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Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos de homologación acústica de las aeronaves

Tercera edición — 2004

Doc 9501AN/929

Organización de Aviación Civil Internacional

Aprobado por el Secretario Generaly publicado bajo su responsabilidad

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Alemania. UNO-Verlag GmbH, Am Hofgarten 10, D-53113 BonnTeléfono: +49 (0) 2 28-9 49 0 20; Facsímile: +49 (0) 2 28-9 49 02 22; Correo-e: [email protected]; World Wide Web: http://www.uno-verlag.de

Camerún. KnowHow, 1, Rue de la Chambre de Commerce-Bonanjo, B.P. 4676, Douala, Teléfono: +237 343 98 42, Facsímile: + 237 343 89 25,Correo-e: [email protected]

China. Glory Master International Limited, Room 434B, Hongshen Trade Centre, 428 Dong Fang Road, Pudong, Shangai 200120Teléfono: +86 137 0177 4638; Facsímile: +86 21 5888 1629; Correo-e: [email protected]

Egipto. ICAO Regional Director, Middle East Office, Egyptian Civil Aviation Complex, Cairo Airport Road, Heliopolis, Cairo 11776Teléfono: +20 (2) 267 4840; Facsímile: +20 (2) 267 4843; Sitatex: CAICAYA; Correo-e: [email protected]

Eslovaquia. Air Traffic Services of the Slovak Republic, Letové prevádzkové sluzby Slovenskej Republiky, State Enterprise, Letisko M.R. Stefánika,823 07 Bratislava 21 / Teléfono: +421 (7) 4857 1111; Facsímile: +421 (7) 4857 2105

España. A.E.N.A. — Aeropuertos Españoles y Navegación Aérea, Calle Juan Ignacio Luca de Tena, 14, Planta Tercera, Despacho 3. 11,28027 Madrid / Teléfono: +34 (91) 321-3148; Facsímile: +34 (91) 321-3157; Correo-e: [email protected]

Federación de Rusia. Aviaizdat, 48, Ivan Franko Street, Moscow 121351 / Teléfono: +7 (095) 417-0405; Facsímile: +7 (095) 417-0254

Francia. Directeur régional de l’OACI, Bureau Europe et Atlantique Nord, 3 bis, villa Émile-Bergerat, 92522 Neuilly-sur-Seine (Cedex)Teléfono: +33 (1) 46 41 85 85; Facsímile: +33 (1) 46 41 85 00; Sitatex: PAREUYA; Correo-e: [email protected]

India. Oxford Book and Stationery Co., Scindia House, New Delhi 110001 o 17 Park Street, Calcutta 700016Teléfono: +91 (11) 331-5896; Facsímile: +91 (11) 51514284

India. Sterling Book House — SBH, 181, Dr. D. N. Road, Fort, Bombay 400001Teléfono: +91 (22) 2261 2521, 2265 9599; Facsímile: +91 (22) 2262 3551; Correo-e: [email protected]

Japón. Japan Civil Aviation Promotion Foundation, 15-12, 1-chome, Toranomon, Minato-Ku, TokyoTeléfono: +81 (3) 3503-2686; Facsímile: +81 (3) 3503-2689

Kenya. ICAO Regional Director, Eastern and Southern African Office, United Nations Accommodation, P.O. Box 46294, NairobiTeléfono: +254 (20) 622 395; Facsímile: +254 (20) 623 028; Sitatex: NBOCAYA; Correo-e: [email protected]

México. Director Regional de la OACI, Oficina Norteamérica, Centroamérica y Caribe, Av. Presidente Masaryk No. 29, 3er. Piso,Col. Chapultepec Morales, C.P. 11570, México, D.F.Teléfono: +52 (55) 52 50 32 11; Facsímile: +52 (55) 52 03 27 57; Correo-e: [email protected]

Nigeria. Landover Company, P.O. Box 3165, Ikeja, LagosTeléfono: +234 (1) 4979780; Facsímile: +234 (1) 4979788; Sitatex: LOSLORK; Correo-e: [email protected]

Perú. Director Regional de la OACI, Oficina Sudamérica, Apartado 4127, Lima 100Teléfono: +51 (1) 575 1646; Facsímile: +51 (1) 575 0974; Sitatex: LIMCAYA; Correo-e: [email protected]

Reino Unido. Airplan Flight Equipment Ltd. (AFE), 1a Ringway Trading Estate, Shadowmoss Road, Manchester M22 5LHTeléfono: +44 161 499 0023; Facsímile: +44 161 499 0298 Correo-e: [email protected]; World Wide Web: http://www.afeonline.com

Senegal. Directeur régional de l’OACI, Bureau Afrique occidentale et centrale, Boîte postale 2356, DakarTeléfono: +221 839 9393; Facsímile: +221 823 6926; Sitatex: DKRCAYA; Correo-e: [email protected]

Sudáfrica. Avex Air Training (Pty) Ltd., Private Bag X102, Halfway House, 1685, JohannesburgTeléfono: +27 (11) 315-0003/4; Facsímile: +27 (11) 805-3649; Correo-e: [email protected]

Suiza. Adeco-Editions van Diermen, Attn: Mr. Martin Richard Van Diermen, Chemin du Lacuez 41, CH-1807 BlonayTeléfono: +41 021 943 2673; Facsímile: +41 021 943 3605; Correo-e: [email protected]

Tailandia. ICAO Regional Director, Asia and Pacific Office, P.O. Box 11, Samyaek Ladprao, Bangkok 10901Teléfono: +66 (2) 537 8189; Facsímile: +66 (2) 537 8199; Sitatex: BKKCAYA; Correo-e: [email protected]

6/05

Catálogo de publicacionesy ayudas audiovisuales de la OACI

Este catálogo anual comprende los títulos de todas las publicaciones y ayudas audiovisuales disponibles.En suplementos mensuales se anuncian las nuevas publicaciones y ayudas audiovisuales, enmiendas,suplementos, reimpresiones, etc.

Puede obtenerse gratuitamente pidiéndolo a la Subsección de venta de documentos, OACI.

Publicado por separado en español, francés, inglés y ruso, por la Organización de Aviación Civil Internacional. Toda lacorrespondencia, con excepción de los pedidos y suscripciones, debe dirigirse al Secretario General.

Manual técnico-ambientalsobre aplicación de losprocedimientos de homologaciónacústica de las aeronaves

Tercera edición — 2004

Doc 9501AN/929

Organización de Aviación Civil Internacional

Aprobado por el Secretario Generaly publicado bajo su responsabilidad

ENMIENDAS

La publicación de enmiendas y corrigendos se anuncia periódicamente en la Revistade la OACI y en los suplementos mensuales del Catálogo de publicaciones y ayudasaudiovisuales de la OACI, documentos que deberían consultar quienes utilizan estapublicación. Las casillas en blanco facilitan la anotación.

REGISTRO DE ENMIENDAS Y CORRIGENDOS

ENMIENDAS CORRIGENDOS

Núm.Fecha deaplicación

Fecha deanotación

Anotadapor Núm.

Fecha depublicación

Fecha deanotación

Anotadopor

(ii)

(iii)

PREÁMBULO El texto del presente manual fue elaborado por el Comité sobre la protección del medio ambiente y la aviación (CAEP) de la OACI y aprobado durante su sexta reunión (CAEP/6), en febrero de 2004. El manual se revisa periódicamente bajo la supervisión del Grupo directivo del CAEP a fin de que la información más reciente esté oportunamente a disposición de las autoridades de homologación, los solicitantes de homo-logación acústica y otras partes interesadas, con el propósito de lograr la armonización más elevada posible. Las versiones revisadas del Grupo directivo (SGR) se presentarán en el sitio web de la OACI (http://www.icao.int/) bajo “publicaciones” hasta que la última revisión aprobada se presente al futuro CAEP para su aceptación oficial y su ulterior publicación por la OACI.

Los comentarios de los Estados acerca del manual, espe-cialmente lo que se refiere a su aplicación y utilidad, serán bien recibidos y se tomarán en cuenta al preparar futuras ediciones. Sírvase dirigir los comentarios al:

Secretario General Organización de Aviación Civil Internacional 999 University Street Montreal, Quebec H3C 5H7 Canadá

(v)

ÍNDICE Página Nomenclatura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . (vii) Capítulo 1. Generalidades . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1-1 1.1 Objeto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1-1 1.2 Estructura general . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1-1 1.3 Incorporación de procedimientos equivalentes en el plan de demostración de cumplimiento de las normas acústicas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1-1 1.4 Cambios de los niveles de homologación acústica de las versiones derivadas . . . . . . . . . . 1-2 1.5 Rehomologación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1-3 Capítulo 2. Procedimientos equivalentes aplicables a los aviones de reacción subsónicos . . . . . 2-1 2.1 Procedimientos de ensayo en vuelo . . . . . . . . . 2-1 2.2 Procedimientos analíticos . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-6 2.3 Ensayos estáticos y extrapolación a los niveles de ruido en vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-9 Capítulo 3. Procedimientos equivalentes aplicables a los aviones de más de 8 618 kg propulsados por hélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3-1 3.1 Procedimientos de ensayo en vuelo . . . . . . . . . 3-1 3.2 Procedimientos analíticos . . . . . . . . . . . . . . . . . 3-4 3.3 Procedimientos para ensayos estáticos en tierra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3-4 Capítulo 4. Procedimientos equivalentes aplicables a los aviones de no más de 8 618 kg propulsados por hélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4-1 4.1 Correcciones del ruido en la fuente . . . . . . . . . 4-1 4.2 Procedimientos de ensayo y de referencia para el ruido de despegue . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4-2 4.3 Instalación de silenciadores complementarios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4-2

Página 4.4 Orientación sobre el uso de pantallas de protección contra el viento . . . . . . . . . . . . . . 4-3

Capítulo 5. Procedimientos equivalentes aplicables a los helicópteros — Procedimientos de ensayo en vuelo . . . . . . . . . . . . . . . 5-1 5.1 Procedimientos de ensayo en vuelo . . . . . . . . . 5-1

Capítulo 6. Métodos de evaluación . . . . . . . . . . . . . 6-1 6.1 Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6-1 6.2 Irregularidades espectrales . . . . . . . . . . . . . . . . 6-1 6.3 Niveles de ruido de fondo . . . . . . . . . . . . . . . . . 6-1 6.4 Elaboración y ampliación de las bases de datos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6-1 6.5 Correcciones en función del ambiente de ensayo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6-2 6.6 Sistemas de navegación inercial para la medición de la trayectoria de vuelo de aviones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6-2 6.7 Cálculo del EPNL mediante el método de ajuste integrado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6-2 6.8 Cálculo de la velocidad del sonido . . . . . . . . . 6-6

Capítulo 7. Equipo de medición y análisis . . . . . . . 7-1

Capítulo 8. Control del soporte lógico del programa de computadora para la homologación acústica y documentación relativa a los procesos de extrapolación de datos de ensayos estáticos a ensayo en vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8-1 8.1 Generalidades . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8-1 8.2 Procedimientos de control del soporte lógico — los cuatro elementos claves . . . . . . . 8-1 8.3 Aplicabilidad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8-2

Capítulo 9. Directrices para la homologación acústica de aeronaves de rotor basculante . . . . . . . . . 9-1

Capítulo 10. Referencias . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10-1

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos (vi) de homologación acústica de las aeronaves

Página Apéndice 1. Cálculo de intervalos de confianza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . AP 1-1 Apéndice 2. Identificación de irregularidades espectrales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . AP 2-1 Apéndice 3. Directrices para el ajuste de los niveles de ruido de las aeronaves para los efectos del ruido de fondo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . AP 3-1 Apéndice 4. Tablas y cifras de referencia utilizadas en el cálculo manual del nivel efectivo de ruido percibido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . AP 4-1

Página Apéndice 5. Ejemplo práctico del cálculo de la altura de sobrevuelo de referencia y de las condiciones de referencia para los ajustes del ruido en la fuente para la homologación de aviones ligeros propulsados por hélice de conformidad con el Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I, . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . AP 5-1 Apéndice 6. Corrección de datos acústicos para ensayos realizados en sitios a gran altitud . . . . . AP 6-1 Apéndice 7. Información técnica sobre las directrices para la homologación acústica de aeronaves de rotor basculante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . AP 7-1 Apéndice 8. Rehomologación de aviones . . . . . . . . AP 8-1

(vii)

NOMENCLATURA

Símbolos y unidades Los símbolos y abreviaturas utilizados en el presente manual son semejantes a los del Anexo 16 de la OACI — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves (Tercera edición, julio de 1993). Símbolo Unidad Descripción Símbolo Unidad Descripción

c m/s Velocidad del sonido CI dB Intervalo de confianza del 90% en

decibeles D m Diámetro de la tobera del reactor

basado en la superficie total de abertura de la salida

dB decibel EPNL EPNdB Nivel efectivo de ruido percibido EPNLr EPNdB Nivel efectivo de ruido percibido ajustado a las condiciones de referencia F N Empuje neto del motor f Hz Frecuencia central de banda de un

tercio de octava HR ft Altura de referencia ICD — Dispositivo de control de la entrada de aire K — Constante kt nudo L dBA Nivel de presión acústica de

ponderación A M — Número de Mach MH — Número de Mach en el extremo de las

palas de la hélice MAP pulg. Hg Presión de admisión ms milisegundo NP rpm Velocidad de rotación de la hélice N1 rpm Velocidad del rotor de baja presión de

los motores de turbina OASPL dB Nivel global de presión acústica PNL PNdB Nivel de ruido percibido PNLT TPNdB Nivel de ruido percibido corregido por

tono PNLTr TPNdB Nivel de ruido percibido corregido por

tono, ajustado a las condiciones de referencia

PNLTM TPNdB Nivel máximo de ruido percibido corregido por tono

S — Número de Strouhal (fD/Vj) SHP kW Potencia en el árbol SPL dB Nivel de presión acústica con

referencia a 20 µPa TCL °C Temperatura del aire a la altura del eje del motor

TMIC °C Temperatura del aire a la altura de los micrófonos en el plano del terreno V m/sec Velocidad aerodinámica de la aeronave VMCP

Vj m/sec Velocidad de los reactores para expansión isentrópica completa a la presión ambiental VMO Vnom m/sec Velocidad aerodinámica nominal para diagrama de ruido-potencia- distancia (NPD) Vr m/sec Velocidad de referencia del avión Vy m/sec Velocidad correspondiente a la mejor

velocidad vertical de ascenso WCL km/h Velocidad media del viento a la altura del eje del motor x m Distancia a favor del flujo de la tobera de salida δamb — Relación entre la presión estática absoluta del aire ambiente a la altura del avión y la presión atmosférica ISA al nivel medio del mar (es decir, 101,325 kPa) θt2 — Relación entre la temperatura estática absoluta del aire a la altura del avión y la temperatura absoluta del aire al nivel del mar en condiciones ISA (es decir, 288,15º K) µ — Parámetro relacionado con la potencia del motor o valor medio (véase el Apéndice 1) λ grados Ángulo entre la trayectoria de vuelo en el sentido del vuelo y una línea recta que une el avión con el micrófono en el momento de emisión del sonido σ — Relación de densidad del aire atmosférico en altitud con respecto a la densidad al nivel del mar en condiciones ISA

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos (viii) de homologación acústica de las aeronaves

Sufijos vuelo Sufijo relacionado con las condiciones de vuelo máx Valor máximo ref Sufijo relacionado con las condiciones de referencia estática Sufijo relacionado con las condiciones estáticas ensayo Sufijo relacionado con las condiciones de ensayo DOP Sufijo relacionado con el efecto Doppler

Abreviaturas BPR Relación de dilución CAS Velocidad calibrada ESDU Engineering Sciences Data Unit FAA Administración Federal de Aviación (Estados Unidos de América) FAR Reglamento Federal de Aviación (Estados Unidos de América) IAS Velocidad indicada ICCAIA Consejo Coordinador Internacional de

Asociaciones de Industrias Aeroespaciales

ICD Dispositivo de control de la entrada de aire INS Sistema de navegación inercial IRIG-B Inter-range Instrumentation Group of the Range

Commanders Council ISA Atmósfera tipo internacional MIC Modulación por impulsos codificados MSL Nivel medio del mar NAC Modificación no acústica NPD Ruido-potencia-distancia OAT Temperatura exterior del aire RH Humedad relativa SAE AIR Society of Automotive Engineers — Aerospace Information Report SAE ARP Society of Automotive Engineers — Aerospace Recommended Practice SEL Nivel de exposición al ruido SFE Equivalencias de ensayos estáticos a ensayos en vuelo SLR Reflex monoobjetivo TAS Velocidad verdadera TCS Pantalla de control de turbulencia VTOL Despegue y aterrizaje verticales WGAR Revisión aprobada por el Grupo de trabajo

Nota.— En este documento, el uso de log denota logaritmo de base 10.

1-1

Capítulo 1

GENERALIDADES

1.1 OBJETO 1.1.1 El objeto de este manual es fomentar la aplicación uniforme de los procedimientos técnicos del Anexo 16 —Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves, y proporcionar orientación para que las autoridades de homologación puedan aplicar los mismos criterios, con igual rigurosidad, al aceptar y aprobar las solicitudes de permiso para emplear procedimientos equivalentes. 1.1.2 Se hallarán en el manual indicaciones destinadas a facilitar la aplicación más extensa de los procedimientos equivalentes que se han aceptado como medios técnicos para demostrar el cumplimiento de las condiciones previstas en el Anexo 16, Volumen I, para la homologación acústica. Esos procedimientos equivalentes se citan en el Anexo 16, Volumen I, pero no se tratan tan detalladamente como en los Apéndices del Anexo 16, Volumen I (los cuales describen los métodos de evaluación del ruido que sirven para demostrar el cumplimiento de lo previsto en los capítulos pertinentes). 1.1.3 Deben utilizarse los procedimientos del Anexo 16, Volumen I, a menos que las autoridades de homologación hayan aprobado un procedimiento equivalente. Los procedi-mientos equivalentes no se limitan a los descritos en el presente manual, ya que éste se ampliará a medida que se elaboren nuevos procedimientos. 1.1.4 Para los efectos del presente manual, un procedi-miento equivalente es un procedimiento de ensayo o de análisis que, si bien puede ser diferente de los especificados en el Anexo16, Volumen I, a juicio técnico de las autoridades de homologación produce efectivamente los mismos niveles de ruido que el procedimiento especificado. 1.1.5 Las referencias al Anexo 16, Volumen I corres-ponden a la Enmienda 7 del mismo.

1.2 ESTRUCTURA GENERAL Hay dos grandes categorías de procedimientos equiva-lentes: 1) los de aplicación general y 2) los que se aplican a determinados tipos de aeronaves. Así pues, algunas

equivalencias en cuanto al equipo de medición pueden aplicarse a todos los tipos de aeronaves, mientras que ciertos procedimientos de ensayo quizás sean aplicables exclusiva-mente a los aviones de reacción, pero no a los de turbohélice. En consecuencia, el presente manual está estructurado para proporcionar información sobre los procedimientos equiva-lentes aplicables a los diferentes tipos de aeronaves previstos en el Anexo 16, Volumen I, es decir, a los aviones de reacción, a los propulsados por hélice, pesados o ligeros, y a los helicópteros. Los procedimientos equivalentes aplicables a cada uno de esos tipos de aeronaves se describen en capítulos aparte. Cada capítulo trata esencialmente de las equivalencias en cuanto a los ensayos en vuelo, de los métodos de análisis y de las equivalencias relacionadas con los procedimientos de evaluación.

1.3 INCORPORACIÓN DE PROCEDIMIENTOS EQUIVALENTES EN EL PLAN DE

DEMOSTRACIÓN DE CUMPLIMIENTO DE LAS NORMAS ACÚSTICAS

1.3.1 Antes de hacer una demostración para la homolo-gación acústica de una aeronave, el solicitante tiene que someter normalmente a las autoridades de homologación un plan para demostrar que se cumplen las normas respecto al ruido. En ese plan, el solicitante expone el método mediante el cual se propone demostrar que se cumplen los requisitos del Anexo 16, Volumen I. Corresponde a las autoridades de homologación aprobar el plan, así como también la utilización de los procedimientos equivalentes que se sugieran. Los proce-dimientos expuestos en el presente manual se agrupan según aplicaciones concretas. La determinación de la equivalencia de todo procedimiento o grupo de procedimientos se funda en la consideración de todos los hechos pertinentes relacionados con la solicitud de homologación. 1.3.2 La autorización para utilizar procedimientos equivalentes puede solicitarse por diversas razones, tales como para: a) poder utilizar los datos de ensayos de homologación

obtenidos previamente para el mismo tipo de avión;

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos 1-2 de homologación acústica de las aeronaves

b) permitir y fomentar una demostración más confiable de diferencias leves en cuanto a nivel de ruido entre las versiones derivadas de determinado tipo de avión; y

c) reducir los gastos de demostración del cumplimiento de

las condiciones previstas en el Anexo 16, Volumen I, limitando al mínimo la duración de los ensayos en vuelo, el tiempo de ocupación de las pistas, y los gastos de equipo y personal.

1.3.3 Los elementos que figuran en el presente manual tienen que considerarse únicamente como indicaciones de carácter técnico. El hecho de presentar ejemplos de equiva-lencias ya aprobadas no significa que esas equivalencias sean las únicas aceptables, y la forma en que se han presentado no implica limitación alguna en cuanto a su aplicación ni la obligación de utilizarlas en el futuro.

1.4 CAMBIOS DE LOS NIVELES DE HOMOLOGACIÓN ACÚSTICA

DE LAS VERSIONES DERIVADAS 1.4.1 Muchos de los procedimientos equivalentes descritos en el presente manual se aplican a las versiones derivadas. El procedimiento empleado facilita la información necesaria para poder determinar el nivel de ruido de la versión derivada a partir de niveles de ruido de la aeronave de “referencia” (es decir, la aeronave más apropiada respecto a la cual se midieron los niveles de ruido al hacer un vuelo de demostración conforme a lo previsto en el Anexo 16, Volumen I). 1.4.2 Las diferencias físicas entre la aeronave de refe-rencia y la versión derivada pueden revestir numerosas formas: más masa de despegue, más empuje, otros tipos de motores, hélices o rotores, etc. Algunos de esos cambios alteran la distancia entre la aeronave y los puntos de referencia para la homologación acústica, mientras que otros modifican las características de la fuente de ruido. Los procedimientos utilizados para determinar los niveles de ruido de las versiones derivadas dependerán de las modificaciones de que haya sido objeto la aeronave considerada. No obstante, cuando varias versiones derivadas hayan sufrido modificaciones análogas, p. ej., instalación de motores construidos por otros fabricantes, los procedimientos utilizados para obtener los niveles de ruido de cada una de las aeronaves derivadas deberían ser aplicados de idéntico modo. 1.4.3 Los cambios del diseño del modelo de aeronaves y motores y de la performance de células y motores pueden dar como resultado cambios muy pequeños en los niveles de homologación acústica de las aeronaves, los cuales no son

significativos desde el punto de vista acústico. A estos cambios se los llama modificaciones no acústicas (NAC). Para los fines de este manual, las NAC, que no resultan en la modificación de los niveles de homologación acústica de una aeronave, se definen como: a) cambios en los niveles de homologación acústica de un

avión aprobados por la autoridad de homologación que no exceden de 0,1 dB en cualquier punto de medición del ruido y de los cuales el solicitante no hace el seguimiento;

b) cambios acumulativos en los niveles de homologación

acústica de un avión aprobados por la autoridad de homologación cuya suma es mayor que 0,1 dB, pero que no excede de 0,3 dB en cualquier punto de medición del ruido y para los cuales el solicitante tiene un procedimiento aprobado de seguimiento; y

c) cambios en los niveles de homologación acústica de un

helicóptero aprobados por la autoridad de homologa-ción que no exceden de 0,3 dB en ninguno de los niveles de homologación acústica.

1.4.4 Con respecto al procedimiento de seguimiento mencionado en 1.4.3 b), la aprobación para la homologación acústica ha sido otorgada de acuerdo con los siguientes criterios: a) el solicitante de la homologación es propietario de la

base de datos de homologación acústica y de los procesos de seguimiento respecto a cada modelo de aeronave o motor;

b) cuando se excede el cambio acumulativo de 0,3 dB

en el nivel de homologación acústica de un avión, es necesario el cumplimiento de los requisitos del Anexo 16, Volumen I. Los niveles de homologación acústica de las aeronaves pueden no estar basados en la suma de los incrementos de NAC;

c) las disminuciones en el nivel de ruido deben incluirse

en los procesos de seguimiento, a menos que el cambio de diseño de tipo se aplique a todas las aeronaves que ya están en servicio y se incluya en las aeronaves nuevas que se fabriquen;

d) los cambios de diseño de aeronaves o motores que den

como resultado aumentos del nivel de ruido deben incluirse en el proceso de seguimiento, independien-temente de la amplitud del reacondicionamiento de las aeronaves en servicio;

e) el seguimiento de un modelo de aeronave o motor debe

incluir, además de los cambios de diseño de motor, la célula y los cambios de performance;

Capítulo 1. Generalidades 1-3

f) los incrementos de ruido observados deben determi-narse de acuerdo con la condición más sensible al ruido y aplicarse a todas las configuraciones del modelo de aeronave o motor;

g) el seguimiento debe revisarse para justificar un incre-

mento observado en el cambio de diseño que ya no es aplicable;

h) los cambios deben observarse hasta dos decimales

(p. ej., 0,01 dB). Las cifras redondeadas no deben tenerse en cuenta cuando se considera una NAC (p. ej., 0,29 dB = NAC; 0,30 dB = NAC; 0,31 dB = cambio acústico);

i) el solicitante debe mantener la documentación oficial

de todas las NAC aprobadas en el marco de un proceso de seguimiento para un modelo de aeronave o motor. La lista de seguimiento se reproducirá en cada legajo de homologación acústica; y

j) debido a las fechas de aplicación de los capítulos del

Anexo 16, Volumen I, relativos a helicópteros y aviones ligeros propulsados por hélice, algunas aeronaves no necesitan niveles de ruido homologados. Sin embargo, pueden aplicarse a estas aeronaves algunas modifi-caciones que podrían repercutir en las características acústicas. En este caso, la aplicación del criterio de cambio no acústico se tratará con un procedimiento aprobado por la autoridad de homologación.

1.4.5 La aprobación de la homologación acústica de helicópteros modificados debería otorgarse de acuerdo con los siguientes criterios: a) la aprobación de una NAC para una versión derivada se

otorgará únicamente si los niveles de ruido homolo-gados fueron adquiridos ensayando el diseño del helicóptero de “referencia”;

b) los niveles de ruido para un helicóptero designado como un diseño de NAC no pueden emplearse como “referencia” para ningún cambio de diseño ulterior; y

c) para los cambios que exceden de 0,3 dB, el cumpli-

miento de los requisitos del Anexo 16, Volumen I, puede alcanzarse mediante ensayo o, con sujeción a la aprobación de la autoridad de homologación, por medios analíticos. Si se emplean medios analíticos, los niveles de homologación acústica no pueden usarse como la “referencia” para ningún cambio de diseño ulterior.

En la Figura 1-1 se presenta un diagrama que ilustra los criterios para considerar los helicópteros modificados.

1.5 REHOMOLOGACIÓN 1.5.1 La rehomologación se define como la “homolo-gación de una aeronave con o sin revisión de sus niveles de homologación en cuanto al ruido, respecto a una norma distinta de aquella con la que fue originalmente homologada”. 1.5.2 En el caso de una aeronave que se rehomologa para pasar de las normas del Anexo 16, Volumen I, Capítulos 3 ó 5 a aquellos del Capítulo 4, el otorgamiento de la rehomo-logación debería estar fundado en que la prueba empleada para determinar el cumplimiento es tan satisfactoria como la prueba relacionada con un nuevo tipo de diseño. La fecha empleada por una autoridad de homologación para determinar la base de la rehomologación debería ser la fecha de aceptación de la primera solicitud de rehomologación. 1.5.3 La base sobre la que debería evaluarse la prueba relacionada con las solicitudes de rehomologación (descritas en 1.5.2) se presenta en el Apéndice 8 de este manual.


Helicóptero original de “referencia”(determinado mediante ensayo)

Nuevos niveles válidos comohelicóptero original de “referencia”

para los próximos derivados

¿Se predice un cambio de nivel de ruido> 0,3 dB para algún nivel de homologación

acústica del original?

Nuevos nivelesde ruido homologados

Nuevos nivelesde ruido homologados

Modificaciónno acústica

Nueva homologación acústica

Demostrar mediante análisis * Demostrar mediante ensayo

Los mismos nivelesde ruido homologados

Opción delsolicitante

Sí

No

* Con sujeción a la aprobación de la autoridad de homologación

Figura 1-1. Criterios de “modificación no acústica” para helicópteros

2-1

Capítulo 2

PROCEDIMIENTOS EQUIVALENTES APLICABLES A LOS AVIONES DE REACCIÓN SUBSÓNICOS

El objeto de un ensayo de demostración para la homo-logación acústica es adquirir datos a fin de llegar a una defini-ción precisa y fiable de las características acústicas del avión, en las condiciones de referencia [véase Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves, 2.6 (para aviones del Capítulo 2), 3.6 (para aviones del Capítulo 3) y 4.5 (para aviones del Capítulo 4)]. Además, en el Anexo 16 se presenta una serie de condiciones de ensayo y procedimientos para ajustar los datos medidos a las condi-ciones de referencia.

2.1 PROCEDIMIENTOS DE ENSAYO EN VUELO

Los métodos que siguen se han empleado para proporcionar resultados equivalentes a los procedimientos descritos en los Capítulos 2 y 3 del Anexo 16, Volumen I, para aviones de reacción. Se considera que estos métodos también propor-cionan resultados equivalentes a los procedimientos definidos para los aviones del Capítulo 4.

2.1.1 Procedimientos de interceptación de la trayectoria de vuelo

2.1.1.1 En vez de los perfiles completos de despegue y aterrizaje descritos en el Apéndice 1, 9.2 y 9.3, o en el Apéndice 2, 9.2, del Anexo 16, Volumen I, en ocasiones se han utilizado procedimientos de interceptación de la trayec-toria de vuelo para satisfacer los requisitos de demostración relativos a la homologación acústica. Éstos se han empleado igualmente en el marco de los procedimientos generalizados de ensayo en vuelo que se describen en 2.1.2 de este manual. Con los procedimientos de interceptación de la trayectoria no es necesario ejecutar despegues ni aterrizajes (lo cual representa ventajas económicas y operacionales importantes, cuando la masa bruta es elevada) y la duración de los ensayos se reduce considerablemente. La selección del lugar presenta menos dificultades y la probabilidad de que haya condiciones meteorológicas estables en el transcurso de los ensayos es más

alta por ser éstos de corta duración. El desgaste de los aviones y el consumo de combustible se reducen y se consiguen datos más coherentes y más precisos sobre el ruido. 2.1.1.2 La Figura 2-1 a) ilustra un perfil típico de des-pegue. El avión estabilizado inicialmente en vuelo horizontal en el punto A, prosigue el vuelo hasta alcanzar el punto B, donde se aplica la potencia para despegar y se inicia un ascenso en régimen estabilizado. El régimen estabilizado de ascenso se consigue al alcanzar el punto C, donde el avión intercepta la trayectoria de despegue de referencia. A partir de ese punto, prosigue hasta el fin de la trayectoria de des-pegue para la homologación acústica. El punto D es el punto teórico de encabritamiento utilizado para determinar la trayectoria de referencia. Si se reduce el empuje (potencia), esta reducción tiene lugar en el punto E, y el punto F constituye el fin de la trayectoria de despegue para la homologación acústica. La distancia TN es la distancia en la cual se mide y sincroniza la posición del avión con la medición del ruido efectuada en el punto K. 2.1.1.3 En cuanto a la aproximación, el avión sigue generalmente la trayectoria prevista, manteniendo una configuración y potencia constantes, hasta que dejan de influir en el nivel de ruido con una tolerancia de 10 dB del nivel máximo de ruido percibido corregido por tono (PNLTM). El avión luego da motor en vez de continuar el aterrizaje [véase la Figura 2-1 b)]. 2.1.1.4 Para elaborar los datos de ruido-potencia-distancia (NPD) en el caso de la aproximación (véase 2.1.2.1), las limitaciones de velocidad y ángulo de aproximación que impone el Anexo16, Volumen I, en 2.6.2, 3.6.3, 3.7.5, 4.5 y 4.6 no pueden satisfacerse en las gamas de empuje típicas necesarias. Para la aproximación, la velocidad debería mantenerse a VREF + 19 km/h (VREF + 10 kt) con un margen de ±9 km/h o ±5 kt, manteniendo la altura de sobrevuelo por encima del micrófono a 400 ft ±100 ft. Dentro de esas limitaciones, el ángulo de aproximación con el empuje de ensayo debería ser el que resulte de las condiciones de ensayo de la aeronave (o sea, su masa, configuración, velocidad y empuje).


2-1a Interceptación de la trayectoria de despegue

2-1b Interrupción de la aproximación

PNLT 10 dB

C

C

Tiempo

KT N

A BTrayectoria deinterceptación

Despegue normal

D

EInterceptación antesdel primer punto

de 10 dBde atenuación

Potencia máxima

Potencia reducida F1

F

PNLT 10 dB

Tiempo

Interrupción más allá del últimopunto de 10 dB de atenuación

120 m

Punto de medición del ruido

Trayectoria deaproximación estabilizada

Aproximación interrumpidaPunto de toma decontacto nominal

Figura 2-1. Procedimientos de interceptación de la trayectoria

Capítulo 2. Procedimientos equivalentes aplicables a los aviones de reacción subsónicos 2-3

2.1.1.5 Los perfiles de vuelo deberían ajustarse a las condiciones exigidas en el Anexo 16 para los ensayos en una distancia que corresponda por lo menos a niveles de ruido que se ha atenuado y son 10 dB inferiores respecto al PNLTM obtenido en los puntos de medición al hacer la demostración.

2.1.2 Procedimientos generalizados de ensayo en vuelo

Los procedimientos equivalentes de ensayo en vuelo que se exponen a continuación se han utilizado para demostrar el cumplimiento de las normas de homologación acústica. 2.1.2.1 Cálculo de los datos de ruido-potencia-distancia (NPD) 2.1.2.1.1 En lo concerniente a una gama de empujes (potencias) que abarcan desde el máximo de despegue hasta el reducido, el avión vuela pasando micrófonos situados en puntos laterales y por debajo de la trayectoria de vuelo, de conformidad con los procedimientos de despegue defi-nidos en 3.6.2 y 4.5 del Anexo 16, Volumen I, o bien, más típicamente, los procedimientos de interceptación de la trayectoria descritos en 2.1.1 de este manual. Se esta- blecen condiciones de ensayo óptimas para cada medición de ruido. Estas condiciones de ensayo óptimas definen el procedimiento de vuelo, la configuración aerodinámica que ha de seleccionarse, el peso del avión, la potencia, la velo-cidad aerodinámica y, en el punto de aproximación más cercano al lugar de la medición, la altura. Respecto a la elección de velocidades aerodinámicas óptimas y a la varia-ción de los pesos de ensayo, las combinaciones posibles de estos elementos de ensayo pueden afectar al ángulo de ataque o a la altitud del avión y, por lo tanto, la generación de ruido o la geometría de propagación. El ángulo de ataque del avión seguirá siendo aproximadamente constante para todos los pesos de ensayo si los ensayos se realizan a la velocidad aerodinámica de referencia para el despegue apropiada para cada peso. (Por ejemplo, si la velocidad aerodinámica de referencia para el despegue apropiada para el avión es V2+15 kt, establézcase la velocidad aerodinámica prevista para cada peso de ensayo a V2+15 kt; la magnitud de la velocidad real variará en consecuencia para cada peso de ensayo, pero el ángulo de ataque del avión para el ensayo permanecerá aproximadamente constante.) De otro modo, para muchos aviones la altitud permanece aproxima-damente constante para todos los pesos de ensayo, si todos los ensayos se realizan a la magnitud de la velocidad aerodinámica de referencia para el despegue correspondiente al peso máximo de despegue. (Por ejemplo, si la velocidad

aerodinámica de referencia para el despegue aproximada para el avión es V2+15 kt, establézcase la velocidad aero-dinámica prevista para cada peso de ensayo a la magnitud de V2+15 kt que corresponde al peso máximo de despegue; la magnitud de la velocidad aerodinámica permanece constante para cada peso de ensayo y la altitud del avión permanece aproximadamente constante.) El examen de estas sensibilidades posibles del avión puede imponer la elección de velocidades aerodinámicas previstas y pesos de ensayo en el plan de ensayos a fin de limitar los cambios excesivos en el ángulo de ataque o en la altitud del avión que podrían cambiar considerablemente los datos de medición del ruido. En la ejecución de cada condición, el piloto debería establecer el reglaje del avión en las condiciones apropiadas a fin de pasar por el lugar de medición del ruido dentro del marco de la altura óptima, manteniendo al mismo tiempo la potencia y la velocidad aerodinámica óptimas, dentro de las tolerancias convenidas, durante todo el período de 10 dB de atenuación. 2.1.2.1.2 Se hacen suficientes mediciones del ruido para poder determinar las curvas de ruido-potencia a una distancia determinada de los micrófonos laterales y los sobrevolados. Estas curvas se extienden mediante cálculo o mediante datos de ensayo en vuelo complementarios para abarcar una variedad de distancias, constituir una base de datos de ruido generalizados para la homologación acústica del avión de referencia y de las versiones derivadas del mismo tipo; con frecuencia esos conjuntos de curvas se denominan diagramas de ruido-potencia-distancia (NPD) (véase la Figura 2-2). Si en una parte de las curvas para el diagrama NPD los criterios para calcular el nivel efectivo de ruido percibido (EPNL) expuestos en 9.1.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, exigen que se emplee el procedimiento integrado, este procedimiento se empleará para todo el diagrama NPD. Los intervalos de confianza del 90% de las líneas medias se calculan mediante datos (véase 2.2 del Apéndice 1 de este manual). Nota.— Estas mismas técnicas pueden emplearse para elaborar diagramas NPD apropiados para obtener por derivación niveles de ruido para la aproximación sobre-volando un micrófono situado por debajo de la trayectoria de vuelo respecto a una gama de potencias de aproximación, empleando la velocidad y la configuración del avión previstas en 3.6.3 y 4.5 del Anexo 16, Volumen I, o de un modo más típico, los procedimientos de ensayo en vuelo descritos en 2.1.1 de este manual. 2.1.2.1.3 Los datos de ensayo en vuelo disponibles que pueden utilizarse para hacer los ajustes de los datos (p. ej., velocidad y altitud), deben tenerse en cuenta en la planifi-cación de los ensayos, dado que su disponibilidad puede limitar la medida en que una versión derivada puede homologarse sin tener que hacer nuevos ensayos en vuelo,


especialmente cuando los efectos de la velocidad aerodinámica en el nivel de ruido en la fuente llegue a ser importante. Los efectos del lugar de ensayo a gran altitud sobre los niveles de ruido en la fuente también deberían tenerse en cuenta en la planificación de los ensayos. Los lugares de ensayo a gran altitud han sido aprobados para las condiciones especificadas en el Apéndice 6 de este manual, a condición de que las correcciones del ruido en la fuente de reactores se apliquen a los datos sobre el ruido. El método de corrección descrito en el Apéndice 6 ha sido aprobado para este fin. 2.1.2.1.4 Las mediciones del ruido de sobrevuelo, lateral y de aproximación deberían corregirse a la velocidad de referencia y a las condiciones atmosféricas que abarquen una gama de distancias de conformidad con los procedimientos descritos en el Apéndice 1 (para aviones del Capítulo 2) o el Apéndice 2 (para aviones del Capítulo 3 y del Capítulo 4) del Anexo 16, Volumen I. Los diagramas NPD pueden cons-truirse a partir de diagramas ajustados de EPNL, potencia y

distancia. Estos diagramas presentan valores EPNL para una serie de parámetros de distancia y de performance acústica de los motores (véase Anexo 16, Volumen I, Apéndice 2, 9.3.4.1). Los parámetros son generalmente la velocidad corregida del rotor a baja presión N1//θt2 o el empuje neto corregido FN/δamb (véase la Figura 2-2) siendo: N1 la velocidad verdadera del rotor a baja presión; θt2 la relación entre la temperatura estática absoluta del

aire a la altura del avión y la temperatura absoluta del aire de la atmósfera tipo internacional (ISA) al nivel medio del mar (es decir, 288,15 K);

FN el empuje neto verdadero de cada motor; y δamb la relación entre la presión estática absoluta del aire

ambiente a la altura del avión y la presión atmosférica ISA al nivel medio del mar (es decir, 101,325 kPa).

Distanciamínima (m)

EPNL a unavelocidad dada

Parámetrode performance/ruidode los motores

Figura 2-2. Diagrama de ruido-potencia-distancia (NPD) para aviones con turborreactores o turbofán


2.1.2.1.5 Los datos generalizados NPD pueden utilizarse para homologar el avión sometido a ensayos en vuelo y las versiones derivadas de dicho tipo de avión. En cuanto a las versiones derivadas, esos datos pueden utilizarse juntamente con procedimientos de análisis, con ensayos estáticos del motor y de la barquilla o con un número limitado de nuevos ensayos en vuelo para demostrar el cumplimiento. 2.1.2.2 Procedimientos de ensayo en vuelo para determinar los cambios de los niveles de ruido homologados Los cambios de los niveles de ruido, obtenidos mediante comparaciones de los datos de ensayos en vuelo de diferentes configuraciones de un mismo tipo de avión, se han utilizado para establecer los niveles de homologación acústica de nuevas versiones derivadas, tomando como base los niveles de ruido del avión de referencia. Estos cambios de nivel de ruido se han sumado o sustraído de los niveles de ruido obtenidos en vuelos realizados con el avión de referencia. Los intervalos de confianza de los nuevos datos se han combinado estadísticamente con los datos de refe-rencia para establecer los intervalos de confianza globales (véase el Apéndice 1 de este manual).

