LU
Équation pour le calcul des
Texte législatif (1 Articles)
SUPPLÉMENTS À L’ANNEXE
VOLUME I
SUPPLÉMENT A.
Équation pour le calcul des
niveaux de bruit en fonction de la masse
au décollage
SUPPLÉMENT
B.
Éléments indicatifs sur l’emploi
de procédures équivalentes pour la cerlification
acoustique des avions à réaction subsoniques
SUPPLÉMENT C.
Principes directeurs pour la
certification acoustique des adacs à hélices
SUPPLÉMENT D.
Principes directeurs pour la
certification acoustique des groupes auxiliaires
de puissance (GAP) et des équipements de bord
associés en utilisation au sol
SUPPLÉMENT
E.
Méthodes approchées de
détermination du niveau effectif de bruit perçu
(EPNL )
SUPPLÉMENT
F.
Projet de méthodes de pondé-
ration des indices d’exposition totale au bruit en
fonction de facteurs quotidiens et saisonniers
SUPPLÉMENT G.
lémems indicatifs sur la
méthode à utiliser pour éliminer les effets du bruit
ambiant sur la mesure du bruit des avions
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N° 2
É
NORMES
ET PRATIQUES RECOMMANDÉES
INTERNATIONALES
1ère PARTIE. DÉFINITIONS
Aéronef. Tout appareil qui peut se soutenir
dans
l’atmosphère grâce à des réactions de l’air autres que les
réactions de l’air sur la surface de la terre.
Avion. Aérodyne entraîné par un organe moteur et dont la
sustentation
en vol est obtenue
principalement par des
réactions aérodynamiques sur des surfaces qui restent fixes
dans des conditions données de vol.
Avion subsonique. Avion ne pouvant maintenir un vol en
palier à des vitesses dépassant Mach 1.
Équipements de bord associés. Dispositifs, à bord d’un
aéronef, qui sont alimentés en énergie électrique ou en air
comprimé par un groupe auxiliaire de puissance au cours des
opérations au sol.
Groupe auxiliaire de puissance (GAP). Groupe
de
puissance autonome, à bord d’un aéronef, qui alimente des
équipements de bord en énergie électrique ou en air
comprimé au cours des opérations au sol.
Hélicoptère. Aérodyne dont la sustentation en vol est
obtenue principalement par la réaction de l’air sur un ou
plusieurs rotors, qui tournent, entraînés par un organe
moteur, autour d’axes sensiblement verticaux.
Taux de dilution. Rapport entre la masse d’air qui passe
par les conduits de dérivation d’une turbine à gaz et la masse
d’air qui passe par les chambres de combustion, calculé à la
poussée maximale lorsque la turbine est immobile en
atmosphère type internationale au niveau de la mer.
Version dérivée d’un aéronef. Aéronef qui, du point de
vue de la navigabilité, est semblable au prototype qui a
obtenu une certification acoustique, mais qui comporte des
modifications
de
type
susceptibles
d’affecter
ses
caractéristiques de bruit.
Note.
Si le service de certification estime que la
modification de conception, de configuration, de puissance ou de
masse qui est proposée est d’une ampleur suffisante pour exiger
une nouvelle vérification relativement complète de la conformité
aux règlements de navigabilité applicables, l’aéronef devrait être
considéré comme un type nouveau et non comme une version
dérivée.
ANNEXE 16 _ VOLUME I
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N° 2
2ème PARTIE. CERTIFICATION
ACOUSTIQUE DES AÉRONEFS
CHAPITRE 1er. DISPOSITIONS ADMINISTRATIVES
1.1 Les dispositions de 1.2 à 1.5 s’appliquent
à tous les
aéronefs compris dans les catégories définies aux fins de
certification acoustique aux Chapitres 2, 3, 4, 5, 6 et 8 de la
présente Partie, lorsque lesdits aéronefs effectuent des vols
internationaux.
1.2 La certification acoustique est accordée par l’État
d’immatriculation d’un aéronef sur la base de la production
de preuves satisfaisantes selon lesquelles l’aéronef répond à
des spécifications au moins égales aux normes applicables
qui figurent dans la présente Annexe.
Note.
Les pièces justificatives de la certification acoustique
pourront prendre la forme d’un certificat acoustique distinct ou
d’une déclaration appropriée contenue dans un autre document
approuvé par l’État d’immatriculation et dont cet État exige le
transport à bord de l’aéronef.
1.3 Les pièces justificatives de la certification acoustique
d’un aéronef contiendront au minimum les renseignements
suivants
a) État d’immatriculation;
b) numéro de série du constructeur;
c) désignation de type et de modèle du constructeur;
d) mention
de
toute
modification
supplémentaire
apportée en vue de respecter les normes applicables de
certification acoustique;
e) masse maximale à laquelle il a été démontré que les
normes applicables de certification acoustique sont
respectées;
f) dans le cas des avions pour lesquels la demande de
certificat pour le prototype aura été présenté à compter
du 6 octobre 1977, et dans le cas des hélicoptères pour
lesquels la demande de certificat pour le prototype aura
été présentée à compter du 1er janvier 1985
niveaux de bruit moyens aux points de référence, pour
lesquels il a été démontré que les normes applicables de
certification acoustique sont respectées.
1.4 Les États contractants reconnaîtront la validité
d’une certification acoustique délivrée par un autre État
contractant à condition que les spécifications en vertu
desquelles elle a été délivrée soient au moins égales aux
normes applicables qui figurent dans la présente Annexe.
1.5 Un État contractant suspendra ou révoquera la
certification acoustique d’un aéronef immatriculé par lui si
ledit aéronef ne répond plus aux normes acoustiques
applicables. L’État d’immatriculation n’annulera pas la
suspension d’une certification acoustique ni n’accordera une
nouvelle certification tant que l’aéronef en question ne sera
pas jugé, après un nouvel examen, conforme aux normes
acoustiques applicables.
