velocidade e a direção variam, numa série de segmentos finitos, cada um dos quais é, em seguida, considerado parte de uma trajetória de voo uniforme infinita para a qual são válidos os dados NPD. Porém, esta metodologia prevê a variação quadrática da potência com a distância ao longo de cada segmento, entre o valor P1 na extremidade inicial e o valor P2 na extremidade final. É, portanto, necessário definir um valor constante equivalente, P, correspondente ao segmento. Considera-se para o efeito o valor no ponto do segmento que mais próximo se situa do observador. Se o observador estiver situado para o lado do segmento (figura 2.7.k), esse valor é obtido por interpolação pela equação (2.7.8) entre os valores das extremidades, ou seja:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Se o observador estiver situado para trás ou para a frente do segmento, esse valor é o correspondente ao da extremidade mais próxima, P1 ou P2 .

2.7.19. Termos de correção do nível do acontecimento associado a um segmento

Os dados NPD definem os níveis de acontecimentos ruidosos em função da distância, medida na perpendicular, a uma trajetória retilínea plana ideal de comprimento infinito, ao longo da qual a aeronave voa com uma potência constante a uma velocidade de referência fixa (21). O nível de um acontecimento obtido dos quadros NPD por interpolação, correspondente a uma regulação de potência e a uma distância oblíqua determinados, é, portanto, designado por nível de base. Estes níveis aplicam-se a trajetórias de voo infinitas e têm de ser corrigidos para ter em conta os efeitos 1) de velocidades distintas da velocidade de referência, 2) ligados à implantação dos motores (diretividade lateral), 3) da atenuação lateral, 4) do comprimento finito dos segmentos e 5) da diretividade longitudinal antes do início da rolagem para descolagem - ver as equações 2.7.25 e 2.7.26.

Correção de duração, (Delta)V (unicamente para os níveis de exposição L(índice E)

Esta correção (*) contabiliza a variação dos níveis de exposição que se verifica se a velocidade real da aeronave em relação ao solo diferir da velocidade de referência, Vref , à qual se reportam os dados NPD de base.

Tal como a potência dos motores, a velocidade varia ao longo do segmento de trajetória de voo (de VT1 a VT2, que são as velocidades extraídas do apêndice B ou de um perfil de voo calculado anteriormente).

No caso dos segmentos de voo, Vseg é a velocidade no segmento no ponto de aproximação mais próximo, S, obtida por interpolação entre os valores correspondentes às extremidades do segmento, admitindo que a velocidade varia quadraticamente com o tempo. Ou seja, se o observador estiver situado para o lado do segmento:

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(*) É designada por correção de duração porque tem em conta os efeitos da velocidade da aeronave na duração do acontecimento sonoro - admitindo a hipótese simples segundo a qual, mantendo-se idênticos os outros fatores, a duração e, portanto, a energia sonora recebida do acontecimento, é inversamente proporcional à velocidade da fonte.

Se o observador estiver situado para trás ou para a frente do segmento, o valor a considerar é o correspondente ao da extremidade mais próxima, V(índice 1) ou V(índice 2) .

No caso dos segmentos de pista (partes da rolagem para descolagem ou da rolagem à aterragem para as quais (gama) = 0), considera-se V(índice seg) simplesmente a média das velocidades inicial e final no segmento, ou seja:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Em qualquer caso, a correção aditiva de duração é, portanto:

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Geometria da propagação sonora

A figura 2.7.m mostra a geometria básica no plano normal à trajetória de voo da aeronave. A linha no solo é a intersecção do plano normal com o plano horizontal do solo. (Se a trajetória de voo for plana, a linha no solo corresponde a uma vista lateral do plano do solo.) A aeronave rola do ângulo (épsilo), medido no sentido retrógrado em torno do eixo de rolamento (elevação da asa direita). Este ângulo é, portanto, positivo nas curvas à esquerda e negativo nas curvas à direita.

Figura 2.7.l

Ângulos entre a aeronave e o observador no plano perpendicular à trajetória de voo

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Correção ligada à implantação dos motores, (Delta)I

Uma aeronave em voo constitui uma fonte sonora complexa. Não apenas o motor (e a estrutura da aeronave) constituem fontes intrinsecamente complexas, mas a configuração da estrutura, em especial a localização dos motores, influencia os padrões de irradiação sonora através dos processos de reflexão, refração e dispersão pelas superfícies sólidas e pelos campos de fluxo aerodinâmicos. Resulta disto uma direcionalidade não-uniforme do som irradiado lateralmente em torno do eixo de rolamento da aeronave, aqui designada por diretividade lateral.

Há diferenças significativas de diretividade lateral entre as aeronaves com os motores montados na fuselagem e as aeronaves com os motores montados sob as asas, as quais são contempladas na seguinte expressão:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

No caso das aeronaves a hélice, as variações de diretividade são negligenciáveis e pode considerar-se:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

A figura 2.7.n mostra a variação de (Delta)(índice I) (fi) em torno do eixo de rolamento para os dois tipos de implantação dos motores e as aeronaves de motores a hélice. Estas relações empíricas foram deduzidas pela Society of Automotive Engineers (SAE) a partir de medições experimentais realizadas, sobretudo, debaixo das asas. Enquanto não se dispõe de resultados da análise de dados relativos a medições realizadas acima das asas, recomenda-se que, para (fi) negativo, (Delta)(índice I)(fi) = (Delta)(índice I)(0) para os três casos referidos.