2.1.3 Determinación de los niveles de homologación acústica en puntos laterales

2.1.3.1 Otros procedimientos, recurriendo al empleo de dos micrófonos situados simétricamente a ambos lados de la derrota de despegue de referencia, han demostrado ser rápidos y económicos, y permiten evitar muchas de las dificultades que presenta la utilización del método clásico con diferentes combinaciones de micrófonos. Estos proce-dimientos consisten en hacer volar el avión de ensayo a la potencia máxima de despegue, a una o varias alturas especi-ficadas por encima de una derrota perpendicular a la línea que une los dos micrófonos y a distancia igual de éstos. Sin embargo, cuando se utilice este procedimiento, deberían emplearse datos comparables de ambos micrófonos laterales para cada vuelo de control a fin de determinar el ruido lateral; los casos en que sólo se disponga de datos proce-dentes de un solo micrófono para un vuelo determinado deberían omitirse en la determinación. Los párrafos que siguen describen los procedimientos para determinar los niveles de ruido lateral de aviones subsónicos con turboreactores o turbofán. 2.1.3.2 Las mediciones del ruido lateral para una gama de aviones de configuración convencional, con motores montados debajo del ala o en la parte trasera del fuselaje, con una relación de dilución superior a 2, indican que a

la potencia máxima el ruido lateral máximo se produce normalmente cuando el avión se halla a unos 300 m (985 ft) o 435 m1 (1 427 ft) de altura durante el despegue. Partiendo de esto, se ha considerado que es aceptable usar el procedi-miento que sigue como equivalente: a) para aviones que haya que homologar de conformidad

con el Anexo 16, Volumen I, Capítulos 2, 3 y 4 se utilizan dos emplazamientos de micrófonos dispuestos simétricamente a uno y otro lado de la derrota de referencia, a 450 m o 650 m1 de ésta;

b) para aviones con motores de una relación de dilución

superior a 2, la altura a la que pasa el avión sobre los micrófonos deberían ser de 300 m (985 ft) o 435 m1 (1 427 ft) y no ser superior a +100 m, 50 m (+328 ft, –164 ft) con respecto a esta altura óptima. Para los aviones con una relación de dilución igual o inferior a 2, es nece-sario determinar el ruido lateral máximo realizando varios vuelos a varias alturas para definir el ruido (EPNL) teniendo en cuenta las características de altura. La gama típica de altura abarcaría de 60 m (200 ft) a 600 m (2 000 ft) por encima de una derrota perpendicular a la línea que une los dos micrófonos y esta línea;

c) en el transcurso de la demostración en vuelo, la

potencia, la configuración y la velocidad aerodinámica deberían ser constantes según lo descrito en 2.6.1.2 y 2.6.1.3 del Capítulo 2, 3.6.2.1 a) y d) del Capítulo 3 y 4.5 del Capítulo 4 del Anexo 16, Volumen I;

d) los niveles de ruido medidos deberían ajustarse para

que correspondan a las condiciones acústicas del día de referencia y a las condiciones de utilización del avión de referencia, como se indica en los Apéndices 1 y 2, Sección 9 del Anexo 16, Volumen I; y

e) a fin de tener en cuenta los efectos de asimetría en los

niveles de ruido medidos, los valores notificados del nivel efectivo de ruido lateral percibido ajustado a las condiciones de referencia (EPNLr), necesarios para demostrar la observancia de los límites de ruido previstos en los Capítulos 3 y 4 o en el Capítulo 2 del Anexo 16, Volumen I, según corresponda, deberían ser iguales a la media aritmética de los valores EPNLr de cada uno de los puntos de medición lateral. El cumplimiento debería determinarse con un intervalo de confianza del 90% de ±1,5 dB, como está previsto en el Anexo 16 (véase Sección 2 del Apéndice 1 de este manual).

1. Valores aplicables a los procedimientos del Capítulo 2 del Anexo 16,

Volumen I.


2.1.3.3 Los niveles de ruido lateral homologados también se han determinado empleando varios pares de micrófonos laterales en vez de solamente un par de micrófonos situados simétricamente. A fin de definir adecuadamente el EPNLr lateral máximo y proporcionar un intervalo de confianza del 90% aceptable, debe obtenerse un número suficiente de datos aceptables, resultante de un mínimo de seis pasos, de varios pares de micrófonos situados a una distancia suficiente entre sí.

2.1.4 Niveles de ruido de sobrevuelo de despegue con empuje (potencia) reducido

Los niveles de ruido de sobrevuelo con empuje (potencia) reducido también pueden determinarse según lo previsto en 2.2.1 de este manual, sin que sea necesario hacer mediciones durante el despegue con empuje (potencia) máximo seguido de una reducción de empuje (potencia).

2.1.5 Medición en puntos ajenos a los de referencia

2.1.5.1 En algunos casos, los puntos de medición para los ensayos pueden ser distintos de los puntos de medición de referencia previstos en 2.3.1, 3.3.1 y 4.3 de los Capítulos 2, 3 y 4 del Anexo 16, Volumen I. En esas circunstancias, el solicitante puede pedir la aprobación de los datos obtenidos ajustando sus mediciones reales a los puntos y condiciones de referencia para la medición del ruido. 2.1.5.2 Esta solicitud de aprobación de datos ajustados puede hacerse por las razones siguientes: a) para poder escoger un emplazamiento de medición

más próximo a la trayectoria de vuelo del avión, con el fin de obtener datos más precisos gracias a una relación más elevada entre señal y ruido de fondo. El Apéndice 3 de este manual describe un método de corrección de los efectos del ruido de fondo, pero obteniendo los datos más cerca del avión se evitan las interpolaciones y extrapolaciones que requiere este método;

b) para que pueda utilizarse una base de datos de homolo-

gación acústica aprobados para determinado tipo de avión, en la homologación de una versión derivada, en condiciones de referencia que se aparten de las de referencia de la homologación del tipo inicial; y

c) para evitar la presencia de obstáculos en la proximidad

de los puntos de medición, que podrían entorpecer la medición. Cuando se utiliza la técnica de interceptación de la trayectoria, los puntos de medición del ruido de

sobrevuelo de aproximación pueden desplazarse, según sea necesario, para evitar obstáculos indeseables. El emplazamiento de los puntos de medición del ruido lateral puede ser del mismo orden de magnitud que las desviaciones (o desplazamientos) laterales del avión en relación con las trayectorias nominales de vuelo observadas durante los ensayos.

2.1.5.3 Se ha concedido la aprobación a solicitantes que deseaban utilizar datos provenientes de puntos de medición del ruido ajenos a los puntos de referencia, con tal que los datos medidos estuvieran ajustados a las condiciones de referencia, como prevé la Sección 9 del Apéndice 1, ó 2, del Anexo 16, Volumen I, sin que los ajustes excediesen de los límites previstos en 3.7.6 del Capítulo 3, 4.6 del Capítulo 4 y 5.4 del Apéndice 1 del Anexo 16, Volumen I.

2.1.6 Condiciones atmosféricas para el ensayo Algunas autoridades de homologación han encontrado aceptable que se excedan los límites de atenuación del ruido especificados en el Anexo 16, Volumen I, Apéndice 2, 2.2.2 c), cuando: a) el punto de rocío y la temperatura de termómetro de

bulbo seco se han medido con un instrumento de una precisión de ± 0,5ºC y se utilizan para obtener la humedad relativa y cuando se subdivide la atmósfera en capas para calcular las atenuaciones del sonido ponderadas equivalentes en cada banda de un tercio de octava, con subdivisiones que sean suficientes a juicio de las autoridades de homologación; o

b) los valores noy máximos en el momento del nivel de

ruido percibido corregido por tono (PNLT), después de ajustados a las condiciones de referencia, se presentan en frecuencias inferiores o iguales a 400 Hz.

2.2 PROCEDIMIENTOS ANALÍTICOS Los procedimientos equivalentes analíticos se basan en los datos disponibles del ruido y de la performance obtenidos en vuelos de ensayo para el avión tipo. Las relaciones ruido-potencia-distancia generalizadas (para los cálculos de los diagramas NPD, véase 2.1.2.1) y los procedimientos de ajuste de las variaciones de velocidad, según los métodos indicados en el Anexo 16, Volumen I, Apéndices 1 ó 2, se combinan con los datos de performance aerodinámica del avión homologados, para determinar las variaciones de los niveles de ruido atribuibles a las modificaciones realizadas en el diseño de tipo. Estas variaciones se aplican luego a los niveles de ruido iniciales, de conformidad con 2.1.2.2 de este manual.


2.2.1 Niveles de ruido de sobrevuelo con empuje (potencia) reducido

Nota.— La elección de la altitud de un avión dentro de la trayectoria de vuelo de referencia para iniciar la reducción del empuje (potencia) debería tener en cuenta el tiempo de deceleración del motor medio y un retardo de 1 segundo para que la tripulación de vuelo reconozca y responda antes de mover el mando de gases a la posición de empuje (potencia) reducido. 2.2.1.1 Los niveles de ruido de sobrevuelo con empuje (potencia) reducido se pueden determinar extrapolando los resultados de la medición del PNLT en función del tiempo a potencia constante. Como ilustra la Figura 2-3 a), el registro del ruido en función del tiempo en el lugar de sobrevuelo, durante el período de atenuación de 10 dB del PNLT, puede comprender secciones correspondientes al empuje (potencia) máximo o al empuje (potencia) reducido. Si se conocen esas curvas de ruido en función del tiempo, las características medias de empuje (potencia) de los motores en deceleración y la trayectoria del avión en el transcurso de ese período [véase la Figura 2-3 b)], durante la cual pasa del empuje (potencia) máximo al reducido, se podrá calcular el ruido de sobrevuelo. 2.2.1.2 Cuando la parte de la curva de ruido en función del tiempo que corresponde a la potencia máxima no afecta a la curva de atenuación de 10 dB del empuje (potencia) reducido, es posible calcular los niveles de ruido de sobre-vuelo si se conocen las características NPD y el efecto de las características medias de empuje de los motores en deceleración sobre la trayectoria del avión. Nota.— Para asegurarse de que la parte de la curva de ruido en función del tiempo que corresponde al empuje (potencia) máximo no afecta a los niveles de atenuación del ruido de 10 dB,

PNLTM – PNLT > 10,5 dB. después de la

reducción antes de la

reducción

2.2.2 Procedimientos equivalentes basados en métodos analíticos

Se han aprobado solicitudes de homologación acústica basadas en modificaciones del diseño de tipo, que llevan a diferencias previsibles de los niveles de ruido, en los casos siguientes: a) modificaciones de la masa certificada de despegue o

de aterrizaje, que han llevado a cambios de distancia

entre el avión y el micrófono, en el caso del despegue, y modificaciones de la potencia de aproxi-mación. En ese caso se pueden utilizar datos NPD para determinar el nivel de homologación acústica de la versión derivada;

b) cambios en el ruido atribuibles a modificaciones de

la potencia de los motores. No obstante, cuando se hace la extrapolación de los diagramas NPD hay que tener cuidado de que la aportación relativa de las diferentes fuentes de ruido al EPNL quede práctica-mente inmutable y que sea posible hacer una simple extrapolación de las curvas ruido/potencia y ruido/ distancia. Entre los elementos que deben tenerse en cuenta al extender los NPD están:

— el intervalo de confianza del 90% en el empuje

(potencia) extendido; — características y comportamiento de la fuente de

ruido del avión o del motor; — modificaciones al ciclo de los motores; y — calidad de los datos que habrán de extrapolarse; c) modificaciones de la configuración de los motores y de

las barquillas del avión y de su tratamiento acústico, que llevan generalmente a variaciones del EPNLr inferiores a 1 dB. No obstante, hay que cerciorarse de que al hacer modificaciones al avión, a los motores o a las barquillas no se introduzcan nuevas fuentes de ruido. A fin de derivar predicciones de incrementos de ruido puede usarse un modelo acústico analítico validado y aprobado por la autoridad de homologación. El análisis puede consistir en hacer el modelo de cada fuente de ruido de los componentes del avión y proyectar las fuentes a las condiciones en vuelo de modo similar al procedimiento de ensayo en condi-ciones estáticas descrito en 2.3. Mediante un análisis teórico o empírico puede elaborase un modelo de características espectrales y de directividad para cada uno de esos componentes del avión. Cada componente debería estar correlacionado con los parámetros que se relacionan con el comportamiento físico de los mecanismos de origen. Los mecanismos de origen, y ulteriormente los parámetros correlativos, deberían identificarse mediante el uso de otros ensayos comple-mentarios, tales como ensayos del motor o los compo-nentes. Como se describe en 2.3, un valor EPNLr representativo de las condiciones en vuelo debería calcularse ajustando las fuentes de ruido de los componentes del avión para efectos de velocidad de avance y para el número de motores y protegiendo,


2-3a Variaciones del ruido en función del tiempo

PNLT

Punto de reducciónde potencia Evolución del ruido de

sobrevuelo a potenciareducida

10 dB

Sólo B Sólo A

Tiempo

2-3b Trayectoria por encima del punto de medición del ruido de sobrevuelo a potencia reducida

Punto de medición del ruido

Período de deceleraciónde los motores

Trayectoria apotencia reducida

Punto de reducciónde potencia

Trayectoria a lapotencia máximade despegue

P

á

o

mte

inc

a

xima

Deceleración

Figura 2-3. Cálculo del nivel de ruido de despegue reducido tomando como base ensayos realizados a potencia constante


reconstruyendo los espectros acústicos totales, y proyectando los espectros acústicos totales a las condiciones en vuelo teniendo en cuenta los efectos de propagación. El efecto de los cambios en el tratamiento acústico, como el revestimiento de la barquilla, puede trasladarse a un modelo y aplicarse a la fuente de ruido del componente apropiado. El cálculo de los incrementos totales del ruido, la elaboración de una versión NPD modificada y la evaluación de los valores de la versión EPNLr modificada debería hacerse usando los procedimientos descritos en 2.3.4.12 y 2.3.4.13 de este manual. El texto de orientación sobre el cálculo de los intervalos de confianza figura en el Apéndice 1 de este manual; y

d) modificaciones del diseño de la célula (p. ej., cambios

en la longitud del fuselaje, la configuración de los flaps y la instalación de los motores), que podrían tener repercusiones indirectas sobre los niveles de ruido debido a sus efectos sobre la performance del avión (p. ej., aumento de la resistencia al avance). Se han utilizado las modificaciones de las caracte-rísticas de performance de los aviones, derivadas del análisis aerodinámico o de ensayos, para demostrar la forma en que influyen en la trayectoria del avión y, por lo tanto, en los niveles de ruido demostrados.

En tales casos, hay que cerciorarse de que las modificaciones de la célula no introduzcan nuevas fuentes de ruido importantes y de que no modifiquen las características de producción o de radiación de las fuentes existentes. Si esos efectos se produjeran, quizá habría que determinar su amplitud mediante ensayos.

2.3 ENSAYOS ESTÁTICOS Y EXTRAPOLACIÓN A LOS NIVELES DE RUIDO EN VUELO

2.3.1 Generalidades 2.3.1.1 Los datos de los ensayos del ruido de los motores en condiciones estáticas proporcionan información valiosa para calcular los niveles de ruido atribuibles a las modifica-ciones de los motores del avión o a la instalación de motores relativamente similares después de que el avión de referencia haya recibido la homologación acústica. Con este fin, los grupos motores del avión de referencia y de los derivados tendrán que ensayarse al aire libre, lo que permitirá evaluar el efecto de las modificaciones sobre los espectros de ruido. También será posible utilizar los datos de ensayo de los componentes, para demostrar que los niveles de ruido no han variado una vez hechas las modificaciones menores.

2.3.1.2 La aprobación de procedimientos equivalentes, para la utilización de datos de ensayos estáticos, depende esencialmente de la existencia de una base adecuada de datos aprobados (diagrama NPD), adquiridos durante los ensayos en vuelo del avión de referencia. 2.3.1.3 Los ensayos estáticos pueden proporcionar datos suficientes complementarios o de características de las fuentes de ruido para poder predecir el efecto que tendrán las modifi-caciones sobre los niveles de ruido en vuelo. 2.3.1.4 Entre los tipos de ensayos estáticos que se aceptan para la homologación de un proyecto de avión, cabe citar especialmente los ensayos de ruido y los de performance de los motores y sus componentes. Estos ensayos son útiles para evaluar los efectos que las modificaciones mecánicas y termodinámicas de los motores pueden ejercer sobre las diferentes fuentes de ruido. 2.3.1.5 En las secciones que siguen se abordan los ensayos del ruido de los motores en condiciones estáticas. Los criterios de aceptación de los ensayos de los componentes son menos fáciles de definir. Con frecuencia, sobre todo si sólo se prevén ligeras modificaciones del EPNLr, los ensayos de los componentes proporcionan una demos-tración suficiente de los efectos del ruido. Esto ocurre así en los casos siguientes: a) modificaciones de las especificaciones de los revesti-

mientos de aislamiento acústico de la barquilla del motor;

b) modificaciones del diseño mecánico o aerodinámico de

la soplante, del compresor o de la turbina; c) modificaciones del diseño de la cámara de combus-

tión; y d) modificaciones menores del sistema de escape. 2.3.1.6 Las autoridades de homologación deberían consi-derar cada solicitud de utilización de datos de ensayo de los componentes, teniendo debidamente en cuenta la impor-tancia de la aportación de la fuente de ruido pertinente en los valores del EPNLr del avión.

2.3.2 Límites a la extrapolación de los datos

de ensayos estáticos a ensayos en vuelo 2.3.2.1 En los párrafos que siguen se proporcionan detalles de las condiciones en las cuales es posible aceptar, utilizar y aplicar los datos de ensayos estáticos de los motores.


2.3.2.2 La diferencia entre los niveles de ruido medidos de un motor derivado y de un motor de referencia depende de diversos factores, especialmente los siguientes: a) modificaciones del ciclo termodinámico del motor,

comprendido el aumento de empuje; b) modificaciones del diseño de los elementos princi-

pales (p. ej., soplante, compresor, turbina, sistema de escape, etc.); y

c) modificaciones de la barquilla. 2.3.2.3 Las variables de un día a otro y de un lugar de ensayo a otro también pueden influir en los niveles de ruido medidos y, por consiguiente, los procedimientos de ensayo, medición y análisis descritos en este manual se han concebido para tener en cuenta esos efectos. Para que el grado de cambio resultante de factores tales como los de 2.3.2.2 a), b) y c),

cuando se hayan extrapolado a las condiciones de vuelo, no exceda de un valor aceptable más allá del cual sería necesario hacer un nuevo ensayo en vuelo, es menester fijar un límite que puedan aplicar uniformemente las autoridades de homo-logación. 2.3.2.4 Para fijar ese límite, se recomienda aplicar el principio siguiente: la suma, en valor absoluto, de las varia-ciones de los niveles de ruido correspondientes a las tres condiciones de homologación de referencia entre el avión de referencia y la versión derivada, siendo el empuje (potencia) y la distancia iguales, no debe exceder de 5 EPNdB, con un máximo de 3 EPNdB respecto a cualquiera de las condiciones de referencia (véase la Figura 2-4). Cuando las diferencias sean mayores, se recomienda proceder a ensayos en vuelo complementarios, en condiciones en las que se prevean cambios de los niveles de ruido, con el fin de establecer una nueva base de datos NPD en vuelo.

L, T o A

Requisito del avión derivado

µ

(Obtenido, de ser necesario,extrapolando los valores NPDdel vuelo de referencia)

Parámetro de performance/ruido de los motores µ∼

Obtención delEPNL en vuelo por

extrapolación de losensayos estáticos

L

T

A

= Diferencia entre los EPNL del avión de referencia y del derivado a la potencia especificada para el avión derivado en condiciones de medición lateral.

= Diferencia entre los EPNL del avión de referencia y del derivado a la potencia y altitud especificadas para el avión derivado en condiciones de despegue.

= Diferencia entre los EPNL del avión de referencia y del derivado a la potencia especificada para el avión derivado en condiciones de aproximación.

Definiciones

Limitaciones

(i)

(ii)L T A no debe exceder de 5 EPNdB.

L T A, o considerados individualmente, no deben exceder de ± 3 EPNdB.

+ +

Avión derivado

Avión de referencia

Figura 2-4. Límites de utilización de los ensayos estáticos cuando no haya validación de los datos de ensayos en vuelo


2.3.2.5 Siempre que los procedimientos detallados de extrapolación se hayan verificado mediante ensayos en vuelo respecto a todas las clases de fuentes de ruido (es decir, tonos, la banda amplia de ruidos que no son de motores de reacción y los ruidos de éstos) del avión considerado, y con tal que no haya diferencias importantes en cuanto a los efectos de instalación de los motores entre el avión que haya servido para verificar los métodos de extrapolación y el avión considerado, podrá aplicarse el procedimiento sin las limitaciones descritas en 2.3.2.4. 2.3.2.6 Además de las limitaciones descritas en 2.3.2.4, se necesita una medida de la aceptabilidad de los métodos para las extrapolaciones de ensayos estáticos a ensayos en vuelo a fin de que las autoridades de homologación uniformen su aplicación. Esta medida puede derivarse como las diferencias residuales de NPD entre los datos de los ensayos en vuelo y los datos extrapolados de ensayos estáticos a en vuelo para la versión original del avión. La directriz para una medición de la aceptabilidad es limitar estas diferencias residuales a 3 EPNdB en cualquiera de las condiciones de referencia. 2.3.2.7 Para determinar los niveles de ruido de la versión modificada o derivada, habrá que emplear los procedimientos analíticos ya utilizados para la homologación acústica del tipo de avión original, para pasar de los resultados de ensayos estáticos a en vuelo.

2.3.3 Ensayos estáticos del ruido de los motores

2.3.3.1 Generalidades 2.3.3.1.1 En esta sección se facilitan indicaciones sobre las técnicas de adquisición, análisis y normalización de los datos de ensayos estáticos de los motores. La información obtenida se utiliza teniendo en cuenta ciertas consideraciones de orden técnico y los principios generales concernientes a los lugares de ensayo, los instrumentos de medición y de análisis y los procedimientos de ensayo que figuran en la última versión del documento ARP 1846 de la Society of Automotive Engineers (SAE), titulado Measurement of Noise from Gas Turbine Engines During Static Operation. 2.3.3.1.2 Los datos de los ensayos estáticos de los motores de diseño similar al de los motores sometidos a ensayos en vuelo pueden extrapolarse, de ser el caso, a las condiciones en vuelo. Una vez aprobados, se pueden emplear para completar un diagrama NPD aprobado, a fin de demostrar que se ajustan a lo previsto en el Anexo 16, Volumen I, en lo que respecta a la modificación del diseño de tipo. El tipo de motor y las técnicas de ensayo y análisis que hay que emplear tienen que describirse en el plan de

ensayo y someterse a la aprobación de las autoridades de homologación antes de los ensayos. 2.3.3.1.3 Las restricciones especificadas en el Anexo 16, Volumen I, en cuanto a los ensayos en vuelo, no son necesa-riamente apropiadas a los ensayos estáticos. (El documento ARP 1846 de la SAE facilita orientación en este aspecto.) A título de ejemplo, las distancias de medición de los ensayos estáticos son netamente inferiores a las que se aplican a los ensayos en vuelo, esto permite efectuar ensayos en condi-ciones atmosféricas en las cuales los ensayos en vuelo no se permitirían, según lo previsto en el Anexo 16, Volumen I. Aparte de esto, dado que el ruido de los motores en condiciones estáticas da un nivel uniforme de presión acústica, contrariamente al ruido transitorio de sobrevuelo, las técnicas de medición y de análisis pueden ser algo diferentes de las utilizadas en los ensayos estáticos. 2.3.3.2 Condiciones aplicables a los lugares de ensayo Los lugares de ensayo deben responder por lo menos a los criterios especificados en el documento ARP 1846 de la SAE. Es posible elegir diferentes lugares para efectuar los ensayos de diferentes configuraciones de motores, a condición de que las mediciones acústicas provenientes de esos lugares puedan ajustarse a condiciones de referencia comunes. 2.3.3.3 Abocinamiento de la admisión del motor En los motores de reacción puede instalarse un dispositivo de abocinamiento delante de la admisión durante los ensayos estáticos de ruido. Esa instalación se emplea para proporcionar una condición de vuelo simulada de la entrada de aire en la admisión durante el ensayo estático. También deben estar instalados durante el ensayo de ruido el revestimiento acústico y el carenado de fábrica de la admisión. 2.3.3.4 Dispositivos de control de la entrada de aire (ICD) 2.3.3.4.1 Los datos de ensayos estáticos de ruido de motores para la homologación acústica de una aeronave con un motor que ha sido cambiado por otro de diseño similar deberían obtenerse empleando un dispositivo aprobado de control de la entrada de aire (ICD) para motores de alta relación de dilución (BPR > 2). El ICD debería satisfacer los siguientes requisitos: a) el soporte físico específico del ICD deberá ser sometido

a inspección por las autoridades de homologación, para garantizar que el ICD esté exento de daños y conta-minantes que puedan afectar su rendimiento acústico;


b) el ICD deberá estar acústicamente calibrado mediante un método aprobado (como el expuesto en 2.3.3.4.3) para determinar su efecto sobre la transmisión del sonido en cada banda de un tercio de octava;

c) los datos obtenidos durante el ensayo estático deberán

ajustarse para tener en cuenta los efectos de transmisión del sonido provocados por el ICD. Los ajustes se aplicarán a cada banda de un tercio de octava medida;

d) deberá determinarse la posición del ICD con relación al

borde de la admisión del motor y la calibración debe ser aplicable a esa posición; y

e) no se requiere más de una calibración para un diseño de

soporte físico del ICD, a condición de que no haya variantes con respecto al diseño de cualquier conjunto de soporte físico con número de serie del ICD.

2.3.3.4.2 No es necesario aplicar los ajustes de calibra-ción del ICD si se emplea el mismo soporte físico ICD (idéntico número de serie) utilizado anteriormente en el ensayo estático de ruido de la configuración de vuelo del motor, y los tonos de soplante para ambos motores se mantienen en las mismas bandas de un tercio de octava. 2.3.3.4.3 Calibración del ICD A continuación se indica un método aceptable de calibra-ción del ICD: a) colóquense los preamplificadores sobre un eje simulado

del motor en el plano del borde de la admisión del motor. Instálense los micrófonos de calibración en el cuadrante frontal en azimut a un radio entre 15 y 45 m (50 y 150 ft), que proporciona una buena relación señal-ruido ambiente y en cada ángulo del micrófono se utilizará para analizar los datos estáticos de ruido del motor. Instálese un micrófono de referencia de campo cercano sobre el eje y a menos de 0,6 m (2 ft) del centro acústico de las guías acústicas;

b) actívese el preamplificador con ruido rosa sin instalar

el ICD. Regístrese el ruido durante 60 segundos como mínimo después de la estabilización del sistema. El procedimiento debe llevarse a cabo a una tensión constante de entrada a los preamplificadores acústicos;

c) repítase b) alternativamente con y sin el ICD insta-

lado. Se requieren como mínimo tres ensayos de cada configuración (con y sin ICD instalado). Para ser aceptable, la variación total de la señal OASPL en directo del micrófono de 55° (promediada a una

duración de 1 minuto) para las tres condiciones de ensayo de cada configuración no excederá de 0,5 dB;

Nota.— Puede eliminarse el desplazamiento físico del

ICD para colocarlo y retirarlo alternativamente para esta calibración si se demuestra que la posición del ICD no incide sobre los resultados de la calibración.

d) todos los datos medidos deben ajustarse en función de

las variaciones del nivel de presión acústica, medidas con el micrófono de campo cercano, y de la absorción atmosférica a 25°C y 70% de humedad relativa (RH), utilizando la distancia oblicua entre los micrófonos exteriores y los preamplificadores;

e) la calibración para cada banda de tercio de octava en

cada micrófono es la diferencia entre el promedio de los niveles de presión acústica (SPL) de banda de un tercio de octava ajustados sin el ICD instalado y el promedio de los SPL de banda de un tercio de octava ajustados con el ICD instalado; y

f) los ensayos deben efectuarse en condiciones de viento

y temperatura que excluyan el enmascaramiento acús-tico en los micrófonos exteriores y las variaciones indu-cidas por las condiciones atmosféricas en los niveles de presión acústica medidos. (Véanse la Figura 2-5 y 2.3.3.7.)

En algunos casos, pueden producirse grandes fluctuaciones en el valor de las calibraciones en las bandas de un tercio de octava adyacentes y entre posiciones angulares poco espaciadas de los micrófonos. Estas fluctuaciones pueden estar relacionadas con efectos de reflexión provocados por el procedimiento de calibración y deben adoptarse precau-ciones para asegurarse de que no se introduzcan ni supriman tonos del motor. Esto puede hacerse comparando los niveles efectivos de ruido percibido calculados con: a) las calibraciones del ICD, tal como se hayan medido; b) el valor medio de las curvas de calibración; y c) los valores de calibración fijados a cero. 2.3.3.5 Sistemas de medición y análisis Los sistemas de medición y análisis utilizados en los ensayos estáticos y el modus operandi del programa de ensayos pueden variar en función de los objetivos previstos, pero de todos modos deben corresponder en general a los descritos en el documento ARP 1846 de la SAE. Los párrafos que siguen subrayan algunos factores importantes.


0 0,05 0,10 0,150

5

10

15kt30

(29)

25

(23)

20

15

10

5

0

Ensayos sin restriccionescuando (TMIC – TCL) < 4°C

Altura de la fuente (eje del motor)Distancia de medición

km/h

Velocidad media del viento

(Límite de las ráfagas)

Definiciones

TCL = Temperatura a la altura del eje del motor

TMIC = Temperatura a la altura del diafragma del micrófono en tierra con una tolerancia de ± 5 mm

Ensayos no autorizados auna velocidad media superior a 12 kt

Si (TMIC-TCL) > 4°C, los ensayosen esta región están supeditadosa la demostración de la ausenciade enmascaramiento debidoa viento que sopla en sentidoopuesto a la propagación del sonido

Figura 2-5. Criterios meteorológicos aplicables a los micrófonos instalados en tierra


2.3.3.6 Emplazamiento de los micrófonos 2.3.3.6.1 Los micrófonos deben colocarse de forma que abarquen un sector angular suficiente para incluir los tiempos de atenuación de 10 dB, después de extrapolar los datos de ruido en condiciones estáticas a las condiciones en vuelo. El documento ARP 1846 de la SAE, que recomienda emplazamientos de los micrófonos, proporciona indicaciones suficientes para definir debidamente las características de la fuente de ruido de los motores. 2.3.3.6.2 La posición de los micrófonos en relación con la superficie de ensayo depende del objetivo y de los métodos empleados para la normalización de los datos. Hasta el presente, la mayoría de los ensayos estáticos de homologación acústica de los motores se han hecho con micrófonos colocados a nivel del suelo o a la altura del eje del reactor. En general, debido a las dificultades inherentes a la obtención de niveles de presión acústica en campo libre que sean convenientes para poder extrapolar los datos a las condiciones en vuelo, se han utilizado micrófonos casi al nivel de tierra o una combinación de micrófonos al nivel de tierra y elevados. Se recomienda que el emplazamiento, la altura, etc., de los micrófonos sean los mismos para la medición del ruido, tanto de la versión ya aprobada como de la versión modificada de un motor o de una barquilla.

2.3.3.7 Apantallamiento acústico 2.3.3.7.1 Cuando se utilicen micrófonos a nivel del suelo, es necesario tomar precauciones particulares para obtener mediciones que sean coherentes y evitar, p. ej., los efectos de “apantallamiento acústico” (refracción). Cuando el viento sopla en dirección opuesta al sentido de propa- gación de las ondas sonoras del motor o cuando los gradientes de temperatura en la zona de ensayo son apreciables, la refracción puede influir más sobre las mediciones si el micrófono está casi al nivel de tierra que si se halla en un punto más elevado. 2.3.3.7.2 Es posible utilizar los resultados anteriores, o los datos de un ensayo complementario, para demostrar que los ensayos realizados en cierto lugar producen mediciones coherentes, sin efecto de apantallamiento. Si se hace un ensayo complementario, habrá que demostrar, por algún método aprobado, que no se ha producido efecto de apantallamiento en relación con las mediciones efectuadas al nivel de tierra. 2.3.3.7.3 Respecto a ciertas geometrías de ensayo, se sugiere utilizar criterios basados en las mediciones de tres parámetros meteorológicos: — velocidad media del viento a la altura del eje del

motor (WCL);

— temperatura del aire a la altura del eje del motor (TCL); y

— temperatura del aire a la altura de los micrófonos

en el plano del terreno (TMIC). Los criterios son: a) los instrumentos utilizados para hacer esas mediciones

se colocan en un mismo lugar próximos a la posición de medición del ruido a 90°, sin obstaculizar la medición acústica;

b) los límites sugeridos se añaden a los límites determi-

nados por otros criterios respecto al viento y la tempe-ratura (p. ej., la velocidad máxima del viento en el emplazamiento del micrófono si no se utilizan pantallas de protección contra el viento); y

c) los criterios respecto al viento y a la temperatura con

los que se ha demostrado obtener mediciones cohe-rentes sin ningún efecto de apantallamiento acústico a nivel del suelo que se definen en la Figura 2-5.

2.3.3.7.4 La Figura 2-5 define el límite entre la ausencia de efecto de apantallamiento y la posible aparición de deficiencias espectrales en frecuencias muy altas. Los ensayos se permiten siempre que las condiciones del día de ensayo sean tales que la velocidad media del viento (calculada generalmente a 30 segundos) a la altura del eje del motor se sitúe por debajo de la línea indicada, y que las ráfagas no excedan de 5,5 km/h (3 kt) del valor indicado por esta línea. Si la velocidad del viento excede de la relación lineal indicada, de 7 a 22 km/h (4 a 12 kt), quizás sea necesario demostrar la ausencia de anomalías espectrales, sea antes de los ensayos, sea en el momento en que se realicen, cuando el viento sople en sentido opuesto a la propagación del sonido. 2.3.3.7.5 Cuando la temperatura a la altura de los micró-fonos instalados en tierra no sea superior a la temperatura a la altura del eje del reactor más 4°K, cabe esperar que los efectos de apantallamiento debidos a los gradientes de tempe-ratura sean despreciables. Nota.— Los análisis teóricos y la expresión de criterios del viento en función de la velocidad absoluta más bien que de la velocidad vectorial hacen pensar que los límites indicados son quizás excesivamente rigurosos en ciertas direcciones. 2.3.3.8 Condiciones de ensayo de la potencia de los motores Hay que seleccionar una serie de condiciones de funciona-miento estático de los motores, correspondiente a los valores máximos previstos de condiciones de funcionamiento en


vuelo, para establecer los parámetros adecuados del reglaje de potencia de los motores. Los ensayos tendrían que abarcar un número suficiente del reglaje de potencia, en régimen estabilizado, dentro de la gama deseada, para poder determinar los intervalos de confianza de 90% del EPNL en vuelo previsto (véase Sección 3 del Apéndice 1 de este manual). 2.3.3.9 Compatibilidad de los sistemas de datos 2.3.3.9.1 Si se utilizan varios sistemas de adquisición y análisis de datos para obtener los datos de ensayo estático, es necesario que la célula y los sistemas del fabricante de motores sean compatibles. La compatibilidad de los sistemas de adquisición de datos puede lograrse mediante la calibra-ción apropiada. La compatibilidad de los sistemas de análisis de datos puede verificarse analizando las mismas muestras de datos en ambos sistemas. Los sistemas son compatibles si las diferencias resultantes no exceden de 0,5 EPNdB. La evaluación debería realizarse en condiciones de vuelo repre-sentativas de las condiciones de homologación. 2.3.3.9.2 Para determinar la compatibilidad de los sistemas de análisis, es posible usar señales de ruidos seudoaliatorias cuya forma espectral y contenido tonal sea representativo de motores turbofán como una alternativa aceptable a las mediciones reales del ruido de los motores. Los sistemas son compatibles si las diferencias entre los sistemas no exceden de 0,5 PNdB para un tiempo de integración de 32 segundos. 2.3.3.10 Adquisición, análisis y normalización de los datos Respecto a cada reglaje de la potencia de los motores previsto en el plan de ensayos, es necesario adquirir y analizar los datos de performance de los motores, los datos meteorológicos y los de niveles de presión acústica utilizando los instrumentos y procedimientos de ensayo descritos en el documento ARP 1846 de la SAE. Las mediciones acústicas deberían normalizarse con relación a condiciones uniformes y abarcar los niveles de presión acústica en 24 bandas de un tercio de octava comprendidos entre las frecuencias de centro de banda de 50 Hz y 10 kHz correspondientes a cada estación de medición (micrófono). Antes de extrapolar los datos de ensayo estático de los motores a las condiciones de vuelo, es preciso proceder a la corrección de los datos de nivel de presión acústica para poder tener debidamente en cuenta lo siguiente: a) las características de respuesta en frecuencia del

sistema de adquisición y análisis de datos; y

b) la contaminación atribuible al ruido de los sistemas eléctricos o al ruido ambiental de fondo. (Véase el Apéndice 3 de este manual.)

2.3.4 Extrapolación de los datos de ensayo estático de los motores

a las condiciones de vuelo del avión 2.3.4.1 Generalidades 2.3.4.1.1 Los niveles de presión acústica de los motores obtenidos con ensayos estáticos desde cada ángulo de medición se tienen que analizar y normalizar para tener en cuenta los efectos indicados en 2.3.3.10. Estos datos se extrapolarán a las condiciones de vuelo del avión que han servido para elaborar el diagrama NPD aprobado. 2.3.4.1.2 Según sea el caso, el procedimiento de extra-polación incluye: a) los efectos de desplazamiento de la fuente, compren-

didos los efectos Doppler; b) el número de motores y los efectos de apantallamiento; c) los efectos de instalación; d) la geometría del vuelo; e) la propagación atmosférica incluyendo la divergencia

de ondas esféricas y la atenuación atmosférica; y f) los efectos de propagación en vuelo, incluyendo la

reflexión del suelo y la atenuación lateral. (Véase 2.3.4.11.)

2.3.4.1.3 Para tener en cuenta esos efectos, hay que analizar el conjunto de datos de ruido medidos al hacer los ensayos estáticos, con el fin de determinar la aportación de cada una de las fuentes de ruido. Después de extrapolar los datos espectrales en la banda de un tercio de octava a las condiciones en vuelo, se calculan los EPNL para el diagrama NPD revisado. Esta sección facilita indicaciones sobre los elementos de un procedimiento aceptable de extrapolación. El procedimiento se ilustra en las Figuras 2-6 y 2-7. 2.3.4.1.4 El procedimiento ilustrado en las Figuras 2-6 y 2-7 no es exclusivo. Existen diversas soluciones, según la naturaleza de las fuentes de ruido del grupo motopropulsor y la importancia de cada fuente respecto al EPNL del avión. De todos modos, el método presentado especifica los principales puntos que hay que tener en cuenta al hacer el cálculo.


Combinar para obtener el ruido total y tener en cuentalos efectos de propagación

Calcular el EP LN

Extrapolar a la trayectoria de vuelo del avión

Tener en cuenta el ruido de la célula

Corregir en función de la configuración del avión

Corregir los efectos del desplazamiento de lasfuentes de ruido y de las condiciones

de funcionamiento de los motores en vuelo

Corregir en función de la posiciónde las fuentes de ruido

Separar las distintas fuentes de ruido

Separar los ruidos de banda ancha de los tonos

Ajustar al ambiente de ensayo

Adquisición de los datos de ensayoestáticos del ruido

Banda ancha Tonos

Espectronormalizadoen vuelo

Identificación delas distintas fuentesde ruido estático

Identificación delas distintas fuentesde ruido en vuelo

Espectro estáticonormalizadoen campo libre

2.3.3

2.3.4.2

2.3.4.4

2.3.4.5

2.3.4.6 y 2.3.4.7

2.3.4.8

2.3.4.9

2.3.4.10

2.3.4.11

2.3.4.12

Véase párrafo

Figura 2-6. Método general de extrapolación de los datos de ensayo estático del ruido de los motores a las condiciones de vuelo del avión


2.3.4.1.5 Tampoco es necesario que los cálculos ilus-trados en las Figuras 2-6 y 2-7 se efectúen siempre en el orden indicado. Existen interrelaciones entre las diferentes etapas del procedimiento que dependen de la forma particular adoptada para hacer el cálculo. Por lo tanto la forma más eficaz de estructurar el cálculo no puede determinarse siempre por anticipado. 2.3.4.1.6 Hay varios efectos, atribuibles a la instalación de los motores, que pueden cambiar los niveles de ruido pero que no pueden obtenerse mediante ensayos estáticos. Es posible que en una versión derivada del avión aparezcan otras fuentes de ruido tales como las interacciones reactor/flap o reactor/alas, que no existían en el avión de referencia. Las características de directividad del ruido en campo lejano (formas de campos) se pueden modificar por los efectos de apantallamiento ala/barquilla o reactor/reactor, de dispersión por el plano de cola y el fuselaje o de reflexión de la célula. No obstante, no existen todavía métodos generales de corrección para poder tener en cuenta esos efectos. Es pues importante, antes de aprobar los procedimientos que siguen respecto a las versiones derivadas, tener pruebas de que la geometría del conjunto célula/motores en la proximidad de los motores es prácticamente idéntica a la del avión de referencia, de modo que el ruido emitido prácticamente no resulte afectado. 2.3.4.2 Normalización en relación con las condiciones de referencia 2.3.4.2.1 Una vez analizados, conviene normalizar los datos de los niveles de presión acústica en las bandas de un tercio de octava obtenidos en los ensayos estáticos para convertirlos en condiciones de campo libre en la atmósfera de referencia, que se especifican en el Anexo 16, Volumen I. Este ajuste sólo puede aplicarse si se conoce el espectro total, que es la suma de los espectros de todas las fuentes de ruido, calculado de la manera indicada en 2.3.4.3 a 2.3.4.5.

2.3.4.2.2 Los ajustes necesarios comprenden: a) Absorción atmosférica. Los ajustes para tener en cuenta

la absorción acústica de la atmósfera en las condi-ciones del día de referencia se definen en el documento ARP 866A de la SAE (revisado el 15 de marzo de 1975). Si en ese documento hay diferencias menores entre los valores de absorción dados por las ecuaciones, las tablas y los gráficos, conviene emplear las ecua-ciones. La absorción atmosférica debe calcularse para la distancia real entre el centro efectivo de cada fuente de ruido y cada uno de los micrófonos, como se indica en 2.3.4.5; y

b) Reflexión del suelo. Los documentos AIR 1672B-1983 de la SAE y Engineering Sciences Data Unit (ESDU) Item 80038, Amendment A, proporcionan ejemplos de métodos para calcular los niveles de presión acústica en campo libre. La distribución espacial de las fuentes de ruido no tiene una influencia importante sobre los efectos de la reflexión del suelo y, por lo tanto, puede descartarse. Cabe señalar también que es posible hacer mediciones de los niveles de presión acústica en campo lejano por medio de micrófonos colocados al nivel de tierra, para evitar las importantes irregularidades espectrales debidas a la interferencia en frecuencias inferiores a 1 kHz.