1.6 À moins de spécifications contraires dans le présent
Volume de l’Annexe et sous réserve des dispositions de
1.6.1, la date à utiliser par les États contractants pour
l’application des normes de l’Annexe sera la date à laquelle
la demande de certificat de navigabilité pour le prototype a
été
acceptée,
ou à laquelle
une
autre
procédure
réglementaire équivalente a été appliquée par les services de
certification.
1.6.1 Lorsqu’un délai de plus de cinq ans interviendra
entre l’acceptation de la demande de certificat de navigabilité
pour le prototype et la délivrance de ce certificat ou, lorsque
cette procédure ne sera pas appliquée, la délivrance du
certificat de navigabilité pour le premier aéronef du type en
question, la date à utiliser par les services de certification
pour déterminer l’application des normes appropriées de la
présente Annexe précédera de cinq ans la date de délivrance
du certificat de navigabilité pour le prototype ou, lorsque
cette procédure ne sera pas appliquée, la date de délivrance
du certificat de navigabilité pour le premier aéronef du type
en question. Toutefois, dans des cas exceptionnels, les
services de certification pourront accepter que ce délai de
cinq ans soit prolongé.
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ANNEXE 16
VOLUME I
N° 2
CHAPITRE 2.
AVIONS À RÉACTION SUBSONIQUES
DEMANDE DE CERTIFICAT DE NAVIGABILITÉ POUR
LE PROTOTYPE ACCEPTÉE AVANT LE 6 OCTOBRE 1977
2.1. Application
Note.
Voir également le Chapitre 1er, 1.6.
2.1.1 Les normes du présent chapitre seront applicables
à tous les avions à réaction subsoniques pour lesquels la
demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été
acceptée ou au sujet desquels une autre
procédure
réglementaire équivalente a été appliquée par les services de
certification
avant le 6 octobre 1977, à l’exception des
avions
a) qui exigent une longueur de piste* inférieure ou égale
à 610 m à la masse maximale portée au certificat de
navigabilité;
b) qui sont équipés de moteurs dont le taux de dilution
est égal ou supérieur à 2 et pour lesquels un certificat
de navigabilité individuel a été émis pour la première
fois avant le 1er mars 1972; ou
c) qui sont équipés de moteurs dont le taux de dilution
est inférieur à 2 et pour lesquels la demande de
certificat
de navigabilité pour le prototype a été
acceptée ou au sujet desquels une autre procédure
réglementaire équivalente a été appliquée par les
services de certification avant le 1er janvier 1969 et
enfin pour
lesquels
un
certificat de navigabilité
individuel a été émis pour la première fois avant le 1er
janvier 1976.
2.1.2
Les normes du présent chapitre seront également
applicables aux versions dérivées de tous les avions visés en
2.1.1 ci-dessus, pour lesquels la demande de certification du
type modifié aura été acceptée, ou une autre procédure
équivalente
aura été
appliquée par les services
de
certification à compter du 26 novembre 1981.
2.2. Mesure d’évaluation du bruit
2.2.1 La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau
effectif de bruit perçu exprimé en EPNdB, comme il est
indiqué à l’Appendice 1.
2.3.
Points de mesure du bruit
2.3.1 Lors des essais effectués conformément aux
procédures d’essai en vol spécifiées en 2.6, les niveaux de
bruit engendrés par un avion n’excéderont pas les niveaux
spécifiés en 2.4 aux points de mesure ci-après
* Sans prolongement d’arrêt ni prolongement dégagé.
a) Point de mesure latéral Point situé sur une parallèle à
l’axe de piste à 650 m de cet axe ou de son
prolongement, où le niveau de bruit au décollage est
maximal.
b) Point de mesure survolé au décollage Point situé sur le
prolongement de l’axe de piste, à une distance de 6,5
km du début du roulement au décollage.
c) Point de mesure à l’approche Point au sol, situé sur le
prolongement de l’axe de piste, à 120 m (395 pieds)
au-dessous d’un axe de descente de 3° ayant son
origine en un point situé à 300 m au-de là du seuil. Sur
terrain plat, ce point de mesure est situé à 2 000 m du
seuil.
2.4. Niveaux maximaux de bruit
2.4.1 Les niveaux maximaux de bruit des avions visés
en 2.1.1 ci-dessus, déterminés conformément à la méthode
d’évaluation du bruit exposée
à l’Appendice
1,
ne
dépasseront pas les valeurs ci-après
a) Au point
de mesure latéral et au point
de mesure à
l’approche. 108 EPNdB pour les avions dont la masse
maximale de certification au décollage est supérieure ou
égale à 272 000 kg, cette valeur décroissant linéairement
avec le logarithme de la masse de l’avion, à raison de
2 EPNdB chaque fois que la masse diminue de moitié,
pour atteindre la limite inférieure de 102 EPNdB à
34 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante.
b) Au point de mesure survolé au décollage. 108 EPNdB
pour les avions dont la masse maximale de certification
au décollage est supérieure ou égale à 272 000 kg, celte
valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la
masse de l’avion, à raison de 5 EPNdB chaque fois que
la masse diminue de moitié, pour atteindre la limite
inférieure de 93 EPNdB à 34 000 kg, cette limite
demeurant ensuite constante.
Note. Voir au Supplément A les équations utilisées pour le
calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage.
2.4.2 Les niveaux maximaux de bruit des avions visés
en 2.1.2 ci-dessus, déterminés conformément à la méthode
d’évaluation du bruit
exposée
à l’Appendice
1, ne
dépasseront pas les valeurs ci-après
2.4.2.1
Au point de mesure latéral
106 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de
certification au décollage est supérieure ou égale à 400 000 kg,
celle valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la
ANNEXE 16 VOLUME I
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N° 2
Annexe 16 Protection de l’environnement
masse de l’avion, pour atteindre la limite inférieure de
97 EPNdB à 35 000 kg, cette limite demeurant ensuite
constante.