Figura 2.7.n

Diretividade lateral dos efeitos da implantação

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Considera-se que (Delta)(índice I) (fi) é bidimensional, ou seja, que não depende de nenhum outro parâmetro - e, nomeadamente, que não varia com a distância longitudinal entre o observador e a aeronave. Significa isto que o ângulo de elevação (beta) correspondente a (Delta)(índice I) (fi) é definido por (beta) = tan(elevado a - 1)(z/(lambda). Esta aproximação destina-se a facilitar a construção de modelos, até se compreenderem melhor os mecanismos. Na realidade, os efeitos ligados à implantação dos motores devem ser substancialmente tridimensionais. Apesar disso, justifica-se um modelo bidimensional, porque os níveis dos acontecimentos tendem a ser dominados pelo ruído irradiado para os lados proveniente do segmento mais próximo.

Atenuação lateral ([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))(beta),(lambda) (trajetória de voo infinita)

Os níveis NPD tabelados de acontecimentos reportam-se a voos planos estabilizados e geralmente baseiam-se em medições efetuadas 1,2 m acima de solo plano brando, por debaixo da aeronave. O parâmetro «distância» é, na realidade, a altura acima do solo. Considera-se que qualquer efeito da superfície nos níveis de ruído dos acontecimentos por debaixo da aeronave que pudesse provocar diferenças entre os valores tabelados e os valores em campo aberto (24) já está incorporado nos dados (isto é, nas relações entre o nível e a distância).

Para os lados da trajetória de voo, o parâmetro «distância» é a distância oblíqua mínima - comprimento da linha traçada entre o observador e a trajetória de voo, perpendicularmente a esta. Em qualquer posição lateral, o nível de ruído é, em geral, inferior ao observado à mesma distância da aeronave, mas por debaixo desta. Independentemente da diretividade lateral e dos efeitos da implantação acima descritos, isto deve-se a um excesso de atenuação lateral, que provoca uma redução do nível sonoro com a distância mais rápida do que a indicada pelas curvas NPD. A SAE desenvolveu anteriormente um método muito utilizado para a construção de modelos da propagação lateral do ruído gerado pelas aeronaves (documento AIR-1751). Os algoritmos abaixo descritos baseiam-se nos aperfeiçoamentos que essa organização agora recomenda (documento AIR-5662). A atenuação lateral é um efeito da reflexão, devido à interferência entre o som diretamente irradiado e o que é refletido pela superfície. Depende da natureza da superfície e pode reduzir significativamente os níveis sonoros observados a ângulos de elevação baixos. É muito fortemente afetada pela refração sonora, estável ou instável, provocada por gradientes de vento e de temperatura e pela turbulência, os quais são eles próprios atribuíveis à presença da superfície (25). O mecanismo da reflexão à superfície é bem compreendido e, para condições atmosféricas e de superfície uniformes, pode ser descrito teoricamente com alguma precisão. Todavia, as heterogeneidades atmosféricas e da superfície - que não se enquadram numa análise teórica simples - têm uma incidência importante no efeito de reflexão, tendendo a estendê-lo a ângulos de elevação maiores. A aplicabilidade da teoria é, portanto, limitada. O trabalho desenvolvido pela SAE com vista a uma melhor compreensão dos efeitos de superfície prossegue e espera-se que permita construir modelos melhores. Enquanto isso não sucede, recomenda-se a metodologia a seguir explicada, descrita no documento AIR-5662, para calcular a atenuação lateral. Circunscreve-se ao caso da propagação sonora por cima de terreno plano brando, o que se adequa à maior parte dos aeroportos civis. Estão ainda em desenvolvimento ajustamentos destinados a contabilizar os efeitos de superfícies de solo rígidas (ou de um plano de água, equivalentes em termos acústicos).

A metodologia assenta num volume apreciável de dados experimentais de propagação do som gerado por aeronaves com motores montados na fuselagem em voo retilíneo (sem viragens), estabilizado e plano, inicialmente publicados no documento AIR-1751. Admitindo que, para voos planos, a atenuação ar-solo depende i) do ângulo de elevação, (beta), medido no plano vertical e ii) do afastamento lateral, (lambda), em relação à rota da aeronave no solo, analisaram-se os dados de modo a obter uma função empírica do ajustamento lateral total, ([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))(índice T) (beta),(lambda) (= nível do acontecimento em posição lateral menos o nível do acontecimento à mesma distância por debaixo da aeronave).

Dado que o termo ([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))(índice T) (beta),(lambda) (fi) substituído por (beta) (o que se adequa aos voos sem viragens), obtém-se, para a atenuação lateral:

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

A figura 2.7.o ilustra graficamente a expressão da atenuação lateral ([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))(beta),(lambda), equação 2.7.40, considerada adequada para todas as aeronaves (a hélice e com motores de reação montados na fuselagem ou nas asas).

Em determinadas circunstâncias (em função do terreno), (beta) pode ser inferior a zero. Nesses casos, recomenda-se que ([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))(beta) = 10,57.

Figura 2.7.o

Variação da atenuação lateral, ([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))(beta),(lambda), com o ângulo de elevação e com a distância

([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))

Atenuação lateral para segmentos finitos

As equações 2.7.41 a 2.7.44 descrevem a atenuação lateral, ([ver documento original](https://files.diariodarepublica.pt/1s/2023/02/02900/0000301010.pdf))(beta),(lambda), do som que chega ao observador, proveniente de uma aeronave em voo estabilizado ao longo de uma trajetória de voo plana e infinita. Ao aplicarem-se estas equações a segmentos de trajetória finitos e não-planos, é necessário calcular a atenuação para uma trajetória plana equivalente - dado que o ponto mais próximo numa simples extensão do segmento inclinado (que cruza algures a superfície do solo) geralmente não gera um ângulo de elevação, (beta), adequado.