2.3.4.3 Separación de los ruidos de banda ancha y de tonos 2.3.4.3.1 La finalidad de los procedimientos aquí des-critos es determinar todos los tonos importantes del espectro; en primer lugar, para tener la certeza de que los tonos no se incluyan en la estimación ulterior del ruido de banda ancha y, en segundo lugar, para permitir la atribución de los tonos desplazados por el efecto Doppler (en vuelo) a la banda de un tercio de octava correcta, en momentos apropiados durante un sobrevuelo simulado del avión. 2.3.4.3.2 El ruido de banda ancha debería obtenerse extrayendo de los espectros medidos todos los tonos impor-tantes. Con el fin de determinar los tonos discretos se puede utilizar el método propuesto en el Anexo 16, Volumen I, Apéndice 2, para corrección por tono (método que tiene en cuenta las pendientes entre niveles de bandas de un tercio de octava adyacentes). Hay que evitar considerar los tonos como “no sobresalientes” cuando el nivel de presión acústica de banda ancha circundante pueda ser más bajo una vez hecho el ajuste para pasar de las condiciones estáticas a las condi-ciones en vuelo, o cuando se clasifique como ruido de banda ancha un par o una serie de tonos estrechamente agrupados. Para resolver esas dificultades, es posible recurrir al análisis de banda estrecha con una anchura de banda inferior a 50 Hz. 2.3.4.3.3 También es posible recurrir al análisis de banda estrecha para verificar la validez de otros procedimientos de determinación de los tonos al establecer las características espectrales en puntos críticos del campo acústico (p. ej., en torno a la posición máxima del PNLT) o donde se perciben tonos emitidos por los motores de turbina.

2.3.4.4 Distinción entre las diferentes fuentes de ruido 2.3.4.4.1 El número de fuentes de ruido que hay que de-terminar depende, en cierto modo, del motor sometido a ensa-yo y de la naturaleza de los cambios al motor o a la barquilla.


Adquirir el promedio en el tiempo de los datos de ensayos estáticosa la potencia estabilizada en un sector angular que comprenda el

período de atenuación de 10 dB.

Respecto a cada ángulo medido* hacer un análisis de tercio de octava(y posiblemente de banda estrecha) y corregir los datos en relación conlos efectos de propagación estática en las condiciones atmosféricas de

referencia.

Identificar los tonos discretos pertinentes y sustraerlos del espectrode tercio de octava para obtener el espectro de ruido de banda

ancha. Considerar separadamente los tonos y el ruido de bandaancha.

Banda ancha Tonos

Identificar las diversasfuentes empleando las técnicas

de identificación aprobadaspara este fin.

Corregir los efectos de desplazamiento de la fuente, teniendo encuenta la velocidad relativa, el desplazamiento de frecuencia

Doppler, la amplificación por convección, los efectos de directividad,etc., así como las modificaciones termodinámicas del motor.

Hacer las correcciones teniendo en cuenta el número de motores,los efectos de la instalación y las fuentes de interacción con el ruidode la célula; reconstituir los niveles de presión acústica por banda

de un tercio de octava.

Extrapolar a la altura de la aeronave (distancia oblicua) y tener en cuentala reflexión del suelo, la propagación lateral y otros efectos pertinentes

para obtener los valores de SPL y de PNLT por banda de un terciode octava como si fuera en vuelo.

Integrar respecto al tiempo el PNLT extrapolado correspondiente ala altura, a la trayectoria de vuelo y a la velocidad aerodinámica.

Calcular el EPNL

Identificar el origende los diversos

tonos si corresponde.

PNLT*

Banda estrechaSPLSPL1/3 de octava

Frecuencia Frecuencia

Reactor OtrosSoplante

Avión

(Tonos desoplante)

Célula

PNLT10 dB

Tiempo

Repetir respecto a otrossectores angulares

EPNL

Figura 2-7. Ejemplo de método de extrapolación de los datos de ensayo estático

del ruido de los motores a las condiciones de vuelos del avión


El requisito mínimo, y a veces suficiente, es distinguir en el ruido de banda ancha los ruidos generados por la combinación del ruido exterior producido por el reactor y el que proviene de fuentes de ruido internas. Según la importancia de la aportación de otras fuentes, será necesario hacer un análisis más a fondo para poder determinar, p. ej., el ruido de banda ancha proveniente de la soplante, del compresor, de la cámara de combustión y de la turbina. En cuanto al ruido de la soplante y del compresor, una mejora complementaria podría consistir en distinguir, tanto en el caso del ruido de banda ancha como en el de tonos, el ruido procedente de la tobera de entrada del motor y el proveniente de la tobera de escape. 2.3.4.4.2 Para satisfacer el requisito mínimo, la distin-ción entre los ruidos de banda ancha, los que provienen del reactor al exterior y los que se originan internamente, puede hacerse: a) evaluando el ruido del reactor por uno o varios de los

métodos que se indican en 2.3.4.4.3; y b) ajustando luego el nivel del espectro previsto en cada

ángulo, de modo que corresponda a las mediciones de la parte de baja frecuencia del espectro de banda ancha, donde cabe esperar que domine el ruido producido por el reactor.

2.3.4.4.3 Para obtener las formas del espectro de ruido previsto del reactor se han utilizado tres métodos: a) para motores de flujo simple con toberas circulares, se

puede seguir el procedimiento detallado en el documento ARP 876C-1985 de la SAE. Sin embargo, es posible que las características geométricas del motor impidan aplicar este método. En el documento AIR 1905-1985 de la SAE se facilitan ejemplos de proce-dimientos para motores de flujo coaxial;

b) es posible utilizar procedimientos de análisis basados

en la correlación de datos de motores de tamaño natural con las características de modelos de toberas. Los datos obtenidos con la ayuda de modelos se han utilizado para completar los datos obtenidos con motores de tamaño natural, sobre todo cuando se trata de reglajes de baja potencia, debido a la incertidumbre de definir el nivel de ruido del reactor a frecuencias elevadas, caso en que el ruido proveniente de otras fuentes del motor puede contribuir en forma considerable al ruido de banda ancha; y

c) existen técnicas especiales para localizar las fuentes

de ruido que permiten, al hacer ensayos con motores de tamaño natural, determinar la posición y los niveles de las diversas fuentes de ruido de los motores.

2.3.4.5 Efectos de la posición de las fuentes de ruido 2.3.4.5.1 Con frecuencia, la medición estática del ruido de los motores se hace a distancias respecto a las cuales no se puede realmente considerar que las fuentes de ruido procedan de un único centro acústico. Esto no crea necesa-riamente dificultades al hacer la extrapolación de los datos de ensayo estático a las condiciones de vuelo para determinar los incrementos del EPNL, ya que éstos apenas dependen de la hipótesis formulada respecto a la distribución espacial de las fuentes de ruido. 2.3.4.5.2 No obstante, en algunos casos (por ejemplo, cuando se han hecho modificaciones en la tobera de escape y cuando las fuentes del ruido exterior combinado del reactor son predominantes) quizás sea apropiado determinar con más precisión las posiciones de las fuentes de ruido. Es posible considerar que la fuente de ruido de los reactores se distribuye a lo largo del plano de escape del motor. El ruido interno de banda ancha del motor radía de la tobera de admisión y de la de escape del motor. 2.3.4.5.3 Es necesario tener en cuenta tres efectos princi-pales, como consecuencia de que la posición de la fuente de ruido difiera de la posición “nominal” que se ha supuesto ser la “fuente” de ruido del motor: a) Divergencia esférica. La distancia de la fuente al

micrófono difiere de la distancia nominal; es necesario hacer un ajuste según la ley de la inversa de los cuadrados;

b) Directividad. El ángulo subtendido por la línea que une

la fuente con el micrófono y la que une la fuente con el eje del motor difiere del ángulo nominal; debe hacerse una interpolación lineal para obtener los datos corres-pondientes al ángulo apropiado; y

c) Atenuación atmosférica. La diferencia entre la distancia

real y la nominal de la fuente al micrófono altera los márgenes establecidos en 2.3.4.2 para la atenuación atmosférica.

2.3.4.5.4 Es posible determinar la posición de la fuente, ya sea mediante la medición directa de su emplazamiento (en tamaño natural o en modelo reducido) o a partir de una base de datos generalizada. Nota.— No se ha publicado norma alguna de distribución de las fuentes de ruido de reactores coaxiales. Es posible conseguir una distribución aproximada para un reactor simple por medio de la ecuación siguiente (véase la Sección Referencias, 1 y 2, de este manual):


x/D = (0,057S + 0,021S 2) –1/2

donde: S es el número de Strouhal fD/Vj; x es la distancia flujo abajo desde la salida de la tobera; D es el diámetro de la tobera basado en la superficie total

de abertura de la salida de la tobera; Vj es la velocidad media del reactor para la expansión

isentrópica completa desde la presión y temperatura medias a la salida de la tobera hasta la presión ambiental; y

f es la frecuencia central de la banda de un tercio de

octava.

2.3.4.6 Condiciones de funcionamiento de los motores en vuelo 2.3.4.6.1 En un motor sometido a ensayos estáticos, ciertas condiciones termodinámicas difieren de las condi-ciones en vuelo y esto debe tenerse en cuenta. Las intensi-dades de las fuentes de ruido pueden variar en consecuencia. Por lo tanto, es preciso que los valores de los parámetros principales de correlación, que sirven para calcular los componentes de las fuentes de ruido, se basen en las condi-ciones en vuelo y que los datos de los ensayos estáticos se introduzcan según los valores apropiados de los parámetros de correlación. Los niveles de ruido de los motores turbo tienen que basarse en las velocidades en vuelo corregidas del rotor N1//θt2 y los niveles de ruido de los reactores en las velocidades relativas de los reactores en vuelo. 2.3.4.6.2 La variación de los niveles de ruido en la fuente en función de los parámetros principales de correlación se pueden determinar a partir de la base de datos estáticos, que abarcan diferentes condiciones termodinámicas de funciona-miento.

2.3.4.7 Efectos del desplazamiento de la fuente de ruido La influencia del movimiento en el ruido de los reactores difiere de la influencia de la velocidad en otras fuentes de ruido, y por eso se consideran separadamente al extrapolar los datos de ensayo estático a las condiciones en vuelo.

2.3.4.7.1 Ruido externo de los reactores Hay que tener en cuenta los efectos de la velocidad relativa de los reactores, que dependen de la frecuencia y de los efectos de ampliación por convección. En sentido lato, se

pueden utilizar dos fuentes de información para elaborar un método aprobado que permita definir el efecto del vuelo sobre el ruido externo de los reactores: a) para los motores de flujo simple y geometría de escape

circular, conviene consultar el documento ARP 876C-1985 de la SAE. No obstante, en algunos casos quizá sea necesario disponer de elementos complementarios para demostrar que el ruido de los reactores es el principal elemento constitutivo del ruido de los motores cuyas toberas son de diseño más complejo; y

b) los datos reales en vuelo obtenidos con reactores de

geometría análoga pueden constituir una fuente de información complementaria. En general, dado que es difícil definir los efectos de las altas frecuencias en presencia de ruidos internos del motor, quizás sea necesario presentar otros datos para determinar las variaciones del EPNL en función de los cambios del espectro de ruido de los reactores a altas frecuencias.

2.3.4.7.2 Fuentes de ruido ajenas al ruido de los reactores El ruido observado en tierra de un avión que sobrevuele la zona, engendrado por los elementos internos de los motores y por la célula, puede estar afectado no solamente por el efecto Doppler, sino también por variaciones de amplitud en la fuente y cambios de directividad. a) Efecto Doppler. El desplazamiento de frecuencias

debido a movimientos de la fuente (avión) con relación a un micrófono está representado por la ecuación siguiente:

festático

fvuelo = (1 – Mcos λ)

en la cual: fvuelo = frecuencia, en vuelo; festático = frecuencia, estático; M = número de Mach del avión; y λ = ángulo formado por la trayectoria de vuelo, en el

sentido del vuelo, y la recta que une el avión con el micrófono en el momento de emisión del sonido.

Conviene observar que cuando los niveles de presión

acústica en una banda de un tercio de octava están dominados por un tono turbomecánico, el efecto Doppler puede desplazar el tono (y sus armónicos) hacia una banda adyacente.


b) Modificación de la amplitud en la fuente y cambios de directividad. Los ajustes del nivel de presión acústica en una banda de un tercio de octava del ruido engendrado por la célula, para tener debidamente en cuenta las diferencias de velocidad entre el avión de referencia y la versión derivada, se indican en 2.3.4.9.

En cuanto al ruido engendrado en el interior del motor

(p. ej., el ruido de la soplante), no hay aún consenso en cuanto a los mecanismos que intervienen, ni respecto a un método único de ajuste que tenga en cuenta todos los efectos de las modificaciones en la fuente y de la propagación del sonido.

Si se hacen ajustes, para poder determinar los cambios

del ruido hay que aplicar la misma técnica a la configuración del avión de referencia en vuelo y a la versión derivada. En este caso, el ajuste de los cambios de nivel de presión acústica en una banda de un tercio de octava, debidos al movimiento de la fuente (avión) con relación al micrófono, puede representarse por la ecuación siguiente:

SPLvuelo = SPLestático – K log (1 – Mcos λ)

en la cual: SPLvuelo = nivel de presión acústica en vuelo; SPLestático = nivel de presión acústica, estático; y M y λ se definieron antes y K es una constante. Teóricamente, K es igual a 40 para una fuente puntual

de ruido, pero es posible obtener un valor más apropiado comparando los datos de ensayo estático y los datos en vuelo correspondientes al avión de referencia.

2.3.4.8 Efectos de la configuración del avión 2.3.4.8.1 Normalmente, el hecho de que varios motores contribuyan al ruido de un avión se tiene en cuenta agregando 10 log N, siendo N el número de motores, a cada componente de la fuente de ruido. No obstante, en los grandes aviones quizás sea necesario calcular el ruido procedente de motores muy espaciados, en particular cuando se trata de la aproxi-mación, si esos aviones tienen a la vez motores montados bajo las alas y en el fuselaje. Es sabido que se produce un efecto de apantallamiento del ruido de las tomas de aire de los motores instalados encima del fuselaje. 2.3.4.8.2 Si se han hecho cambios en la instalación de los motores entre el avión de referencia y la versión derivada, es necesario tener en cuenta el efecto de esos cambios sobre los

niveles de presión acústica en una banda de un tercio de octava, que deberían calcularse basándose en los mejores datos disponibles.

2.3.4.9 Ruido de la célula 2.3.4.9.1 Para tener en cuenta el efecto producido por el ruido de la célula, es posible utilizar mediciones del ruido de la célula del avión de referencia, solas o combinadas con un modelo analítico aprobado correspondiente a ese tipo de ruido, para elaborar una base de datos. El ruido engendrado por la célula, que puede considerarse como una fuente puntual a los efectos del ajuste, se normaliza en las mismas condiciones que los ruidos procedentes de otras fuentes (motores), teniendo en cuenta los efectos de la divergencia esférica, la absorción atmosférica y la velocidad aerodinámica, como se indica en las Secciones 8 y 9 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. 2.3.4.9.2 El ruido de la célula, en lo concerniente a una configuración dada, varía con la velocidad aerodinámica (véase la Sección Referencias, 3 de este manual) tal cual sigue:

∆SPLcélula = 50 log (VREF/VENSAYO) donde: VREF es la velocidad aerodinámica de referencia aprobada

para el avión de referencia; y VENSAYO es la velocidad aerodinámica del modelo o la

velocidad medida. 2.3.4.9.3 Esta ecuación es igualmente válida para los ajustes que hay que hacer al EPNL cuando el coeficiente 50 se remplaza por un coeficiente calculado empíricamente, ya que su valor puede depender, hasta cierto punto, de la configuración. Sin embargo, para valores distintos de 50, es necesario contar con la aprobación de las autoridades de homologación.

2.3.4.10 Consideraciones sobre la trayectoria de vuelo del avión Cuando se calculan los niveles de ruido en una banda de un tercio de octava correspondientes a la distancia oblicua entre el avión en vuelo y el punto de medición del ruido, los efectos principales son la divergencia esférica (ajustes según la ley de la inversa de los cuadrados respecto a la distancia nominal en condiciones estáticas) y la atenuación atmosférica, (tal cual se describe en las Secciones 8 y 9 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I). Aparte de esto, es necesario tener en cuenta la diferencia entre los ensayos estáticos y los ensayos en vuelo por lo que respecta a la posición del eje del motor con relación a los puntos de


medición del ruido de referencia. Los ajustes deben aplicarse a todos los niveles de los componentes de las fuentes de ruido que se hayan identificado por separado. 2.3.4.11 Espectro total de ruido 2.3.4.11.1 Para construir el espectro total de niveles de ruido del avión hay que sumar todos los componentes de las fuentes de ruido del motor en vuelo, tonos y ruido de banda ancha, así como también el ruido de la célula y los posibles efectos de instalación, tomando como base la media cuadrática de las presiones. 2.3.4.11.2 Cuando se combinen los componentes, ruido de banda ancha y tonos, debe considerarse cuidadosamente la distribución de los tonos de frecuencias discretas en las bandas apropiadas. 2.3.4.11.3 Cuando se calculen los niveles de presión acústica en campo libre, hay que incluir los efectos de refle-xiones del suelo para simular los niveles de presión acústica que mediría un micrófono colocado a una altura de 1,2 m por encima del terreno natural. Es posible basarse en las indicaciones que proporciona el documento AIR 1672B-1983 de la SAE o en los datos de Engineering Science Data Unit item 80038, Amendment A, para determinar los ajustes que hay que hacer al espectro en campo libre cuando la medición del ruido en vuelo se hace a 1,2 m (4 ft). Otra posibilidad consiste en calcular el ajuste por reflexiones del suelo partiendo de otros modelos aprobados, obtenidos por medios analíticos o empíricos. Conviene observar que el ajuste del efecto Doppler para una fuente estática en la frecuencia festático se aplica a una fuente móvil (avión) a la frecuencia fvuelo mediante la fórmula fvuelo = festático /(1– Mcos λ), empleando la terminología de 2.3.4.7.2 a). Este proceso se repite para cada ángulo de medición y para cada reglaje de potencia del motor. 2.3.4.11.4 Por lo que respecta a la atenuación lateral, para hacer el cálculo del ruido lateral es posible basarse en las indicaciones facilitadas en el documento AIR 1751-1981 de la SAE.

2.3.4.12 Cálculos del EPNL En cuanto a los cálculos del EPNL, hay un tiempo asociado a cada espectro extrapolado a lo largo de la trayectoria de vuelo. (Cabe señalar que el tiempo está asociado a cada emplazamiento de medición respecto al punto de referencia del motor/avión y a la velocidad verdadera del avión a lo largo de la trayectoria de vuelo de referencia, en la hipótesis de viento nulo.) Respecto a cada uno de los reglajes de potencia del motor y a la distancia mínima, el EPNL se calcula por extrapolación de datos de ruido en función del tiempo usando los métodos del Anexo 16, Volumen I, Apéndices 1 y 2.

2.3.4.13 Cambios de los niveles de ruido 2.3.4.13.1 Puede construirse un diagrama NPD a partir de los datos estáticos extrapolados, tanto respecto a la versión original (de referencia) como a las versiones modificadas del motor o de la barquilla sometidas a ensayo. La comparación de las relaciones entre el ruido y la potencia del motor respecto a las dos configuraciones, a una misma distancia mínima apropiada, indicará si el cambio de configuración ocasiona cambios de nivel del ruido procedente del motor. Si se producen cambios en el nivel de ruido en la fuente, es posible hacer un nuevo diagrama NPD del avión en vuelo aplicando al diagrama medido de la versión original un ajuste corres-pondiente a la diferencia entre los diagramas NPD deducidos de los ensayos estáticos con la versión original y la modi-ficada, teniendo en cuenta las limitaciones prescritas en 2.3.2 respecto al EPNL. 2.3.4.13.2 Los niveles de ruido para la homologación de la versión derivada de un avión pueden obtenerse a partir de los diagramas NPD de los valores pertinentes de potencia del motor y de distancia en las condiciones de referencia, con un ajuste adicional de [10 log Vnom/Vr] a la velocidad del avión en las condiciones de referencia para la homologación con relación a la velocidad nominal (Vnom) empleada al elaborar los diagramas NPD.

3-1

Capítulo 3

PROCEDIMIENTOS EQUIVALENTES APLICABLES A LOS AVIONES DE MÁS DE 8 618 KG

PROPULSADOS POR HÉLICE Los procedimientos que siguen se han usado como proce-dimientos de rigurosidad equivalente a los previstos en los Capítulos 3 y 5 del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves, para los aviones propulsados por hélice cuya masa máxima certificada de despegue excede de 8 618 kg.


3.1.1 Procedimientos de interceptación

de la trayectoria de vuelo Los procedimientos de interceptación de la trayectoria de vuelo, tales como los descritos en 2.1.1 de este manual, han sido usados en lugar de despegues y aterrizajes completos para demostrar que se satisfacen los requisitos de homologación acústica.

3.1.2 Procedimientos generalizados de ensayo en vuelo

Se han utilizado procedimientos generalizados de ensayo en vuelo, distintos de los despegues y aproximaciones normales de demostración del ruido, para conseguir dos objetivos de equivalencia. a) Adquirir datos de ruido respecto a una amplia gama de

reglajes de potencia del motor, a una o más alturas. Esta información permite elaborar características generales de ruido, necesarias para la homologación acústica de una “familia” de aviones similares. Los procedimientos utilizados son similares a los descritos en 2.1.2.1, salvo que en los diagramas de ruido-potencia-distancia (NPD) se incorporan parámetros de performance/ruido de los motores (µ), el número de Mach en el extremo de las palas de la hélice (MH) y la potencia en el árbol (SHP/δamb) (véase la Figura 3-1)

con la definición de δamb, que figura en 2.1.2.1.4. Para garantizar que los ángulos de entrada de las hélices sean semejantes durante toda la elaboración de los datos sobre sensibilidad al ruido a medida que cambia la masa de la aeronave, la velocidad aerodinámica del avión utilizado en los ensayos en vuelo para obte-ner los datos de ruido lateral y de sobrevuelo será de V2 + 19 km/h (V2 + 10 kt) con márgenes de ±6 km/h o ±3 kt, apropiados a la masa del avión durante el ensayo. Para elaborar los datos NPD en el caso de la aproximación, las limitaciones de velocidad y ángulo de aproximación que se imponen en 3.6.3, 3.7.5, 4.5, 4.6, 5.6.3 b) y 5.7.5 de los Capítulos 3, 4 y 5 respectivamente, del Anexo 16, Volumen I, no pueden satisfacerse en las gamas de potencia típica necesarias. Para la aproximación, se mantendrá una velocidad de VREF + 19 km/h (VREF + 10 kt) con un margen de ±6 km/h o ±3 kt, y la altura de sobrevuelo por encima del micrófono debería ser de 122 m ± 30 m (400 ft ± 100 ft). Dentro de estas limitaciones, el ángulo de aproximación con la potencia de ensayo será el que resulte de las condiciones del avión, o sea, masa, configuración, velocidad y potencia.

b) Determinar los cambios de los niveles de ruido compa-

rando los datos de ensayos del ruido de sobrevuelo obtenidos con diferentes versiones de un mismo tipo de avión (p. ej., habiendo cambiado el tipo de hélice). Esos cambios se usan para establecer los niveles de homologación acústica de nuevas versiones deri-vadas, como se indica en 2.1.2.2.

3.1.3 Determinación del nivel de homologación del ruido lateral

3.1.3.1 Para los aviones propulsados por hélice, la Enmienda 5 del Anexo 16, Volumen I, introdujo en el Capítulo 3 un punto de medición del ruido lateral a plena potencia bajo la trayectoria de vuelo como remplazo para el punto de medición del ruido lateral. Sin embargo, para


aquellos aviones a los cuales era aplicable el método de medición de dos micrófonos laterales, en esta sección se describen los procedimientos equivalentes apropiados. 3.1.3.2 Para determinar el nivel de homologación del ruido lateral, se ha aprobado un procedimiento de alternativa similar al que se describe en 2.1.3 de este manual, utilizando dos estaciones de micrófonos emplazadas simétricamente a ambos lados de la trayectoria de despegue. No obstante, cuando se emplee este procedimiento, para determinar el ruido lateral deberán utilizarse datos equiparados de ambos micrófonos laterales para cada vuelo; deben omitirse de la determinación los casos en que sólo se cuente con datos de un solo micrófono para determinado vuelo. Los párrafos que siguen describen los procedimientos aplicables a los aviones pesados propulsados por hélice. a) Las curvas que representan el nivel efectivo de ruido

percibido (EPNL) lateral de los aviones propulsados por hélice, en función de la altura del avión en

emplazamientos opuestos de medición, pueden presentar una clara asimetría. Con frecuencia, la altura a la cual se mide el EPNL máximo no es la misma a uno y otro lado del avión y el nivel de ruido medido es asimismo distinto.

b) Para determinar el promedio del EPNL lateral máximo,

es decir, el nivel de homologación del ruido lateral, hay que hacer diversos vuelos a diferentes alturas con el fin de definir las características ruido/altura de cada lado del avión. Normalmente, esos vuelos se hacen a alturas comprendidas entre 30 m (100 ft) y 550 m (1 800 ft), siguiendo una derrota equidistante de las dos estaciones de micrófonos y perpendicular a la línea que las une. La intersección de la derrota con esta línea se define como punto de referencia.

c) Como la experiencia ha demostrado que el nivel

máximo de ruido lateral suele registrarse cerca del extremo inferior de esta escala, para una gama de alturas del avión lo más bajas posible debería obtenerse

EPNL a unaaltura dada

Parámetro ( )de performance/ruidode los motores

µ

Número de Machen los extremos

de las palasde la hélice

MH

Figura 3-1. Diagrama de ruido-potencia-distancia (NPD) para aviones pesados propulsados por hélice

Capítulo 3. Procedimientos equivalentes aplicables a los aviones de más de 8 618 kg propulsados por hélice 3-3

un mínimo de seis conjuntos válidos de datos, medidos simultáneamente desde ambos lados de la derrota de vuelo. En este caso, puede ser necesario efectuar despegues, pero deberían adoptarse precauciones para asegurarse de que la velocidad aerodinámica esté estabilizada a V2 + 19 km/h (V2 + 10 kt), como mínimo, durante el lapso de atenuación de 10 dB.

d) El avión asciende para pasar sobre el punto de refe-

rencia a la potencia, velocidades y configuración de despegue previstas en 3.6.2.1 c) y d) del Capítulo 3 ó 5.6.2.1 c) y d) del Capítulo 5 del Anexo 16, Volumen I.

e) El nivel de homologación del ruido lateral se encuentra

en el punto máximo de la curva del nivel de ruido

(EPNL) corregido a los valores de la absorción atmos-férica del día de referencia, en función de la altura del avión por encima del punto de referencia (véase la Figura 3-2). Esta curva se describe como una curva de mínimos cuadrados determinada por los puntos de datos definidos por los valores medios de cada par de datos equiparados de las mediciones hechas a ambos lados de la derrota (es decir, el promedio de las mediciones de los dos micrófonos para una altura dada del avión).

f) Para asegurarse de que se respetan las condiciones

previstas en 5.5.2 del Apéndice 1 ó 5.4.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, deben deter-minarse los límites de confianza del 90% según las indicaciones de 2.2 del Apéndice 1 de este manual.

xx x

x

xx x

x

xx

xx

x

x

xx

x

xx

x

xx

x

x

x

x

xx

x

x

EPNL

Niveles de ruido a laderecha de la derrota

Niveles de ruido a laizquierda de la derrota

Nivel de homologación acústica

Altura del avión

Curva media

Figura 3-2. Diagrama típico del ruido lateral de un avión pesado propulsado por hélice


3.1.4 Medición en puntos ajenos a los de referencia

3.1.4.1 En algunos casos, las mediciones se pueden hacer en puntos distintos de los de referencia previstos en los Capítulos 3 y 5 del Anexo 16, Volumen I. En esas circunstancias, y por las razones expuestas en 2.1.5.2 a), b) y c) de este manual, el solicitante puede pedir la aprobación de los datos obtenidos ajustando los resultados de las medi-ciones a las condiciones de referencia. 3.1.4.2 Las mediciones obtenidas en puntos más cercanos al avión de ensayo que los puntos de referencia para la homologación son especialmente útiles para corregir los datos del ruido de la hélice, ya que en tales mediciones predominan los ruidos de baja frecuencia. La fidelidad del registro disminuye rápidamente en las altas frecuencias que, a menudo, se pierden en el ruido de fondo por encima de 5 000 Hz. En el Apéndice 3 de este manual se describe otro procedimiento. 3.1.4.3 Los puntos de medición ajenos a los de referencia se pueden utilizar con tal que los datos medidos se ajusten a las condiciones de referencia, como se indica en la Sección 9 de los Apéndices 1 y 2 del Anexo 16, Volumen I, y de que la amplitud de los ajustes no exceda de los límites fijados en 3.7.6 del Capítulo 3 y 5.7.6 del Capítulo 5 del Anexo 16, Volumen I.

3.2 PROCEDIMIENTOS ANALÍTICOS 3.2.1 Los procedimientos analíticos equivalentes se basan en la disponibilidad de datos de ruido y de performance respecto al tipo de avión considerado. Las relaciones generalizadas entre niveles de ruido, número de Mach en el extremo de las palas de la hélice y la potencia en el árbol, así como los procedimientos de corrección para los cambios de velocidad y altura, de conformidad con los métodos previstos en el Apéndice 2 del Anexo16, Volumen I, se combinan con los datos de certificación de la performance del avión para poder determinar las variaciones de nivel de ruido resultantes de las modificaciones del diseño de tipo. Posteriormente, las variaciones de niveles de ruido se suman, o sustraen, de los niveles de homologación acústica demostrados en los ensayos en vuelo para el avión de referencia. 3.2.2 Se han aprobado procedimientos analíticos de homologación para modificaciones del diseño de tipo que supongan diferencias previsibles de niveles de ruido. Las modificaciones del diseño de tipo incluyen: a) un aumento o disminución de la masa máxima de

despegue o de aterrizaje respecto a la masa original-mente certificada;

b) un aumento o disminución de la potencia de motores similares desde el punto de vista acústico y dotados de hélices del mismo tipo;

c) las modificaciones, generalmente de menor impor-

tancia, a la configuración del avión, los motores y las barquillas, incluyendo modelos de versiones derivadas de aviones con modificaciones de la longitud del fuse-laje y de la configuración de los flaps. No obstante, hay que tener cuidado de que las fuentes de ruido existentes no cambien debido a esas modificaciones (p. ej., el cambio del flujo de aire hacia las hélices); y

d) modificaciones de menor importancia del diseño de

la célula, que podrían afectar indirectamente a los niveles de ruido por su incidencia en la performance del avión (p. ej., aumento de resistencia al avance). Se han utilizado modificaciones de las características de performance del avión, puestas en evidencia por análisis aerodinámicos o por ensayos, para demostrar la influencia que esos cambios pueden tener en la trayectoria del avión y, por consiguiente, en los niveles de ruido demostrados.

3.3 PROCEDIMIENTOS PARA ENSAYOS ESTÁTICOS EN TIERRA

3.3.1 Generalidades

Contrariamente a lo que sucede cuando se trata de aviones con turborreactores o turbofán, no es posible utilizar ensayos estáticos que supongan la modificación de la hélice para determinar el efecto de tal modificación sobre el nivel de ruido, cuando se elabora una familia de aviones o de motores de hélice. En realidad, las condiciones de funcionamiento aeroacústicas de la hélice no son las mismas cuando se hacen ensayos estáticos y durante el vuelo. Ciertos componentes del nivel de ruido de la hélice, que son importantes en condiciones estáticas, pueden perder mucha de su importancia en vuelo. De todos modos, se pueden hacer ensayos estáticos limitados con motores provistos de una hélice destinada a absorber la potencia, para determinar variaciones ligeras del ruido, de la forma que se indica a continuación.

3.3.2 Texto de orientación sobre las características del lugar de ensayo

La orientación sobre las características del lugar de ensayo, los sistemas de adquisición y análisis de datos, el emplaza-miento de los micrófonos, la calibración acústica y los procedimientos de medición para hacer los ensayos estáticos,

Capítulo 3. Procedimientos equivalentes aplicables a los aviones de más de 8 618 kg propulsados por hélice 3-5

figura en el documento ARP 1846 de la SAE, esos textos son igualmente válidos para los grupos motopropulsores con hélice.

3.3.3 Ensayos estáticos del generador de gas 3.3.3.1 Los ensayos estáticos del generador de gas pueden poner en evidencia las variaciones del ruido resultantes de la modificación del diseño de los generadores de gas o de la estructura interna del motor en las gamas de frecuencias: a) cuando esos factores contribuyen al EPNL del avión; o b) cuando esa parte del espectro está realmente dominada

por el generador de gas; o

c) del equipo auxiliar, cuando la hélice y su compor-tamiento aerodinámico se mantienen invariables.

3.3.3.2 Las circunstancias en que la hélice y su compor-tamiento aerodinámico se mantienen invariables incluyen, p. ej., modificaciones hechas al compresor, a la turbina o a la cámara de combustión. Para evaluar el efecto de esos cambios en los turborreactores y en los turbofán, se deben aplican procedimientos de ensayo, de medición, de reducción y de extrapolación de los datos idénticos a los expuestos en 2.3. El ruido proveniente de toda hélice o dispositivo para absorber la potencia del motor utilizado en los ensayos estáticos debe eliminarse por método analítico. Para calcular el EPNL del avión, en el proceso de cálculo hay que tener en cuenta la influencia de las hélices, tal como se ha medido en el avión de referencia.

4-1

Capítulo 4

PROCEDIMIENTOS EQUIVALENTES APLICABLES A LOS AVIONES DE NO MÁS DE 8 618 KG

PROPULSADOS POR HÉLICE Los procedimientos que siguen se han usado como proce-dimientos de rigurosidad equivalente a los previstos en el Capítulo 6 y Capítulo 10 del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves, para los aviones propulsados por hélice cuya masa máxima certificada de despegue no excede de 8 618 kg.

4.1 CORRECCIONES DEL RUIDO EN LA FUENTE

Es posible obtener los datos necesarios para la corrección del ruido en la fuente de los aviones ligeros propulsados por hélice haciendo ensayos en vuelo a diferentes velocidades de la hélice, en el caso de hélices de paso fijo, y a diferentes valores del par de la hélice o de la presión de admisión (MAP), cuando se trata de hélices de paso variable.

4.1.1 Hélices de paso fijo 4.1.1.1 Para los aviones de hélice de paso fijo, las curvas de ruido máximo en la fuente se elaboran a partir de datos obtenidos midiendo el nivel de ruido del avión volando a 300 m (985 ft) (como se describe en 6.5.2 del Anexo 16, Volumen I) a la velocidad de la hélice correspondiente a la potencia máxima continua (NMCP). Los aviones que demuestran cumplir las normas del Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I, deberían volar de conformidad con 2.3 del Apéndice 6 del Anexo 16, Volumen I. De este modo, las aeronaves sobrevuelan el micrófono a la altura de referencia (HREF) (definida en 10.5.2 del Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I), a la mejor velocidad de ascenso (Vy) y a la velocidad de la hélice (NMÁX) correspondiente a la definida en el párrafo d) de la Segunda fase de 10.5.2 del Anexo 16, Volumen I. Las mediciones del ruido se repiten a dos velocidades inferiores de la hélice, en general 200 rpm y 400 rpm por debajo de NMCP o NMÁX. Con respecto a los aviones del Capítulo 10, deberían volar a una velocidad Vy. El diagrama de nivel máximo de ruido de ponderación A

(LAmáx), en función del número de Mach en los extremos de las palas de la hélice (MH), sirve para obtener la curva para calcular la corrección del ruido en la fuente. 4.1.1.2 Respecto a las hélices de paso fijo, generalmente no es posible separar los dos parámetros importantes de gene-ración del ruido, el número de Mach en los extremos de las palas de la hélice y la potencia absorbida por la hélice, mediante ensayos en vuelo. Por lo tanto, una curva de sensi-bilidad del número de Mach en función del nivel de ruido de una hélice de paso fijo (sobrevuelos horizontales o ascensos a velocidad constante) en ensayos en vuelo incluirá no sólo los efectos del número de Mach sino también la potencia. En estas circunstancias, no es apropiado aplicar una corrección de la potencia por separado.

4.1.2 Hélices de paso variable 4.1.2.1 Para las hélices de paso variable, las curvas de nivel de ruido en la fuente se elaboran a partir de datos obte-nidos con aeronaves que sobrevuelan a distintas velocidades de hélice (generalmente tres) con un par de hélice o MAP fijos de modo similar al descrito en 4.1.1, en que NMCP o NMÁX

sería, en este caso, la velocidad máxima de la hélice corres-pondiente al valor máximo autorizado del par o de la MAP. Esto se repite para dos valores de par o MAP más bajos a fin de establecer un diagrama tridimensional de nivel máximo de ruido de ponderación A en función la velocidad y el par de la hélice, la MAP o la potencia en el árbol (SHP). 4.1.2.2 El diagrama de nivel máximo de ruido de ponde-ración A (LAmáx), en función del número de Mach en los extremos de las palas de la hélice (MH) y del par o de la MAP, sirve para calcular la corrección del ruido en la fuente (LAmáx) que es la diferencia entre las condiciones de referencia y las de ensayo a la potencia utilizada para la homologación acústica. 4.1.2.3 Generalmente, el SHP del motor de ensayo y de referencia puede obtenerse de las curvas de rendimiento elabo-radas por el fabricante del motor. Sin embargo, cuando no se


dispone de esas curvas, debería aplicarse una corrección al SHP publicada por el fabricante [generalmente presentada para una gama de velocidades del motor en condiciones de atmósfera tipo internacional (ISA) y al nivel del mar] a fin de establecer el nivel de potencia del motor en las condiciones de temperatura ambiente y densidad del aire durante el ensayo. La corrección figura seguidamente: Para motores de aspiración normal:

P T P R T R T T ⁄ ( ) 1 2 ⁄ = [(σ – 0,117)/0,883] ;

Para motores con turbocompresores:

P T P R T R TT⁄( ) 1 2 ⁄ = ,

donde: PT y PR son las potencias del motor de ensayo y de

referencia, TT y TR son las temperaturas ambiente de ensayo y de

referencia, y σ es la relación de densidad del aire. Nota.— En este contexto, referencia significa las condi-ciones de referencia para las cuales se conoce la SHP del motor.

4.2 PROCEDIMIENTOS DE ENSAYO Y DE REFERENCIA PARA EL RUIDO

DE DESPEGUE Nota.— Para planificar un programa de ensayo para la homologación acústica con arreglo al Capítulo 10 y al Apéndice 6 del Anexo 16, Volumen I, conviene advertir las diferencias entre los procedimientos de vuelo del día de ensayo y el perfil normalizado de referencia para el ruido de despegue. 4.2.1 El perfil de referencia para el ruido de despegue se utiliza para calcular la altitud y velocidad de la aeronave que pasa sobre el micrófono en un día normal. Los requisitos relativos a este perfil figuran en 10.5.2 del Capítulo 10, del Anexo 16, Volumen I. Allí se exige que se calcule el primer segmento utilizando datos aprobados de aeronavegabilidad,

suponiendo que se use la potencia de despegue desde el momento de soltar los frenos hasta 15 m (50 ft) por encima de la pista. Se supone que el segundo segmento comienza precisamente al final del primero, con el avión en configu-ración de ascenso (tren de aterrizaje replegado y deflexión de flaps) y volando a la velocidad certificada para el régimen óptimo de ascenso (VY). (Véase la Figura 4-1.) 4.2.2 En el Apéndice 5 de este manual se presenta un ejemplo del desarrollo del cálculo de la altura de sobrevuelo de referencia y de las condiciones de referencia para la corrección del ruido en la fuente para los aviones homolo-gados de conformidad con las normas del Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I. 4.2.3 Los requisitos para los procedimientos de ensayo de aviones figuran en dos secciones del Anexo 16, Volumen I: 10.6 del Capítulo 10 y 2.3 del Apéndice 6. Básicamente se refieren sólo a las tolerancias de ensayo y a la aprobación de los planes de ensayo por las autoridades de homologación. 4.2.4 En la Figura 4-1 se ilustra la diferencia entre los procedimientos de ensayo y de referencia. Nótese que no es necesario que la trayectoria de ensayo en vuelo incluya un despegue completo del avión que se encuentra detenido. Se supone, más bien, que se utiliza una técnica de interceptación de la trayectoria de vuelo. Como ocurre con las normas para los turborreactores y los helicópteros, los aviones deberían volar hasta interceptar la segunda fase (segmento) de la trayectoria de ascenso a la velocidad y ángulo de ascenso correctos cuando pasen por encima del micrófono dentro del 20% de la altura de referencia.

4.3 INSTALACIÓN DE SILENCIADORES COMPLEMENTARIOS

4.3.1 La instalación de un silenciador complementario puede ser un método eficaz para reducir los niveles de ruido de un avión propulsado por hélice provisto de un motor alter-nativo. Sin embargo, un silenciador complementario también puede disminuir el rendimiento del avión y, por lo tanto, tener efectos negativos en las características acústicas de la aeronave. 4.3.2 Las características de performance del avión deben ser revaluadas después de la instalación del silenciador complementario. El cambio en el diseño de tipo que representa la instalación del silenciador puede aceptarse como un cambio no acústico (NAC) (véase 1.4.3) con respecto al cumplimiento de los capítulos 6 y 10 del Anexo 16, Volumen I, si se cumplen a satisfacción de la autoridad de homologación las condiciones siguientes:

Capítulo 4. Procedimientos equivalentes aplicables a los aviones de no más de 8 618 kg propulsados por hélice 4-3

a) para las aeronaves homologadas de conformidad con el Capítulo 6 del Anexo 16, Volumen I, la performance de despegue y ascenso del avión, determinada por la corrección de la performance definida en 4.2.3 del Apéndice 3 del Anexo 16, Volumen I, no resulta perjudicada; o

b) para las aeronaves homologadas de conformidad con el

Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I, la performance de despegue y ascenso del avión, determinada por la altura de referencia calculada de conformidad con 10.5 del Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I, no resulta perjudicada.

En ambos casos, el silenciador complementario no tiene un efecto importante en la performance del motor (potencia y velocidad rotacional).

4.4 ORIENTACIÓN SOBRE EL USO DE PANTALLAS DE PROTECCIÓN

CONTRA EL VIENTO 4.4.1 Para los ensayos de homologación acústica reali-zados de conformidad con el Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I, el micrófono estará instalado de conformidad con 4.4.1 del Apéndice 6, en el que se indica que el micrófono estará en posición invertida de forma que el diafragma esté a 7 mm por encima y paralelo a una placa de metal circular. Con esta configuración, muchas autoridades de homologación han aprobado el empleo de pantallas de protección contra el viento a fin de reducir al mínimo niveles de seudoruido inducidos por el viento y la turbulencia y para proteger el micrófono durante el ensayo. Una pantalla de protección contra el viento preparada y usada del modo descrito en 4.4.2 no causará un efecto importante en los resultados del ensayo.