2.4.2.2
Au point de mesure au survol
a) Avions monomoteurs ou bimoteurs
104 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de
certification au décollage est supérieure
ou égale à
325 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le
logarithme de la masse de l’avion, à raison de 4 EPNdB
chaque fois que la masse diminue de moitié, pour
atteindre la limite inférieure de 93 EPNdB, cette limite
demeurant ensuite constante.
b) Avions trimoteurs
Comme en a), mais 107 EPNdB pour les avions dont la
masse maximale de certification au décollage est
supérieure ou égale à 325 000 kg
ou
comme en 2.4.1 b), si la limite ainsi définie est
inférieure.
c) Avions équipés de quatre moteurs ou plus
Comme en a), mais 108 EPNdB pour les avions dont la
masse maximale de certification au décollage est
supérieure ou égale à 325 000 kg
ou
comme en 2.4.1 b), si la limite ainsi définie est
inférieure.
2.4.2.3
Au point de mesure à l’approche
108 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de
certification au décollage est supérieure ou égale à 280 000 kg,
cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la
masse de l’avion pour atteindre la limite inférieure de
101 EPNdB à 35 000 kg, cette limite demeurant ensuite
constante.
Note.
Voir au Supplément A les équations utilisées pour le
calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage.
2.5. Compensations
2.5.1 Si le niveau de bruit maximal en un ou deux
points de mesure excède le niveau maximal
Volume I
a) la somme des dépassements n’excédera pas 4 EPNdB;
toutefois dans le cas des avions quadrimoteurs
propulsés par des moteurs dont le taux de dilution est
égal ou supérieur à 2 et pour lesquels la demande de
certificat
de navigabilité pour le prototype a été
acceptée ou au sujet desquels une autre procédure
réglementaire équivalente a été appliquée par les
services de certification avant le 1er décembre 1969, la
somme des dépassements éventuels n’excédera pas
5 EPNdB;
b) le dépassement éventuel en un point donné ne sera
pas supérieur à 3 EPNdB;
c) les dépassements éventuels seront compensés par une
diminution
correspondante
à l’autre ou aux autres
points de mesure.
2.6. Procédures d’essai
2.6.1. Procédure d’essai au décollage
2.6.1.1 La poussée de décollage sera utilisée à partir du
début du décollage jusqu’au point où l’avion atteint une
hauteur d’au moins 210 m (690 pieds) au-dessus de la piste
et cette poussée ne sera pas ramenée à une valeur inférieure
à la poussée nécessaire pour maintenir une pente de montée
d’au moins 4%.
2.6.1.2
Une vitesse égale à au moins V2 + 19 km/h
(V2 + 10 noeuds) sera atteinte dès que possible après l’envol
et maintenue
pendant toute
la durée de
l’essai de
certification acoustique au décollage.
2.6.1.3
Une configuration de décollage constante,
choisie par le postulant, sera maintenue pendant toute la
durée de l’essai de certification acoustique au décollage,
mais le train d’atterrissage peut être rentré.
2.6.2. Procédure d’essai à l’approche
2.6.2.1
L’avion volera en régime stabilisé et suivant une
trajectoire de descente de 3° ± 0,5°.
2.6.2.2
L’approche
sera
effectuée
à une
vitesse
stabilisée égale ou supérieure à 1,3 V s+ 19 km/h (1,3 Vs+
10 noeuds) en régime stabilisé pendant l’approche et au-
dessus du point de mesure et cette vitesse sera maintenue
jusqu’à l’atterrissage normal.
2.6.2.3 La configuration de l’avion sera celle qui
correspond au braquage maximal admissible des volets
hypersustentateurs.
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N° 2
CHAPITRE 3.
AVIONS À RÉACTION SUBSONIQUES
DEMANDE DE CERTIFICAT DE NAVIGABILITÉ
POUR LE PROTOTYPE ACCEPTÉE À COMPTER DU
6 OCTOBRE 1977
3.1. Application
Note. Voir également le Chapitre 1er, 1.6.
3.1.1 Les normes du présent chapitre seront applicables à
tous les avions
à réaction subsoniques, y compris leurs
versions dérivées, à l’exception des avions qui exigent une
longueur de piste* inférieure ou égale à 610 m à la masse
maximale
de certification de navigabilité, pour lesquels la
demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été
acceptée ou au sujet de laquelle une autre procédure règle-
mentaire équivalente a été appliquée
par les services de
certification depuis le 6 octobre 1977.
3.2. Mesure du bruit
3.2.1.
Mesure d’évaluation du bruit
3.2.1.1
La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau
de bruit perçu exprimé en EPNdB, comme il est indiqué à
l’Appendice 2.
3.3. Points de référence de mesure du bruit
3.3.1 Les niveaux de bruit engendrés par un avion et
mesurés conformément aux présentes normes n’excéderont
pas les niveaux spécifiés en 3.4, aux points ci-après
a) Point de référence de mesure du bruit latéral : point situé
sur une parallèle à l’axe de piste à 450 m de cet axe ou
de son prolongement, où le niveau de bruit au
décollage est maximal.
b) Point de référence de mesure du bruit au survol : point
situé sur le prolongement de l’axe de piste, à une
distance de 6,5 km du début du roulement au
décollage.
c) Point de référence de mesure du bruit à l’approche : point
au sol, situé sur le prolongement de l’axe de la piste à
2 000 m du seuil; sur terrain plat, ce point est situé à
120 m (395 pieds) au-dessous d’un axe de descente de
3°ayant son origine en un point situé à 300 m au-delà
du seuil.
3.3.2.
Points de mesure du bruit pendant les essais
3.3.2.1
Si les points de mesure du bruit ne sont pas
situés aux points de référence de détermination du bruit, les
corrections dues aux différences de position de ces points
devront être effectuées
de la même manière que les
* Sans prolongement d’arrêt ni prolongement dégagé.
corrections concernant les différences entre les trajectoires
d’essais et les trajectoires de référence.