Altura (m)

15

0

Trayectoria de vuelo de ensayo

Trayectoria de vuelo de referencia

Primera fase Segunda fase2 500

Altur

a de r

efere

ncia

Distancia desde que se soltaron los frenos (m)

Figura 4-1. Perfiles típicos de ensayo y de referencia


4.4.2 La pantalla de protección contra el viento debe estar hecha con una espuma esférica disponible en el mercado cortada en forma hemisférica a fin de poder colocar el micrófono sobre la placa. Cuando se prepare la pantalla de protección contra el viento hemisférica, deben tenerse en cuenta los siguientes puntos: a) la superficie cortada de la pantalla de protección contra

el viento no debe resultar dañada durante el corte; y b) con el micrófono insertado correctamente en la pantalla

de protección contra el viento hemisférica y montada sobre la placa en tierra, el diafragma del micrófono debe estar a la distancia especificada de la superficie de la placa.

5-1

Capítulo 5

PROCEDIMIENTOS EQUIVALENTES APLICABLES A LOS HELICÓPTEROS — PROCEDIMIENTOS

DE ENSAYO EN VUELO El objeto de un ensayo de demostración para la homolo-gación acústica consiste en adquirir datos para establecer una definición precisa y fiable de las características de ruido de un helicóptero (véase 8.7 del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves). Además, en ese Anexo se presenta una serie de condiciones y proce-dimientos de ensayo para ajustar los datos medidos a las condiciones de referencia.


5.1.1 Orientación sobre la homologación acústica Los párrafos que siguen están destinados a aclarar los requisitos establecidos en el Capítulo 8 y el Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. 5.1.1.1 Ventana de ensayo de los helicópteros de corrección nula para la atenuación atmosférica 5.1.1.1.1 El Anexo 16, Volumen I contiene actualmente una “ventana de ensayo” (véase 2.2.2 del Apéndice 2) que es necesario respetar antes de que los resultados de los ensayos sean aceptables para las autoridades de homologación. Además, si las condiciones de ensayo quedan comprendidas dentro de una “ventana de corrección nula para la atenuación” (véase la Figura 5-1), definida como el área comprendida en [2ºC, 95% RH; 30ºC, 95% RH; 30ºC, 35% RH; 15ºC, 50% RH; y 2ºC, 90% RH], la corrección para la atenuación atmos- férica de los datos de ensayo puede considerarse como cero. Por consiguiente, los términos 0,01[(i) – (i)0]QK y 0,01(i)0

(QK – QrKr) de la ecuación para el SPL(i)r en 8.3.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, se convierte en cero y la ecuación corregida para el ajuste del SPL(i)r se convierte en:

SPL(i)r = SPL(i) + 20 log (QK/Qr Kr)

5.1.1.1.2 Además, a condición de que todos los puntos medidos para una condición de vuelo en particular estén: — dentro de la “ventana de corrección nula para la atenua-

ción” definida en la Figura 5-1, y — dentro de los márgenes de la altura apropiada de

±9 m (o ±30 ft) para el sobrevuelo, de ±10 m (o ±33 ft) para la aproximación, y del límite de 2 EPNdB del ajuste previsto para el despegue en 8.7.4 a) del Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I,

las relaciones de las distancias inclinadas de referencia y de ensayo para los ajustes del trayecto de propagación pueden ser remplazadas por las relaciones de las distancias al heli-cóptero de referencia y de ensayo cuando el helicóptero está por encima del punto central de medición del ruido. 5.1.1.1.3 El efecto total de las dos simplificaciones mencionadas en 5.1.1.1.1 y 5.1.1.1.2 es que la ecuación de 8.3.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, se convierte en:

SPL(i)r = SPL(i) + 20 log (HK/Hr Kr) y el término de ajuste de la duración especificado en 8.4.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, se convierte en:

∆2 = –7,5 log (HK/Hr Kr) + 10 log (V/Vr) donde: HK es la distancia medida desde el helicóptero hasta

el punto de medición del ruido cuando el helicóptero sobrevuela directamente por encima del punto central de medición del ruido y HrKr es la distancia de referencia.


5.1.1.2 Velocidad de ensayo para los helicópteros 5.1.1.2.1 Existen dos requisitos para las velocidades de ensayo de helicópteros. Primero, la velocidad aerodinámica durante el período de atenuación de 10 dB debería ser aproximada a la velocidad de referencia, es decir, dentro de un margen de 9 km/h (5 kt), (véase 8.7.6 del Anexo 16, Volumen I), a fin de reducir al mínimo los ajustes de velo-cidad para las tres condiciones de homologación: de despegue, sobrevuelo y aproximación. 5.1.1.2.2 El segundo requisito de velocidad se aplica al sobrevuelo (véase 8.7.7 del Anexo 16, Volumen I). El número de sobrevuelos horizontales con viento de frente será igual al número de sobrevuelos horizontales con viento de cola. El objetivo es reducir al mínimo el efecto del viento en los niveles de ruido de sobrevuelo que se miden. Por razones prácticas, si la componente de velocidad absoluta del viento en la dirección del vuelo, medida a una altura de 10 m (33 ft) por encima del terreno, es inferior a 9 km/h (5 kt), el efecto del

viento puede considerarse despreciable. En este caso, el sobre-vuelo medido puede usarse para cumplir un paso en cualquiera de esas dos direcciones si el número de sobrevuelos en una dirección es igual al número de sobrevuelos en la dirección opuesta. 5.1.1.2.3 El solicitante puede considerar que si bien hay por lo menos tres sobrevuelos válidos con una componente de viento de frente y tres sobrevuelos válidos con viento de cola, hay más sobrevuelos válidos con una componente del viento que con otra. En este caso, el solicitante deberá consultar con la autoridad de homologación qué sobrevuelos deben usarse para determinar el valor definitivo del nivel efectivo de ruido percibido (EPNL) para el sobrevuelo. En muchos casos, puede preferirse el uso de sobrevuelos horizontales efectuados en pares, a fin de que las condiciones meteorológicas sean lo más idénticas posible para los dos sobrevuelos de cada par. Es decir, que se justifica realizar sobrevuelos en pares para todas las condiciones de velocidad del viento. Cada par debería consistir en dos sobrevuelos realizados uno después de otro en dirección opuesta por la trayectoria de vuelo de referencia.

Figura 5-1. Anexo 16, Volumen I, Capítulo 8 “ventana de corrección nula

para la atenuación atmosférica”

Capítulo 5. Procedimientos equivalentes aplicables a los helicópteros — Procedimientos de ensayo en vuelo 5-3

5.1.1.2.4 La medición de la velocidad respecto al suelo puede obtenerse cronometrando el helicóptero cuando pase sobre dos puntos separados por una distancia conocida con relación a la derrota del helicóptero durante las mediciones del ruido de sobrevuelo. Esos dos puntos deberían encuadrar el conjunto de micrófonos para la medición del ruido. 5.1.1.3 Velocidad de ensayo para los helicópteros ligeros 5.1.1.3.1 Para los fines del cumplimiento del Capítulo 11 del Anexo 16, Volumen I, el helicóptero debería volar a una velocidad de ensayo (VAR) que producirá el mismo número de Mach de la pala en avance (MR) que la velocidad de referencia en las condiciones de referencia expuestas en 11.5.1.4 y 11.5.2.1 b) del Capítulo 11 del Anexo 16, Volumen I. 5.1.1.3.2 El número de Mach de la pala en avance (MR) se define como la relación de la suma aritmética de la velocidad rotacional del extremo de las palas del rotor principal (VTIP) y la velocidad verdadera del helicóptero (VREF) dividida por la velocidad del sonido (c) a 25ºC (346,1 m/s):

M R V T I P VR E F +

c- - - - - - - - - - - - - - --------- - - - - - - = .

La velocidad aerodinámica de ensayo (VAR) se calcula de modo que:

VAR cTVTIP VREF+

c-----------------------------⎝ ⎠⎛ ⎞ VTIP–=

donde: cT es la velocidad del sonido obtenida a partir de las mediciones a bordo de la temperatura del aire exterior. Puesto que la velocidad respecto al suelo obtenida de los ensayos de sobrevuelo será diferente que la establecida para las condiciones de referencia, será necesario aplicar el ajuste ∆2 siguiente:

∆2 = 10 log (VAR /VREF) ∆2 es el incremento en decibeles que debe agregarse al nivel de exposición al ruido (SEL) medido. 5.1.1.3.3 Para las velocidades de ensayo de los heli-cópteros ligeros existen dos requisitos adicionales. Primero, la velocidad aerodinámica durante el período de atenuación de 10 dB debería ser aproximada a la velocidad de referencia ajustada, [es decir, dentro de un margen de 5 km/h (3 kt)], (véase 11.6.7 del Capítulo 11 y 2.4 del Apéndice 4 del Anexo 16, Volumen I).

5.1.1.3.4 El segundo requisito para la velocidad es que los sobrevuelos horizontales se efectuarán en número igual con viento de frente y viento de cola (véase 11.6.4 del Capítulo 11 del Anexo 16, Volumen I). Por razones prácticas, si el componente de velocidad absoluta del viento en la dirección del vuelo, medida a una altura de entre 1,2 m (4 ft) y 10 m (33 ft) por encima del terreno [véase 2.2.2 d) del Apéndice 4 del Anexo 16, Volumen I], es inferior a 9 km/h (5 kt), el efecto del viento puede considerarse despreciable. En este caso, el sobrevuelo medido puede usarse para cumplir un paso en dirección contraria al viento o en dirección del viento si los sobrevuelos se realizan en pares. Cada par debería consistir en dos sobrevuelos realizados uno después del otro en direcciones opuestas por la trayectoria de vuelo de referencia. 5.1.1.4 Masa de ensayo de los helicópteros 5.1.1.4.1 La masa del helicóptero durante la demos-tración para la homologación acústica (véase 8.7.11 en el Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I) debe estar comprendida entre el 90% y el 105% de la masa máxima de despegue para el ruido de despegue y de sobrevuelo y entre el 90% y el 105% de la masa máxima de aterrizaje para la demos-tración del ruido de aproximación. Para los fines de homolo-gación acústica, el efecto del cambio de masa consiste en cambiar la trayectoria de vuelo del día de ensayo para el despegue, y deberían hacerse ajustes a la trayectoria de vuelo de referencia para la dispersión esférica y la atenua- ción atmosférica, tal como se describen en la Sección 8 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. 5.1.1.4.2 En algunos casos, como cuando la masa de ensayo de la aeronave está limitada a un valor ligeramente inferior a la masa prevista para la homologación definitiva, el solicitante puede aplicar correcciones específicas para las variaciones de masa, con sujeción a la aprobación de la autoridad de homologación. El solicitante puede ser autorizado a usar una corrección de relación de 10 log o, de no ser así, determinar mediante ensayo en vuelo; la variación del EPNL debida a la masa. En ese caso, las masas objeto de ensayo deberán incluir la masa máxima de ensayo permitida. Nota.— Cuando después de los ensayos en vuelo se aumenta en una pequeña cantidad la masa homologada, puede ser aceptable un procedimiento de corrección similar. 5.1.1.5 Aproximación de los helicópteros En 8.7.10 del Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I, se limita la demostración del ruido de aproximación a ±0,5º del ángulo de aproximación de referencia de 6º. Se requieren ajustes al ángulo de aproximación de referencia para tener en


cuenta los efectos de la dispersión esférica y la atenuación atmosférica, tal como se describen en la Sección 8 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. 5.1.1.6 Seguimiento de la trayectoria de vuelo de los helicópteros En 2.3 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, se requiere que se determine la posición del helicóptero con respecto al punto de referencia en la trayectoria de vuelo y se sincronice debidamente con los datos de ruido entre los puntos de 10 dB. Se han empleado los siguientes métodos: a) sistema de seguimiento radar o por microondas; b) triangulación con teodolito; y c) fototelemetría. Estas técnicas pueden utilizarse aisladamente o en combina-ción. A continuación se describen ejemplos prácticos de siste-mas de seguimiento de aeronaves en que se han empleado una o más de estas técnicas. Este texto no pretende ser una lista

exhaustiva y se incorporará información adicional cuando se adquiera más experiencia. 5.1.1.6.1 Sistema de seguimiento radar o por microondas En la Figura 5-2 se muestra un ejemplo de sistema de seguimiento de la posición por radar. Funciona con el principio de radar de impulsos, con un interrogador radar (receptor/transmisor) instalado en la aeronave y un transpon-dedor radar (referencia/estación) situado en cada estación de referencia. El tiempo transcurrido entre el impulso del receptor/transmisor y la recepción del impulso de regreso desde el transpondedor de la estación de referencia se utiliza como base para determinar la distancia hasta cada estación de referencia. Esta información sobre la distancia, junto con el empla-zamiento conocido de las estaciones de referencia, puede usarse para obtener un punto de referencia sobre la posición de la aeronave en tres dimensiones. Se emplea un sistema de codificación de impulsos para reducir al mínimo los ecos falsos provocados por la interferencia del radar sobre las señales reflejadas.

4

32

1

Trayectoria de vuelo

Emplazamiento delos micrófonos

Emplazamiento deltranspondedor

Diagrama de posición del transpondedorpara el ensayo acústico

K/T

D

BA

C

Sistemas de seguimiento de la posición APATScon cuatro estaciones de referencia

Figura 5-2. Sistema radar de seguimiento de la posición


El sistema desempeña las siguientes funciones básicas durante la homologación acústica: a) mide continuamente la distancia entre el helicóptero y

cuatro emplazamientos fijos en tierra; b) correlaciona estas distancias con el código horario del

IRIG-B e información sobre la altura, y envía estos datos a un registrador de modulación por impulsos codificados (MIC);

c) convierte la información sobre distancia y altura de la

aeronave en coordenadas de posición X, Y y Z en tiempo real; y

d) utiliza los datos X, Y y Z para activar una pantalla en el

puesto de pilotaje, que proporciona al piloto claves sobre dirección y posición.

La precisión del cálculo de las coordenadas depende de la trayectoria de vuelo y de la geometría del transpondedor. Los errores se minimizan cuando se intersecan las distancias y el método recomendado es mantener el ángulo de intersección próximo a los 90º. Las cuatro disposiciones de transpondedor que se muestran en la Figura 5-2 producen incertidumbres de posición de ±1 m a ±2 m. Cuando se utilizan sistemas de microondas, pueden presen-tarse algunas imprecisiones cuando las aeronaves están a baja altura. El empleo de un radioaltímetro puede reducir los errores. Los datos de altura se registran y sincronizan con microondas. Equipo de helicópteros. La computadora del equipo radiotelemétrico y la baliza del transpondedor están conec-tadas a una antena hemisférica montada bajo el fuselaje, sobre el eje de la aeronave, lo más cerca posible del centro de gravedad del helicóptero. Equipo terrestre. Las cuatro balizas están situadas a cada lado de la trayectoria de la aeronave, para permitir la disposición óptima, es decir, que capten el helicóptero en ángulos de entre 30° y 150° (el ángulo ideal es de 90°). Por ejemplo, se pueden emplazar dos balizas sobre el eje de los puntos de medición del ruido a ±500 m del micrófono central y emplazar otras dos balizas bajo la trayectoria a ±600 m del micrófono central. 5.1.1.6.2 Sistema de cineteodolito Se pueden obtener datos de la posición del helicóptero con cineteodolitos clásicos, pero también es posible utilizar un sistema compuesto de dos teodolitos simplificados que incluya

una fotocámara motorizada sobre una plataforma móvil, que da información de azimut y elevación. Estos parámetros se sincronizan con la hora codificada y el número de identi-ficación de cada fotografía registrada. Cada 0,1 de segundo se envían datos sobre el azimut y la elevación a una computadora central que calcula la posición del helicóptero X, Y y Z cotejándola con el tiempo para cada recorrido. Las estaciones fotográficas están emplazadas en posiciones laterales, a unos 300 m de la trayectoria, y a 200 m a cada lado de los tres puntos de medición del ruido. La precisión de un sistema de este tipo puede ser de ±1,5 m en (X, Y y Z) por encima del área de trabajo. 5.1.1.6.3 Triangulación por radar/teodolito El sistema optoelectrónico que se muestra esquemática-mente en la Figura 5-3 utiliza un solo teodolito óptico para proporcionar azimut y elevación, mientras los datos sobre la distancia se obtienen de un sistema de seguimiento radar que emplea un solo transpondedor. Los datos de estas dos fuentes se transfieren a una calculadora de escritorio a una velocidad de 20 muestras por segundo, a partir de lo cual pueden derivarse puntos de referencia de posición tridimensionales. El sistema proporciona también las horas de arranque y deten-ción de la cinta para los lugares de medición, sincronizando todas las horas de grabación de la cinta. La precisión del sistema es de aproximadamente ±2 m, ±1 m y ±2 m para la distancia horizontal (X), la transversal (Y) y la altura (Z), respectivamente. Las incertidumbres asociadas con la determi-nación del indicador visual de pendiente de planeo y de la velocidad respecto al suelo son de ±0,1° y ±0,5 kt. 5.1.1.6.4 Fototelemetría La trayectoria de vuelo del helicóptero durante la demos-tración para la homologación acústica puede determinarse utilizando una combinación de cámaras en tierra y datos de altura proporcionados en función del tiempo desde la radio de a bordo o altímetros barométricos. En este método se colocan tres cámaras a lo largo de la derrota prevista, de modo que una está situada cerca de la posición del micrófono central y las otras dos cerca de cada uno de los puntos de atenuación de 10 dB (típicamente a 500 m a cada lado del micrófono), según el procedimiento de vuelo que se emplee. Las cámaras están montadas vertical-mente y calibradas de modo que el tamaño de la imagen, obtenida cuando el helicóptero la sobrevuela, puede usarse


para determinar la altura de la aeronave. Es importante que la hora a que dispara cada cámara esté sincronizada con el sistema de adquisición de datos de a bordo, para que la altura de la aeronave cuando sobrevuela cada una de las cámaras pueda correlacionarse con las alturas obtenidas a partir de las fotografías. La trayectoria de vuelo del helicóptero en función de la distancia puede obtenerse ajustando los datos de la aeronave a las alturas de las cámaras. La dimensión de referencia de la aeronave debería ser lo más grande posible para maximizar el tamaño de la imagen fotográfica, pero hay que escogerla y usarla con precaución si se quieren evitar errores en la posición de la aeronave. Si no se tienen en cuenta el escorzo de la imagen debido al ahusa-miento del rotor principal (flexión de las palas), la inclinación del disco o la actitud en cabeceo del fuselaje, se sobreesti-marán los desplazamientos en altura, laterales y longitudinales. Tendiendo un cable sobre cada una de las cámaras perpen-dicularmente a la derrota prevista, a una altura suficiente sobre la cámara para proporcionar una imagen fotográfica clara tanto del cable como del helicóptero, el solicitante puede obtener el desplazamiento lateral del helicóptero cuando sobrevuela cada una de las cámaras. Esto puede hacerse aplicando al cable marcas que muestren las distancias angulares desde arriba a intervalos de 5º a cada lado de la vertical.

Este método puede utilizarse para confirmar que el helicóptero sigue una pendiente de planeo de 6º ±0,5° dentro de 10° de la vertical del micrófono central, como se exige en 8.7.8 y 8.7.10 del Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I. Además, a partir de las horas sincronizadas de paso del helicóptero sobre las posiciones de las tres cámaras, puede determinarse la velocidad respecto al suelo para utilizarla posteriormente en el ajuste de la corrección de la duración. La precisión general del sistema es de ±1% de la altura y ±1,3% de los desplazamientos longitudinal y lateral. Los ángulos medios de aproximación/ascenso y la velocidad media respecto al suelo pueden determinarse con un margen de ±0,25º y ±0,7%, respectivamente. 5.1.1.7 Condiciones atmosféricas del ensayo Las limitaciones de temperatura, humedad relativa y velocidad del viento figuran en 2.2.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. Los parámetros se miden a 10 m (33 ft). Para efectuar ajustes, se supone que los valores medidos de esos parámetros son representativos de la masa de aire entre el helicóptero y los micrófonos. No se requieren procedimientos de cálculo basados en la división de la atmósfera en capas, pero las autoridades de homologación podrían aceptar un método de análisis de este tipo.

Generador1,2 kW 240 V

Interfaz

Intercom

ComputadoraLector

de discosflexibles doble

Transmisor/receptor

radar

Equipo deseguimiento

óptico

Detector deumbral

Transpondedor deaeronave

Registrador decurvas

Figura 5-3. Sistema radar óptico de seguimiento de la posición


5.1.1.8 Procedimiento para determinar la corrección del ruido en la fuente 5.1.1.8.1 En la demostración de los niveles de ruido de sobrevuelo de referencia para la homologación, generalmente se efectuarán ajustes sin referencia empleando una curva de sensibilidad del nivel máximo de ruido percibido corregido por tono (PNLTM) en función del número de Mach del extremo de las palas en avance deducido de los sobrevuelos efectuados a diferentes velocidades aerodinámicas alrededor de la velocidad aerodinámica de referencia; sin embargo, el ajuste puede hacerse empleando parámetros de alternativa aprobados por la autoridad de homologación. Si la aeronave del ensayo no puede alcanzar el valor de referencia del número de Mach de los extremos de las palas en avance o el parámetro convenido de correlación del ruido de referencia, se permite una extrapolación de la curva de sensibilidad a condición de que los datos abarquen una gama de valores del parámetro de correlación del ruido entre las condiciones de ensayo y de referencia según lo acordado por la autoridad de homolo-gación. El número de Mach de los extremos de las palas en avance o el parámetro convenido de correlación del ruido se calculará a partir de los datos medidos usando la velocidad verdadera, la temperatura exterior del aire (OAT) y la velo-cidad del rotor. Para cada uno de los tres emplazamientos de los micrófonos de homologación, es decir, al centro y a cada uno de los lados, se obtendrá una curva de ruido en función del número de Mach de los extremos de las palas en avance o de otro parámetro convenido de correlación del ruido. El lado derecho y el izquierdo se definen en función de la direc-ción del vuelo en cada paso. Los ajustes del PNLTM se apli-carán a cada micrófono de referencia empleando la función PNLTM apropiada. 5.1.1.8.2 A fin de eliminar la necesidad de una corrección del ruido en la fuente por separado para los resultados del ensayo de sobrevuelo, el procedimiento de ensayo que sigue se considera aceptable cuando el parámetro de correlación es el número de Mach de los extremos de las palas en avance del rotor principal (MR). Cada ensayo del ruido de sobrevuelo debe realizarse de modo que: a) la velocidad verdadera de referencia ajustada (VAR) es la

velocidad aerodinámica de referencia (VR) especificada en 8.6.3 del Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I, ajustada cuando sea necesario para producir el mismo número de Mach de los extremos de las palas en avance del rotor principal asociado con las condiciones de referencia;

Nota 1.— El número de Mach de los extremos de las palas en avance de referencia (MR) se define como la relación de la suma aritmética de la velocidad rotacional de los extremos de las palas del rotor principal (VTIP) y la velocidad de referencia

del helicóptero (VR) dividida por la velocidad del sonido (c) a 25ºC (346,1 m/s) de modo que:

MRV T I P V R E F +

c --- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - = ,

y la velocidad aerodinámica verdadera de referencia ajustada (VAR) se calcula a partir de:

VAR cTVT I P V R E F +

c ------ - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - ⎝ ⎠ ⎛ ⎞ V T I P – = ,

donde: cT es la velocidad del sonido tomada de la medición a

bordo de la temperatura estática del aire exterior (véase 6.7 de este manual).

b) la velocidad verdadera de ensayo (V) no variará con

respecto a la velocidad verdadera de referencia ajustada (VAR) en más de ±5 km/h (±3 kt) o una variación equivalente aprobada del número de Mach de los extremos de las palas en avance del rotor principal;

c) en la práctica, los vuelos de ensayo se harán a una

velocidad aerodinámica indicada que es la velocidad verdadera de referencia ajustada (VAR) corregida para los efectos de la compresibilidad y los errores de posi-ción de los instrumentos; y

d) la temperatura estática exterior del aire a bordo debe

medirse a la altura del sobrevuelo justo antes de cada sobrevuelo.

Nota 2.— El cálculo de los niveles de ruido, incluyendo las correcciones, es el mismo que el descrito en el Capítulo 8 y en el Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, salvo que queda eliminada la necesidad de un ajuste del ruido en la fuente. Cabe destacar que para determinar la corrección de la duración (∆2), el ajuste de la velocidad a la corrección de la duración se calcula como 10 log (Vg/Vgr), donde Vg es la velocidad respecto al suelo de ensayo y Vgr es la velocidad respecto al suelo de referencia.

5.1.2 Adquisición de datos de vuelo a bordo 5.1.2.1 Es necesario obtener los valores de diversos pará-metros de vuelo y de motor durante el período de medición del ruido para: a) determinar la aceptabilidad de los ensayos en vuelo

para la homologación acústica de los helicópteros; b) obtener datos para ajustar los datos de ruido; y


c) sincronizar los datos de vuelo, motor y ruido. Entre los parámetros típicos se cuentan la velocidad aero-dinámica, altura/altitud, velocidad del rotor, par de fuerzas, hora, etc. 5.1.2.2 Se han empleado varios métodos para recoger esta información: a) registro manual; b) grabación en cinta magnética; c) registro automático en fotografía fija; d) grabación cinematográfica; y e) grabación en vídeo. 5.1.2.3 Evidentemente, cuando es necesario recoger un gran número de parámetros en intervalos de tiempo relativa-mente breves, quizás no sea posible registrar manualmente los datos. Resulta más apropiado usar alguno de los sistemas automáticos enumerados en 5.1.2.2 b) a e) de este manual. La elección de un sistema determinado puede deberse a varios factores, como el espacio disponible, costo, disponibilidad de equipo, etc. 5.1.2.4 Para los sistemas que registran ópticamente los instrumentos del puesto de pilotaje [5.1.2.2 c) a e)], debe tenerse la precaución de evitar contrastes violentos de luminosidad (como los que podrían provocar la luz del sol y las sombras intensas), así como los reflejos en las superficies de vidrio de los instrumentos, que tornarían ilegibles los datos. Para evitar esto, puede ser necesario suministrar más ilumina-ción para “llenar” las regiones en sombra intensa. A fin de evitar los reflejos en las superficies de los instrumentos, se recomienda no usar equipos ni ropas de colores claros en el puesto de pilotaje. Debería exigirse a las tripulaciones de vuelo que usen ropas y guantes negros o de colores oscuros. 5.1.2.5 Además, para los sistemas que registran las lecturas de diales es importante que el dispositivo registrador esté lo más cerca posible y directamente frente a los instrumentos, para evitar errores de paralaje.

5.1.2.6 Grabación en cinta magnética Para la grabación continua de parámetros de performance de vuelo y de motor se utilizan grabadores de cinta multi-canales para instrumentos de medición de a bordo. Los grabadores típicos son compactos de banda intermedia o ancha, pueden recibir cintas magnéticas de ½ y de 1 pulgada, y requieren una fuente de CC de 24 a 28 voltios. Un grabador de cinta de unos 27 kg de peso puede suministrar grabación directa y en MF.

5.1.2.7 Registro automático en fotografía fija Pueden tomarse fotografías del tablero de instrumentos del puesto de pilotaje utilizando una cámara manual reflex monoobjetivo (SLR) de 35mm con una lente de 85 mm y película de diapositivas de alta velocidad. Las indicaciones de los instrumentos pueden leerse proyectando las diapositivas sobre una pantalla. 5.1.2.8 Grabación cinematográfica Se han utilizado cámaras de cine con una velocidad de exposición de un fotograma por segundo para obtener datos en el puesto de pilotaje. La cámara debe montarse de modo que todos los instrumentos que sea necesario fotografiar queden dentro del campo de visión. Se han usado casetes de película corrientes que contienen unas 2 000 imágenes, con un contador que permite prever el cambio de película. 5.1.2.9 Grabación en vídeo Los parámetros de performance de vuelo y de motor pueden registrarse con una cámara de vídeo, aunque debe tenerse la precaución, como con las cámaras cinematográficas, de asegurarse de que todos los instrumentos necesarios queden dentro del campo de visión. La información grabada se lee utilizando inmovilización de imágenes para obtener lecturas de cada instrumento. 5.1.2.10 Sincronización de la hora de los datos registrados La necesidad de sincronizar los registros de ruido con los datos del puesto de pilotaje registrados a bordo es importante. Esto supone radiocomunicaciones entre el helicóptero y las posiciones en que se registra el ruido. Se han empleado varios métodos, tales como señalar la hora de sincronización en un reloj instalado sobre el tablero de instrumentos, que a su vez queda registrado por el sistema de adquisición de datos. Un sistema de ese tipo utiliza una cámara en tierra, la cual activa una transmisión de radio que al ser recibida por el helicóptero enciende dos diodos emisores de luz (LED) de gran intensidad instalados en un reloj analógico acoplado al tablero de instrumentos.

5.1.3 Procedimientos para la determinación de cambios en los niveles de ruido

Los cambios en los niveles de ruido determinados compa-rando los datos de ensayo en vuelo para diferentes series de modelos de helicópteros se han empleado para establecer


niveles de homologación acústica de versiones modificadas o derivadas tomando como referencia los niveles de ruido de base o el modelo de helicóptero de referencia. Estos cambios al nivel de ruido se suman o se sustraen de los niveles de ruido obtenidos de los vuelos del modelo de helicóptero de referencia. Los intervalos de confianza de los nuevos datos se combinan estadísticamente con los datos de referencia para elaborar intervalos de confianza generales (véase el Apéndice 1 de este manual). 5.1.3.1 Modificaciones o mejoras que suponen cambios en la resistencia aerodinámica El empleo de dispositivos de resistencia, tales como placas de resistencia montadas debajo o a los lados del helicóptero de referencia, ha demostrado ser eficaz para la homologación acústica de modificaciones o mejoras que suponen cambios en la resistencia aerodinámica. Las modificaciones externas de este tipo las hacen los fabricantes y “modificadores de aeronaves”. Las economías de costos que se obtienen al no tener que realizar pruebas acústicas de las numerosas modi-ficaciones de la serie del mismo modelo son considerables. Fundándose en estas conclusiones, se considera aceptable usar como procedimiento equivalente el siguiente: a) para los helicópteros que habrán de homologarse de

acuerdo con los Capítulos 8 u 11 del Anexo 16, Volumen I, se usa un dispositivo de resistencia que produce la resistencia aerodinámica calculada para la modificación o la combinación de modificaciones de resistencia más elevada;

b) con el elemento que produce resistencia instalado, y

empleando los procedimientos de referencia y ensayo apropiados para la homologación acústica, se realiza un ensayo de sobrevuelo y un ensayo de despegue o aproximación, si lo considera apropiado la autoridad de homologación (como en el caso de la homologación del Capítulo 8) o un ensayo de sobrevuelo (como en el caso de la homologación del Capítulo 11);

c) se elabora una relación de nivel de ruido en función del

cambio en la resistencia aerodinámica o en la velocidad aerodinámica empleando datos de ruido (ajustados como se especifica en los Apéndices 2 ó 4 del Anexo 16, Volumen I) del helicóptero de referencia y de la configuración de frenado aerodinámico;

d) la velocidad aerodinámica real de la modificación que

habrá de homologarse se determina a partir del ensayo en vuelo de la performance del helicóptero de base con la modificación instalada; y

e) empleando la velocidad aerodinámica medida de la modificación, los niveles de ruido para la homolo-gación se determinan interpolando la relación elaborada en c).

5.1.4 Medición de la temperatura y la humedad relativa

5.1.4.1 Las mediciones de la temperatura y la humedad relativa, definidas en 2.2.3 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, deben hacerse a una altura de 10 m (33 ft) por encima del terreno. Los valores medidos se usan para el ajuste de los niveles de presión acústica medidos en la banda de un tercio de octava para tener en cuenta la diferencia en los coeficientes de atenuación acústica en las condiciones atmosféricas de ensayo y de referencia, expuestas en 8.3.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. Las distancias QK y QrKr en las ecuaciones de 8.3.1 se refieren a las distancias entre las posiciones sobre las trayectorias de vuelo de refe-rencia y las medidas que corresponden a la posición del PNLTM aparente y el punto de medición del ruido. 5.1.4.2 Como consecuencia, el procedimiento supone que la diferencia entre la temperatura y la humedad relativa a 10 m (33 ft) y la posición del PNLTM es igual o inferior a cero y que la atmósfera puede estar representada por los valores medidos a 10 m (33 ft) por encima del terreno cerca del punto de medición del ruido. Los datos obtenidos en los ensayos de homologación europeos y estadounidenses durante varios años y los registros proporcionados por la Oficina meteorológica del Reino Unido han confirmado que esta suposición es válida en una amplia gama de condiciones meteorológicas. 5.1.4.3 Las mediciones para la homologación acústica efectuadas en condiciones de ensayo en las que se esperan cambios importantes en la temperatura o en la humedad relativa a cierta altura, particularmente cuando se prevé una disminución importante de la humedad con la altitud, deberían ajustarse empleando el promedio de la temperatura y de la humedad relativa medidas a 10 m (33 ft) por encima del terreno y a la altura relacionada con el punto del PNLTM a fin de eliminar errores relacionado con el uso de datos medidos a 10 m (33 ft) solamente. Esas condiciones especiales podrían encontrarse en zonas desérticas poco tiempo después del amanecer, cuando la temperatura cerca del terreno es más baja y la humedad relativa considerablemente más alta que a la altura asociada con el punto del PNLTM. Salvo cuando se trata de ensayos efectuados en esas condiciones, la experiencia obtenida de los ensayos de homologación durante muchos años indica claramente que los cálculos previstos en 8.3.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, pueden basarse en datos meteorológicos medidos a 10 m (33 ft) solamente.


5.1.4.4 El párrafo 2.2.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, limita los ensayos a las condiciones en que la atenuación del sonido en la banda de un tercio de octava de 8 kHz no excede de 12 dB/100 m. Sin embargo, si el punto de rocío y la temperatura del termómetro de bulbo seco se miden con un instrumento de una precisión de ±0,5ºC, las autoridades de homologación han considerado aceptable permitir ensayos en condiciones en que la atenuación del sonido de 8 kHz no excede de 14 dB/100 m. 5.1.4.5 Ensayos de helicópteros ligeros fuera de los límites de temperatura y humedad del Capítulo 11 Con la aprobación de la autoridad de homologación, es posible realizar ensayos de helicópteros ligeros fuera del ambiente de ensayo especificado en 2.2 del Apéndice 4 del Anexo 16, Volumen I, a condición de que el ambiente en que se desarrolla el ensayo esté dentro de los límites de temperatura y humedad relativa especificados en 2.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. En esas circunstancias, será necesario realizar un análisis de banda de un tercio de octava de un registro de ruido de cada sobrevuelo. El valor medido del nivel de exposición al ruido (SEL) será corregido de los valores de ensayo de temperatura y humedad relativa medidos de conformidad con 2.2.2 del Apéndice 4 del Anexo 16, Volumen I, a las condiciones de referencia definidas en 11.5.1.4 del Capítulo 11 del Anexo 16, Volumen I. El procedimiento de corrección será similar al definido en 8.3.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, remplazando las distancias QK y QrKr por H, la altura del helicóptero de ensayo cuando pasa sobre el punto de medi-ción del ruido y por HR, la altura de referencia, 150 m, respectivamente.

5.1.5 Condiciones de ensayo anómalas 5.1.5.1 El párrafo 2.2.2 f) del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, requiere que los ensayos se realicen de modo que no existan condiciones meteorológicas anómalas. La presencia de condiciones atmosféricas anómalas puede determinarse con un nivel de certidumbre suficiente observando la temperatura del aire exterior (OAT) mediante los instrumentos de la aero-nave. Las condiciones anómalas que podrían repercutir en los niveles medidos pueden existir cuando la OAT a 150 m (492 ft) es 2ºC (35,6ºF) o más que la temperatura medida a 10 m (33 ft) por encima del nivel del terreno. Esta verificación puede hacerse en vuelo horizontal a una altura de 150 m (492 ft) dentro de los 30 minutos de cada medición del ruido. 5.1.5.2 Dado que las alturas reales relacionadas con los puntos del PNLTM no se conocerán hasta que se efectúe el análisis, las mediciones de temperatura y de humedad relativa pueden hacerse a diversas alturas y el valor real puede deter-minarse a partir de un gráfico de temperatura y humedad relativa en función de la altura. De no ser así, puesto que la influencia de la altura es pequeña, pueden usarse mediciones a una altura fija del orden de 120 m (400 ft) y 150 m (500 ft) dependiendo de las condiciones de vuelo y con el acuerdo de la autoridad de homologación previo a la realización de los ensayos. 5.1.5.3 Si los ensayos se ajustan empleando el “promedio” de la temperatura y la humedad relativa medidas a 10 m (33 ft) y la relación de altura con el punto PNLTM como se describe en 5.1.4.4 de este manual, las previsiones de 5.1.5.1 no se aplican. La razón es que las repercusiones de toda condición meteorológica anómala se toma en cuenta empleando el promedio de la temperatura y la humedad relativa a 10 m (33 ft) y la altura relacionada con el punto del PNLTM.

6-1

Capítulo 6

MÉTODOS DE EVALUACIÓN

6.1 INTRODUCCIÓN Se han elaborado diversos métodos para resolver las dificultades que se presentan durante la medición y el análisis de los datos de ruido de las aeronaves. Algunos de esos procedimientos se aplican a todos los tipos de aeronaves, mientras que otros se aplican limitadamente sólo a algunos. Este capítulo presenta esos métodos de evaluación y describe ciertos procedimientos específicos que se han aprobado para resolver los problemas siguientes: a) las irregularidades espectrales que no están relacio-

nadas con las fuentes de ruido de las aeronaves; b) los niveles de ruido de fondo, tanto acústico como

eléctrico; c) la elaboración y ampliación de las bases de datos; d) el uso de sistemas de navegación inercial para las

mediciones de la trayectoria de vuelo de aviones; e) el análisis integrado de los datos de ruido; f) el cálculo del nivel efectivo de ruido percibido (EPNL)

mediante el método integrado de ajuste; y g) el cálculo de la velocidad del sonido.

6.2 IRREGULARIDADES ESPECTRALES Es necesario hacer correcciones por tono respecto a los tonos o a las irregularidades del espectro de ruido del avión. Es necesario determinar las irregularidades que se producen en el espectro medido y que se deben a interferencias producidas por reflexiones en la superficie del terreno o por perturba-ciones durante la propagación del ruido entre el avión y el micrófono, para evitar que las correcciones por tono se apliquen a características espectrales, que no están relacio-nadas con la fuente de ruido del avión. Tal cual se indica en 4.3.1 del Apéndice 2 del Anexo16 — Protección del medio

ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves, el análisis de banda estrecha es uno de los métodos recomendados para determinar esos tonos falsos. En el Apéndice 2 de este manual se facilitan otros métodos aprobados para la homologación acústica que permiten determinar tales irregularidades. No obstante, cuando se trata de aviones de hélice o de helicóp-teros, los efectos de esas irregularidades espectrales general-mente no se eliminan, ya que es difícil diferenciarlas de los tonos emitidos por motores, hélices o rotores.

6.3 NIVELES DE RUIDO DE FONDO Los niveles de ruido de fondo, que comprenden el ruido acústico de fondo y el electrónico del equipo de medición y análisis, pueden enmascarar los niveles de ruido de los aviones en algunas partes del espectro que intervienen en el cálculo del EPNL. Es posible eliminar los efectos del ruido de fondo utilizando un método aprobado, como el que se describe en el Apéndice 3 de este manual.

6.4 ELABORACIÓN Y AMPLIACIÓN DE LAS BASES DE DATOS

6.4.1 Los niveles de homologación acústica se pueden determinar a partir de cierto número de mediciones del ruido (por lo menos seis) en cada uno de los puntos de referencia para la medición, repetidas en condiciones idénticas en cuanto a empuje del motor (potencia o, para los helicóp-teros, potencia transmitida), altura, velocidad y configuración. Las mediciones del ruido se ajustan a las condiciones de referencia y al valor medio, mientras que el intervalo de confianza del 90% se obtiene de conformidad con 5.4.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. Como alternativa, una aeronave puede volar sobre una variedad de parámetros de ruido correlativos (µ). En el caso de los aviones, pueden ser parámetro correlativo el reglaje del empuje del motor (potencia) y el número de Mach del extremo de las palas, cuando el avión es propulsado por hélice. Para los helicóp-teros, pueden ser parámetro el reglaje de la potencia, el

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos 6-2 de homologación acústica de las aeronaves número de Mach del extremo de las palas en avance, la velo-cidad o cualquier otro parámetro convenido. Son necesarios por lo menos seis vuelos para determinar el nivel de ruido en función de la relación del parámetro correlativo pertinente que abarca la gama del prototipo y de la aeronave derivada para cada uno de los sitios de medición del ruido de referencia. A condición de que se respete el límite del intervalo de confianza del 90% no superior a ±1,5 EPNdB (o ±1,5 dBA, según corresponda), como se calcula en el Apéndice 1 de este manual, los niveles de homologación acústica pueden obte-nerse introduciendo la curva de nivel de ruido en función del parámetro correlativo (µ) en el µ de referencia apropiado. 6.4.2 En ciertos casos puede aprobarse una extrapolación de los datos, pero habrá que cerciorarse de que la aportación relativa de las distintas fuentes de ruido al nivel efectivo de ruido percibido, al nivel de exposición al ruido o al nivel de ruido de ponderación A, según corresponda, se mantenga prácticamente igual y de que sea posible hacer una simple extrapolación de las curvas de ruido y del parámetro corre-lativo. 6.4.3 En cuanto a los aviones propulsados por hélice, cualquier modificación de la hélice o del grupo motopropulsor quizás requiera hacer ensayos en vuelo complementarios para establecer una nueva relación ruido-potencia-distancia (NPD).

6.5 CORRECCIONES EN FUNCIÓN DEL AMBIENTE DE ENSAYO

6.5.1 Con respecto a las condiciones atmosféricas especi-ficadas en 2.2.2 b), c), d) y e) del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, es preciso medir los perfiles de temperatura y humedad relativa del aire ambiente durante los ensayos de homologación acústica a fin de verificar si las temperaturas, la humedad relativa y los correspondientes coeficientes de absorción acústica de la atmósfera no se apartan de los límites especificados, a lo largo de la trayectoria del ruido entre el avión y tierra. Generalmente, la medición de esos perfiles se efectúa en el transcurso de los ensayos en vuelo mediante globos o aviones provistos de instrumentos especiales, o recu-rriendo a otros métodos análogos, para asegurarse de que se cumplen las condiciones. 6.5.2 A discreción de las autoridades de homologación, la medición de los perfiles atmosféricos de temperatura y humedad relativa del aire ambiente se puede hacer con instru-mentos instalados a bordo del avión de ensayo y se puede considerar suficiente para demostrar que se han respetado los criterios previstos en 2.2.2 b), c), d) y e) del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I.