3.3.2.2
Un nombre suffisant de points de mesure du
bruit latéral seront utilisés pour démontrer aux services de
certification que le niveau de bruit maximal sur l’axe latéral
approprié a été déterminé clairement. Il sera procédé à des
mesures simultanées en un point de mesure du bruit
occupant une position symétrique par rapport à l’axe de
piste.
3.3.2.3
Le postulant devra démontrer aux services de
certification que durant les essais les niveaux de bruit en
latéral et au cours du survol ne sont pas optimisés
séparément.
3.4. Niveaux maximaux de bruit
3.4.1 Les niveaux maximaux de bruit, déterminés
conformément à la méthode d’évaluation
exposée à
l’Appendice 2, ne dépasseront pas les valeurs ci-après.
3.4.1.1
Au point de référence de mesure du bruit latéral
103 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certi-
fication au décollage, pour laquelle la certification acoustique
cst demandée, est supérieure ou égale à 400 000 kg, cette
valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse
de l’avion pour atteindre la limite inférieure de 94 EPNdB à
35 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante.
3.4.1.2 Au point de référence de mesure du bruit au survol
a) Avions monomoteurs ou bimoteurs
101 EPNdB pour les avions dont la masse masimale de
certification
au décollage, pour laquelle la certification
acoustique est demandée, est supérieure
ou égale a
385 000 kg, cette valeur decroissant linéairement avec le
logarithme de la masse de l’avion à raison de 4 EPNdB
chaque fois que la masse
diminue de moitié, pout
atteindre la limite inférieure de 89 EPNdB, cette limite
demeurant ensuite constante.
b) Avions trimoteurs
Comme en a), mais 104 EPNdB pour les avions dont la
masse maximale de certification au décollage est égale
ou supérieure à 385 000 kg.
c) Avions équipés de quatre moteurs ou plus
Comme en a), mais 106 EPNdB pour les avions dont la
masse maximale de certification au décollage est égale
ou supérieure à 385 000 kg.
ANNEXE 16 VOLUME I
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N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
3.4.1.3 Au point de référence de mesure du bruit à
l’approche
105 EPNdB pour les avions dont la masse maximale au
décollage,
pour laquelle
la certification
acoustique est
demandée, est supérieure ou égale à 280 000 kg, cette valeur
décroissant
linéairement avec le logarithme de la masse de
l’avion pour atteindre la limite inférieure de 98 EPNdB à
35 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante.
Note.
Voir au Supplément A les équations utilisées pour le
calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage.
3.4.2 Si l’on utilise une température
ambiante de
référence de 15 °C [voir 3.6.1.5 b)], on ajoutera 1 EPNdB au
niveau de bruit mesuré (et corrigé) au point de mesure
survolé au décollage avant de le comparer au niveau
maximal de bruit spécifié en 3.4.1.2.
3.5. Compensations
3.5.1 Si le niveau de bruit maximal en un ou deux
points de mesure excède le niveau maximal
a) la somme des dépassements n’excédera pas 3 EPNdB;
b) le dépassement éventuel en un point donné ne sera
pas supérieur à 2 EPNdB;
c) les dépassements éventuels seront compensés par une
diminution correspondante à l’autre ou aux autres
points de mesure.
3.6. Procédures de référence de
la certification
acoustique
3.6.1. Conditions générales
3.6.1.1 Les procédures de référence devront satisfaire
aux exigences des règlements de navigabilité.
3.6.1.2 Les calculs des procédures et des trajectoires de
référence seront approuvés par les services de certification.
3.6.1.3
Les procédures de référence au décollage et à
l’approche seront respectivement celles qui sont définies en
3.6.2 et 3.6.3 sauf pour le cas envisagé en 3.6.1.4.
3.6.1.4 Si le postulant montre que les caractéristiques de
conception de l’avion sont telles que l’avion ne peut pas
voler en accord avec 3.6.2 et 3.6.3 les procédures
de
référence devront
a) ne s’écarter des procédures de référence définies en
3.6.2 et 3.6.3 que dans la mesure où les caracté-
ristiques de conception rendent impossible l’emploi de
ces procédures;
b) être approuvées par les services de certification.
3.6.1.5
Les procédures de référence seront calculées
dans les conditions atmosphériques de référence suivantes
a) pression
atmosphérique au
niveau de la mer
1013,25 hPa (1013,25 mb);
Volume I
b) température de l’air ambiant : 25 °C (soit ATI +
10 °C); toutefois, à la discrétion des services de
certification, la température de 15 °C (soit ATI) peut
être utilisée comme autre température ambiante de
référence;
c) humidité relative : 70%;
d) vent nul.
Note. L’atmosphère de référence est homogène en ce qui
concerne la température et l’humidité relative lorsqu’elle est
utilisée
pour
le
calcul des
coefficients
d’absorption
atmosphérique.
3.6.2.
Procédure de référence au décollage
3.6.2.1
La trajectoire de décollage de référence sera
calculée comme suit
a) la poussée au décollage sera utilisée à partir du début
du décollage jusqu’au point où l’avion atteint au moins
la hauteur suivante au-dessus du niveau de la piste
avions monomoteurs ou bimoteurs
300 m (985
pieds)
avions trimoteurs
260 m (855 pieds)
avions équipés de quatre moteurs ou plus 210 m
(690 pieds);
b) une fois que l’avion a atteint la hauteur spécifiée en a)
ci-dessus, la poussée ne sera pas réduite à une valeur
inférieure à celle qui permet de maintenir
1) une pente de montée de 4%; ou
2) dans le cas desavions multimoteurs, le vol en palier
avec un moteur hors de fonctionnement;
si cette dernière valeur est supérieure à la précédente;
c) la vitesse sera la vitesse de montée au décollage avec
tous les moteurs en fonctionnement qui sera choisie
par le postulant pour être utilisée en vol normal, elle
sera au moins égale à V2 + 19 km/h (V 2 + 10 noeuds)
sans dépasser V2 + 37 km/h (V2 + 20 noeuds), sera
atteinte aussitôt que possible après le déjaugeage et
sera maintenue tout au long de l’essai de certification
acoustique au décollage;
d) une configuration de décollage constante choisie par le
postulant, sera maintenue pendant toute la durée de la
procédure
de
référence
de
décollage;
le
train
d’atterrissage peut toutefois être relevé;
e) la masse de l’avion au moment du lâcher des freins
sera la masse maximale au décollage à laquelle la
certification acoustique est demandée.