6.6 SISTEMAS DE NAVEGACIÓN INERCIAL PARA LA MEDICIÓN DE LA TRAYECTORIA

DE VUELO DE AVIONES 6.6.1 Los criterios para la medición de la altura y la posición lateral de un avión con respecto a la derrota prevista se describen en 2.3 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. En esta sección se indica que el método utilizado debería ser independiente de los instrumentos normales de a bordo. Desde que se elaboró ese requisito, se han instalado en algunos aviones otros sistemas de seguimiento [p. ej., sistemas de navegación inercial (INS) y sistemas de microondas] que poseen un alto grado de precisión y, por consiguiente, han sido aceptados por varias autoridades de homologación para que se utilicen durante la homologación acústica. Sin embargo, es importante detectar regularmente toda desviación intrín- seca en el sistema y calibrar el sistema. Con este fin, pueden emplearse cámaras en tierra para determinar la posición de un avión con respecto a las mismas, tanto lateralmente como en términos de altura. La calibración debería llevarse a cabo con la suficiente frecuencia como para mantener la especifi-cación de precisión del sistema. 6.6.2 La precisión de los sistemas de seguimiento debe ser aceptable para las autoridades de homologación.

6.7 CÁLCULO DEL EPNL MEDIANTE EL MÉTODO DE AJUSTE INTEGRADO

6.7.1 En 9.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, se prevé el empleo del método “simplificado” o “integrado” para ajustar los datos del ruido medido a las condiciones del día de referencia. El procedimiento “integrado” puede aplicarse a los datos medidos en los puntos de medición del ruido de sobrevuelo, lateral y de aproximación. En el método de ajuste “integrado” todos los ajustes de datos se aplican a cada conjunto medido de los niveles de presión acústica obtenidos a intervalos de 0,5 segundos para identificar los niveles medios de presión acústica de referencia equivalentes que se usan para calcular los EPNL compatibles con los valores que se obtendrían en las condiciones de referencia. Para que la compatibilidad acústica sea completa, el ajuste sólo es aplicable si se evalúa para pares idénticos de ángulos de emisión del ruido (θ) con relación a la trayectoria de vuelo y para el ángulo de elevación del ruido (Ψ) con relación al suelo, tanto para la trayectoria de vuelo medida (de ensayo) como para la ajustada (de referencia). Aunque este requisito puede cumplirse satisfactoriamente en forma aproximada para las mediciones del ruido en sobrevuelo y durante la aproxi-mación, puede demostrarse que no es posible conservar pares de ángulos idénticos cuando se requieren ajustes a la medición del ruido lateral. Por lo tanto, cuando se hacen ajustes de la

Capítulo 6. Métodos de evaluación 6-3

medición del ruido lateral con el método “integrado”, deberían mantenerse las condiciones geométricas de ángulos idénticos de emisión del ruido para las trayectorias de vuelo de ensayo y de referencia, a la vez que deberían minimizarse las corres-pondientes diferencias entre los ángulos de elevación de ensayo y de referencia. La ligera diferencia que se producirá entre los ángulos de elevación de ensayo y de referencia tendrá un efecto insignificante sobre el valor del EPNL corregido. 6.7.2 En esta sección se describe un método de ajuste integrado que es aplicable cuando el avión vuela en condi-ciones constantes (de trayectoria de vuelo y potencia) durante el período de medición del ruido.

6.7.3 Posición de la aeronave de ensayo 6.7.3.1 El método “integrado” para el ajuste de los datos medidos de nivel de ruido a las condiciones de referencia requiere datos acústicos y de performance del avión a cada intervalo de 0,5 segundos durante los vuelos de ensayo. Entre estos datos figuran la posición del avión respecto a un sistema tridimensional de coordenadas (X, Y y Z), los niveles de presión acústica (SPL) en la banda de un tercio de octava (i, k) y la hora (tk) en el punto central de cada lapso promedio con relación a una hora de referencia. Además, para cada sobrevuelo se requieren parámetros de performance del avión, el emplazamiento de los micrófonos de medición y datos de temperatura y humedad. 6.7.3.2 La altura de la aeronave (Z) se mide por encima del plano X-Y de referencia (generalmente a nivel del suelo), que incluye el micrófono de medición a 1,2 m por encima este plano. Se supone que la trayectoria media del vuelo de ensayo es una línea recta [excepto cuando se utiliza reducción de empuje (potencia) durante la medición en sobrevuelo] y se emplean datos de la posición del avión correlacionados con el tiempo para determinar la hora (toh), la altura de paso sobre el punto de ensayo (hTo)1 y la distancia mínima de ensayo (dTm) desde la trayectoria de vuelo de ensayo hasta el emplaza-miento del micrófono [K (XTM, YTM, ZTM)]. 6.7.3.3 Utilizando los datos del ensayo directamente o mediante análisis geométrico de la relación entre la trayectoria media de vuelo en línea recta y la línea de distancia mínima desde KT a RT (XRT, YRT, ZRT) como se indica en la Figura 6-1, la distancia mínima resulta: dTm = [(XRT – XTM)2 + (YRT – YTM)2 + (ZRT – ZTM)2]1/2 (1)

1. Para mayor claridad, se utiliza aquí el subíndice “T” para las condi-

ciones de ensayo. En el Anexo 16, se emplean para las condiciones de ensayo símbolos que no son subíndices.

6.7.4 Tiempos de propagación del sonido y ángulos de emisión del sonido

6.7.4.1 El tiempo de propagación del sonido de ensayo (∆tpk) se identifica con la hora de registro del ensayo (tk), la hora de emisión del ruido (tek), la posición del avión (Ak) en el tiempo (tak) y el tiempo medio (tAv) mediante las relaciones: tk = tak – 1/2tAv (2) tek = tk – ∆tpk (3) ∆tpk = KT Qek/cT (4) donde: cT es la velocidad del sonido a la temperatura media

absoluta del aire entre la superficie (Ts) y la altura del avión (TA) (véase 6.8 de este manual, donde T = (Ts + TA) / 2).

6.7.4.2 Utilizando las relaciones geométricas de la Figura 6-2, la distancia mínima según la ecuación (1), la dis-tancia de ensayo QekR, y definiendo la diferencia temporal B como igual a tTm – tk, se obtiene la siguiente fórmula para los tiempos de propagación del sonido en la trayectoria de vuelo de ensayo: ∆tTpk = [1/(cT

2 – VT2)]

× {BVT

2 + [(cT2 – VT

2)(dTm)2 + (BcTVT)2] 1/2} (5) donde: VT es la velocidad verdadera media del avión de ensayo a

lo largo de la trayectoria de vuelo. 6.7.4.3 Del mismo modo, el ángulo de emisión del sonido de ensayo se define como:

θek = sen–1 (dTm/dTpk) , o

θek = sen–1 [dTm/(∆tTpk)(cT)]. (6)

6.7.5 Trayectoria de vuelo de referencia de la aeronave

6.7.5.1 La geometría de la trayectoria de vuelo de refe-rencia es esencialmente similar a la que se muestra en la Figura 6-1; sin embargo, existen las diferencias que siguen:

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos 6-4 de homologación acústica de las aeronaves a) la trayectoria de vuelo de referencia está directamente

sobre el eje de la pista (o sea, YDEV = 0); b) para los sobrevuelos de despegue y de aproximación,

la estación de medición está sobre el eje de la pista (o sea, Yrr = YrM);

c) para las mediciones del ruido lateral, (Yrr – YrM) es

igual al desplazamiento lateral de referencia de la esta-ción de medición.

Nota 1.— El subíndice “r” se utiliza para indicar las con-diciones de referencia. Nota 2.— El emplazamiento de los micrófonos de refe-rencia (Kr) para las mediciones del ruido lateral suele estar en

las mismas coordenadas que para los emplazamientos de ensayo (KT), o sea (XTM, YTM, ZTM) = (XrM, YrM, ZrM). 6.7.5.2 La trayectoria de vuelo de referencia puede espe-cificarse geométricamente con respecto al emplazamiento del micrófono de referencia (Kr) utilizando la distancia lateral de la estación de medición, la altura sobre el punto de medición (hro) y el ángulo de inclinación de la trayectoria de vuelo (γr). Estos valores se equiparan a la distancia mínima (drm) desde Kr mediante las siguientes ecuaciones: drm = [hro

2 cos2 γr + (YRr – YrM)2]1/2 (7a)

o bien drm [(XRr – XrM)2 + (YRr – YrM)2 + (ZRr – ZrM)2]1/2 (7b)

+Z+Y

+X

t mCPA

R

Qekt ek

Mkt ak

t k

∝

∝θ ok

dm

dpk

ψ

YDEV

Eje de la pista

Trayectoria real en tierra

K (X , Y , Z )TM TM TM

V

tohoh

Figura 6-1. Geometría del procedimiento integrado

Capítulo 6. Métodos de evaluación 6-5

6.7.5.3 El supuesto acústico básico con respecto a las condiciones de vuelo de ensayo y de referencia es que los ángulos tridimensionales de admisión acústica (θek y θerk) para cada hora de registro de ensayo (tk) y la hora de referencia correspondiente (trk) son iguales. Utilizando la ecuación (6) y esta igualdad, los niveles de presión acústica de ensayo, SPLT (i, k), para cada una de las bandas de frecuencia de orden i en función de la dispersión esférica y la absorción atmosférica en las longitudes de la trayectoria acústica se ajustan: a) mediante la ecuación: SPLr(i, rk) = SPLT (i, k) – 20 log (drpk/dTpk) – [(ai0)drpk – (ai)dTpi] (8a) donde: ai0 y ai son los coeficientes de atenuación del ruido de

los días de referencia y de ensayo, respectivamente; o b) cuando se emplean distancias mínimas de trayectoria de

vuelo de ensayo y de referencia, mediante la ecuación: SPLr(i, rk) = SPLT(i, k) – 20 log (drm/dTm) – [(ai0)drm – (ai)dTm] cosec θek . (8b)

6.7.6 Cálculo del intervalo de tiempo 6.7.6.1 Además de los ajustes señalados de los datos de ensayo para tener en cuenta la dispersión esférica y la absorción atmosférica, es necesario hacer un ajuste para la variación del incremento temporal trk, utilizado en el cálculo del EPNL. Puesto que los incrementos temporales no son iguales a los incrementos temporales en la medición de ensayo de 500 ms cuando se corrigen mediante el método “integrado”, se presentan horas sucesivas de referencia de la posición del avión [trk y tr(k+1)] después de la hora de referencia (trek) en el punto de emisión del sonido (Figura 6-2). El incremento temporal medio que se utilizará en el cálculo del EPNL es: δtrk = [∆trk + ∆tr(k-1)]/2 (9) donde el intervalo temporal de referencia (∆trk) entre registros de datos es:

∆trk = tr(k+1) – trk . Aplicando la relación entre horas de toma de muestras, horas de emisión del sonido y tiempo de propagación del sonido, el intervalo de referencia se convierte en: ∆trk = [tre(k+1) – trek] + [∆trp(k+1) – ∆trpk] . (10)

+Z+Y

+X

tek

tk

QekQR

te (k + 1)

t (k + 1)

Qe (k + 1)

Q (k + 1)

R

ho

k

θ ek

∝

Figura 6-2. Períodos de tiempo relativos para el procedimiento integrado

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos 6-6 de homologación acústica de las aeronaves 6.7.6.2 Este intervalo temporal refleja el tiempo de recorrido del avión a las velocidades de ensayo y de referencia (VT y Vr) desde un punto de emisión de sonido al siguiente y también el efecto de las diferencias entre las distancias mínimas de ensayo y de referencia (drm y dTm), así como las velocidades del sonido (cr y cT). Estos factores se expresan explícitamente modificando la ecuación (10) como sigue: ∆trk = (drm/dTm) {(VT/Vr)[0,5 – (∆tTp(k+1) – ∆tTpk)] + (cT/cr) (∆tTp(k+1) – ∆tTpk)} . (11)

6.7.7 Nivel efectivo de ruido percibido corregido Una vez corregidos los niveles de presión acústica utili-zando la ecuación (8), se calculan las correcciones por tono de conformidad con 4.3 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volu-men I. Además, empleando la ponderación de valores noy y el procedimiento para calcular el nivel de ruido percibido (PNL) (véase 4.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I) pueden obtenerse los niveles de ruido percibido corregidos por tono (PNLT) de referencia para las horas tr1 a trn, que incluyen la primera y última horas de atenuación de 10 dB. Estos valores y el incremento temporal medio ajustado de la ecuación (9) se combinan para calcular el EPNL ajustado como sigue:

EPNL 10 1

T0-----⎝ ⎠

⎛ ⎞ 10 ( 0,1 P N L T k ) δtr k( )

k 1 =

n

∑ log= ,

donde el tiempo de referencia (T0) es de 10 segundos y la suma se inicia estipulando que ∆tr (1 – 1) = ∆tr (2 – 1) de modo que δ tr(1 – 1) = ∆trl. La suma se concluye suponiendo que ∆trn = ∆tr (n – 1) lo cual da δ trn = ∆trn = ∆tr (n – 1) .

6.8 CÁLCULO DE LA VELOCIDAD DEL SONIDO

Para los fines de homologación acústica, el valor de la velocidad del sonido, c, se calculará a partir de la ecuación tomada de ISO 9613-1: 1993(E):

c = 343,2 (T/T0)½ metro/segundo

(es decir, c = 1 125,9 (T/T0)½ pie/segundo) donde: T0 = 293,15 K y T es la temperatura ambiente absoluta del aire.

7-1

Capítulo 7

EQUIPO DE MEDICIÓN Y ANÁLISIS

En las revisiones anteriores del [Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos de homologación acústica de las aeronaves (Doc 9501, segunda edición)], este capítulo describía “nuevas” normas sobre instrumentos que habían sido aprobadas por el CAEP para remplazar la Sección 3 del Apéndice 2 del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves vigente en ese momento. Con la publicación de la Enmienda 7 del Anexo 16, Volumen I, estas “nuevas” normas han sido integradas en el Anexo 16, Volumen I.

8-1

Capítulo 8

CONTROL DEL SOPORTE LÓGICO DEL PROGRAMA DE COMPUTADORA PARA LA HOMOLOGACIÓN ACÚSTICA

Y DOCUMENTACIÓN RELATIVA A LOS PROCESOS DE EXTRAPOLACIÓN DE DATOS DE ENSAYOS

ESTÁTICOS A ENSAYOS EN VUELO

8.1 GENERALIDADES 8.1.1 Deben elaborarse procedimientos para el control del soporte lógico del programa de computadora, aprobados por las autoridades de homologación, que cada solicitante debe mantener y a los cuales debe ajustarse utilizando “equiva-lencias de ensayos estáticos a ensayos en vuelo (SFE)”. 8.1.2 Los procedimientos deben constar de cuatro ele-mentos claves que, al ser aplicados por el solicitante de la homologación acústica, deben dar como resultado una documentación que describa correctamente y convalide el programa de computadora SFE aplicable para la homologación acústica y los datos resultantes. Durante la concepción de un determinado tipo de avión, la aplicación estricta de estos procedimientos permitirá el seguimiento de los programas de computadora críticos a fin de verificar que no se ha modi-ficado sin fundamento el diseño inicial del soporte lógico. 8.1.3 En 8.2 se describen los cuatro elementos claves, a saber: índice de configuración, plan de control del soporte lógico, descripción del diseño y proceso de verificación.

8.2 PROCEDIMIENTOS DE CONTROL DEL SOPORTE LÓGICO — LOS CUATRO

ELEMENTOS CLAVES

8.2.1 Índice de configuración Debe establecerse un índice de configuración para cada sistema de soporte lógico SFE. Incluirá todos los elementos aplicables al sistema de soporte lógico y proporcionará un seguimiento histórico de los documentos y del soporte lógico objeto de control. Cuando corresponda, el índice podrá mante-nerse en una base general de datos.

8.2.2 Plan de control del soporte lógico 8.2.2.1 Debe establecerse un procedimiento de gestión de las modificaciones del soporte lógico SFE que incluya la identificación del diseño de base, el sistema de control de las modificaciones del soporte lógico y un método para examinar y comprobar las modificaciones del soporte lógico y llevar cuenta del estado de las modificaciones. 8.2.2.2 Debe mantenerse el control de las modificaciones del soporte lógico estableciendo bases dentro del proceso de verificación (véase 8.2.4) y documentando las modificaciones del caso básico que resulten de cambios en la codificación del programa. Se establecerán procedimientos de examen y comprobación dentro del proceso de verificación que admitan la validez de los cambios en la codificación del programa, para evaluar la configuración “modificada” con relación a la confi-guración “de base”. 8.2.2.3 El índice de configuración deberá actualizarse para que refleje, históricamente, los cambios que se intro-duzcan en el sistema del soporte lógico.

8.2.3 Descripción del diseño Deberá suministrarse una descripción técnica de los métodos utilizados para dar cumplimiento a la homologación SFE, incluso un panorama descriptivo del diseño del sistema de soporte lógico para ajustarse a los requisitos técnicos. La descripción del diseño del sistema debería incluir la estructura del programa, el uso de subrutinas, el control de funciona-miento del programa y el flujo de datos.

8.2.4 Proceso de verificación El procedimiento de convalidación del sistema de soporte lógico SFE, o las modificaciones al mismo, deberán incluir

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos 8-2 de homologación acústica de las aeronaves un proceso para verificar si el soporte lógico ejecuta debi-damente los cálculos descritos en la documentación. El proceso puede incluir cálculos manuales comparados con los resultados de la computadora, presentaciones gráficas escalonadas, auditorías del soporte lógico, subrutinas de diagnóstico que generan resultados de todas las variables pertinentes vinculadas con las modificaciones, u otros métodos para determinar la confianza en la integridad del soporte lógico. Los resultados del proceso deberán observarse y comprobarse en relación con los cambios en el cálculo del soporte lógico.

8.3 APLICABILIDAD Aunque el plan de control del soporte lógico es aplicable a todos los soportes lógicos de programas de computadora espe-cíficos para SFE y a la documentación establecida mediante procedimientos y procesos específicos para cada solicitante, quizá no sea necesario examinar y auditar los soportes lógicos auxiliares (como p. ej., aunque no exclusivamente, las sub-rutinas relacionadas con los índices de absorción atmosférica, los cálculos de valores noy, las correcciones de tono) para cada modificación en el código fuente del programa principal.

9-1

Capítulo 9

DIRECTRICES PARA LA HOMOLOGACIÓN ACÚSTICA DE AERONAVES DE ROTOR BASCULANTE

Se han elaborado directrices para la homologación acústica de aeronaves de rotor basculante. Dichas directrices figuran en el Adjunto F del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves. Para facilitar la comprensión de dichas directrices y para ayudar a aplicarlas, en el Apéndice 7 de este manual figuran los antecedentes al respecto.

10-1

Capítulo 10

REFERENCIAS 1. Tester, B.J. y V.M. Szewczyk. Jet Mixing Noise: Comparison of Measurement and Theory. Monografía AIAA 79-0570. 2. Laufer, J., R.E. Kaplan y W.T. Chu. Noise Produced by Subsonic Jets. 1974 Proceedings of the Second Inter-Agency Symposium on University Research in Transportation Noise, Volumen 1, págs. 50-58. 3. Fink, M.R. Airframe Noise Prediction Method. Washington, D.C. 29 de marzo de 1977. USA DOT Report FAA-RD-77-29. 4. SAE ARP 866A–1975. Standard Values of Atmospheric Absorption as a Function of Temperature and Humidity. 1975.* 5. SAE ARP 876D–1993. Gas Turbine Jet Exhaust Noise Prediction. 1993.* 6. SAE AIR 1672B–1983. Practical Methods to Obtain Free Field Sound Pressure Levels from Acoustical Measurements over Ground Surfaces. 1983.*

7. SAE AIR 1846–1984. Measurement of Noise from Gas Turbine Engines During Static Operation. 1984.* 8. SAE AIR 1905–1985: Gas Turbine Co-axial Exhaust Flow Noise — Methods of Prediction Considered for Inclusion in SAE ARP 876. 1985.* 9. ESDU Item 80038, Amendment A. The Correction of Measured Noise Spectra for the Effects of Ground Reflection.** Nota 1.— Los documentos ESDU se pueden solicitar a ESDU International Ltd., 251-259 Regent Street, Londres, WIR 7AD, Reino Unido. Nota 2.— Los AIR y ARP de la SAE se pueden solicitar a la Society of Automotive Engineers, Inc., 400 Commonwealth Drive, Warrendale, PA 15096, Estados Unidos de América.

* No figura el lugar de publicación. ** No figuran el lugar ni la fecha de publicación.

AP 1-1

Apéndice 1

CÁLCULO DE INTERVALOS DE CONFIANZA

1. INTRODUCCIÓN 1.1 El empleo de curvas de ruido-potencia-distancia (NPD) exige que los intervalos de confianza se calculen con ayuda de una fórmula más general que la que se utiliza para los conglomerados de puntos de datos. En este caso general, los intervalos de confianza se tienen que calcular para curvas de regresión elaboradas en relación con: a) datos de ensayos en vuelo; b) una combinación de datos de ensayos en vuelo y de

ensayos estáticos; y c) resultados analíticos; o d) una combinación de los mismos. Los datos b) y c) son especialmente importantes para la homologación acústica de una gama de modelos de aeronaves y la combinación de diferentes fuentes de variabilidad del muestreo se tiene que hacer con suma atención. 1.2 En las Secciones 2 a 5 de este apéndice se da una idea de la teoría de la evaluación de los intervalos de confianza. La aplicación de dicha teoría y algunos ejemplos concretos se presentan en la Sección 6. En la Sección 7 se sugiere una bibliografía para quienes deseen profundizar ese tema.

2. INTERVALO DE CONFIANZA PARA LA MEDIA DE LOS DATOS DE

ENSAYO EN VUELO

2.1 Intervalo de confianza para el valor estimado de la media de un

conglomerado de mediciones Si se obtienen n mediciones de los niveles efectivos de ruido percibido (EPNL) en condiciones aproximadamente idénticas y si es posible suponer que constituyen una muestra

aleatoria de una población normal en la cual la media verda-dera es µ, y la desviación normal verdadera es σ, pueden deducirse los datos estadísticos siguientes: ™ = valor estimado de la media = s = valor estimado de la desviación normal de la media

i n =

A partir de esos valores y de la distribución-t de Student, es posible calcular el intervalo de confianza, CI, respecto al valor estimado de la media y como sigue:

CI y t±=1 α

2--- ξ,–

sn

en la que representa el percentil (1 – α/2) de la distribución-t de Student unilateral con ζ grados de libertad (para un conjunto de datos conglomerados ζ = n – 1) y donde ζ se define de modo que 100(1 – α) por ciento representa el nivel deseado de confianza del intervalo de confianza. Es decir, denota la probabilidad de que la media desconocida µ se encuentre en el intervalo. Cuando se trata de la homolo-gación acústica, se desean intervalos de confianza del 90% y por consiguiente se utiliza t,95, ζ. (Al final de este apéndice la Tabla A1-3 da los valores t,95, ζ en función de ζ.)

2.2 Intervalo de confianza para la curva media obtenida por regresión

2.2.1 Si se obtienen n mediciones de los niveles efectivos de ruido percibido y1, y2, ….., yn respecto a los valores de los parámetros del motor x1, x2, ….., xn, que varían de forma considerable, es necesario utilizar el método de los mínimos cuadrados para hallar un polinomio que corresponda a esos datos. Se supone que para la media µ del EPNL se aplica el siguiente modelo de regresión polinómica:

1 i n =

t 1 α 2⁄– ζ( , )

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 1-2 de homologación acústica de las aeronaves

µ = B0 + B1x + B2x2 +…..+ Bkxk y que el valor estimado de la curva media de los datos del EPNL es:

y = b0 + b1x + b2x2 +…..+ bkxk . 2.2.2 Por medio de bi se calcula el correspondiente coeficiente de regresión Bi, a partir de la muestra de datos por el método de los mínimos cuadrados, del modo que se resume a continuación. 2.2.3 Cada observación (xi, yi) satisface las ecuaciones

yi = B0 + B1xi + B2xi2 +…..+ Bkxi

k + εi = b0 + b1xi + b2xi

2 +…..+ bkxik + ei

en las cuales εi y ei representan, respectivamente, el error alea-torio y el error residual relacionados con el EPNL. Se supone que el error aleatorio, εi, es una muestra aleatoria de una población normal en la cual la media es cero y la desviación normal σ. El error residual, ei, es la diferencia entre el valor medido y el valor estimado, utilizándose los coeficientes de regresión estimados y xi. Su media cuadrática, s, es el valor estimado σ de la muestra. Estas ecuaciones a menudo se llaman ecuaciones normales. 2.2.4 Los cálculos para los n puntos de mediciones (xi, yi) se hacen del siguiente modo: Se forma cada vector elemental, xi y su transpuesto x′i, de forma que xi = (1 xi xi

2 ...... xik), vector de fila, y

xi = , vector de columna. Se forma una matriz X a partir de todos los vectores elementales xi para i = 1, …., n; X′ es la matriz transpuesta de X. 2.2.5 Se define la matriz A de modo que A = X′ X y A–1 es la inversa de A. 2.2.6 Además, y = (y1 y2 ..... yn), y b = (b0 b1 ..... bk), b se determina resolviendo las ecuaciones normales:

y = Xb y X′ y = X′Xb = Ab de modo que b = A–1 X′ y. 2.2.7 El intervalo de confianza del 90%, CI90, para la media del EPNL estimado con el valor correspondiente del parámetro relacionado con el motor, x0, es:

( ) ( )0,,95090 xvstxyCI ζ±= ,

donde 2.2.8 Por lo tanto, donde x′0 es el transpuesto de x0, ӯ (x0) se ha considerado como el valor medio del EPNL al

valor asociado del parámetro relacionado con el motor, t,95, ζ se obtiene con ζ grados de libertad. [En el caso general

de un análisis de regresión múltiple con K variables inde-pendientes (es decir, K + 1 coeficientes), ζ se define como ζ = n – K – 1. En el caso específico de un análisis de regresión polinómica, en el cual k es el orden de ajuste de la curva, tenemos k variables independientes de la variable dependiente, por lo tanto ζ = n – k – 1.] y

s = , el valor estimado de σ, la desviación normal verdadera.

3. INTERVALO DE CONFIANZA PARA LOS DIAGRAMAS NPD ELABORADOS A PARTIR DE ENSAYOS ESTÁTICOS

3.1 Cuando se utilizan datos de ensayos estáticos para la homologación de familias de aeronaves, los diagramas NPD se forman combinando linealmente las regresiones de los ensayos en vuelo del modelo de base, las regresiones por extrapolación de los ensayos estáticos del modelo de base y las regresiones por extrapolación de los ensayos estáticos de los modelos derivados, de la forma siguiente:

yi y xi( )– ]2[

i 1=

i n=

∑n k– 1–

---------------------------------------

1 x i x i 2

( ) 01

00 xAxxv ′= −.

x0 1 x0 x02 … x0

k= ,

( ) 10 090 0 ,95,

−ζ ′= ± x A xstCI y x ,

Apéndice 1. Cálculo de intervalos de confianza AP 1-3

EPNLDF = EPNLBF – EPNLBS + EPNLDS o utilizando la notación adoptada anteriormente:

DF (x0) = BF (x0) – BS (x0) + DS (x0) y y y y donde es: DF el subíndice para ensayos en vuelo del modelo

derivado; BF el subíndice para ensayos en vuelo del modelo de base; BS el subíndice para ensayos estáticos del modelo de base;

y DS el subíndice para ensayos estáticos del modelo

derivado. 3.3.2 Los intervalos de confianza de las curvas NPD para ensayos en vuelo de los modelos derivados se obtienen combinando los tres conjuntos de datos, cada uno con su regresión polinómica. El intervalo de confianza respecto a la media del EPNL del modelo derivado con el parámetro del motor x0, es decir, para µDF (x0), está dado por:

CI90 (x0) = DF (x0) ± t’ VDF (x0) y donde VDF (x0) =

sBFvBF x0( )[ ]2 sBS vBS x0( )[ ]2 sDS vDS x0( )[ ]2+ +

con SBF, SBS, SDS, vBF(x0), vBS(x0) y vDS(x0) calculados como se explica en 2.2 de este apéndice en relación con los conjuntos de datos identificados por los subíndices BF, BS, y DS, y

t’ =

donde tBF, tBS y tDS son los valores de t,95, ξ , cada uno de los cuales ha sido evaluado con sus grados de libertad respectivos ξBF, ξBS y ξDS a medida que se presentan en las regresiones correspondientes.

4. INTERVALO DE CONFIANZA PARA LOS DIAGRAMAS NPD ELABORADOS

A PARTIR DE DATOS ANALÍTICOS Es posible determinar por análisis el efecto de las varia-ciones de los componentes de la fuente de ruido sobre los niveles homologados. Esto se consigue determinando analíti-camente el efecto del cambio del material con relación al componente del ruido que genera. La variación resultante (∆) se aplica a la configuración de origen y se calculan nuevos

niveles de ruido. Los cambios pueden producirse en la confi-guración de base o en las configuraciones derivadas ulteriores. En este caso, los intervalos de confianza se calculan por el método apropiado ya indicado en las Secciones 2 y 3 de este apéndice. Si representa el cambio determinado analítica-mente y si se supone que puede apartarse del valor verdadero desconocido ∆ por una cantidad aleatoria d, es decir, si

en la que se supone que la distribución de d es normal con media nula y una variancia conocida τ2, el intervalo de confianza para µ (x0) + ∆ está dado por:

en la cual v′(x0) = y t′ tiene el mismo valor que en el párrafo precedente.

5. IDONEIDAD DEL MODELO

5.1 Elección del parámetro del motor Es sumamente importante seleccionar el parámetro x del motor que sea más apropiado, que puede consistir en una combinación de varios parámetros más simples.

5.2 Elección del modelo de regresión 5.2.1 No se recomienda usar en ningún caso para fines de homologación polinomios más complejos que un simple modelo cuadrático, a menos que haya una base clara para usar un orden polinómico superior. 5.2.2 Conviene consultar las obras que tratan de la regre-sión múltiple y examinar los datos disponibles para ver si el modelo seleccionado es adecuado.

6. EJEMPLO ELABORADO DE LA

DETERMINACIÓN DE LOS INTERVALOS DE CONFIANZA DEL 90%, COMBINANDO

TRES CONJUNTOS DE DATOS

6.1 Introducción 6.1.1 En esta sección se presenta un ejemplo de la deri-vación de los intervalos de confianza del 90%, combinando tres conjuntos de datos. Los ejemplos elaborados y el texto de orientación se presentan para el cálculo de los intervalos de

v x0( )2 τ2+

sBFvBF x0( )[ ]2 tBF sBSvBS x0( )[ ]2tBS sDSvDS x0( )[ ]2 tDS+ +

sBFvBF x0( )[ ]2 sBSvBS x0( )[ ]2 sDSvDS x0( )[ ]2+ +--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 1-4 de homologación acústica de las aeronaves confianza para un conjunto de datos conglomerados y curvas de regresión de primer orden (es decir, línea recta) y de segundo orden (es decir, cuadrática). Además, en esta sección se muestra el modo en que se establecerá el intervalo de confianza para combinar varios conjuntos de datos. 6.1.2 Considérese la evaluación teórica de los niveles de homologación acústica para una aeronave reconvertida con motores más silenciosos. El nivel de ruido de aproximación para la aeronave de referencia se obtuvo a partir de un conjunto de datos conglomerados de niveles de ruido medidos en condiciones de referencia nominales, a los cuales se agregaron correcciones de ruido en la fuente derivadas de una curva cuadrática por mínimos cuadrados determinada por una serie de puntos de datos a diferentes empujes del motor. A fin de evaluar los niveles de ruido para la aeronave provista de motores con adaptación acústica, se trazó otra curva de ruido en la fuente (que se supone es una línea recta de regresión por mínimos cuadrados) a partir de una serie de mediciones de la aeronave más silenciosa. Se supone que cada una de las tres bases de datos está formada de datos únicos para cada base. 6.1.3 El conjunto de datos conglomerados consta de seis niveles de EPNL para las condiciones nominales de muro sólido. Estos niveles se han derivado de mediciones que se han corregido íntegramente para la condición de referencia de aproximación en muro sólido.

6.1.4 Las dos curvas que determinan los cambios acús-ticos son las curvas de regresión (en el ejemplo de 6.1.2, las curvas ajustadas por mínimos cuadrados, cuadrática y recta) para los diagramas EPNL en función de las condiciones de empuje normalizado para muro sólido y más silenciosas. Estas se representan en la Figura A1-1, en la que las líneas de puntos representan los límites del intervalo de confianza del 90%. 6.1.5 Cada una de las dos curvas está construida a partir de todo el conjunto de puntos de datos obtenidos para cada condición durante una serie de ensayos adosados. Los ajustes por mínimos cuadrados llevan implícitos, pues, todas las incer-tidumbres que contiene cada conjunto de datos. Se considera que la cantidad de puntos de datos en cada uno de los tres conjuntos es lo bastante grande como para constituir una muestra estadística.

6.2 Intervalo de confianza para un conjunto de datos conglomerados

6.2.1 El intervalo de confianza para el conjunto de datos conglomerados se define así: Sea EPNLi para los valores individuales de EPNL n = cantidad de puntos de datos

Empuje neto corregido por motor

90,091,092,093,094,095,096,097,098,099,0

100,0

1 000 1 200 1 400 1 600 1 800 2 000 2 200

Muro sólido

Más silenciosas (y=89,93+0,001843x)

EPNL

Figura A1-1. Curvas de regresión para diagramas EPNL en función del empuje normalizado en condiciones de muro sólido y más silenciosas

Apéndice 1. Cálculo de intervalos de confianza AP 1-5 t = distribución-t de Student para (n – 1) grados de

libertad (el número de grados de libertad correspon-diente a un conjunto de datos conglomerados).

Luego el intervalo de confianza donde s, la desviación normal, se define como

s

EPNLi EPNL–( )2

i 1=

i n=

∑n 1–

------------------------------------------------------=

y 6.2.2 Supongamos que nuestro conjunto conglomerado de valores EPNL consiste en:

Paso EPNL 1 95,8 2 94,8 3 95,7 4 95,1 5 95,6 6 95,3

el número de puntos de datos (n) = 6, grados de libertad (n – 1) = 5, la distribución-t de Student para 5 grados de libertad = 2,015 (véase Tabla A1-3),

E P N L

E P NLi

i 1 =

i n =

∑

n - - - - - - - - - - - - - - - - - - - ------ 95,38 , = =

s

E P N L i E PNL – ( ) 2

i 1 =

i n =

∑

n 1 – - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - --------- - - - - - - 0,3869 , = =

y el intervalo de confianza (CI)

CI EPNL t sn

-------±

95,38 2,015 0,3869 6

------ - - - - - - - - - - ± 95,38 0,318 .±

=

= =

6.3 Intervalo de confianza para una curva de regresión de primer orden

6.3.1 Supongamos que la curva de regresión para uno de los conjuntos de datos de ruido en la fuente (para el caso más silencioso) puede representarse mejor por una línea recta ajustada por mínimos cuadrados, es decir, un polinomio de primer orden. 6.3.2 La ecuación para esta línea de regresión es general:

Y = a + bX donde: Y representa la variable dependiente EPNL, y X representa la variable independiente de empuje norma-

lizado FN / δ (en este caso). 6.3.3 Si bien para curvas ajustadas por mínimos cuadra-dos de orden polinómico superior, los coeficientes de una línea de regresión (es decir, las soluciones de las “ecuaciones normales”) se determinan mejor usando computadoras, los dos coeficientes para un ajuste de línea recta, a y b, pueden determinarse a partir de dos fórmulas simples para los valores medidos de X e Y, Xi e Yi:

Covariancia Sxy2 b = Variancia

= Sx2

donde:

Sxy2

XiYi

i 1=

i n=

∑n------------------

Xi Yi

i 1=

i n=

∑i 1=

i n=

∑n2---------------------------–=

y

X i 2

i 1 =

i n=

∑

E P N L

E P N L i i 1 =

i n =

∑

n - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - = .

CI EPNL t s±=n


a

Y i Xi i 1=

i n=

∑ – i 1 =

i n = ∑

n - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - --------- - = .

6.3.4 El intervalo de confianza del 90% para esta línea de regresión para X = x0 está definido por:

CI90 Y ts x0A 1– x0′±=

donde: t = distribución-t de Student para el 90% de confianza

correspondiente a (n – k – 1) grados de libertad (donde k es el orden de la línea de regresión polinómica y n es el número de puntos de datos),

y

x 0 ′

1 x 0 ⎝ ⎠

⎛ ⎞ = ,

A–1 es la inversa de A = X′ X , con X y X′ definidas como en 2.2 de este apéndice tomando como base vectores elementales formados a partir de los valores medidos de la variable independiente Xi, donde (∆Y)i = la diferencia entre el valor medido de Yi a su correspondiente valor de Xi, y el valor de Y derivada de la línea recta ajustada por mínimos cuadrados para X = Xi, y n y k se definen como el número de puntos de datos y el orden de la línea de regresión polinómica, respectivamente. 6.3.5 Supongamos que nuestro conjunto de datos consiste en el siguiente conjunto de seis valores EPNL (véase la Tabla A1-1), junto con sus valores correspondientes del parámetro del motor. (Cabe señalar que lo usual sería tener más de seis puntos de datos para la curva de ruido en la fuente, pero el número de puntos de datos se ha restringido para limitar el tamaño de las matrices en este ejemplo.) 6.3.6 Al trazar el diagrama con estos datos (véase la Figura A1-1) puede observarse una relación lineal entre el EPNL (la variable dependiente Y) y FN / δ (la variable independiente X) de la forma general que sigue:

Y = a + bX .

Tabla A1-1. Valores del conjunto de datos de muestra

Paso FN

δ------

EPNL 1 1 395 92,3 2 1 505 92,9 3 1 655 93,2 4 1 730 92,9 5 1 810 93,4 6 1 850 93,2

6.3.7 Los coeficientes a y b de la ecuación lineal se definen según lo anterior y pueden calcularse como sigue:

X Y XY X2

1 395 92,3 128 759 1 946 025 1 505 92,9 139 815 2 265 025 1 655 93,2 154 246 2 739 025 1 730 92,9 160 717 2 992 900 1 810 93,4 169 054 3 276 100 1 850 93,2 172 420 3 422 500

ΣX ΣY ΣXY Σx2

9 945 557,9 925 010 16 641 575

Covariancia Sxy2

b = Variancia = Sx

2 donde:

X i Y i i 1 =

i n=

∑ i

i

y

S x 2

X i 2

i 1 =

i n=

∑

n i

i

–=

s

∆Y( )i2

i 1=

i n=

∑n k– 1–-----------------------=

x0 1 x0( )=


48,46 para dar b = 26 289,6 = 0,001843

y

a

Y i b X i i 1 =

i n = ∑ –

i 1 –

i n = ∑

n - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - =

= 557,9 0,001843 ( ) 9 945 ( ) – 6 - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - ---------- - - - - - - - 89,93 . =

6.3.8 El intervalo de confianza del 90% para esta línea de regresión que se define como:

CI90 Y ts x0A 1– x0′±=

se calcula del modo que sigue. 6.3.9 A partir del conjunto único de variables indepen-dientes medidas que figuran en la Tabla A1-1, formemos la matriz X a partir de los vectores de fila elementales, de modo que:

X

1 1 3951 1 5051 1 6551 1 7301 1 8101 1 850

=

y X′, transpuesta de X, donde

X 1 1 1 1 1 11 395 1 505 1 655 1730 1 810 1 850

⋅=

6.3.10 Formamos ahora la matriz A, definida de modo que A, = X′ X y entonces

A 6 9 945

9 945 16 641 575 =

y su inversa A–1 de modo que

A 1 – 17,5836 0,01051 –

0,01051 – 6,339 E 6 – . =

Nota.— La manipulación de matrices y su multiplicación e inversión se realizan mejor con computadoras por medio de rutinas ordinarias. Estas rutinas se aplican por medio de fun-ciones ordinarias de programas de hoja de cálculo electrónico de uso común. 6.3.11 Supongamos que deseamos encontrar el intervalo de confianza del 90% para la línea de regresión para un valor de FN / δ (es decir, x0) de 1 600. Formamos el vector de fila x0 de modo que:

x0 1 1 600=

y su traspuesto, un vector de columna:

x0′ 11 600

.=

6.3.12 De nuestro cálculo de A–1, tenemos que:

x0A 1–

1 1 60017,5836 0,01051– 0,01051 – 6,3396 E 6–

0,7709 3,6453 E – 4 – ( )

=

=

y entonces

x0 A 1– x0 0,7709 3,6453 E – 4 – ( ) 1

1 600 0,1876 .= =

6.3.13 Nuestra ecuación para el intervalo de confianza también requiere que evaluemos el valor de la desviación típica para el conjunto de datos medidos. A partir de la Tabla A1-1 y de nuestra ecuación de regresión para la recta de ajuste óptimo por mínimos cuadrados (a partir de la cual calculamos el valor del EPNL pronosticado en cada uno de los seis valores medidos de FN / δ), procedemos del modo siguiente:

Paso EPNL

(medidos) EPNL

(pronosticado) (∆EPNL)2

1 1 395 92,3 92,50 0,03979 2 1 505 92,9 92,70 0,03911 3 1 655 93,2 92,98 0,04896 4 1 730 92,9 93,12 0,04708 5 1 810 93,4 93,26 0,01838 6 1 850 93,2 93,34 0,01909

FN

δ------


s

∆ y ( ) i 2

i 1 =

i n = ∑

n k – 1 – - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - 0,21241 6 1 – 1 – - - --------- - - - - - - - - - - 0,2304 = = =

para n = 6 y k = 1. 6.3.14 Tomando el valor de la distribución-t de Student de la Tabla A1-3 para (n – k – 1) grados de libertad (es decir, 4) como siendo 2,132, tenemos el intervalo de confianza para la línea de regresión en FN / δ = 1 600 definido como sigue:

C I 90 E P N L t s x 0A 1 – x 0 ′ ±

92,98 2,132 ( ) 0,2304 ( ) 0,1876 ±

92,98 0,2128 . ±

=

=

=

6.3.15 A fin de establecer las líneas de los intervalos de confianza del 90% de una línea de regresión, se deberían calcular los valores de CI90 para una gama de valores de variables independientes por medio de los cuales se puede trazar una línea. Estas líneas se indican como líneas de puntos en la Figura A1-1.