3.6.3.
Procédure de référence à l’approche
3.6.3.1 La trajectoire de référence à l’approche sera
calculée comme suit
a) l’avion vole en régime stabilisé, suivant un angle de
descente de 3°;
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N° 2
CHAPITRE
5. AVIONS À HÉLICES D’UNE MASSE SUPÉRIEURE À 5 700 kg
5.1. Application
Note.
Voir également le Chapitre 1er, 1.6.
5.1.1
Les
normes
définies ci-après ne
sont
pas
applicables
a) aux avions qui exigent une longueur de piste* inférieure
ou égale à 610 m à la masse maximale de certification
de navigabilité;
b) aux avions spécialement conçus pour la lutte contre
l’incendie;
c) aux avions spécialement conçus pour l’agriculture.
5.1.2
Les normes du présent chapitre seront applicables à
tous les avions à hélices, y compris leurs versions dérivées,
dont la masse maximale de certification au décollage dépasse
5 700 kg et pour lesquels la demande de certificat de naviga-
bilité pour le prototype aura été acceptée, ou au sujet desquels
une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée
par les services de certification à compter du 6 octobre 1977
mais avant le 1er janvier 1985.
5.1.3
Les normes du Chapitre 2, à l’exception des
dispositions des sections 2.1 et 2.4.2, seront applicables aux
versions dérivées et aux avions individuels dont la masse
maximale de certification au décollage dépasse 5 700 kg et que
ne visent pas les normes du Chapitre 6, des types pour lesquels
la demande de certification de navigabilité pour le proto-
type a été acceptée, ou une autre procédure réglementaire
équivalente a été appliquée
par les services de certifical avant
le 6 octobre 1977 et pour lesquels le premier certificat de
navigabilité
individuel aura été délivré à compter
du
26 novembre 1981.
5.1.4
Lcs normes du Chapitre 3, à l’exception des
dispositions de la section 3.1, seront applicables à tous les
avions à hélices. y compris leurs versions dérivées, d’une
masse maximale au décollage supérieure à 5 700 kg, pour
lesquels la demande de certificat de navigabilité pour le
prototype aura été acceptée, ou au sujet desquels une autre
procédure réglementaire équivalente aura été appliquée par les
services de certification à compter du 1er janvier 1985.
Note. Bien qu’elles aient été conçues
antérieurement
pour les avions à réaction subsoniques, les normes des
Chapitres
2 et 3 sont jugées applicables à d’autres types
d’avion,
quel que soit leur mode de propulsion.
5.2.
Mesure du bruit
5.2.1. Mesure d’évaluation du bruit
5.2.1.1
La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau
de bruit perçu exprimé en EPNdB, comme il est indiqué à
l’Appendice 2.
* Sans prolongement d’arrêt ni prolongement dégagé.
5.3. Points de référence de détermination du bruit
5.3.1 Les niveaux de bruit engendrés par un avion et
mesurés conformément aux présentes normes n’excéderont
pas les niveaux spécifiés en 5.4, aux points ci-après
a) Point de référence de détermination du bruit latéral : point
situé sur une parallèle à l’axe de piste à 450 m de cet
axe ou de son prolongement, où le niveau de bruit au
décollage est maximal.
b) Point de référence de détermination du bruit en survol
point situé sur le prolongement de l’axe de piste, à une
distance de 6,5 km du début du roulement au
décollage.
c) Point de référence de détermination du bruit en
approche : point au sol, situé sur le prolongement de
l’axe de la piste à 2 000 m du seuil; sur terrain plat, ce
point est situé à 120 m (395 pieds) au-dessous d’un
axe de descente de 3° ayant son origine en un point
situé à 300 m au-delà du seuil.
5.3.2.
Points de mesure du bruit pendant les essais
5.3.2.1
Si les points de mesure du bruit ne sont pas
situés aux points de référence de détermination du bruit, les
corrections dues aux différences de position de ces points
devront être effectuées
de la même manière que les
corrections concernant les différences entre les trajectoires
d’essai et les trajectoires de référence.
5.3.2.2
Un nombre suffisant de points de mesure du
bruit latéral seront utilisés pour démontrer aux services de
certification que le niveau maximal de bruit sur l’axe latéral
approprié a été déterminé clairement. Il sera procédé à des
mesures simultanées en un point de mesure du bruit
pendant les essais occupant une position symétrique par
rapport à l’axe de piste.
5.3.2.3
Le postulant devra démontrer aux services de
certification que durant les essais les niveaux de bruit en
latéral et au cours du survol ne sont pas optimisés
séparément.
5.4. Niveaux maximaux de bruit
5.4.1 Les niveaux maximaux de bruit, déterminés
conformément à la méthode d’évaluation du bruit exposée à
l’Appendice 2, ne dépasseront pas les valeurs ci-après
a) Au point de référence de détermination du bruit latéral
limite constante de 96 EPNdB pour les avions dont la
masse maximale au décollage pour
laquelle
la
certification
acoustique est demandée est égale ou
inférieure à 34 000 kg, cette valeur augmentant
linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion,
à raison de 2 EPNdB chaque fois que la masse est
doublée,
pour atteindre
la limite supérieure de
103 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante.