6.4 Intervalo de confianza para una curva de regresión de segundo orden

Los intervalos de confianza para una curva de regresión de segundo orden se derivan de modo similar al empleado para una línea recta como se describe en 6.2 de este apéndice. Aquí no se examina un ejemplo detallado de los cálculos. Sin embargo, deben tenerse presentes los puntos que siguen. 6.4.1 Los coeficientes de la línea de regresión mínimo-cuadrática se determinan mejor por medio de soluciones matriciales detenidas por computadora. Las funciones del análisis de regresión son comunes en muchos programas de computadora. 6.4.2 Las matrices , X y X′ formadas durante el cálculo del intervalo de confianza de acuerdo con la fórmula:

CI90 Y ts x0A 1– x0′±=

se forman a partir de vectores de fila y de columna 1 x 3 y 3 x 1, respectivamente, construidos a partir de valores de la variable independiente X de acuerdo con la fórmula general siguiente:

( )2=x 1 x x y ⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜

⎝

⎛=′

2xx1

x .

6.4.3 El número de grados de libertad relacionados con un análisis de regresión múltiple con K variables indepen-dientes de la variable dependiente [es decir, con coeficientes (K + 1), incluyendo el término constante] se define como (n – K – 1). Para una curva de regresión de segundo orden, tenemos dos variables independientes y, por lo tanto, el número de grados de libertad es (n – 1).

6.5 Intervalo de confianza para el conjunto

de datos combinados El intervalo de confianza relacionado con la combinación de tres conjuntos de datos se define como sigue:

CI Y T Zi2

i 1=

i 3=

∑±=

donde:

ZiCIi

ti-------=

siendo CIi = intervalo de confianza para el i-ésimo conjunto de datos, ti = valor de la distribución-t de Student para el i-ésimo conjunto de datos, y

T

Z i 2 t i

i 1 =

i 3 = ∑

Z i 2

i 1 =

i 3 = ∑

--- - - - - - - - - - - - - - - - - = .

En la Tabla A1-2 se indican las diferentes etapas para el cálculo del intervalo de confianza en nuestro empuje de referencia de FN / δ = 1 600 para combinar de los tres conjuntos de datos.

7. REFERENCIAS

Cochran, W.G. “Approximate Significance Levels of the

Behrens-Fisher Test”. Biometrics 10 (1964), págs. 191-195.

x0 x0 ′,


Tabla A1-2. Ejemplo de cálculo del intervalo de confianza

Descripción Función Referencia Muro sólido Silenciado

Empuje de referencia — 1 600 1 600

Intervalo de confianza del 90% respecto a la media CI90 0,3183 0,4817 0,2128

Número de puntos de datos n 6 23 6

Grado de ajuste de la curva k 0 2 1

Número de variables independientes K 0 2 1

Número de grados de libertad n – K – 1 5 20 4

Distribución-t de Student t 2,015 1,725 2,132

Z CI90/t 0,1580 0,2792 0,09981

Z2 (CI90/t)2 2,4953E–2 7,7979E–2 9,9625E–3

Z2t (CI90/t)2t 5,0280E–2 0,1345 2,1240E–2

ΣZ2 — — 0,1129 —

Σ Z2t( ) — — 0,2060 —

T Σ Z2t( ) ΣZ2⁄ — 1,8248 —

ΣZ2 — — 0,3360 —

CI ΣZ2T — 0,6131 —

Kendall, M.G. y A. Stuart. The Advanced Theory of

Statistics, Volúmenes 1, 2 y 3. Nueva York, Hafner, 1971. Kendall, M.G. y G. U. Yule. An Introduction to the Theory

of Statistics. 14ª edición. Nueva York, Griffin, 1950. Rose, D.M. y F.W. Scholz. Statistical Analysis of Cumulative

Shipper-Receiver Data. U.S. Nuclear Regulatory Commission, Division of Facility Operations, Office of Nuclear Regulatory Research, Washington, D.C. 20555, 1983. NUREG/CR-2819. NRC FIN B1076.

Snedecor, G.W. y W.G. Cochran. Statistical Methods,

6ª edición. Arnes, Iowa: The Iowa State University Press, 1968.

Walpole, R.E. y R.H. Myers. Probability and Statistics for

Engineers and Scientists. Nueva York, MacMillan, 1972. Wonnacott, T.H. y R.J. Wonnacott. Introductory Statistics,

5ª edición. John Wiley & Sons, 1990. *

8. DISTRIBUCIÓN-T DE STUDENT (PARA 90% DE CONFIANZA)

PARA VARIOS GRADOS DE LIBERTAD Valores en la distribución-t de Student para dar una probabilidad de 0,95 de forma que el valor de la población media, µ, sea:

µ y t, 95· ζ·,

sn

-------+≤

y, por lo tanto, la probabilidad de 0,90 (90%) que

y t,95 ζ·,sn

------- µ y≤ ≤– t,95 ζ·,sn

------- .=

* No figura el lugar de publicación.


Tabla A1-3. Distribución-t de Student (para 90% de confianza) para varios grados de libertad

Grados de libertad ( ) t0,95,

1 6,314

2 2,920

3 2,353

4 2,132

5 2,015

6 1,943

7 1,895

8 1,860

9 1,833

10 1,812

12 1,782

14 1,761

16 1,746

18 1,734

20 1,725

24 1,711

30 1,697

60 1,671

>60 1,645

AP 2-1

Apéndice 2

IDENTIFICACIÓN DE IRREGULARIDADES ESPECTRALES

1. INTRODUCCIÓN 1.1 Las irregularidades espectrales que no proceden de fuentes de ruido de la aeronave pueden dar lugar a correc-ciones por tono cuando se aplican los procedimientos previstos en 4.3 de los Apéndices 1 y 2 del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves. Estas irregularidades espectrales pueden deberse: a) a la interferencia entre la energía sonora reflejada por el

terreno por debajo del micrófono colocado a 1,2 m de altura y la energía acústica que proviene directamente de la aeronave. Los efectos destructivos y de intensifi-cación debidos a este tipo de interferencia son especial-mente importantes a bajas frecuencias, particularmente entre 100 Hz y 200 Hz, y disminuyen a medida que la frecuencia aumenta. Las crestas localizadas que se observan en el espectro de un tercio de octava de esas señales se llaman seudotonos. Por encima de 800 Hz, esa interferencia generalmente es insuficiente como para tener que hacer una corrección por tono según los procedimientos del Anexo 16, Volumen I;

b) a pequeñas perturbaciones de la propagación del ruido

de la aeronave cuando se analiza con filtros de anchura de banda de un tercio de octava; o

c) a las correcciones y ajustes efectuados al procesar

los datos, para tener en cuenta el ruido de fondo y la atenuación atmosférica. En este último caso, los coefi-cientes de atenuación atmosférica (") indicados en la Recomendación ARP 866A de la SAE se tienen que aplicar a la frecuencia central de la banda de un tercio de octava a 4 kHz, mientras que a 5 kHz se tienen que aplicar a la frecuencia inferior de la banda de un tercio de octava. A veces, esta diferencia es suficiente para motivar la corrección por tono.

1.2 Se incluye un factor de corrección por tono al hacer el cálculo del nivel efectivo de ruido percibido (EPNL) para tener en cuenta la reacción subjetiva debida a la presencia de irregularidades espectrales pronunciadas. Los tonos generados por las fuentes de ruido de la aeronave son aquellos por los

que conviene aplicar los factores de corrección. Pueden ignorarse los factores de corrección por tono resultantes de irregularidades espectrales, es decir, los tonos falsos produ-cidos por alguna de las causas mencionadas en 1.1. En este apéndice se describen los métodos aprobados para detectar y suprimir los efectos de esas irregularidades espectrales. Sin embargo, corresponde a las autoridades de homologación aprobar el empleo de cualquiera de esos métodos.

2. MÉTODOS PARA IDENTIFICAR LOS TONOS FALSOS

2.1 Seguimiento de las frecuencias 2.1.1 El seguimiento de las frecuencias del ruido de sobrevuelo es útil para descubrir las irregularidades espec-trales. La frecuencia observada de las fuentes de ruido del avión decrece continuamente en el transcurso del sobrevuelo debido al desplazamiento Doppler de la frecuencia, fDOPP, siendo:

1 cos=

− λDOPP

ffM

donde: f es la frecuencia del ruido en la fuente; M es el número de Mach del avión, y λ es el ángulo formado por la trayectoria de vuelo, en la

dirección del vuelo y la recta que, en el momento de la emisión, une la fuente con el observador.

2.1.2 Los efectos de reflexión en el espectro, es decir, los seudotonos, consisten en un aumento de frecuencia después de pasar el avión por encima, o en frente o detrás del micrófono, y en una disminución antes de ese momento. Las irregula-ridades espectrales atribuibles a las perturbaciones de propa-gación del ruido entre el avión y el micrófono tienden a ser


aleatorias, lo que las distingue del efecto Doppler. Estas carac-terísticas diferentes pueden servir para separar los tonos emitidos por la fuente de los tonos falsos.

2.2 Análisis de banda estrecha

El análisis de banda estrecha con filtros cuya anchura de banda es inferior a un tercio de octava es útil para determinar los tonos falsos. Por ejemplo, si el análisis se hace de forma que los niveles de ruido espectrales en un caso se presentan en función de la intensidad de la imagen sobre una línea, el análisis del conjunto del sobrevuelo permite distinguir claramente los tonos producidos por el avión, con el efecto Doppler, y los atribuibles a la reflexión descrita en 2.1.

2.3 Altura del micrófono

La comparación del espectro de mediciones de un tercio de octava obtenidas con un micrófono emplazado a 1,2 m de altura y de los datos obtenidos con un micrófono cercano montado a nivel de tierra en una superficie dura reflejante, una configuración similar a la que se describe en 4.4 del Apéndice 6 del Anexo 16, Volumen I, o a una altura neta-mente superior a 1,2 m, por ejemplo 10 m, permite identificar los tonos falsos. Los cambios de altura del micrófono alteran las irregularidades espectrales debidas a la interferencia, que serían distintas a las del micrófono situado a 1,2 m de altura, por lo que la comparación entre estos dos conjuntos de datos

simultáneos permite distinguir los tonos producidos por la fuente de los tonos falsos.

2.4 Inspección de la evolución de los datos de ruido

Las irregularidades espectrales que dimanan de las correc-ciones o ajustes de los datos [descritos en 1.1 b)] se producen en la gama de frecuencias comprendida entre 1 kHz y 10 kHz, y las correcciones por tonos falsos varían normalmente de 0,2 dB a 0,6 dB. Si la evolución de los niveles de ruido perci-bido (PNL) y de los niveles de ruido percibido corregidos por tono (PNLT) presenta diferencias constantes de nivel, esto indica con frecuencia la presencia de correcciones por tonos falsos. Los análisis complementarios de banda estrecha pueden ser útiles para demostrar que esas correcciones por tono no son atribuibles al ruido generado por el avión.

3. TRATAMIENTO DE LOS TONOS FALSOS

Cuando las irregularidades espectrales producen tonos falsos que se identifican por medio de, por ejemplo, los métodos descritos en la Sección 2 de este apéndice, el valor de los mismos puede fijarse en cero cuando se calculan de conformidad con la operación 9 del cálculo de la corrección por tonos descrito en 4.3 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I.

AP 3-1

Apéndice 3

DIRECTRICES PARA EL AJUSTE DE LOS NIVELES DE RUIDO DE LAS AERONAVES PARA LOS EFECTOS

DEL RUIDO DE FONDO

1. INTRODUCCIÓN 1.1 La información que sigue constituye textos de orientación sobre los procedimientos para ajustar los niveles de ruido medidos de las aeronaves para los efectos del ruido de fondo. 1.2 El ruido de fondo durante los ensayos para la homologación acústica de las aeronaves puede influir en los niveles acústicos medidos de las aeronaves y, en algunos casos, oscurecer partes de la evolución del espectro usado para obtener los valores del nivel efectivo de ruido percibido (EPNL). Los procedimientos de ajuste deberían incluir los siguientes componentes: — ensayo para determinar qué porciones de la evolución

del espectro resultan oscurecidas, si hubiera alguna; — niveles no oscurecidos ajustados para determinar los

niveles acústicos de la aeronave que se habrían medido en caso de no haber ruido de fondo; y

— reemplazo o reconstrucción de los niveles oscurecidos

por medio de extrapolación de frecuencias, extrapo-lación temporal u otros medios.

1.3 En la Sección 2 figura una lista de definiciones de los términos empleados en este apéndice. Aunque algunos de los términos tienen significado de aceptación general, aquí se aplica el significado específico de la definición. 1.4 En la Sección 3 se presenta un procedimiento deta-llado por etapas, incluyendo las ecuaciones y descripciones de los métodos de extrapolación temporal y de frecuencia (véase 3.2.10 de este apéndice). También se pueden usar otros procedimientos, a condición de que hayan sido aprobados por la autoridad de homologación. 1.5 Las consideraciones generales, que se aplican a todo procedimiento de ajuste del ruido de fondo, figuran en la

Sección 4, incluidos los requisitos y limitaciones (véase 4.1 de este apéndice) y otras consideraciones especiales (véase 4.2 a 4.4 de este apéndice).

2. DEFINICIONES Para los fines de este apéndice, se aplican las definiciones que siguen. Banda enmascarada. Dentro de un espectro único, cualquier

banda de un tercio de octava que contenga un nivel enmascarado.

Banda válida o no enmascarada. Dentro de un espectro

único, cualquier banda de un tercio de octava que contenga un nivel válido.

Bandas de alta frecuencia. Las 12 bandas de 800 Hz a 10 kHz

inclusive. (Véase también “bandas de baja frecuencia”.) Bandas de baja frecuencia. Las 12 bandas de 50 Hz a 630 Hz

inclusive. (Véase “bandas de alta frecuencia”.) Criterios de enmascaramiento. El espectro de niveles de

banda de un tercio de octava por debajo del cual los niveles de presión acústica medidos de la aeronave se consideran enmascarados u oscurecidos por el ruido de fondo. Los niveles de los criterios de enmascaramiento se definen como el mayor de

1) ruido de predetección +3 dB; o 2) ruido de posdetección +1 dB. Extrapolación de frecuencia. Método para la reconstrucción

de datos de alta frecuencia enmascarados, basado en datos no enmascarados en una banda de un tercio de octava de frecuencia más baja del mismo espectro.

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 3-2 de homologación acústica de las aeronaves Extrapolación temporal. Método para la reconstrucción de

datos enmascarados de alta frecuencia, basado en datos no enmascarados en la misma banda de un tercio de octava, provenientes de un espectro diferente en la evolución.

LGB (última banda buena). En el método de ajuste presen-

tado en la Sección 3, para todo espectro de banda de un tercio de octava de una aeronave, la LGB es la banda no enmascarada de la frecuencia más alta dentro de la gama de 630 Hz a 10 kHz inclusive, por debajo de la cual no hay bandas de alta frecuencia enmascaradas.

Nivel ajustado. Un nivel válido de banda de un tercio de

octava, que ha sido ajustado para condiciones de medición, incluyendo:

1) la aportación de energía de ruido de predetección; y 2) ajustes dependientes de la frecuencia, tales como la

respuesta en frecuencia del sistema, respuesta en presión del micrófono y respuesta en campo libre, y pérdida de inserción dependiente de la incidencia de la pantalla de protección contra el viento.

Nivel enmascarado. Nivel de banda de un tercio de octava que

es inferior o igual al criterio de enmascaramiento para esa banda. Cuando un nivel se identifica como enmascarado, el nivel real de ruido de la aeronave en esa banda ha sido oscurecido por el ruido de fondo y no se puede determinar. Los niveles enmascarados pueden reconstruirse mediante la extrapolación de frecuencia, la extrapolación temporal u otros métodos.

Nivel reconstruido. Un nivel, calculado por extrapolación de

frecuencia, extrapolación temporal u otros medios, que remplaza el valor medido para una banda enmascarada.

Nivel válido o no enmascarado. Nivel de banda de un tercio

de octava que excede los criterios de enmascaramiento para esa banda.

Ruido ambiental. Ruido acústico proveniente de fuentes que

no son las de la aeronave de ensayo presentes en el emplazamiento del micrófono durante las mediciones del ruido de la aeronave. El ruido ambiental es un componente del ruido de fondo.

Ruido de fondo. El ruido combinado presente en un sistema de

medición proveniente de fuentes que no son las de la aeronave de ensayo y que pueden influir u oscurecer los niveles de ruido de la aeronave que son objeto de medición. Los elementos típicos del ruido de fondo incluyen, sin que la enumeración sea limitada: ruido ambiental de fuentes alrededor del emplazamiento del micrófono; ruido

termoeléctrico generado por componentes en el sistema de medición; ruido del flujo magnético (“soplido de la cinta”) de grabadoras análogas; y ruido de digitalización causado por error de cuantización en los convertidores digitales. Algunos elementos del ruido de fondo, tales como el ruido de digitalización, pueden oscurecer la señal acústica de la aeronave, mientras que otros, tales como el ruido ambiental, también pueden aportar energía a la señal acústica medida de la aeronave.

Ruido de posdetección. Los niveles mínimos por debajo de los

cuales los niveles de ruido medidos no se consideran válidos. Generalmente determinados por la base de una “ventana” de análisis o por la amplitud de características no lineares de componentes en el sistema de medición y análisis. Los niveles de ruido de postdetección no son aditivos, es decir, no aportan energía a los niveles de ruido medidos de la aeronave.

Ruido de predetección. Todo ruido que pueda aportar energía

a los niveles medidos del ruido producido por la aeronave, incluido el ruido ambiental en el emplazamiento del micrófono y el ruido de los instrumentos activos que se encuentran en los sistemas de medición, registro o lectura, y análisis.

Sustracción de energía. Sustracción de un nivel de presión

acústica de otro, por energía, en la fórmula siguiente:

10 10 LA 10⁄( ) 10 LB 10⁄( )–10log

donde LA y LB son dos niveles de presión acústica en

decibeles, siendo LB el valor que se sustrae de LA.

3. PROCEDIMIENTO DE AJUSTE

DEL RUIDO DE FONDO

3.1 Hipótesis a) Un espectro de aeronave típico medido sobre el terreno

contiene niveles de banda de un tercio de octava cuya amplitud disminuye cuando aumenta la frecuencia. Esta característica de disminución de alta frecuencia se debe principalmente a los efectos de la absorción atmos-férica.

b) Un espectro mínimo típico de instrumental electrónico

contiene niveles de banda de un tercio de octava cuya amplitud aumenta cuando aumenta la frecuencia.

Apéndice 3. Directrices para el ajuste de los niveles de ruido de las aeronaves para los efectos del ruido de fondo AP 3-3 c) Debido a las hipótesis citadas en a) y b), a medida que

se aumenta la frecuencia observada dentro de un espectro de aeronave de banda de un tercio de octava y una vez que una banda queda enmascarada, todas las bandas de alta frecuencia subsiguientes también estarán enmascaradas. Esto permite aplicar una etiqueta de “última banda buena” (LGB) para identificar la banda de frecuencia por encima de la cual las bandas de un espectro están enmascaradas.

d) Si alguna vez, un nivel válido ocurre en una banda con

una frecuencia central más elevada que la LGB, su presencia muy probablemente se deberá a pequeñas variaciones en los niveles de predetección o a niveles del espectro de la aeronave de banda de un tercio de octava que están cerca de los niveles del ruido de fondo en general, de modo que su aportación de energía no será importante. (Esta hipótesis es válida únicamente en caso de ausencia de tonos importantes generados por la aeronave en la región del enmascaramiento.) Por lo tanto, la posibilidad de que un nivel sea válido en una banda con frecuencia central más alta que la LGB puede ignorarse. Los solicitantes que prefieran aplicar algoritmos para detectar y tratar esas situaciones pueden hacerlo, pero no puede usarse ningún proce-dimiento sin la aprobación previa de la autoridad de homologación.

3.2 Procedimiento progresivo 3.2.1 Determinación del ruido de predetección. Debe obtenerse un espectro de tiempo medio de la banda de un tercio de octava de los niveles de ruido de predetección para cada paso del ensayo (o grupo de pasos que ocurren durante un período de tiempo corto) mediante el registro y análisis del ruido ambiental durante un período de tiempo represen-tativo (30 segundos o más). Es preciso cerciorarse de que esta muestra de ruido “ambiental” representa razonablemente lo que ocurre durante los pasos medidos de la aeronave. Al registrar el ruido ambiental, deben determinarse todas las etapas de ganancia y hacer el reglaje de los atenuadores como estarán durante los pasos de la aeronave, a fin de asegurarse de que el ruido de los instrumentos también es representativo. Si fueran necesarios varios reglajes de ganancia para la medición del ruido de la aeronave, debe registrarse una muestra ambiental por separado en cada uno de los reglajes utilizados. 3.2.2 Determinación del ruido de posdetección. Como resultado de los ensayos o de las especificaciones del fabri-cante debe determinarse un espectro de banda de un tercio de octava de los niveles de ruido de posdetección para cada configuración de medición o análisis empleada (incluyendo diferentes reglajes de ganancia y sensibilidad). Estos niveles

válidos mínimos pueden determinarse a partir de las limita-ciones de la presentación (p. ej., desaparición de la indicación presentada cuando los niveles descienden por debajo de cierto valor), no linearidad de la amplitud, u otras limitaciones no aditivas. En los casos en que varios componentes o etapas del sistema de medición o análisis imponen un reglaje de niveles válidos mínimos, debe emplearse el más restrictivo en cada banda de un tercio de octava. 3.2.3 Ensayo del ruido de predetección y del ruido de posdetección. La validez de los niveles de ruido de prede-tección debe establecerse antes de que estos niveles puedan usarse para ajustar los niveles válidos de ruido de la aeronave. Todo nivel de ruido de predetección que es igual o inferior al nivel de ruido de posdetección en una banda de un tercio de octava en particular debería identificarse como inválido y, por lo tanto, no debería usarse en el procedimiento de ajuste. 3.2.4 Determinación de los criterios de enmascara-miento. Una vez que se han determinado los espectros de ruido de predetección y de ruido de posdetección pueden identi-ficarse los criterios de enmascaramiento. Para cada banda de un tercio de octava, compárese el nivel válido de ruido de predetección +3 dB con el nivel de ruido de posdetección +1 dB. El más alto de estos niveles se usa como criterio de enmascaramiento para esa banda. Si no hay un nivel válido de ruido de predetección para una banda de un tercio de octava en particular, el nivel de ruido de posdetección +1 dB se emplea como criterio de enmascaramiento para esa banda. La ventana de 3 dB por encima de los niveles de predetección permite duplicar la energía que podría producirse si el nivel de ruido de una aeronave fuera igual al nivel de predetección. La ventana de 1 dB por encima de los niveles de posdetección da una tolerancia de error razonable en la determinación de esos niveles. 3.2.5 Identificación de los niveles enmascarados. Cada espectro de la evolución del ruido de la aeronave puede evaluarse para los efectos del enmascaramiento comparando los niveles de la banda de un tercio de octava con los niveles de los criterios de enmascaramiento. Cuando el nivel de la aeronave en una banda determinada sea inferior o igual al correspondiente criterio de enmascaramiento, ese nivel de la aeronave se considera enmascarado. Debe conservarse un registro de las bandas enmascaradas en cada espectro. 3.2.6 Determinación de la última banda buena o LGB. Para cada registro espectral de medio segundo, determínese la frecuencia no enmascarada más alta de la banda de un tercio de octava (la “última banda buena” o “LGB”) comenzando en la banda de 630 Hz y aumentando el número de la banda (aumentando la frecuencia) hasta que se encuentra la banda enmascarada. En este punto, determínese la LGB para ese registro espectral igual a la banda debajo de la banda

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 3-4 de homologación acústica de las aeronaves enmascarada. La banda de frecuencia más baja que pueda identificarse como LGB es la banda de 630 Hz. En otras palabras, si tanto la banda de 630 Hz como la de 800 Hz están enmascaradas, no puede llevarse a cabo la reconstrucción de los niveles enmascarados para ese espectro, y las 13 bandas entre 630 Hz y 10 kHz inclusive deben dejarse como están y se las debe identificar como enmascaradas. De acuerdo con los límites de enmascaramiento especificados en 4.2 a) de este apéndice, un espectro como ese no es válido para el cálculo del EPNL. 3.2.7 Ajuste de los niveles válidos para el ruido de fondo. En cada espectro de medio segundo, para cada banda válida hasta la LGB, inclusive, réstese del nivel válido medido en la evolución del ruido de la aeronave la energía del nivel válido de predetección:

10 10 10 L AERONAVE 10 ⁄ ( )

10 L PREDETECCIÓN 10⁄ ( )

–[ ]log

La sustracción de energía debería realizarse en todos los niveles de ruido válidos de la banda de un tercio de octava. No se puede realizar una sustracción de energía en ninguna banda de un tercio de octava donde no hay un nivel válido de ruido de predetección, es decir, este ajuste no puede aplicarse cuando el nivel de ruido de la aeronave medido durante la evolución o el nivel de ruido de predetección están enmas-carados. 3.2.8 Ajuste de los niveles válidos para las condiciones de medición. Antes de que se pueda efectuar una recons-trucción para los niveles enmascarados, los niveles válidos que han sido ajustados debido a la presencia del ruido de predetección también deben ser objeto de ajustes dependientes de la frecuencia, tales como: respuesta en frecuencia del sistema, respuesta en presión del micrófono, respuesta en campo libre y pérdida de inserción dependiente de la inci-dencia del paravientos. Estos ajustes no pueden aplicarse a niveles enmascarados. 3.2.9 Reconstrucción de bandas de baja frecuencia enmascaradas. En los casos en que una banda de un tercio de octava de baja frecuencia enmascarada existe entre dos bandas válidas adyacentes, se puede conservar el nivel enmascarado, o el promedio aritmético de los niveles ajustados de las bandas válidas adyacentes se puede usar en lugar del nivel enmas-carado. Si se usa el promedio aritmético, el nivel debe considerarse como reconstruido. Sin embargo, si las bandas de baja frecuencia enmascaradas se encuentran adyacentes a otras bandas de baja frecuencia enmascaradas, estos niveles enmascarados deben conservarse y continuar siendo conside-rados como enmascarados. El procedimiento presentado en este apéndice no prevé ninguna otra forma de reconstrucción para las bandas de baja frecuencia enmascaradas.

3.2.10 Reconstrucción de niveles para bandas de alta frecuencia enmascaradas. La extrapolación de frecuencia y la extrapolación temporal son los métodos empleados para reconstruir niveles de banda de un tercio de octava enmas-caradas por bandas de frecuencias más altas que la LGB para cada registro espectral. Los coeficientes de absorción atmosférica de la banda de un tercio de octava (sea en dB por 1 000 ft o en dB por 100 m) deben determinarse antes de que pueda realizarse la reconstrucción de los niveles de banda enmascarada. Cabe observar que las coordenadas de emisión de ruido también deben calcularse para cada registro antes de efectuar la reconstrucción, puesto que el procedimiento depende de la distancia de propagación. 3.2.10.1 Método de extrapolación de frecuencias Para un espectro en que la LGB está situada por encima de la banda de un tercio de octava de 2 kHz, empléese el método de extrapolación de frecuencias. Este método reconstruye las bandas de alta frecuencia enmascaradas a partir del nivel correspondiente a la LGB (en el mismo espectro). Los niveles para todas las bandas de frecuencias más altas que la LGB deben reconstruirse utilizando este método. Los niveles de frecuencias extrapolados deberán considerarse como recons-truidos. Reconstrúyase el nivel para las bandas enmascaradas empleando la siguiente ecuación:

Lxi k, Lj k, α jSRk

100---------× αjREF

60100---------×

–

20 10SRk60--------- α iREF

60100---------× αi

SRk

100---------×– 20 10 60

SRk---------log

+

+

log

+

+

=

que puede reducirse a:

Lxi k, Lj k, αj αi–[ ]SRk

100---------×

αiREFαjREF

– 60100---------×

+

+

=

donde: i es la banda enmascarada que ha de extrapolarse; k es el registro que interesa; j es la última banda buena en el registro k; Lxi,k es el nivel de frecuencia extrapolado en dB para la

banda enmascarada i y el registro espectral k; Lj,k es el nivel para la LGB en el registro k después de haber

aplicado todos los ajustes del día de ensayo, incluyendo la sustracción de energía del ruido de predetección, los ajustes del sistema y del micrófono, etc.;

Apéndice 3. Directrices para el ajuste de los niveles de ruido de las aeronaves para los efectos del ruido de fondo AP 3-5 αj es el coeficiente de absorción atmosférica el día de

ensayo (dB por 100 m) para la LGB; αi es el coeficiente de absorción atmosférica el día de

ensayo (dB por 100 m) para la banda i; es el coeficiente de absorción atmosférica de

referencia (25ºC, 70% RH), (dB por 100 m) para la LGB; es el coeficiente de absorción atmosférica de

referencia (25ºC, 70% RH), (dB por 100 m) para la banda enmascarada i; y

SRk es la distancia oblicua o distancia de propagación

acústica en metros, en el momento de la emisión del ruido para el registro espectral k, entre la aeronave y el micrófono.

Este procedimiento se basa en la hipótesis de que el espectro de la aeronave es “chato” (todos los niveles de bandas de alta frecuencia son iguales) a una distancia de 60 m en condiciones de referencia (25ºC, 70% RH). El proceso puede conceptualizarse por medio de los siguientes pasos: 1) el nivel para la banda j (la banda no enmascarada

de más alta frecuencia en el registro espectral k), que ya ha sido ajustada para las condiciones de medición, se ajusta para los efectos de propa- gación del día de ensayo a fin de obtener el nivel en la fuente y luego ajustarlo usando los efectos de propagación de referencia a 60 m de distancia de la fuente;

2) este nivel se asigna seguidamente como nivel para

todas las bandas enmascaradas de alta frecuencia (banda i, banda i+1, etc.) a una distancia de 60 m;

3) se determina un nuevo nivel en la fuente para cada

banda de alta frecuencia enmascarada suprimiendo los correspondientes efectos de propagación del día de referencia; y

4) se determina para cada banda de alta frecuencia

enmascarada el nivel extrapolado que se habría medido sobre el terreno, sin ruido de fondo, sumando los efectos de propagación del día de ensayo a cada uno de los niveles en la fuente determinados en la operación 3.

3.2.10.2 Método de extrapolación temporal Para un espectro en que la LGB ocurre en o entre la banda de un tercio de octava de 630 Hz y la banda de 1,6 kHz, úsese el método de extrapolación temporal. Este método reconstruye

una banda enmascarada en un espectro a partir del registro espectral más cercano (es decir, más cercano en el tiempo) para el cual esa banda es válida. Los niveles para todas las bandas de un tercio de octava con frecuencias más elevadas que la LGB deben reconstruirse empleando este método de extrapolación temporal. Los niveles extrapolados temporal-mente deben considerarse como reconstruidos. Recons-trúyanse los niveles para las bandas enmascaradas empleado la siguiente ecuación:

Lxi k,Li m, αi

SRm100----------

SRk100---------– 20 10

SRmSRk----------log+ +=

donde: Lxi,k es el nivel extrapolado temporalmente en dB para la

banda enmascarada i y el registro espectral k; Li,m es el nivel ajustado en dB para la banda i en el registro

espectral m, que es el registro más cercano en el tiempo al registro k, en el cual la banda i contiene un nivel válido;

SRm es la distancia oblicua o la distancia de propagación

acústica en metros, en el momento de la emisión del ruido para el registro espectral m, entre la aeronave y el micrófono;

SRk es la distancia oblicua o la distancia de propagación

acústica en metros en el momento de la emisión del ruido para el registro espectral k, entre la aeronave y el micrófono; y

αi es el coeficiente de absorción atmosférica del día de

ensayo (dB por 100 m) para la banda i. Este procedimiento se basa en la hipótesis de que el espectro de la aeronave es omnidireccional durante el paso de la aeronave. 3.3 Una vez efectuada la reconstrucción de los datos enmascarados, queda terminado el procedimiento de ajuste del ruido de fondo. El conjunto de datos ajustados y medidos, que comprende niveles ajustados, niveles reconstruidos y posi-blemente algunos niveles enmascarados, se usa seguidamente para obtener la evolución del nivel de ruido percibido corre-gido por tono (PNLT) el día de ensayo descrito en 4.3 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I. La identificación de datos enmascarados debería mantenerse accesible para usarla durante el procedimiento de corrección por tono, puesto que toda corrección por tono que resulta del ajuste para el ruido de fondo puede eliminarse del proceso de identificación del tono máximo dentro del espectro. Cuando se usa este proce-dimiento de ajuste del ruido de fondo, la banda identificada como LGB debería tratarse como la última banda del cálculo

αjREF

αiREF

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 3-6 de homologación acústica de las aeronaves de corrección por tono (de la manera descrita para la banda de 10 kHz en 4.3.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, incluyendo el cálculo de una nueva pendiente para la banda LGB+1 que es igual a la pendiente en LGB [es decir, s’(LGB+1, k) = s’(LGB, k), en la operación 5 del proce-dimiento de corrección por tono].

4. CONSIDERACIONES GENERALES

4.1 Limitaciones y requisitos para los procedimientos de ajuste

del ruido de fondo Todo método de ajuste para los efectos del ruido de fondo debe estar aprobado por la autoridad de homologación antes de emplearlo. El procedimiento de ajuste presentado en 3.2 de este apéndice incluye las limitaciones y los requisitos aplica-bles. Seguidamente se describen las limitaciones y los requi-sitos que se aplican a todos los métodos. 4.1.1 El solicitante debe poder demostrar, por medio del análisis de banda estrecha u otros métodos, que no se producen tonos importantes generados por la aeronave en las bandas de un tercio de octava enmascaradas durante el EPNL. 4.1.2 Ni los ajustes dependientes de la frecuencia ni la sustracción de energía de los niveles de predetección pueden aplicarse a los datos enmascarados. 4.1.3 Cuando los niveles son iguales o inferiores a 0 dB, sea como parte del análisis original o como resultado del procedimiento de ajuste del ruido de fondo, estos valores deben obtenerse e incluirse en todos los cálculos pertinentes. Esos niveles pueden llegar a ser importantes durante el ajuste de los datos de ensayo a las condiciones de referencia, espe-cialmente en distancias de propagación largas, donde los efectos de la absorción atmosférica sobre los datos de frecuen-cias más altas pueden producir grandes ajustes de banda de un tercio de octava. 4.1.4 Cuando bandas de un tercio de octava consecutivas en la gama de 2,5 kHz a 10 kHz inclusive están enmascaradas, y cuando bandas no consecutivas están enmascaradas en la región de 800 Hz a 2 kHz inclusive, la extrapolación de fre-cuencias (como se describe en 3.2.10.1 de este apéndice) debe realizarse sobre todas las bandas enmascaradas consecutivas con frecuencias nominales superiores a 2 kHz. 4.1.5 Cuando bandas de un tercio de octava consecutivas en la gama de 800 Hz a 2 kHz inclusive están enmascaradas, la extrapolación temporal (como se describe en 3.2.10.2 de este

apéndice) debe realizarse en todas las bandas enmascaradas consecutivas con frecuencias nominales superiores a 630 Hz. 4.1.6 En los casos de una sola banda de un tercio de octava enmascarada entre dos bandas válidas adyacentes, se puede determinar el promedio aritmético de los niveles de las bandas ajustadas adyacentes y emplear el nivel promedio en lugar del nivel enmascarado. Si se conserva el nivel enmasca-rado, se lo debe incluir cuando se cuentan los niveles enmasca-rados en 4.2 de este apéndice.

4.2 Rechazo del espectro debido al enmascaramiento

Un espectro pasa a ser válido si prevalecen las siguientes condiciones: a) si después de la reconstrucción de bandas enmas-

caradas, más de cuatro bandas de un tercio de octava conservan los valores enmascarados;

b) para los registros dentro de un segundo del registro

relacionado con el espectro PNLTMÁX (es decir, cinco registros de datos de medio segundo), si más de cuatro bandas de alta frecuencia necesitan reconstrucción; o

c) si la LGB está situada a una altura igual o inferior a la

banda de un tercio de octava de 3 150 Hz cuando se usa el ejemplo del procedimiento de ajuste del ruido de fondo presentado en 3.2 de este apéndice.

Nota.— Si ocurre un espectro inválido dentro del período de atenuación de 10 dB, el paso de ensayo de la aeronave es inválido, y no puede usarse para los fines de homologación acústica de la aeronave.

4.3 Consideraciones especiales de corrección por tono debido

al enmascaramiento Cuando la corrección del tono máximo para un espectro de banda de un tercio de octava se produce en una banda enmas-carada o reconstruida, la corrección por tono para ese espectro no puede establecerse simplemente en cero. La corrección del tono máximo para el espectro debe calcularse tomando en consideración los niveles enmascarados o reconstruidos. Toda corrección por tono que resulte del ajuste para el ruido de fondo puede eliminarse mediante uno de los dos métodos que siguen, según corresponda. a) cuando se usa el ejemplo de procedimiento de ajuste

del ruido de fondo presentado en 3.2 de este apéndice

Apéndice 3. Directrices para el ajuste de los niveles de ruido de las aeronaves para los efectos del ruido de fondo AP 3-7

(o específicamente, cuando todas las bandas de alta frecuencia en un espectro están enmascaradas por frecuencias más allá de cierta banda, es decir “LGB”), la banda designada como LGB debería ser tratada como la última banda del cálculo de corrección por tono {del modo prescrito para la banda de 10 kHz en 4.2.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, incluyendo el cálculo de una nueva pendiente para la banda que está sobre la LGB que es igual a la pendiente de la banda en LGB [es decir, s’(LGB+1, k) = s’(LGB, k)] en la operación 5 del procedimiento de corrección por tono}; o

b) para las correcciones por tono que se producen en

bandas de un tercio de octava que están enmascaradas o reconstruidas, establézcase F igual a cero en la ope-ración 9 del procedimiento de corrección por tono y recalcúlese la corrección del tono máximo para ese espectro.

Nota.— Todos los niveles de banda dentro de un espectro, sean ajustados, reconstruidos o enmascarados, deben incluirse en el cálculo del valor del nivel de ruido percibido (PNL) para ese espectro.

4.4 Tratamiento de los datos enmascarados en los conjuntos de datos en

condiciones de referencia Para todo espectro de banda de un tercio de octava ajustado a las condiciones de referencia, todas las bandas, incluidas las que contienen niveles enmascarados o reconstruidos (incluidos los niveles inferiores a 0 dB) deben ser ajustadas respecto a las diferencias entre condiciones de ensayo y de referencia (es decir, absorción atmosférica y dispersión esférica). Las consi-deraciones especiales de la corrección por tono enumeradas en 3.2 de este apéndice se aplican tanto a los conjuntos de datos de ensayo como a los de referencia.

AP 4-1

Apéndice 4

TABLAS Y CIFRAS DE REFERENCIA UTILIZADAS EN EL CÁLCULO MANUAL DEL NIVEL

EFECTIVO DE RUIDO PERCIBIDO

Este apéndice contiene material útil para el cálculo manual del nivel efectivo de ruido percibido. Esos cálculos manuales suelen ser necesarios para verificar la exactitud de los programas de computadora utilizados para calcular los niveles de ruido para la homologación.


Tabla A4-1. Ruidosidad percibida (valores noy) en función del nivel de presión acústica

Frecuencias centrales de las bandas de un tercio de octava (Hz)

SPL 50 63 80 100 125 160 200 250 315 400 500 630 800 1000 1250 1600 2000 2500 3150 4000 5000 6300 8000 10000

4 0,10 5 0,10 0,11 0,10 6 0,11 0,12 0,11 0,10 7 0,12 0,14 0,13 0,11 8 0,14 0,16 0,14 0,13 9 0,10 0,16 0,17 0,16 0,14

10 0,11 0,17 0,19 0,18 0,16 0,10 11 0,13 0,19 0,22 0,21 0,18 0,12 12 0,10 0,14 0,22 0,24 0,24 0,21 0,14 13 0,11 0,16 0,24 0,27 0,27 0,24 0,16 14 0,13 0,18 0,27 0,30 0,30 0,27 0,19

15 0,10 0,14 0,21 0,30 0,33 0,33 0,30 0,22 16 0,10 0,10 0,10 0,10 0,10 0,11 0,16 0,24 0,33 0,35 0,35 0,33 0,26 17 0,11 0,11 0,11 0,11 0,11 0,13 0,18 0,27 0,35 0,38 0,38 0,35 0,30 0,10 18 0,10 0,13 0,13 0,13 0,13 0,13 0,15 0,21 0,30 0,38 0,41 0,41 0,38 0,33 0,12 19 0,11 0,14 0,14 0,14 0,14 0,14 0,17 0,24 0,33 0,41 0,45 0,45 0,41 0,36 0,14

20 0,13 0,16 0,16 0,16 0,16 0,16 0,20 0,27 0,36 0,45 0,49 0,49 0,45 0,39 0,17 21 0,10 0,14 0,18 0,18 0,18 0,18 0,18 0,23 0,30 0,39 0,49 0,53 0,53 0,49 0,42 0,21 0,10 22 0,11 0,16 0,21 0,21 0,21 0,21 0,21 0,26 0,33 0,42 0,53 0,57 0,57 0,53 0,46 0,25 0,11 23 0,13 0,18 0,24 0,24 0,24 0,24 0,24 0,30 0,36 0,46 0,57 0,62 0,62 0,57 0,50 0,30 0,13 24 0,10 0,14 0,21 0,27 0,27 0,27 0,27 0,27 0,33 0,40 0,50 0,62 0,67 0,67 0,62 0,55 0,33 0,15

25 0,11 0,16 0,24 0,30 0,30 0,30 0,30 0,30 0,35 0,43 0,55 0,67 0,73 0,73 0,67 0,60 0,36 0,17 26 0,13 0,18 0,27 0,33 0,33 0,33 0,33 0,33 0,38 0,48 0,60 0,73 0,79 0,79 0,73 0,65 0,39 0,20 27 0,10 0,14 0,21 0,30 0,35 0,35 0,35 0,35 0,35 0,41 0,52 0,65 0,79 0,85 0,85 0,79 0,71 0,42 0,23 28 0,11 0,16 0,24 0,33 0,38 0,38 0,38 0,38 0,38 0,45 0,57 0,71 0,85 0,92 0,92 0,85 0,77 0,46 0,26 29 0,13 0,18 0,27 0,35 0,41 0,41 0,41 0,41 0,41 0,49 0,63 0,77 0,92 1,00 1,00 0,92 0,84 0,50 0,30

30 0,10 0,14 0,21 0,30 0,38 0,45 0,45 0,45 0,45 0,45 0,53 0,69 0,84 1,00 1,07 1,07 1,00 0,92 0,55 0,33 31 0,11 0,16 0,24 0,33 0,41 0,49 0,49 0,49 0,49 0,49 0,57 0,76 0,93 1,07 1,15 1,15 1,07 1,00 0,60 0,37 32 0,13 0,18 0,27 0,36 0,45 0,53 0,53 0,53 0,53 0,53 0,62 0,83 1,00 1,15 1,23 1,23 1,15 1,07 0,65 0,41 33 0,14 0,21 0,30 0,39 0,49 0,57 0,57 0,57 0,57 0,57 0,67 0,91 1,07 1,23 1,32 1,32 1,23 1,15 0,71 0,45 34 0,10 0,16 0,24 0,33 0,42 0,53 0,62 0,62 0,62 0,62 0,62 0,73 1,00 1,15 1,32 1,41 1,41 1,32 1,23 0,77 0,50

35 0,11 0,18 0,27 0,36 0,46 0,57 0,67 0,67 0,67 0,67 0,67 0,79 1,07 1,23 1,41 1,51 1,51 1,41 1,32 0,84 0,55 36 0,13 0,21 0,30 0,40 0,50 0,62 0,73 0,73 0,73 0,73 0,73 0,85 1,15 1,32 1,51 1,62 1,62 1,51 1,41 0,92 0,61 37 0,15 0,24 0,33 0,43 0,55 0,67 0,79 0,79 0,79 0,79 0,79 0,92 1,23 1,41 1,62 1,74 1,74 1,62 1,51 1,00 0,67 38 0,17 0,27 0,37 0,48 0,60 0,73 0,85 0,85 0,85 0,85 0,85 1,00 1,32 1,51 1,74 1,86 1,86 1,74 1,62 1,10 0,74 39 0,10 0,20 0,30 0,41 0,52 0,65 0,79 0,92 0,92 0,92 0,92 0,92 1,07 1,41 1,62 1,86 1,99 1,99 1,86 1,74 1,21 0,82

40 0,12 0,23 0,33 0,45 0,57 0,71 0,85 1,00 1,00 1,00 1,00 1,00 1,15 1,51 1,74 1,99 2,14 2,14 1,99 1,86 1,34 0,90 41 0,14 0,26 0,37 0,50 0,63 0,77 0,92 1,07 1,07 1,07 1,07 1,07 1,23 1,62 1,86 2,14 2,29 2,29 2,14 1,99 1,48 1,00 42 0,16 0,30 0,41 0,55 0,69 0,84 1,00 1,15 1,15 1,15 1,15 1,15 1,32 1,74 1,99 2,29 2,45 2,45 2,29 2,14 1,63 1,10 43 0,19 0,33 0,45 0,61 0,76 0,92 1,07 1,23 1,23 1,23 1,23 1,23 1,41 1,86 2,14 2,45 2,63 2,63 2,45 2,29 1,79 1,21 44 0,10 0,22 0,37 0,50 0,67 0,83 1,00 1,15 1,32 1,32 1,32 1,32 1,32 1,52 1,99 2,29 2,63 2,81 2,81 2,63 2,45 1,99 1,34

45 0,12 0,26 0,42 0,55 0,74 0,91 1,08 1,24 1,41 1,41 1,41 1,41 1,41 1,62 2,14 2,45 2,81 3,02 3,02 2,81 2,63 2,14 1,48 46 0,14 0,30 0,46 0,61 0,82 1,00 1,16 1,33 1,52 1,52 1,52 1,52 1,52 1,74 2,29 2,63 3,02 3,23 3,23 3,02 2,81 2,29 1,63 47 0,16 0,34 0,52 0,67 0,90 1,08 1,25 1,42 1,62 1,62 1,62 1,62 1,62 1,87 2,45 2,81 3,23 3,46 3,46 3,23 3,02 2,45 1,79 48 0,19 0,38 0,58 0,74 1,00 1,17 1,34 1,53 1,74 1,74 1,74 1,74 1,74 2,00 2,63 3,02 3,46 3,71 3,71 3,46 3,23 2,63 1,98 49 0,10 0,22 0,43 0,65 0,82 1,08 1,26 1,45 1,64 1,87 1,87 1,87 1,87 1,87 2,14 2,81 3,23 3,71 3,97 3,97 3,71 3,46 2,81 2,18

50 0,12 0,26 0,49 0,72 0,90 1,17 1,36 1,56 1,76 2,00 2,00 2,00 2,00 2,00 2,30 3,02 3,46 3,97 4,26 4,26 3,97 3,71 3,02 2,40 51 0,14 0,30 0,55 0,80 1,00 1,26 1,47 1,68 1,89 2,14 2,14 2,14 2,14 2,14 2,46 3,23 3,71 4,26 4,56 4,56 4,26 3,97 3,23 2,63 52 0,17 0,34 0,62 0,90 1,08 1,36 1,58 1,80 2,03 2,30 2,30 2,30 2,30 2,30 2,64 3,46 3,97 4,56 4,89 4,89 4,56 4,26 3,46 2,81 53 0,21 0,39 0,70 1,00 1,18 1,47 1,71 1,94 2,17 2,46 2,46 2,46 2,46 2,46 2,83 3,71 4,26 4,89 5,24 5,24 4,89 4,56 3,71 3,02 54 0,25 0,45 0,79 1,09 1,28 1,58 1,85 2,09 2,33 2,64 2,64 2,64 2,64 2,64 3,03 3,97 4,56 5,24 5,61 5,61 5,24 4,89 3,97 3,23

55 0,30 0,51 0,89 1,15 1,35 1,71 2,00 2,25 2,50 2,83 2,83 2,83 2,83 2,83 3,25 4,26 4,89 5,61 6,01 6,01 5,61 5,24 4,26 3,46 56 0,34 0,59 1,00 1,29 1,50 1,85 2,15 2,42 2,69 3,03 3,03 3,03 3,03 3,03 3,48 4,56 5,24 6,01 6,44 6,44 6,01 5,61 4,56 3,71 57 0,39 0,67 1,09 1,40 1,63 2,00 2,33 2,61 2,88 3,25 3,25 3,25 3,25 3,25 3,73 4,89 5,61 6,44 6,90 6,90 6,44 6,01 4,89 3,97 58 0,45 0,77 1,18 1,53 1,77 2,15 2,51 2,81 3,10 3,48 3,48 3,48 3,48 3,48 4,00 5,24 6,01 6,90 7,39 7,39 6,90 6,44 5,24 4,26 59 0,51 0,87 1,29 1,66 1,92 2,33 2,71 3,03 3,32 3,73 3,73 3,73 3,73 3,73 4,29 5,61 6,44 7,39 7,92 7,92 7,39 6,90 5,61 4,56

Apéndice 4. Tablas y cifras de referencia utilizadas en el cálculo manual del nivel efectivo de ruido percibido AP 4-3


SPL 50 63 80 100 125 160 200 250 315 400 500 630 800 1000 1250 1600 2000 2500 3150 4000 5000 6300 8000 10000

60 0,59 1,00 1,40 1,81 2,08 2,51 2,93 3,26 3,57 4,00 4,00 4,00 4,00 4,00 4,59 6,01 6,90 7,92 8,49 8,49 7,92 7,39 6,01 4,89 61 0,67 1,10 1,53 1,97 2,26 2,71 3,16 3,51 3,83 4,29 4,29 4,29 4,29 4,29 4,92 6,44 7,39 8,49 9,09 9,09 8,49 7,92 6,44 5,24 62 0,77 1,21 1,66 2,15 2,45 2,93 3,41 3,78 4,11 4,59 4,59 4,59 4,59 4,59 5,28 6,90 7,92 9,09 9,74 9,74 9,09 8,49 6,90 5,61 63 0,87 1,32 1,81 2,34 2,65 3,16 3,69 4,06 4,41 4,92 4,92 4,92 4,92 4,92 5,66 7,39 8,49 9,74 10,4 10,4 9,74 9,09 7,39 6,01 64 1,00 1,45 1,97 2,54 2,88 3,41 3,98 4,38 4,73 5,28 5,28 5,28 5,28 5,28 6,06 7,92 9,09 10,4 11,2 11,2 10,4 9,74 7,92 6,44

65 1,11 1,60 2,15 2,77 3,12 3,69 4,30 4,71 5,08 5,66 5,66 5,66 5,66 5,66 6,50 8,49 9,74 11,2 12,0 12,0 11,2 10,4 8,49 6,90 66 1,22 1,75 2,34 3,01 3,39 3,98 4,64 5,07 5,45 6,06 6,06 6,06 6,06 6,06 6,96 9,09 10,4 12,0 12,8 12,8 12,0 11,2 9,09 7,39 67 1,35 1,92 2,54 3,28 3,68 4,30 5,01 5,46 5,85 6,50 6,50 6,50 6,50 6,50 7,46 9,74 11,2 12,8 13,8 13,8 12,8 12,0 9,74 7,92 68 1,49 2,11 2,77 3,57 3,99 4,64 5,41 5,88 6,27 6,96 6,96 6,96 6,96 6,96 8,00 10,4 12,0 13,8 14,7 14,7 13,8 12,8 10,4 8,49 69 1,65 2,32 3,01 3,88 4,33 5,01 5,84 6,33 6,73 7,46 7,46 7,46 7,46 7,46 8,57 11,2 12,8 14,7 15,8 15,8 14,7 13,8 11,2 9,09

70 1,82 2,55 3,28 4,23 4,69 5,41 6,31 6,81 7,23 8,00 8,00 8,00 8,00 8,00 9,19 12,0 13,8 15,8 16,9 16,9 15,8 14,7 12,0 9,74 71 2,02 2,79 3,57 4,60 5,09 5,84 6,81 7,33 7,75 8,57 8,57 8,57 8,57 8,57 9,85 12,8 14,7 16,9 18,1 18,1 16,9 15,8 12,8 10,4 72 2,23 3,07 3,88 5,01 5,52 6,31 7,36 7,90 8,32 9,19 9,19 9,19 9,19 9,19 10,6 13,8 15,8 18,1 19,4 19,4 18,1 16,9 13,8 11,2 73 2,46 3,37 4,23 5,45 5,99 6,81 7,94 8,50 8,93 9,85 9,85 9,85 9,85 9,85 11,3 14,7 16,9 19,4 20,8 20,8 19,4 18,1 14,7 12,0 74 2,72 3,70 4,60 5,94 6,50 7,36 8,57 9,15 9,59 10,6 10,6 10,6 10,6 10,6 12,1 15,8 18,1 20,8 22,3 22,3 20,8 19,4 15,8 12,8

75 3,01 4,06 5,01 6,46 7,05 7,94 9,19 9,85 10,3 11,3 11,3 11,3 11,3 11,3 13,0 16,9 19,4 22,3 23,9 23,9 22,3 20,8 16,9 13,8 76 3,32 4,46 5,45 7,03 7,65 8,57 9,85 10,6 11,0 12,1 12,1 12,1 12,1 12,1 13,9 18,1 20,8 23,9 25,6 25,6 23,9 22,3 18,1 14,7 77 3,67 4,89 5,94 7,66 8,29 9,19 10,6 11,3 11,8 13,0 13,0 13,0 13,0 13,0 14,9 19,4 22,3 25,6 27,4 27,4 25,6 23,9 19,4 15,8 78 4,06 5,37 6,46 8,33 9,00 9,85 11,3 12,1 12,7 13,9 13,9 13,9 13,9 13,9 16,0 20,8 23,9 27,4 29,4 29,4 27,4 25,6 20,8 16,9 79 4,49 5,90 7,03 9,07 9,76 10,6 12,1 13,0 13,6 14,9 14,9 14,9 14,9 14,9 17,1 22,3 25,6 29,4 31,5 31,5 29,4 27,4 22,3 18,1

80 4,96 6,48 7,66 9,85 10,6 11,3 13,0 13,9 14,6 16,0 16,0 16,0 16,0 16,0 18,4 23,9 27,4 31,5 33,7 33,7 31,5 29,4 23,9 19,4 81 5,48 7,11 8,33 10,6 11,3 12,1 13,9 14,9 15,7 17,1 17,1 17,1 17,1 17,1 19,7 25,6 29,4 33,7 36,1 36,1 33,7 31,5 25,6 20,8 82 6,06 7,81 9,07 11,3 12,1 13,0 14,9 16,0 16,9 18,4 18,4 18,4 18,4 18,4 21,1 27,4 31,5 36,1 38,7 38,7 36,1 33,7 27,4 22,3 83 6,70 8,57 9,87 12,1 13,0 13,9 16,0 17,1 18,1 19,7 19,7 19,7 19,7 19,7 22,6 29,4 33,7 38,7 41,5 41,5 38,7 36,1 29,4 23,9 84 7,41 9,41 10,7 13,0 13,9 14,9 17,1 18,4 19,4 21,1 21,1 21,1 21,1 21,1 24,3 31,5 36,1 41,5 44,4 44,4 41,5 38,7 31,5 25,6

85 8,19 10,3 11,7 13,9 14,9 16,0 18,4 19,7 20,8 22,6 22,6 22,6 22,6 22,6 26,0 33,7 38,7 44,4 47,6 47,6 44,4 41,5 33,7 27,4 86 9,95 11,3 12,7 14,9 16,0 17,1 19,7 21,1 22,4 24,3 24,3 24,3 24,3 24,3 27,9 36,1 41,5 47,6 51,0 51,0 47,6 44,4 36,1 29,4 87 10,0 12,1 13,9 16,0 17,1 18,4 21,1 22,6 24,0 26,0 26,0 26,0 26,0 26,0 29,0 38,7 44,4 51,0 54,7 54,7 51,0 47,6 38,7 31,5 88 11,1 13,0 14,9 17,1 18,4 19,7 22,6 24,3 25,8 27,9 27,9 27,9 27,9 27,9 32,0 41,5 47,6 54,7 58,6 58,6 54,7 51,0 41,5 33,7 89 12,2 13,9 16,0 18,4 19,7 21,1 24,3 26,0 27,7 29,9 29,9 29,9 29,9 29,9 34,3 44,4 51,0 58,6 62,7 62,7 58,6 54,7 44,4 36,1

90 13,5 14,9 17,1 19,7 21,1 22,6 26,0 27,9 29,7 32,0 32,0 32,0 32,0 32,0 36,8 47,6 54,7 62,7 67,2 67,2 62,7 58,6 47,6 38,7 91 14,9 16,0 18,4 21,1 22,6 24,3 27,9 29,9 31,8 34,3 34,3 34,3 34,3 34,3 39,4 51,0 58,6 67,2 72,0 72,0 67,2 62,7 51,0 41,5 92 16,0 17,1 19,7 22,6 24,3 26,0 29,9 32,0 34,2 36,8 36,8 36,8 36,8 36,8 42,2 54,7 62,7 72,0 77,2 77,2 72,0 67,2 54,7 44,4 93 17,1 18,4 21,1 24,3 26,0 27,9 32,0 34,3 36,7 39,4 39,4 39,4 39,4 39,4 45,3 58,6 67,2 77,2 82,7 82,7 77,2 72,0 58,6 47,6 94 18,4 19,7 22,6 26,0 27,9 29,9 34,3 36,8 39,4 42,2 42,2 42,2 42,2 42,2 48,5 62,7 72,0 82,7 88,6 88,6 82,7 77,2 62,7 51,0

95 19,7 21,1 24,3 27,9 29,9 32,0 36,8 39,4 42,2 45,3 45,3 45,3 45,3 45,3 52,0 67,2 77,2 88,6 94,9 94,9 88,6 82,7 67,2 54,7 96 21,1 22,6 26,0 29,9 32,0 34,3 39,4 42,2 45,3 48,5 48,5 48,5 48,5 48,5 55,7 72,0 82,7 94,9 102 102 94,9 88,6 72,0 58,6 97 22,6 24,3 27,9 32,0 34,3 36,8 42,2 45,3 48,5 52,0 52,0 52,0 52,0 52,0 59,7 77,2 88,6 102 109 109 102 94,9 77,2 62,7 98 24,3 26,0 29,9 34,3 36,8 39,4 45,3 48,5 52,0 55,7 55,7 55,7 55,7 55,7 64,0 82,7 94,9 109 117 117 109 102 82,7 67,2 99 26,0 27,9 32,0 36,8 39,4 42,2 48,5 52,0 55,7 59,7 59,7 59,7 59,7 59,7 68,6 88,6 102 117 125 125 117 109 88,6 72,0

100 27,9 29,9 34,3 39,4 42,2 45,3 52,0 55,7 59,7 64,0 64,0 64,0 64,0 64,0 73,5 94,9 109 125 134 134 125 117 94,9 77,2 101 29,9 32,0 36,8 42,2 45,3 48,5 55,7 59,7 64,0 68,6 68,6 68,6 68,6 68,6 78,8 102 117 134 144 144 134 125 102 82,7 102 32,0 34,3 39,4 45,3 48,5 52,0 59,7 64,0 68,6 73,5 73,5 73,5 73,5 73,5 84,4 109 125 144 154 154 144 134 109 88,6 103 34,3 36,8 42,2 48,5 52,0 55,7 64,0 68,6 73,5 78,8 78,8 78,8 78,8 78,8 90,5 117 134 154 165 165 154 144 117 94,9 104 36,8 39,4 45,3 52,0 55,7 59,7 68,6 73,5 78,8 84,4 84,4 84,4 84,4 84,4 97,0 125 144 165 177 177 165 154 125 102

105 39,4 42,2 48,5 55,7 59,7 64,0 73,5 78,8 84,4 90,5 90,5 90,5 90,5 90,5 104 134 154 177 189 189 177 165 134 109 106 42,2 45,3 52,0 59,7 64,0 68,6 78,8 84,4 90,5 97,0 97,0 97,0 97,0 97,0 111 144 165 189 203 203 189 177 144 117 107 45,3 48,5 55,7 64,0 68,6 73,5 84,4 90,5 97,0 104 104 104 104 104 119 154 177 203 217 217 203 189 154 125 108 48,5 52,0 59,7 68,6 73,5 78,8 90,5 97,0 104 111 111 111 111 111 128 165 189 217 233 233 217 203 165 134 109 52,0 55,7 64,0 73,5 78,8 84,4 97,0 104 111 119 119 119 119 119 137 177 203 233 249 249 233 217 177 144

110 55,7 59,7 68,6 78,8 84,4 90,5 104 111 119 128 128 128 128 128 147 189 217 249 267 267 249 233 189 154 111 59,7 64,0 73,5 84,4 90,5 97,0 111 119 128 137 137 137 137 137 158 203 233 267 286 286 267 249 203 165 112 64,0 68,6 78,8 90,5 97,0 104 119 128 137 147 147 147 147 147 169 217 249 286 307 307 286 267 217 177 113 68,6 73,5 84,4 97,0 104 111 128 137 147 158 158 158 158 158 181 233 267 307 329 329 307 286 233 189 114 73,5 78,8 90,5 104 111 119 137 147 158 169 169 169 169 169 194 249 286 329 352 352 329 307 249 203

115 78,8 84,4 97,0 111 119 128 147 158 169 181 181 181 181 181 208 267 307 352 377 377 352 329 267 217 116 84,4 90,5 104 119 128 137 158 169 181 194 194 194 194 194 223 286 329 377 404 404 377 352 286 233 117 90,5 97,0 111 128 137 147 169 181 194 208 208 208 208 208 239 307 352 404 433 433 404 377 307 249 118 97,0 104 119 137 147 158 181 194 208 223 223 223 223 223 256 329 377 433 464 464 433 404 329 267 119 104 111 128 147 158 169 194 208 223 239 239 239 239 239 274 352 404 464 497 497 464 433 352 286



SPL 50 63 80 100 125 160 200 250 315 400 500 630 800 1000 1250 1600 2000 2500 3150 4000 5000 6300 8000 10000

120 111 119 137 158 169 181 208 223 239 256 256 256 256 256 294 377 433 497 533 533 497 464 377 307 121 119 128 147 169 181 194 223 239 256 274 274 274 274 274 315 404 464 533 571 571 533 497 404 329 122 128 137 158 181 194 208 239 256 274 294 294 294 294 294 338 433 497 571 611 611 571 533 433 352 123 137 147 169 194 208 223 256 274 294 315 315 315 315 315 362 464 533 611 655 655 611 571 464 377 124 147 158 181 208 223 239 274 294 315 338 338 338 338 338 388 497 571 655 702 702 655 611 497 404

125 158 169 194 223 239 256 294 315 338 362 362 362 362 362 416 533 611 702 752 752 702 655 533 433 126 169 181 208 239 256 274 315 338 362 388 388 388 388 388 446 571 655 752 806 806 752 702 571 464 127 181 194 223 256 274 294 338 362 388 416 416 416 416 416 478 611 702 806 863 863 806 752 611 497 128 194 208 239 274 294 315 362 388 416 446 446 446 446 446 512 655 752 863 925 925 863 806 655 533 129 208 223 256 294 315 338 388 416 446 478 478 478 478 478 549 702 806 925 991 991 925 863 702 571

130 223 239 274 315 338 362 416 446 478 512 512 512 512 512 588 752 863 991 1062 1062 991 925 752 611 131 239 256 294 338 362 388 446 478 512 549 549 549 549 549 630 806 925 1062 1137 1137 1062 991 806 655 132 256 274 315 362 388 416 478 512 549 588 588 588 588 588 676 863 991 1137 1219 1219 1137 1062 863 702 133 274 294 338 388 416 446 512 549 588 630 630 630 630 630 724 925 1062 1219 1306 1306 1219 1137 925 752 134 294 315 362 416 446 478 549 588 630 676 676 676 676 676 776 991 1137 1306 1399 1399 1306 1219 991 806

135 315 338 388 446 478 512 588 630 676 724 724 724 724 724 832 1062 1219 1399 1499 1499 1399 1306 1062 863 136 338 362 416 478 512 549 630 676 724 776 776 776 776 776 891 1137 1306 1499 1606 1606 1499 1399 1137 925 137 362 388 446 512 549 588 676 724 776 832 832 832 832 832 955 1219 1399 1606 1721 1721 1606 1499 1219 991 138 388 416 478 549 588 630 724 776 832 891 891 891 891 891 1024 1306 1499 1721 1844 1844 1721 1606 1306 1062 139 416 446 512 588 630 676 776 832 891 955 955 955 955 955 1098 1399 1606 1844 1975 1975 1844 1721 1399 1137

140 446 478 549 630 676 724 832 891 955 1024 1024 1024 1024 1024 1176 1499 1721 1975 1975 1844 1499 1219 141 478 512 588 676 724 776 891 955 1024 1098 1098 1098 1098 1098 1261 1606 1844 1975 1606 1306 142 512 549 630 724 776 832 955 1024 1098 1176 1176 1176 1176 1176 1351 1721 1975 1721 1399 143 549 588 676 776 832 891 1024 1098 1176 1261 1261 1261 1261 1261 1448 1844 1844 1499 144 588 630 724 832 891 955 1098 1176 1261 1351 1351 1351 1351 1351 1552 1975 1975 1606

145 630 676 776 891 955 1024 1176 1261 1351 1448 1448 1448 1448 1448 1664 1721 146 676 724 832 955 1024 1098 1261 1351 1448 1552 1552 1552 1552 1552 1783 1844 147 724 776 891 1024 1098 1176 1351 1448 1552 1664 1664 1664 1664 1664 1911 1975 148 776 832 955 1098 1176 1261 1448 1552 1664 1783 1783 1783 1783 1783 2048 149 832 891 1024 1176 1261 1351 1552 1664 1783 1911 1911 1911 1911 1911

150 891 955 1098 1261 1351 1448 1664 1783 1911 2048 2048 2048 2048 2048

Apéndice 4. Tablas y cifras de referencia utilizadas en el cálculo manual del nivel efectivo de ruido percibido AP 4-5

Tabla A4-2. Ejemplo de cálculo de corrección por tono para un turborreactor con soplante (turbofán)

Banda (i)

f Hz

SPL dB

S dB

Operación 1

1∆S1 dB

Operación 2

SPL′ dB

Operación 4

S′ dB

Operación 5

þ dB

Operación 6

SPL′′ dB

Operación 7

F dB

Operación 8

C dB

Operación 9

1 50 — — — — — — — — —

2 63 — — — — — — — — —

3 80 70 — — 70 – 8 – 2⅓ 70 —

4 100 62 – 8 — 62 – 8 + 3⅓ 67⅔ —

5 125 70 + 8 16 71 + 9 + 6⅔ 71 —

6 160 80 +10 2 80 + 9 + 2⅔ 77⅔ 2⅓ 0,29

7 200 82 + 2 8 82 + 2 – 1⅓ 80⅓ 1⅔ 0,06

8 250 83 + 1 1 79 – 3 – 1⅓ 79 4 0,61

9 315 76 – 7 8 76 – 3 + ⅓ 77⅔ —

10 400 80 + 4 11 78 + 2 + 1 78 2 0,17

11 500 80 0 4 80 + 2 0 79 —

12 630 79 – 1 1 79 – 1 0 79 —

13 800 78 – 1 0 78 – 1 – ⅓ 79 —

14 1 000 80 + 2 3 80 + 2 – ⅔ 78⅔

15 1 250 78 – 2 4 78 – 2 – ⅓ 78 —

16 1 600 76 – 2 0 76 – 2 + ⅓ 77⅔ —

17 2 000 79 + 3 5 79 + 3 + 1 78

18 2 500 85 + 6 3 79 0 – 1⅓ 79 6 2 19 3 150 79 – 6 12 79 0 – 2⅔ 78⅔ —

20 4 000 78 – 1 5 78 – 1 – 6⅓ 76 2 0,33

21 5 000 71 – 7 6 71 – 7 – 8 69⅔ —

22 6 300 60 – 11 4 60 – 11 – 8⅔ 61⅔ —

23 8 000 54 – 6 5 54 – 6 – 8 53

24 10 000 45 – 9 3 45 – 9 — 45 —

– 9

Operación 1 (i) – (i – 1) Operación 6Operación 2 | (i) – (i – 1)|

[ (i) + (i + 1) + (i + 2)] ÷ 3

Operación 3 Véase 4.3.1 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I

Operación 7 (i – 1) + (i – 1)

Operación 4 Igual que el caso anterior Operación 8 (i) – (i) Operación 5 (i) – (i – 1) Operación 9 Véase la Tabla 2-2 del Apéndice 2

del Anexo 16, Volumen I

Nota.— Si se desea, pueden eliminarse las operaciones 5 y 6. En este caso, habría que eliminar en el ejemplo de la Tabla A4-2,las columnas y y las columnas , y se convierten en , y , comprendiendo las nuevas operaciones 5, 6 y7 respectivamente. Las operaciones 5, 6, 7, 8 y 9 en 4.3.1 se sustituyen entonces por: OPERACIÓN 5 OPERACIÓN 6 OPERACIÓN 7 Véase la Tabla 2-2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I.

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11

7 8 9 10 11 7 8 9

( i ) – ( i ) si > 0 3 7

[ (i – 1) + i + (i + 1)] ÷ 3 66 6


1 10 100 1 000 10 000Ruidosidad percibida total, , en noysN

Nive

l de r

uido p

ercib

ido, P

NL, P

NdB

150

140

130

120

110

100

90

80

70

60

50

40

Figura A4-1. Nivel de ruido percibido en función de la ruidosidad total percibida

AP 5-1

Apéndice 5

EJEMPLO PRÁCTICO DEL CÁLCULO DE LA ALTURA DE SOBREVUELO DE REFERENCIA Y DE LAS CONDICIONES

DE REFERENCIA PARA LOS AJUSTES DEL RUIDO EN LA FUENTE PARA LA HOMOLOGACIÓN DE

AVIONES LIGEROS PROPULSADOS POR HÉLICE DE CONFORMIDAD CON EL CAPÍTULO 10

DEL ANEXO 16, VOLUMEN I

1. INTRODUCCIÓN La altura de sobrevuelo de referencia para un avión homologado de conformidad con el Capítulo 10 del Anexo 16 — Protección de medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves se define en un punto que está a 2 500 m del comienzo del desplazamiento por debajo de una trayectoria de vuelo de referencia determinada de confor-midad con el procedimiento de despegue de referencia descrito en 10.5.2 del Anexo 16, Volumen I. En este apén-dice se presenta una expresión para la altura de sobrevuelo de referencia en términos de datos de performance común-mente aprobados y un ejemplo de cómo puede desarrollarse una expresión como esa. También se explican la relación entre esta altura de referencia y las condiciones en las que deben hacerse las correcciones del ruido en la fuente.

2. PROCEDIMIENTO DE REFERENCIA

PARA EL DESPEGUE 2.1 El procedimiento de referencia para el despegue de un avión homologado de conformidad con el Capítulo 10 se define en condiciones de atmósfera tipo internacional (ISA) al nivel del mar, con una masa máxima de despegue para la cual se solicita la homologación acústica y se describe en 10.5.2 del Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I. El procedimiento se describe en dos fases. 2.2 La primera fase comienza “al soltar los frenos” y continúa hasta el punto en que la aeronave alcanza una altura de 15 m (o 50 ft) por encima de la pista [el punto de intersec-ción de una línea vertical que pasa a través de este punto con un plano horizontal a 15 m (o 50 ft) más abajo a menudo se lo llama “referencia cero”].

2.3 La segunda fase comienza al final de la primera fase y se supone que el avión está en configuración de ascenso normal con el tren de aterrizaje replegado y los flaps en la configuración normal para el ascenso del “segundo segmento”. 2.4 Cabe señalar que a este respecto la trayectoria de vuelo de referencia acústica ignora la parte del “primer segmento” de la trayectoria de vuelo, durante el cual la aeronave acelera a velocidad de ascenso normal y, cuando corresponde, el tren de aterrizaje y los flaps están replegados.

3. EXPRESIÓN PARA LA ALTURA DE REFERENCIA

3.1 La altura de sobrevuelo de referencia está definida de conformidad con la trayectoria de vuelo de referencia para el despegue en un punto a 2 500 m del comienzo del despla-zamiento para un avión que despega de una pista horizontal pavimentada en las condiciones siguientes: — presión atmosférica al nivel del mar de 1 013,25 hPa; — temperatura ambiente del aire de 15ºC, es decir, ISA; — humedad relativa del 70%; y — viento nulo.

3.2 Esta altura puede definirse en términos de las cifras de performance de despegue y de ascenso aprobada para las condiciones descritas del modo siguiente:


H R 2 500 D15– ( )

1 – R C V y- - - - - - - - ⎝ ⎠ ⎛ ⎞ sen 15+ tan ×

= Ecuación (1)

donde: HR es la altura de referencia en metros; D15 es la distancia de despegue en metros en condiciones

ISA al nivel del mar a una altura de 15 m con la masa máxima de despegue certificada y la potencia máxima de despegue certificada;

RC es la mejor velocidad vertical de ascenso (m/sec) ISA

al nivel del mar con la masa máxima de despegue certificada y la potencia y rpm máximas que pueden mantener continuamente los motores durante esta segunda fase; y

Vy es la mejor velocidad vertical de ascenso (m/sec)

correspondiente a RC. 3.3 En muchos manuales de vuelo, los datos de perfor-mance a menudo se presentan en términos de unidades que no son SI. Típicamente, la distancia de despegue (expresada en pies) se da a una altura de 50 ft, la velocidad de ascenso se expresa en pies por minutos (ft/min) y la velocidad aero-dinámica en nudos (kt). En esos casos, la expresión para la altura de vuelo de referencia, HR ft, pasa a ser:

Ecuación (2) H R 8 203 D 50 – ( )

× 1 – R C 101,4 V y - - - - - - - - - - - - - - - - ---sen 50 + tan

=

donde: D50 es la distancia de despegue ISA al nivel del mar

expresada en pies a una altura de 50 ft; RC es la mejor velocidad vertical de ascenso (ft/min) ISA

al nivel del mar; y Vy es la mejor velocidad vertical de ascenso (kt). 3.4 Las cifras de performance normalmente pueden encontrarse en la sección de performance del manual de vuelo de la aeronave o en un manual para pilotos. Cabe señalar que para ciertas categorías de aeronaves puede aplicarse un factor de seguridad operacional a los parámetros de performance de despegue y de ascenso presentados en el manual de vuelo. En el caso de aeronaves multimotoras, se

puede suponer que un motor no funciona durante parte de la Fase 1 y durante la Fase 2. Para los fines de calcular la trayectoria de vuelo de referencia “acústica”, la distancia de despegue y la velocidad vertical de ascenso deberían determinarse para todos los motores en funcionamiento empleando datos brutos, es decir, no ponderados. 3.5 Además, la mejor velocidad vertical de ascenso, Vy, empleada en la Ecuación (2) se define como la velocidad verdadera (TAS). Sin embargo, en el manual de vuelo, la velocidad normalmente se presenta en términos de la velo-cidad indicada (IAS). Esto debería corregirse a la velocidad calibrada (CAS) aplicando el error de posición y las correc-ciones instrumentales pertinentes para el indicador de velo-cidad. Estas correcciones también pueden encontrarse en el manual. Para un día ISA al nivel del mar, la TAS es entonces igual a la CAS.

4. CONDICIONES DE REFERENCIA

PARA LOS AJUSTES DEL RUIDO EN LA FUENTE

4.1 Los párrafos 5.2.1 c) y d) del Apéndice 6 del Anexo 16, Volumen I, describen el modo en que deben hacerse las correcciones para las diferencias entre condi-ciones de ensayo y de referencia para el ruido en la fuente. 4.2 El número de Mach en el extremo de las palas de la hélice de referencia y la potencia del motor se definen para las condiciones de referencia por encima del punto de medición, es decir, las condiciones atmosféricas de refe-rencia a la altura de referencia, HR. 4.3 La temperatura de referencia a la altura de referencia (HR) se calcula en condiciones ISA, es decir, para una temperatura ambiente al nivel del mar de 15ºC y suponiendo una gradiente vertical de temperatura normal de 1,98ºC por 1 000 ft. La temperatura de referencia, TR ºC, puede definirse como:

4.4 La presión atmosférica de referencia, PR hPa, se calcula de modo similar a la altura de referencia (HR) para una presión normal al nivel del mar de 1 013,25 hPa, suponiendo una gradiente vertical de presión normal de:

Ecuación (4)P R 1 013,25 1 6,7862 10 6 – × H R ( ) –

5,325 =

Ecuación (3)T R 15 1,98H R

1 000- - - - - - - - - - - - - --– =

Apéndice 5. Ejemplo práctico del cálculo de la altura de sobrevuelo de referencia y de las condiciones de referencia para los ajustes del ruido en la fuente para la homologación de aviones ligeros propulsados por hélice de conformidad con el capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I AP 5-3

5. EJEMPLO PRÁCTICO PARA EL CÁLCULO DE LA ALTURA DE SOBREVUELO DE

REFERENCIA Y LAS CORRESPONDIENTES CONDICIONES ATMOSFÉRICAS

DE REFERENCIA

5.1 Ejemplo de cálculo de la altura de sobrevuelo de referencia

5.1.1 En la Tabla A5-1 se presentan extractos de la sección de performance de un manual de vuelo de un típico avión ligero monomotor propulsado por hélice. 5.1.2 La introducción contiene una declaración en el sentido de que la información es la obtenida de “datos de ensayo en vuelo medidos” y no incluye “ningún factor adicional”. 5.1.3 La distancia de despegue ISA al nivel del mar expresada en pies a una altura de 50 ft en las condiciones de referencia mencionadas en el Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I, puede leerse en la tabla de distancias de despegue presentada para una pista pavimentada con una masa máxima de despegue certificada de 1 920 lb. Por lo tanto, D50 es 1 370 ft. 5.1.4 La velocidad vertical de ascenso (RC) en las condiciones de referencia pueden leerse igualmente en la tabla de velocidad vertical de ascenso (RC). Por lo tanto, RC es 1 000 ft/min. 5.1.5 La velocidad de ascenso relacionada con la velocidad vertical de ascenso figura como 80 kIAS. La velocidad verdadera vertical en las condiciones de referencia

citada en el Capítulo 10 del Anexo 16, Volumen I, es igual a la velocidad indicada (IAS) corregida de conformidad con la tabla de calibración de la velocidad aerodinámica en el reglaje apropiado de los flap de 0º. Por lo tanto, Vy es 81 kTAS. 5.1.6 Entrando estos parámetros en la expresión para la altura (ft) de referencia dada en la Ecuación (2) se obtiene:

HR 8 203 1 370 +( ) tan sen 1– 1 000 101,4 ⁄ 81 × ( ) [ ] 50+ ×=

y entonces HR = 888 ft.

5.2 Ejemplo de cálculo de las condiciones atmosféricas de referencia

5.2.1 La temperatura de referencia a la altura de referencia, HR, se obtiene mediante la Ecuación (3):

T R 15 1,98 88 1 000 – =

y entonces TR = 13,24ºC. 5.2.2 La presión de referencia a la altura de referencia se obtiene mediante la Ecuación (4):

PR 1 013,25 1 6,7862 10 6 – 888× × ( )–5,325

=

y entonces PR = 981 hPa.


Tabla A5-1. Ejemplo de la sección performance de un manual de vuelo

SECCIÓN 5. PERFORMANCE

1. INTRODUCCIÓN Los datos presentados en esta sección permiten planificar el vuelo que habrá de llevarse a cabo en caso de vuelos entre aeródromos con varias altitudes, temperaturas y longitud de campo. La información se obtiene de datos de ensayo en vuelo medidos y empleando métodos y factores aprobados por la AAC para abarcar todas las condiciones indicadas. Los datos suponen una pericia media del piloto y un motor y una hélice del motor en buenas condiciones. No se incluyen factores adicionales e incumbe al piloto la responsabilidad de aplicar factores de seguridad operacional que no deben ser inferiores a los mencionados en …

6. CALIBRACIÓN DE LA VELOCIDAD AERODINÁMICA

0° flap

KIAS KCAS

— —

60 61

70 71

80 81

90 91

100 101

110 111

120 121

130 131

180 181

15° flap

KIAS KCAS

50 51

60 61

70 71

80 81

85 86

— —

— —

— —

— —

— —

35° flap

KIAS KCAS

50 50

60 59

70 69

80 79

85 84

— —

— —

— —

— —

— —

DISTANCIA DE DESPEGUE — PISTA PAVIMENTADA (1) — Condiciones Flaps — 15° Velocidad de rotación — 53 KIAS Peso — 1 920 lb Velocidad a 50 ft — 65 KIAS Potencia — Plena potencia

ISA –20ºC ISA –10ºC ISA ISA +10ºC ISA +20ºC ISA +30ºC ALTURA DEL

AERÓDROMO FT

Desplaza-miento GMD

Total a

50 ft

Desplaza-miento GMD

Total a

50 ft

Desplaza-miento GMD

Total a

50 ft

Desplaza-miento GMD

Total a

50 ft

Desplaza-miento GMD

Total a

50 ft

Desplaza-miento GMD

Total a

50 ft Nivel del mar 530 1 230 565 1 290 600 1 370 700 1 580 750 1 715 840 1 900 5 000 1 045 2 835 1 065 2 435 1 090 2 580 1 170 2 670 1 295 2 840 1 290 2 905 10 000 1 465 3 335 1 490 3 390 1 510 3 435 1 575 3 560 1 610 3 695 1 670 3 790

VELOCIDAD VERTICAL DE ASCENSO — Condiciones Flaps replegados Plena potencia Peso — 1 920 lb Velocidad — 80 KIAS

Velocidad vertical de ascenso, pies/minuto ALTITUD DE PRESIÓN FT ISA –20ºC ISA ISA +10ºC ISA +20ºC Nivel del mar 1 035 1 000 915 825

1 000 980 945 860 770 2 000 925 890 805 720 3 000 870 830 750 665 4 000 815 775 695 610 5 000 765 720 640 560 6 000 700 665 585 505 7 000 635 605 560 450 8 000 570 550 475 395 9 000 495 480 410 335

10 000 415 405 335 270

AP 6-1

Apéndice 6

CORRECCIÓN DE DATOS ACÚSTICOS PARA ENSAYOS REALIZADOS EN SITIOS A GRAN ALTITUD

1. INTRODUCCIÓN El ruido generado por los aviones de reacción en cierto modo de suprime a grandes altitudes debido a la diferencia en la velocidad de los motores y a los efectos de cizallamiento de la velocidad de los reactores que resulta del cambio en la densidad del aire. El uso de un lugar de ensayo a gran altitud para los ensayos acústicos de un modelo de avión que es predominantemente ruidoso debería incluir las correcciones que siguen. Estas correcciones del ruido en la fuente de los reactores se agregan a la corrección normal de la presión barométrica del pistófono de alrededor de 0,1 dB/100 m (0,3 dB/1 000 ft) que normalmente se usa para sitios de ensayo que no están próximos al nivel del mar. Las correcciones para el ruido en la fuente de los reactores es aplicable a los ensayos realizados a 366 m (1 200 ft) o más del nivel medio del mar (MSL).

2. CORRECCIÓN DEL RUIDO EN LA FUENTE DE LOS REACTORES

Los lugares de ensayo en vuelo a 366 m (1 200 ft) MSL o más, pero no por sobre los 1 219 m (4 000 ft) MSL, pueden

aprobarse a condición de que se respeten los criterios (Figura A6-1 en 2.1 de este apéndice) y que se apliquen las correcciones del ruido en la fuente (2.2 de este apéndice). Otros criterios o correcciones requieren la aprobación de la autoridad de homologación.

2.1 Criterios Las correcciones respecto a altitud para el ruido en la fuente de los aviones de reacción de 2.2 de este apéndice son necesarias para cada espectro de medio segundo cuando se emplea el procedimiento integrado y para el espectro del nivel máximo de ruido percibido corregido por tono (PNLTM) cuando se usa el procedimiento simplificado (véanse 9.3 y 9.4 del Apéndice 2 del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves), y se aplican de acuerdo con los criterios descritos en la Figura A6-1.