ANNEXE 16 VOLUME I
21/11/85
N° 2
Annexe 16 Protection de l’environnement
b) Au point de référence de détermination du bruit au
survol : limite constante de 89 EPNdB pour les avions
dont la masse maximale au décollage pour laquelle la
certification acoustique est demandée est égale ou
inférieure à 34 000 kg, cette valeur augmentant linéai-
rement avec le logarithme de la masse de l’avion, à
raison de 5 EPNdB chaque fois que la masse est
doublée,
pour atteindre la limite supérieure de
106 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante.
c) Au point de référence de détermination du bruit à
l’approche : limite constante de 98 EPNdB pour les
avions dont la masse maximale au décollage pour
laquelle la certification acoustique est demandée est
égale ou inférieure à 34 000 kg, cette valeur augmentant
linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion,
à raison de 2 EPNdB chaque fois que la masse est
doublée,
pour
atteindre
la limite supérieure de
105 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante.
Note. Voir au Supplément A les équations utilisées pour le
calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage.
5.5.
Compensations
5.5.1 Si le niveau de bruit maximal en un ou deux
points de mesure excède le niveau maximal
a) la somme des dépassements n’excédera pas 3 EPNdB;
b) le dépassement éventuel en un point donné ne sera
pas supérieur à 2 EPNdB;
c) les dépassements éventuels seront compensés par une
diminution correspondante à l’autre ou aux autres
points de mesure.
5.6.
Procédures de référence de la certification
acoustique
5.6.1.
Conditions générales
5.6.1.1
Les procédures de référence devront satisfaire
aux exigences des règlements de navigabilité.
5.6.1.2
Les calculs des procédures et des trajectoires de
référence seront approuvés par les services de certification.
5.6.1.3
Les procédures de référence de décollage et
d’approche seront respectivement celles qui sont définies en
5.6.2 et 5.6.3, sauf pour le cas envisagé en 5.6.1.4.
5.6.1.4 Si le postulant montre que les caractéristiques de
conception de l’avion sont telles que l’avion ne peut pas
voler en accord avec 5.6.2 et 5.6.3 les procédures de
référence devront
a) ne s’écarter des procédures de référence définies en
5.6.2
et
5.6.3
que dans
la mesure où
les
caractéristiques
de conception
rendent
impossible
l’emploi de ces procédures;
b) être approuvées par les services de certification.
Volume I
5.6.1.5
Les procédures de référence seront calculées
dans les conditions atmosphériques de référence ci-après
a) pression atmosphérique au niveau de la mer : 1 013,25
hPa (1 013,25 mb);
b) température ambiante de l’air : 25 °C (soit ATI +
10 °C) mais à la discrétion des autorités
de
certification, on peut utiliser une température de
référence de l’air ambiant de 15°C (soit ATI);
c) humidité relative : 70 pour cent;
d) vent nul.
5.6.2.
Procédure de référence de décollage
5.6.2.1 La trajectoire de décollage sera calculée comme
suit
a) La puissance de décollage sera utilisée à partir du
début du décollage jusqu’au point où l’avion atteint au
moins la hauteur suivante au-dessus de la piste
avions monomoteurs ou bimoteurs
300 m (985
pieds)
avions trimoteurs
260 m (855 pieds)
avions équipés de quatre moteurs ou plus
210 m
(690 pieds)
b) une fois que l’avion aura atteint la hauteur spécifiée en
a) ci-dessus, la puissance ne sera pas réduite à une
valeur inférieure
1) à celle qui permet de maintenir une pente de
montée d’au moins 4%; ou
2) dans le cas des avions multimoteurs, à celle qui
permet de voler en palier avec un moteur hors de
fonctionnement;
si cette dernière valeur est supérieure à la précédente
c) la vitesse sera la vitesse de montée au décollage avec
tous les moteurs en fonctionnement qui sera choisie
par le postulant pour être utilisée en vol normal, sera
au moins égale à V2 + 19 km/h (V2 + 10 noeuds),
sera atteinte aussitôt que possible après le déjaugeage
et sera maintenue
tout au long de l’essai de
certification acoustique au décollage;
d) une configuration de décollage constante choisie par le
postulant, sera maintenue pendant toute la durée de la
procédure
de
référence de décollage; le train
d’atterrissage pourra toutefois être relevé;
e) la masse de l’avion au moment du lâcher des freins
sera la masse maximale au décollage à laquelle la
certification acoustique est demandée.
5.6.3.
Procédure de référence d’approche
5.6.3.1 La trajectoire de référence d’approche sera
calculée comme suit
a) l’avion vole en régime stabilisé, suivant un angle de
descente de 3°;
21/11/85
N° 2
Chapitre 5
b) l’approche sera effectuée à une vitesse constante au
moins égale à 1,3 V S + 19 km/h (1,3 Vs + 10
noeuds), à puissance constante pendant l’approche et
au-dessus du point de mesure et elle sera poursuivie
jusqu’à l’atterrissage normal;
c) la configuration constante de l’avion à l’approche,
utilisée dans les essais de certification de navigabilité,
train sorti, sera maintenue pendant la procédure de
référence d’approche;
d) la masse de l’avion au toucher des roues sera la masse
maximale à l’atterrissage permise par la configuration
d’approche définie en 5.6.3.1 c), pour laquelle la
certification acoustique est demandée;
e) la configuration la plus critique (celle qui produit les
niveaux
de bruit les plus élevés) à la masse pour
laquelle la certification est demandée, devrait être
utilisée.
5.7.
Procédures d’essai
5.7.1 Les procédures d’essai devront être acceptables
pour les services de certification de navigabilité et de
certification acoustique de l’État qui délivre le certificat.
5.7.2 Les procédures d’essai et les mesures de bruit
seront effectuées et traitées d’une manière approuvée, pour
fournir la mesure d’évaluation de bruit appelée «niveau
effectif de bruit perçu, en unités EPNdB» comme le décrit
l’Appendice 2.
Annexe 16
Protection de l’environnement
5.7.3 Les données acoustiques seront ramenées, par les
méthodes exposées dans l’Appendice 2, aux conditions de
référence
spécifiées
dans le
présent
chapitre.
Les
ajustements de vitesse et de poussée seront effectués de la
façon décrite à la Section 9 de l’Appendice 2.
5.7.4 Si la masse pendant l’essai est différente de la
masse
pour
laquelle
la certification acoustique
est
demandée, l’ajustement du niveau effectif de bruit perçu
nécessaire ne dépassera pas 2 EPNdB
au décollage et
1 EPNdB à l’approche. Les données approuvées par les
services de certification seront utilisées pour déterminer la
variation du niveau effectif de bruit perçu en fonction de la
masse
pour les conditions
d’essais au décollage et à
l’approche. De même, l’ajustement nécessaire pour les
écarts de la trajectoire d’approche par rapport à la trajectoire
de référence ne dépassera pas 2 EPNdB.
5.7.5
Pour les conditions
d’approche, les procédures
d’essai seront acceptées si l’avion suit un angle de descente
constant de 3° ± 0,5°
5.7.6 Si on utilise des procédures d’essai équivalentes
qui diffèrent des procédures de référence, les procédures
d’essai et toutes les méthodes d’ajustement des résultats aux
procédures de référence seront approuvées par les services
de certification. Les ajustements ne dépasseront pas 16
EPNdB au décollage et 8 EPNdB à l’approche, et s’ils
dépassent respectivement 8 EPNdB à l’approche, et s’ils
dépassent respectivement 8 EPNdB et 4 EPNdB, les valeurs
résultantes ne seront pas inférieures de moins de 2 EPNdB
aux niveaux de bruit limites spécifiés en 5.4.
Note. Des éléments indicatifs sur l’emploi de procédures
équivalentes
figurent au Supplément B.
21/11/85
N° 2
CHAPITRE
6. AVIONS À HÉLICES DONT LA MASSE
NE DÉPASSE PAS 5 700 kg
6.1. Application
Note.
Voir également le Chapitre 1er, 1.6.
6.1.1 Les normes du présent Chapitre seront applicables
à tous les avions à hélices dont la masse maximale au
décollage ne dépasse pas 5 700 kg, à l’exception des avions
spécialement conçus pour l’acrobatie ou affectés au travail
agricole ou à la lutte contre les incendies;
(toutefois, dans le
cas
d’une
demande
concernant une
modification de
conception de type, la masse maximale certifiée au décollage
ne doit pas dépasser 6 500 kg si le prototype a été certifié à
une masse maximale au décollage ne dépassant pas 5 700
kg), et pour lesquels
a) la demande de certificat de navigabilité pour le
prototype a été acceptée ou une autre procédure
réglementaire équivalente a été appliquée par les
services de certification le 1er janvier 1975 ou à une
date ultérieure; ou
b) un premier certificat de navigabilité individuel a été
délivré le 1er janvier 1980 ou à une date ultérieure.
6.2.
Mesure d’évaluation du bruit
6.2.1 On utilisera, pour la mesure d’évaluation du bruit,
le niveau global pondéré de pression acoustique défini dans
la publication n° 179* de la Commission électrotechnique
internationale (CEI). La pondération appliquée à chaque
composante sinusoïdale de pression acoustique sera donnée
en fonction de la fréquence par la courbe type de référence
dite «A».
6.2.2 On fournira également, lorsque les services de
certification le demanderont,
les données acoustiques
exprimées en EPNdB conformément à la définition de
l’Appendice 1 de la présente Annexe. Pour le calcul de la
correction de durée spécifiée en 4.5 de l’Appendice 1,
l’intervalle de temps sera dans chaque cas la période, à la
seconde près, pendant laquelle PNLT( k ) est égal ou
supérieur à PNLTM
l0
la limite inférieure de 90 TPNdB
n’étant pas appliquée.
* Amendée. On peut se la procurer au Bureau central de la Commission
électrotechnique internationale, 1, rue de arembé, Genève (Suisse).
** Celle-ci devrait être indiquée dans le Manuel de vol de l’avion et sur les
instruments de bord.
6.3.
Niveaux
maximaux de bruit
6.3.1 Dans le cas des avions visés en 6.1.1 a) et 6.1.1 b),
les niveaux maximaux de bruit, déterminés conformément à
la méthode d’évaluation du bruit exposée à l’Appendice 3,
ne dépasseront pas les niveaux suivants
Une limite constante de 68 dB(A) pour les avions dont
la masse ne dépasse pas 600 kg, cette limite variant
linéairement
avec la masse à partir de ce point
jusqu’au poids de 1 500 kg, la limite devenant alors
constante à 80 dB(A) jusqu’au poids de 5 700 kg;
(toutefois, dans le cas d’une demande concernant une
modification
de conception de type,
la masse
maximale certifiée au décollage ne doit pas dépasser
6 500 kg si le prototype a été certifié à une masse
maximale
au décollage ne dépassant pas 5 700 kg).
6.4.
Procédure de référence pour la
certification
acoustique
6.4.1 La procédure de référence sera calculée dans les
conditions atmosphériques de référence suivantes
a) pression atmosphérique au niveau de la mer de
1 013,25 hPa (1 013,25 mb);
b) température de l’air ambiant de 25 °C (soit ATI +
10°C).
6.5. Procédures d’essai en vol
6.5.1 On utilisera soit les procédures d’essai décrites en
6.5.2 et 6.5.3, soit des procédures d’essai équivalentes
approuvées par les services de certification.
6.5.2
Les essais destinés à démontrer la conformité avec
les niveaux maximaux de bruit de 6.3.1 comprendront une
série de passages en palier à la verticale de la station, à une
hauteur de
300 m +10 m (985 pieds +30 pieds)
L’avion passera au-dessus du point de mesure à ± 10° de la
verticale.