2.2 Procedimiento de corrección La siguiente es una corrección aceptable del ruido en la fuente de los aviones de reacción:

B17 B23 B27

100% 100%

0% 0%

Corre

cción

aplic

ada

Corre

cción

aplic

ada

60 90 120 150Ángulo acústico — grados

Método integrado

Método simplificado

Número de banda de frecuencia de un tercio de octava

Figura A6-1. Criterios para la corrección del ruido en la fuente de los reactores

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 6-2 de homologación acústica de las aeronaves a) corríjase cada espectro de medio segundo (o espectro

de medio segundo PNLTM, cuando corresponda) de conformidad con el criterio de 2.1 de este apéndice, empleando la siguiente ecuación:

∆ SPL = [10 log (dR/dT) + 50 log (cT/cR)

+ 10k log (uR/uT)] [F1] [F2]

donde: el subíndice T denota condiciones a la altitud real del

ensayo del avión sobre el MSL en condiciones atmosféricas normales, es decir, ISA+10ºC y 70% de humedad relativa;

el subíndice R denota condiciones a la altitud de

referencia del avión sobre el MSL (es decir, la altitud de ensayo del avión sobre el MSL menos la altitud del sitio de ensayo) en condiciones atmosféricas normales, es decir, ISA+10ºC y 70% de humedad relativa;

SPL denota nivel de presión acústica; dR es la densidad para la atmósfera normal a la altitud

de referencia del avión en kg/m3 (lb/ft3); dT es la densidad para la atmósfera normal a la altitud

de ensayo del avión en kg/m3 (lb/ft3); cR es la velocidad del sonido correspondiente a la

temperatura absoluta para la atmósfera normal a la altitud de referencia del avión en m/s (ft/s);

cT es la velocidad del sonido correspondiente a la

temperatura absoluta para la atmósfera normal a la altitud de ensayo del avión en m/s (ft/s);

k = 8, a menos que se demuestre otro valor empírica-

mente obtenido; u = (ve – va) es la velocidad relativa de los reactores

equivalente en m/s (ft/s);

donde: ve es la velocidad equivalente de los reactores como

se define en SAE ARP 876D, Apéndice C (enero de 1994) y obtenida de la pantalla del ciclo del motor en m/s (ft/s); y

va es la velocidad de la aeronave en m/s (ft/s); uR es la velocidad relativa de los reactores equivalente a

m/s (ft/s) donde ve está determinada a N1CENSAYO para la atmósfera normal a la altitud de referencia del avión;

uT es la velocidad relativa de los reactores equivalente a

m/s (ft/s) donde ve está determinada a N1CENSAYO para la atmósfera normal a la altitud de ensayo del avión;

NIC es la rpm del motor corregida F1 es el factor correspondiente al porcentaje de

corrección aplicada con relación al ángulo acústico en la Figura A6-1 (los valores van de 0,00 a 1,00); y

F2 es el factor correspondiente al porcentaje de

corrección aplicada con relación a la banda de un tercio de octava en la Figura A6-1 (los valores van de 0,00 a 1,00);

b) para cada SPL de banda de un tercio de octava, súmese

aritméticamente la corrección del ruido de los reactores en altitud en 2.2 a) a los SPL medidos para obtener los SPL corregidos del ruido en la fuente de los reactores en altitud a fin de derivar el nivel de ruido percibido descrito en 4.1.3 a) del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I ; y

c) la corrección de altitud habrá de aplicarse a todos los

datos de ensayo medidos, incluyendo las condiciones de aproximación (a menos que pueda demostrarse que el ruido de los reactores durante la aproximación no contribuye de manera importante al ruido total de la aeronave).

N 1 θT 2( ) ;

AP 7-1

Apéndice 7

INFORMACIÓN TÉCNICA SOBRE LAS DIRECTRICES PARA LA HOMOLOGACIÓN ACÚSTICA DE

AERONAVES DE ROTOR BASCULANTE

1. INTRODUCCIÓN Las directrices para la homologación acústica de las aeronaves de rotor basculante presentadas en el Adjunto F del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves, han sido elaboradas por el equipo de trabajo del CAEP sobre aeronaves de rotor basculante, específicamente para la homologación acústica del Bell/ Agusta 609, el primer ejemplo de una aeronave civil de rotor basculante. También se prevé que estas directrices se usarán como base para la homologación acústica de futuras aeronaves de rotor basculante. El texto explicativo de este apéndice está dirigido a dar una idea de la forma en que se han elaborado las directrices, particularmente con respecto a su aplicación al Bell/Agusta 609. Se espera que la información sirva como guía práctica para la elaboración de las directrices que habrán de usarse para otras aeronaves de rotor basculante y la posible adopción de estas directrices como normas del Anexo 16.

2. INFORMACIÓN TÉCNICA GENERAL

2.1 Modo avión y modo helicóptero 2.1.1 La expresión “modo avión” se usa cuando los rotores están orientados de modo que sus ejes de rotación están considerablemente en posición horizontal, (es decir, cuando el ángulo de la barquilla del motor se acerca a los 0º en los “topes inferiores”, véase más adelante).

2.1.2 La expresión “modo helicóptero” se usa cuando los rotores tienen el eje de rotación orientado de modo considera-blemente vertical (el ángulo de la barquilla es de unos 90º). En las directrices del Adjunto F del Anexo 16, Volumen I, esta condición se denomina “modo VTOL/conversión”, que es la expresión empleada en las normas de aeronavegabilidad para la construcción del Bell/Agusta 609. VTOL significa aeronave de despegue y aterrizaje verticales.

2.2 Ángulo de la barquilla El “ángulo de la barquilla” se define como el ángulo entre el eje del árbol del rotor y el eje longitudinal del fuselaje de la aeronave. La barquilla generalmente es perpendicular al plano de rotación del rotor.

2.3 Puertas 2.3.1 En el diseño del Bell/Agusta 609, hay varias posiciones preferidas del ángulo de la barquilla denominadas “puertas”. Estas son posiciones preestablecidas que habitual-mente se usarán en la operación normal de la aeronave. El ángulo de la barquilla se controla mediante la llave de auto-centrado. Cuando el ángulo de la barquilla es de 0º (modo avión) y el piloto dirige la llave hacia arriba, las barquillas volverán automáticamente a la posición de aproximadamente 60º, donde se detendrán. Si se mueve la llave una vez más esto hará que la barquilla pase a una posición de aproximadamente 75º. Por encima de los 75º el ángulo de la barquilla puede fijarse en cualquier ángulo hasta aproximadamente 95º soste-niendo la llave arriba (o abajo para retroceder). 2.3.2 Se prevé que el concepto de “puerta” será típico en todos los futuros rotores basculantes, aunque el número y la posición de las puertas pueda variar. Las puertas desempeñan una función importante en los requisitos de aeronavegabilidad, que las definen como “puntos de operación fijos autorizados en el modo VTOL/conversión”. Cuando la aeronave está volando en el modo avión, el ángulo de la barquilla estará alineado con el eje longitudinal de la aeronave. En este caso el ángulo se fija empleando el llamado “tope inferior”.

2.4 RPM del rotor El diseño del Bell/Agusta 609 y muy probablemente los diseños futuros de los rotores basculantes tendrán por lo menos dos RPM del rotor: una para el modo helicóptero y otra RPM (más baja) para el modo avión de crucero. La RPM más

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 7-2 de homologación acústica de las aeronaves baja puede utilizarse únicamente cuando las barquillas están en el tope inferior. Antes de salir del tope inferior, la RPM debe ponerse en una posición de valor más elevado para que el rotor basculante pueda mantenerse en vuelo estacionario.

2.5 Forma y extensión de la directriz 2.5.1 Se considera que en este momento no se tiene suficiente experiencia con las aeronaves de rotor basculante para justificar la adopción de normas definitivas. Por lo tanto, el texto de orientación se ha elaborado en “páginas verdes” en la forma de Adjunto F para el Anexo 16, Volumen I, muy similar a las directrices para la homologación acústica de los aviones STOL propulsados por hélice que ya están en páginas verdes como Adjunto B del Anexo 16, Volumen I. Se consideró conveniente dar el mismo nivel de detalles que el que se encuentra en capítulos comparables del Anexo 16, Volumen I, incluyendo información sobre la fecha de aplicación para fomentar una aplicación uniforme de las directrices. 2.5.2 Después de cuidadosas deliberaciones, se ha llegado a la conclusión de que las normas actuales del Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I, constituyen una buena base para las directrices del Adjunto F y que las diferencias entre las directrices y el Capítulo 8 deberían reducirse al mínimo. — El ruido de los rotores basculantes será más pronun-

ciado durante la salida y la aproximación. En estas situaciones los rotores basculantes generalmente fun-cionarán en el “modo helicóptero” o cerca de dicho modo.

— En la elaboración de las directrices, se observó el ruido

de la aeronave de rotor basculante Bell XV15 (que sirve como prototipo para el Bell/Agusta 609). Se llegó a la conclusión que el carácter del ruido de esta aeronave es muy parecido al de un helicóptero normal.

— En el sobrevuelo horizontal, el “modo helicóptero”

normalmente será la configuración más ruidosa. — Las directrices propuestas se limitan a los rotores

basculantes que sólo pueden despegar verticalmente, excluyendo los que tienen características STOL. Estas aeronaves operarán de una forma muy parecida a los helicópteros normales, con trayectorias de despegue y aproximación de una inclinación relativamente pronun-ciada.

— El nivel de la tecnología de atenuación del ruido

disponible para los rotores basculantes se considera igual que el nivel para los helicópteros.

— Las operaciones de rotores basculantes a menudo se mezclarán con las operaciones de helicóptero para el mismo helipuerto. Por lo tanto, se deseará comparar el ruido de los rotores basculantes con el de los helicóp-teros.

2.6 Ruido de la fase transición 2.6.1 Un aspecto de gran interés es la transición de un ángulo de la barquilla al otro que puede estar relacionado con mecanismos de generación de ruido particulares. Por ejemplo, cuando uno considera la transición del rotor basculante del modo avión al modo helicóptero cuando se decelera, hay una fase en que el componente del vector de velocidad que es perpendicular al rotor cambia de “descendente” a “ascendente”. Es posible que en algún momento durante la fase de transición, el chasquido de las palas sea ingerido o que otro efecto no estacionario cree ruido adicional. 2.6.2 Se escucharon varios sobrevuelos del Bell XV15, de los cuales uno fue especialmente preparado para estudiar el ruido durante la transición. En este sobrevuelo, el rotor basculante (Bell XV15) sobrevoló a 500 ft mientras pasaba de modo avión a modo helicóptero. No se observaron fenómenos especiales durante este vuelo. Además, durante los otros sobrevuelos, en los que hubo demostraciones de vuelo estacionario, viraje en vuelo estacionario, vuelo lateral, des-pegue, sobrevuelo horizontal a diversas combinaciones de velocidad o ángulos de la barquilla y aproximaciones a 6º y 9º, no se escucharon ruidos particulares, salvo el chasquido de las palas normal, tanto durante las aproximaciones de 6º como las de 9º. Durante los procedimientos para el reglaje de la aeronave para las diversas pruebas, se hicieron varias transi-ciones del modo helicóptero al modo avión y vuelta al modo helicóptero, que se escucharon desde diferentes posiciones relativas a la aeronave. No se escuchó ningún ruido particular. 2.6.3 Basándose en esta experiencia y los argumentos que siguen, se decidió no tratar de definir un punto de ensayo especial dirigido a detectar el ruido de transición de los rotores basculantes. Las razones de esto son: — Observadores experimentados de la industria afirman

que nunca observaron ningún fenómeno acústico particular relacionado con la fase de transición. Esto se confirmó en las observaciones específicas del Bell XV15 mencionadas antes.

— La velocidad de conversión es relativamente baja, lo

que significa que durante todo el proceso de conversión el campo de propagación también cambia muy lenta-mente.

Apéndice 7. Información técnica sobre las directrices para la homologación acústica de aeronaves de rotor basculante AP 7-3

— Si hubiera un ruido de transición, probablemente estaría relacionado con alguna forma de chasquido de las palas. Este fenómeno se describe en el procedimiento de aproximación y puede ser difícil justificar agregar un punto de medición para obtener algo de información adicional.

— Es virtualmente imposible definir un procedimiento

reproducible y practicable para captar un ruido de transición que nunca nadie observó.

— Si en el futuro hubiera un diseño con características

acústicas de transición claras, el efecto podría estu-diarse y, si fuera necesario, podría proponerse una enmienda a las directrices.

3. COMENTARIOS RESPECTO A LAS SECCIONES DE LA DIRECTRIZ PROPUESTA

Siguiendo el orden de aparición en la directriz propuesta cabe hacer los comentarios que siguen:

3.1 Definición (sobre Nota 1 del Adjunto F)

La definición propuesta fue presentada por Consejo Coordinador Internacional de Asociaciones de Industrias Aeroespaciales (ICCAIA). Se basa en la diferencia funda-mental entre aeronaves con rotores basculantes y de otro tipo.

3.2 Aplicación (sobre Notas 2 y 1 del Adjunto F)

Se ha agregado una sección sobre la aplicación a fin de fomentar la aplicación uniforme de las directrices. La refe-rencia a versiones derivadas significa que no se exigen mediciones sobre aeronaves que son más silenciosas que sus prototipos debido a la definición de versiones derivadas en el Anexo 16, Volumen I. La fecha escogida es la fecha en que se examinó esta sección de las directrices.

3.3 Medida de la evaluación del ruido (sobre Sección 2 del Adjunto F)

3.3.1 Dados los aspectos comunes con los helicópteros, se propone crear las mismas unidades que en el Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I. Se propone que no se cree ningún apéndice para las aeronaves con rotores basculantes, puesto que el actual Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, se considera apropiado. Para los efectos de planificación de la

utilización de los terrenos, se propone que haya datos adicio-nales disponibles. Queda librado a la decisión de la autoridad y del solicitante el tipo de datos que habrán de proporcionarse, puesto que las necesidades de las diversas autoridades pueden diferir a este respecto. 3.3.2 En este momento, la intención de esta sección de las directrices es exigir únicamente los datos que pueden ser obtenidos por medio de análisis adicionales de los datos que ya se han medido para fines de homologación. Se espera que la Society of Automotive Engineers (SAE) investigue otros requisitos respecto a los datos para la planificación de la utilización de los terrenos. Dado que la información necesaria para dicha planificación puede contener detalles que la hacen comercialmente confidencial, no se prevé que el público tenga acceso a ella.

3.4 Puntos de referencia para la medición del ruido

(sobre Sección 3 del Adjunto F) Teniendo en cuenta el carácter común con los helicópteros que se desea, se propone emplear para la medición del ruido los mismos puntos de referencia que en el Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I.

3.5 Niveles máximos de ruido y compensaciones (sobre Secciones 4 y 5 del Adjunto F)

Teniendo en cuenta el carácter común con los helicópteros que se desea, se considera que los límites y las compensa-ciones del actual Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I, sirven como punto de partida para el empleo de estas directrices. En el modo helicóptero, tanto la tecnología de sustentación como el entorno para las operaciones son similares a aquellos de los helicópteros. Si la tecnología requiere límites más elevados o permite límites más bajos, cada autoridad debe considerar esto al emplear las directrices en un caso particular. Para el caso del sobrevuelo, solamente hay un límite especificado para el modo helicóptero, puesto que esta es normalmente la configuración más ruidosa y también la configuración que más probablemente se usará cuando se efectúe un vuelo de circuito.

3.6 Procedimientos de referencia para la homologación acústica

(sobre Sección 6 del Adjunto F) La capacidad para cambiar el ángulo de la barquilla y las dos o más RPM diferentes exige adiciones a los procedi-mientos de referencia para los helicópteros que actualmente figuran en el Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I.


3.7 RPM En las directrices, las RPM exigidas están vinculadas a las correspondientes condiciones de vuelo. Esto significa que para el despegue, la aproximación y el sobrevuelo en el modo helicóptero, habrá que emplear la RPM más elevada, mientras que en el sobrevuelo en modo avión debe usarse la RPM más baja.

3.8 Ángulo de la barquilla 3.8.1 En el despegue, se deja a elección del solicitante el ángulo de la barquilla. Esto es acorde con la filosofía del Anexo 16, Volumen I, en el que se deja a elección del soli-citante la configuración. También es acorde con el requisito del Capítulo 8 de emplear la mejor velocidad vertical de ascenso, Vy, puesto que el solicitante generalmente escogerá el ángulo de la barquilla que está más cercano al ángulo que corresponde a la mejor velocidad vertical de ascenso. (Cabe señalar que para cada ángulo de la barquilla hay una velocidad que da la mejor velocidad vertical de ascenso, que normalmente no tiene el mismo valor numérico para los diferentes ángulos de la barquilla. Habrá un ángulo de la barquilla que da la velocidad vertical de ascenso general más elevada, pero generalmente no es un ángulo que corresponde a una “puerta”.) 3.8.2 En el caso de sobrevuelo en modo helicóptero, la definición del ángulo de la barquilla que se utilizará fue uno de los problemas más difíciles. Inicialmente se propuso emplear un ángulo de 90º, comparable a un helicóptero. Sin embargo, esto no resultó satisfactorio porque el rotor basculante normal-mente no vuela en este ángulo a la alta velocidad necesaria para la homologación acústica. Normalmente, se hará bascular el rotor para obtener más empuje hacia adelante sin que bascule hacia adelante el fuselaje y para hacer esto se escoge un ángulo de la barquilla de aproximadamente 80º. Se acordó que esta capacidad única del rotor basculante se incorporaría en el procedimiento de referencia. Por otra parte, el requisito debería impedir que el solicitante escoja un ángulo de la barquilla que podría estar cerca de los 0º, puesto que esto daría cifras respecto al ruido que no serían realistas. (Obsérvese que al hacer bascular el rotor se reducirá el número de Mach del extremo de las palas de la hélice). Después de largas deliberaciones, se encontró una solución satisfactoria: para un rotor basculante normalmente habrá un ángulo de la barquilla por debajo del cual ya no es posible permanecer en vuelo estacionario y para el cual volar con velocidad aero-dinámica nula no es permitido. Se decidió fijar el ángulo de la barquilla para el sobrevuelo en modo helicóptero en la puerta más cercana a ese ángulo.

3.8.3 Respecto al sobrevuelo en modo avión, el ángulo de la barquilla se define como en el tope inferior, la posición que normalmente se usará para la velocidad de crucero y altas velocidades. Se miden dos condiciones: a) una es con RPM elevada y la misma velocidad que la

empleada en el sobrevuelo en modo helicóptero. Esta condición tiene la finalidad de que sea posible hacer comparaciones entre el sobrevuelo en modo helicóptero y en modo avión; y

b) la otra condición es con la RPM de crucero y la

velocidad Vmcp o Vmo [como se define en la Nota 1 de 6.3 e) del Adjunto F del Anexo 16, Volumen I], que tiene la finalidad de representar el peor caso de condi-ciones de crucero.

3.8.4 Para la configuración de referencia para la aproxi-mación, debería usarse el ángulo de la barquilla para el ruido máximo de aproximación. Esto es acorde con la filo-sofía del Capítulo 8 y otras partes del Anexo 16, Volumen I, que requieren la configuración más ruidosa para la aproxi-mación. Esto normalmente exigirá ensayar varios ángulos de la barquilla diferentes a fin de determinar cuál es el más ruidoso. 3.8.5 En el diseño de aeronaves de rotor basculante, el ángulo de flap varía con la velocidad aerodinámica, de modo que el piloto puede reglar manualmente los flaps o puede usar el control automático de los flaps, con lo que se reduce la carga de trabajo del piloto. En este ultimo caso, el ángulo de los flaps para la homologación acústica será el ángulo que es normal para la configuración de aproximación y las condi-ciones de vuelo durante la aproximación efectuada. Para un diseño con ángulo de flap controlado por el piloto, el solici-tante debe usar el ángulo designado para la aproximación y tendrá que probar que se emplea la configuración más ruidosa para la homologación acústica.

3.9 Procedimientos de ensayo (sobre Sección 7 del Adjunto F)

Los procedimientos de ensayo son los mismos que en el Capítulo 8 del Anexo 16, Volumen I. Cabe señalar que esto significa que, como mínimo, todos los datos se toman y evalúan a 1,2 m, incluidos los datos tomados para fines de planificación de la utilización de los terrenos. Se propone esto a fin de mantener los elementos comunes con las cifras del Capítulo 8 y para reducir los gastos del solicitante. Si, para la planificación de la utilización de los terrenos u otros fines, se deseara compilar datos en otros emplazamientos de micrófonos (es decir, en el plano del terreno) esto se permi-tiría, pero tendría que ser convenido entre el solicitante y la autoridad de homologación.

AP 8-1

Apéndice 8

REHOMOLOGACIÓN DE AVIONES

1. INTRODUCCIÓN 1.1 La rehomologación se define como la “homologa-ción de una aeronave con o sin revisión de sus niveles en cuanto al ruido, respecto a una norma distinta de aquella con la que fue originalmente homologada”. La rehomologación de helicópteros y de aviones ligeros propulsados por hélice para ajustarse a una norma distinta de aquella con respecto a la cual fue originalmente homologada no se considera.

1.2 En el caso de un avión que se rehomologa respecto a las normas del Capítulo 4 del Anexo 16 — Protección del medio ambiente, Volumen I — Ruido de las aeronaves, la rehomologación acústica debería otorgarse de acuerdo con las pruebas empleadas para determinar si el cumplimiento es tan satisfactorio como la prueba esperada de un nuevo diseño de tipo. A este respecto la fecha utilizada por la autoridad de homologación para determinar la base de rehomologación debería ser la fecha de aceptación de la primera solicitud de rehomologación.

1.3 La Sección 2 de este apéndice trata de la evaluación de los niveles de ruido aprobados relacionados con solicitudes para la rehomologación de un avión respecto al Capítulo 4. La Sección 3 incluye directrices para la rehomologación respecto al Capítulo 4 de un avión especialmente “modificado” a fin de lograr el cumplimiento del Capítulo 4. El proceso apropiado para determinar el cumplimiento de una aeronave rehomolo-gada con respecto a una nueva norma debería determinarse según los niveles de ruido homologados de la aeronave y los correspondientes documentos de prueba. En la Figura A8-1 se presenta un diagrama que describe los pasos del proceso para la rehomologación de aviones de reacción subsónicos del Capítulo 3 al Capítulo 4.

1.4 En la aplicación de estas directrices de rehomo-logación, los arreglos que existen entre las autoridades de homologación deberían respetarse. Se espera que los arreglos bilaterales faciliten el reconocimiento mutuo entre autori-dades, de las aprobaciones otorgadas de conformidad con las directrices recomendadas en este apéndice.

2. CRITERIOS DE EVALUACIÓN

2.1 Generalidades 2.1.1 La Sección 2.2 trata de la evaluación de los actuales niveles de ruido aprobados relacionados con soli-citudes para la rehomologación de un avión de los Capítulos 3 ó 5 al Capítulo 4 del Anexo 16, Volumen I. La Sección 2.3 trata de la rehomologación de un avión del Capítulo 2 al Capítulo 4. La Sección 2.4 trata de la rehomologación al Capítulo 4 de un avión homologado de conformidad con la Parte 36, Etapa 3 del Reglamento Federal de Aviación (FAR) de los Estados Unidos. 2.1.2 Al aplicar los criterios de evaluación de cada sección, si el solicitante puede responder afirmativamente a satisfacción de la autoridad de homologación todas las preguntas que puedan ser pertinentes, entonces la reevaluación no es necesaria. Los niveles de ruido del avión actualmente aprobados del Capítulo 3, Capítulo 5 o de la Etapa 3, deberían usarse para determinar el cumplimiento de la nueva norma. De otro modo, a fin de satisfacer los requisitos de la autoridad de homologación, el solicitante podrá proporcionar análisis o datos adicionales. Ese análisis podrá conducir a la aplicación de un ajuste a los niveles de ruido actualmente aprobados del Capítulo 3, Capítulo 5 o de la Etapa 3. El solicitante, a su discreción, podrá optar por proporcionar nuevos datos de ensayo en lugar del análisis, o además de éste. Nota.— La evaluación de la autoridad de homologación respecto a la conveniencia de los actuales niveles de ruido aprobados para el cumplimiento de los requisitos del Capí-tulo 4 incluirá un examen de las equivalencias que proponga el solicitante para satisfacer los criterios de evaluación.

2.2 Rehomologación de los Capítulos 3 ó 5 al Capítulo 4

Los niveles de ruido ya aprobados respecto a los Capí- tulos 3 ó 5 y presentados en apoyo de solicitudes para la reho-mologación de las aeronaves existentes deberían evaluarse de acuerdo con los criterios presentados en esta sección. Estos


Sí

Sí

No

No

¿Enmienda 5del Anexo 16,

Volumen I o máselevado?

Es necesaria la reevaluación

Sí

Los nivelesactuales de ruido,

¿cumplen los requisitosde margen y de compensación del

Anexo 16, Volumen I,Capítulo 4?

NO Cambio de la configuración/diseño de tipo de

aeronave

Elaboración del plande homologación

Aprobación por la autoridadde homologación

Aprobación por la autoridadde homologación

Demostración ydocumentación

de homologación

NoSí

Obténgase de la autoridadde homologación la

aprobación del métodopara satisfacer los

criterios que no se cumplieron

Documentación

Homologacióndel

Capítulo 4

Homologacióndel

Capítulo 3 Nota.— Los requisitos de margen ycompensación del Capítulo 4 incluyen:

— margen acumulativo con respecto a los límites del Capítulo 3;— mínimo de 2 EPNdB en dos puntos de homologación cualesquiera;— ninguna compensación.

mínimo de 10 EPNdB de

Figura A8-1. Camino a seguir para la rehomologación de aviones de reacción subsónicos

Apéndice 8. Rehomologación de aviones AP 8-3

criterios se han elaborado para asegurar el cumplimiento satisfactorio de la nueva norma. Los criterios consisten en una lista de preguntas simples relativas a la manera en que se obtuvieron los datos originales de los Capítulos 3 ó 5 y ulteriormente se procesaron. Las preguntas son el resultado de una comparación de las diversas modificaciones y revi-siones del Anexo 16 y de este manual y los niveles de ruido de una aeronave que pueden haber sido aprobados respecto al Capítulo 3 y Capítulo 5. 2.2.1 Para los aviones que fueron aprobados de confor-midad con la Enmienda 5 o posteriores del Anexo 16, Volumen I, no es necesario una revaluación. Los niveles de ruido del avión aprobados respecto al Capítulo 3 o Capítulo 5 deberían emplearse para determinar el cumpli-miento de la nueva norma. 2.2.2 Para los aviones que fueron aprobados de confor-midad con la Enmienda 4 o anteriores del Anexo 16, Volu-men I, el solicitante debería demostrar que los niveles de ruido actuales del Capítulo 3 o Capítulo 5 son equivalentes a los aprobados para la Enmienda 5 respondiendo a varias preguntas. (Las referencias de esta sección son a la Enmienda 5 del Anexo 16, Volumen I o a la revisión de este manual aprobada por el grupo de trabajo (WGAR/6). Las preguntas son las siguientes. Para todos los aviones a) ¿Se empleó plena potencia de despegue durante toda

la trayectoria de vuelo de referencia en la determi-nación del nivel de ruido lateral? [Véase 3.6.2.1 c) del Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.]

b) ¿Se empleó el empuje o la potencia “media del motor”

en vez del empuje o la potencia “mínima del motor” en el cálculo de la trayectoria de referencia para el despegue? [Véase 3.6.2.1 a) y 3.6.2.1 g) del Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.]

Nota.— El solicitante podrá demostrar el cumplimiento de los requisitos del Capítulo 4 determinando los niveles de ruido lateral y de sobrevuelo agregando un valor delta dB correspondiente a la diferencia entre el empuje medio y mínimo del motor, obtenido de los datos aprobados de ruido-potencia-distancia (NPD) basados en los cambios en la performance del avión debidos a esta diferencia.

c) ¿Se empleó el método “simplificado” de ajuste definido

en el Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I? Si así fuera, ¿se empleó −7,5 como el factor para el cálculo de la trayectoria de propagación del ruido durante la corrección por duración? (Véase 9.3.3.2 en el Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.)

d) ¿Era la velocidad de referencia para el despegue de entre V2+10 kt y V2+20 kt? [Véase 3.6.2.1 d) del Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.]

Nota.— La velocidad de referencia para el des-

pegue empleada para demostrar el cumplimiento de los requisitos del Capítulo 4 deberán satisfacer los requisitos de 3.6.2.1 d) del Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.

e) ¿Se empleó la aproximación promedio lineal de cuatro

medios segundos al cálculo del promedio exponencial? De ser así, ¿se emplearon los factores de ponderación del 100%? (Véase 3.4.5 y 3.4.6 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.)

Nota.— El solicitante debe demostrar el cumplimiento de los requisitos de 3.4.5 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5, que corresponden al proceso de cálculo del promedio exponencial para la determinación de los niveles de presión acústica ponderados SLOW. Los niveles de presión acústica ponderados SLOW simulados pueden obtenerse empleando una de las dos ecuaciones descritas en 3.4.5 y 3.4.6 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5, si corresponde, o por otros métodos aprobados por la autoridad de homologación.

Para aviones de propulsión únicamente f) ¿Se realizaron las mediciones del ruido en un sitio de

ensayo por debajo de los 366 m (1 200 ft)? Si así no fuera, ¿se aplicó una corrección del ruido en la fuente para los aviones de reacción? (Véase el Apéndice 6 de WGAR/6 de este manual.)

g) ¿Las relaciones de dilución de los motores son supe-

riores a dos? Si así no fuera, ¿se determinó el ruido lateral máximo realizando varios vuelos a diversas alturas? [Véase 2.1.3.2 b) en el Capítulo 2 de WGAR/6 de este manual.]

h) En el caso de que se emplearan los métodos de homolo-

gación de “familia”, ¿se determinaron los intervalos de confianza del 90% para combinar los datos de los ensayos en vuelo y estáticos del motor de conformidad con la orientación del manual técnico? (Véase el Apéndice 1 de WGAR/6 de este manual.)

i) ¿Las relaciones de dilución de los motores son de dos o

inferiores? Si así no fuera, en el caso de que se emplearan métodos de homologación de “familia”, ¿se usaron en todos los ensayos estáticos del motor una pantalla de control de turbulencia (TCS) o un dispo-sitivo de control del flujo (ICD)? (Véase 2.3.3.4.1 en el Capítulo 2 de WGAR/6 de este manual.)

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 8-4 de homologación acústica de las aeronaves Para aviones propulsados por hélice únicamente j) ¿Se usaron micrófonos simétricos en cada posición a lo

largo de la fila lateral para determinar el nivel máximo de ruido lateral? (Véase 3.3.2.2 en el Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.)

k) ¿Se demostró el nivel de ruido de aproximación en la

configuración más ruidosa? [Véase 3.6.3.1 e) en el Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.]

l) ¿Se alcanzó durante los vuelos de ensayo la velocidad

prevista apropiada para la masa de ensayo real del avión? [Véase 3.1.2 a) en el Capítulo 3 de WGAR/6 de este manual.]

2.3 Rehomologación del Capítulo 2 al Capítulo 4

2.3.1 Muchas aeronaves homologadas originalmente de conformidad con las normas del Capítulo 2 del Anexo 16, Volumen I, quizá hayan sido rehomologadas de conformidad con las normas del Capítulo 3. En ese caso, los niveles de ruido aprobados del Capítulo 3 pueden evaluarse respecto al cumplimiento del Capítulo 4 de conformidad con los criterios de 2.2 de este apéndice. Para las aeronaves del Capítulo 2 que aún no hayan sido rehomologadas de conformidad con el Capítulo 3, los datos del ruido originalmente elaborados para demostrar el cumplimiento de los requisitos del Capítulo 2 deberían corregirse de un modo aprobado para los requisitos del Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I, antes de que los datos sean evaluados de conformidad con los requisitos del Capítulo 4. 2.3.2 En la evaluación de los datos presentados en apoyo de una solicitud para la rehomologación de un avión del Capítulo 2 al Capítulo 3 deben seguirse las recomendaciones de 3.2.1 de este apéndice.

2.4 Rehomologación de la Parte 36, Etapa 3 del FAR de los Estados Unidos al Capítulo 4

Los niveles de ruido ya aprobados en la Parte 36, Etapa 3, del FAR de los Estados Unidos y presentados en apoyo de solicitudes para la rehomologación de aeronaves de conformi-dad con el Capítulo 4 deberían evaluarse de conformidad con los criterios presentados seguidamente. 2.4.1 Para los aviones de la Etapa 3 que fueron apro-bados de conformidad con el FAR de los Estados Unidos, Parte 36, Enmienda 24 (con efecto a partir del 7 de agosto de 2002) o más elevados, el único criterio de evaluación de 2.2 de este apéndice que quizá no haya sido satisfecho es el criterio g). Aparte de la consideración del criterio g), los

niveles de ruido del avión aprobados en el FAR de los Estados Unidos, Parte 36, Etapa 3, deberían usarse para deter-minar el cumplimiento del Capítulo 4. 2.4.2 Para los aviones de la Etapa 3 que fueron apro-bados de conformidad con las Enmiendas 7 a 23 del FAR de los Estados Unidos, Parte 36, además de los criterios de reevaluación expuestos en 2.2 de este apéndice, deberían considerarse los siguientes criterios. a) ¿Se determinó el componente de velocidad de la

corrección por duración del nivel efectivo de ruido percibido (EPNL) empleando 10 log V/Vr? (Véase 9.3.3.2 del Apéndice 2 del Anexo 16, Volumen I, Enmienda 5.)

b) Para las homologaciones de motores derivados

empleando procedimientos de ensayo estáticos, la suma de las magnitudes, sin tener en cuenta los signos de los cambios acústicos para las tres condiciones de referencia para la homologación entre los datos del avión de referencia y de la versión derivada ¿es inferior o igual a 5 EPNdB con un máximo de 3 EPNdB, en cualquiera de las condiciones de referencia? (Véase 2.3.2.4 en el Capítulo 2 de este manual.)

Nota.— Estos límites pueden sobrepasarse en las circuns-tancias descritas en 2.3.2.5 del Capítulo 2 de este manual.

3. DIRECTRICES PARA LA

REHOMOLOGACIÓN DE AVIONES “MODIFICADOS”

Un avión puede haber sido aprobado con respecto a los niveles de homologación acústica del Capítulo 3 o Capítulo 5 que son superiores a los niveles máximos exigidos por el Capítulo 4. Para que se considere la rehomologación de un avión como ese al Capítulo 4, sería necesario “modificar” el avión a fin de disminuir sus niveles de ruido por debajo de los límites establecidos en el Capítulo 4. A fin de que las autoridades de homologación evalúen las solicitudes para la rehomologación de aviones “modificados” de un modo uniforme, deberían seguirse las directrices descritas en esta sección. Estas directrices se desarrollarán para abarcar otras posibilidades de “modificación”.

3.1 Limitaciones operacionales Pueden imponerse limitaciones operacionales a las aero-naves rehomologadas como condición de cumplimiento de los nuevos requisitos de homologación acústica. En este contexto, una “limitación operacional” se define como una restricción, a la configuración, o bien al modo en que se pueda hacer volar

Apéndice 8. Rehomologación de aviones AP 8-5

una aeronave, que se aplica de forma tal que depende de la voluntad del piloto, y que puede ser violada de otra manera. 3.1.1 Deflexión de los flaps Para la demostración de homologación acústica en la aproximación: — Únicamente la deflexión más crítica de los flaps (es

decir, la que da el nivel de ruido más elevado) recibirá la homologación. Los niveles de ruido para otras defle-xiones de los flaps sólo se aprobarán como información suplementaria, y deberán determinarse de conformidad con 3.6.1, 3.6.3 y 3.7 del Capítulo 3 del Anexo 16, Volumen I y 2.1 y 2.2 de este manual y empleando las mismas demostraciones que para la deflexión más crítica de los flaps.

— Típicamente, para un avión de reacción la configu-

ración más crítica de los flaps está relacionada con la deflexión máxima de los flaps. Si la aeronave en su estado original no puede cumplir los requisitos con la deflexión máxima de los flaps o, si un solicitante desea homologar una aeronave a menos de la deflexión máxima, la deflexión de los flaps debe limitarse mediante un límite físico que, por razones de prudencia, se pueda romper fácilmente. No es aceptable una simple limitación del manual de vuelo. Solo se permite exceder el límite frangible en caso de una situación de emergencia, definida aquí como una situación imprevista que pone en peligro la seguridad del avión o de los pasajeros que exige la violación de la limitación operacional. En esos casos el dispositivo frangible debe ser remplazado de acuerdo con los métodos de mantenimiento establecidos y registrarse esto en el libro de a bordo, antes del vuelo siguiente. La referencia a exceder el límite frangible en caso de emergencia debe incorporarse únicamente en la sección de procedimientos de emergencia del manual de vuelo de la aeronave.

— Es necesario efectuar el vuelo de perfil de aproxi-

mación definido en 4.5 del Capítulo 4 del Anexo 16, Volumen I, o bien, si no se realiza el vuelo del perfil de referencia, debe indicarse el efecto de todos los parámetros (p. ej., ángulo de incidencia de la aero-nave) que puedan influir en los niveles de ruido y deben aplicarse las correcciones apropiadas a los resul-tados de los ensayos.

— Cabe señalar que en el caso de un avión propulsado a

hélice rehomologado, la configuración más crítica de los flaps puede no estar relacionada con la deflexión máxima de los flaps y se debe volar con todas las deflexiones normalmente permitidas de los flaps a fin de determinar la configuración más ruidosa.

3.1.2 Velocidad de la hélice La demostración del nivel de ruido en la aproximación para la homologación acústica debe hacerse con la aeronave en su configuración más crítica (es decir, la que produce el nivel de ruido más elevado). Para los aviones propulsados a hélice, la configuración incluye la velocidad rotacional de la hélice. Para un avión propulsado a hélice rehomologado, sólo puede apro-barse la velocidad de la hélice más ruidosa definida para el funcionamiento normal en aproximación. No sería aceptable definir un procedimiento normal de alternativa empleando una velocidad de la hélice diferente “más silenciosa” (típicamente más lenta). Un nivel de ruido para un procedimiento como ese solamente puede aprobarse como información suplementaria. 3.1.3 Masa máxima autorizada de despegue y de aterrizaje Es posible disminuir los niveles de homologación acústica de un avión bajando su masa máxima autorizada de despegue o de aterrizaje, o ambas. Una aeronave recibirá la homolo-gación para únicamente un par de masas máximas de despegue y de aterrizaje cada vez. Los niveles de ruido para otras masas podrán ser aprobados únicamente como información suple-mentaria. 3.1.4 Reducción del empuje de despegue Si se emplea una reducción del empuje de despegue, es necesario un método para controlar este empuje. Los métodos de que se disponga, a discreción de la autoridad de homolo-gación, podrían incluir un control físico o electrónico, rediseño del motor y limitación del manual de vuelo. El empuje de despegue reducido, definido para fines acústicos, debe ser igual al límite del empuje de despegue para operaciones normales y puede sobrepasarse en una situación de emer-gencia. En todos los casos las limitaciones del manual de vuelo y las secciones de performance deben ser uniformes.

3.2 Métodos de demostración 3.2.1 Demostración del ruido lateral medida a 650 m El emplazamiento de los puntos de medición del ruido lateral está definido en el Capítulo 2 del Anexo 16, Volumen I; esos puntos están situados a lo largo de la línea paralela del eje extendido de la pista y a 650 m de éste. En el caso de un avión rehomologado de conformidad con el Capítulo 4, pero inicial-mente homologado como del Capítulo 2, los datos del ruido lateral tomados con un desplazamiento lateral de 650 m sólo serán aceptables si se corrigen a un desplazamiento de 450 m

Manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos AP 8-6 de homologación acústica de las aeronaves por medio del método integrado de ajuste. En esos casos, en un momento determinado, los ángulos de emisión “medidos” y “de referencia” deben ser iguales. 3.2.2 Posición del centro de gravedad durante el despegue La demostración del nivel de ruido de aproximación debe hacerse con la aeronave en su configuración más crítica (es

decir, la más ruidosa). La configuración incluye el lugar del centro de gravedad, posición que para la aproximación es la más crítica plenamente hacia delante. No existen tales restricciones para la demostración de niveles de ruido de despegue y, por lo tanto, el solicitante puede escoger cualquier configuración a condición de que esté dentro de los límites normales definidos en el manual de vuelo. En el caso de un avión rehomologado, la posición del centro de gravedad empleada en la definición del perfil de despegue de referencia debe estar dentro de la gama homologada normal.

— FIN —

PUBLICACIONES TÉCNICAS DE LA OACI

Este resumen explica el carácter, a la vez que describe,en términos generales, el contenido de las distintas seriesde publicaciones técnicas editadas por la Organización deAviación Civil Internacional. No incluye las publicacionesespecializadas que no encajan específicamente en una delas series, como por ejemplo el Catálogo de cartas aero-náuticas, o las Tablas meteorológicas para la navegaciónaérea internacional.

Normas y métodos recomendados internacionales. ElConsejo los adopta de conformidad con los Artículos 54,37 y 90 del Convenio sobre Aviación Civil Internacional,y por conveniencia se han designado como Anexos alcitado Convenio. Para conseguir la seguridad o regularidadde la navegación aérea internacional, se considera quelos Estados contratantes deben aplicar uniformemente lasespecificaciones de las normas internacionales. Para con-seguir la seguridad, regularidad o eficiencia, también seconsidera conveniente que los propios Estados se ajusten alos métodos recomendados internacionales. Si se desealograr la seguridad y regularidad de la navegación aéreainternacional es esencial tener conocimiento de cualesquierdiferencias que puedan existir entre los reglamentos ymétodos nacionales de cada uno de los Estados y lasnormas internacionales. Si, por algún motivo, un Estado nopuede ajustarse, en todo o en parte, a determinada normainternacional, tiene de hecho la obligación, según elArtículo 38 del Convenio, de notificar al Consejo todadiferencia o discrepancia. Las diferencias que puedanexistir con un método recomendado internacional tambiénpueden ser significativas para la seguridad de la navegaciónaérea, y si bien el Convenio no impone obligación algunaal respecto, el Consejo ha invitado a los Estados contra-tantes a que notifiquen toda diferencia además de aquéllasque atañan directamente, como se deja apuntado, a lasnormas internacionales.

Procedimientos para los servicios de navegaciónaérea (PANS). El Consejo los aprueba para su aplicaciónmundial. Comprenden, en su mayor parte, procedimientosde operación cuyo grado de desarrollo no se estima sufi-ciente para su adopción como normas o métodos recomen-dados internacionales, así como también materias de uncarácter más permanente que se consideran demasiado

detalladas para su inclusión en un Anexo, o que sonsusceptibles de frecuentes enmiendas, por lo que los proce-dimientos previstos en el Convenio resultarían demasiadocomplejos.

Procedimientos suplementarios regionales (SUPPS).Tienen carácter similar al de los procedimientos para losservicios de navegación aérea ya que han de ser aprobadospor el Consejo, pero únicamente para su aplicación en lasrespectivas regiones. Se publican englobados en un mismovolumen, puesto que algunos de estos procedimientosafectan a regiones con áreas comunes, o se siguen en doso más regiones.

Las publicaciones que se indican a continuación sepreparan bajo la responsabilidad del Secretario General,de acuerdo con los principios y criterios previamenteaprobados por el Consejo.

Manuales técnicos. Proporcionan orientación e infor-mación más detallada sobre las normas, métodos recomen-dados y procedimientos internacionales para los serviciosde navegación aérea, para facilitar su aplicación.

Planes de navegación aérea. Detallan las instalacionesy servicios que se requieren para los vuelos internacionalesen las distintas regiones de navegación aérea establecidaspor la OACI. Se preparan por decisión del SecretarioGeneral, a base de las recomendaciones formuladas por lasconferencias regionales de navegación aérea y de lasdecisiones tomadas por el Consejo acerca de dichas reco-mendaciones. Los planes se enmiendan periódicamentepara que reflejen todo cambio en cuanto a los requisitos, asícomo al estado de ejecución de las instalaciones y serviciosrecomendados.

Circulares de la OACI. Facilitan información especia-lizada de interés para los Estados contratantes. Comprendenestudios de carácter técnico.

manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos de homologación acústica de las...

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