6.5.3 Le survol sera exécuté à la puissance maximale
dans la gamme des puissances normales d’utilisation**,à
vitesse anémométrique stabilisée et en configuration de
croisière.
26/11/81
ANNEXE 16 VOLUME I
V
CHAPITRE
7. ADACS À HÉLICES
Note.
Les normes et pratiques recommandées destinées au
présent chapitre n’ont pas encore été élaborées. En attendant, les
éléments indicatifs du Supplément C peuvent être utilisés pour la
certification
acoustique des adacs à hélices pour lesquels le
premier certificat individuel de navigabilité a été délivré depuis le
1er janvier 1976.
ANNEXE 16
VOLUME I
26/11/81
CHAPITRE
8. HÉLICOPTÈRES
8.1. Application
Noie.
Voir également le Chapitre 1er, 1.6.
8.1.1
Les normes du présent chapitre seront applicables à
tous les hélicoptères, à l’exception de ceux qui sont spécia-
lement conçus pour des travaux agricoles, pour la lutte contre
l’incendie ou pour le transport de charge par élingue, et pour
lesquels
a) la demande
de certificat de navigabilité pour le
prototype aura été acceptée, ou toute autre procédure
réglementaire équivalente aura été appliquée par les
services de certification à compter du 1er janvier
1985;
ou
b) une demande de changement
de type qui a une
influence notable sur les caractéristiques acoustiques
de l’hélicoptère aura été acceptée, ou toute autre
procédure
réglementaire
équivalente
aura
été
appliquée par les services de certification à compter du
1er janvier 1985.
Note 1.
La certification des hélicoptères qui sont capables
de transporter par élingue des charges ou de l’équipement dans
un but spécifique comme l’épandage agricole devrait être
effectuée sans charge ni équipement.
Note 2.
Si, dans le cas des types d’hélicoptère pour lesquels
il n’existe pas de prototype civil, il a été démontré à la satisfaction
des services de certification que le niveau de sécurité de ces
hélicoptères est équivalent à celui qui est exigé pour la
certification
civile avant le 1er janvier 1985, cette preuve devrait
être acceptée comme base d’une demande ultérieure de
modification de conception de type.
Note 3.
Les hélicoptères qui se conforment
à la norme
lorsqu’ils
transportent
des
charges
intérieures
peuvent
bénéficier
d’une exemption lorsqu’ils transportent des charges
par élingue, si ce transport se fait dans des conditions telles
que la masse brute ou d’autres paramètres d’exploitation
dépassent ceux qui font l’objet du certificat de navigabilité
pour le transport de charges intérieures.
8.2.
Mesure d’évaluation du bruit
8.2.1 La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau
effectif
de bruit perçu, exprimé en EPNdB, décrit à
l’Appendice 4.
8.3.
Points de référence de mesure du bruit
8.3.1 Les niveaux de bruit engendré par un hélicoptère
et
mesurés
conformément
aux
présentes
normes
n’excéderont pas les niveaux spécifiés en 8.4, aux points
ci-après
a) Points de référence de mesure du bruit au décollage
1) Un point de référence de la trajectoire de vol situé
au sol sur la projection de la trajectoire de vol
définie dans la procédure de décollage de référence
(voir 8.6.2.1) et horizontalement à 500 m dans la
direction du vol, du point auquel la montée est
amorcée dans la procédure de référence
(voir
8.6.2.1 b).
2) Deux autres points au sol disposés symétriquement
à 150 m de part et d’autre de la trajectoire de vol
définie dans la procédure de décollage de référence
et situés sur une ligne passant par le point de
référence de la trajectoire de vol.
b) Points de référence de mesure du bruit au survol
1) Un point de référence de la trajectoire de vol situé à
150 m (490 pieds) au-dessous de la trajectoire de
vol définie dans la procédure de survol de référence
(voir 8.6.3.1).
2) Deux autres points au sol disposés symétriquement
à 150 m de part et d’autre de la trajectoire de vol
définie dans la procédure d’approche de référence
et situés sur une ligne passant par le point de
référence de la trajectoire de vol.
c) Points de référence de mesure du bruit à l’approche
1) Un point de référence de la trajectoire de vol situe
au sol à 120 m (395 pieds) au-dessous de la
trajectoire de vol définie dans la procédure
d’approche de référence (voir 8.6.4.1). Sur terrain
plat, le point est situé à 1 140 m de l’intersection de
la pente d’approche de 6° et du plan du sol.
2) Deux autres points au sol disposés symétriquement
à 150 m de part et d’autre de la trajectoire de vol
définie dans la procédure de survol de référence et
situés sur une ligne passant par le point de
référence de la trajectoire de vol.
8.4.
Niveaux maximaux de bruit
8.4.1
Pour les hélicoptères vises en 8.1.1, les niveaux
maximaux de bruit déterminés conformément à la méthode
d’évaluation de l’Appendice 4, ne dépasseront pas les valeurs
ci-après.
8.4.1.1
Au point de référence sous trajectoire de décol-
lage : 109 EPNdB pour les hélicoptères dont la masse
maximale de certification au décollage pour laquelle une
certification acoustique est demandée est supérieure ou égale
à 80 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le
logarithme de la niasse de l’hélicoptère à raison de 3 EPNdB
chaque fois que la masse est réduite de moitié jusqu’à ce que
la limite de 89 EPNdB soit atteinte, cette limite demeurant
ensuite constante.
21/11/85
ANNEXE 16
VOLUME I
N" 2
Chapitre 8
8.4.1.2
Au point de référence sous trajectoire de survol
108 EPNdB pour les hélicoptères dont la masse maximale de
certification au décollage pour laquelie une certification
acoustique est demandée est supérieure ou égale à 80 000 kg,
cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la
masse de l’hélicoptère à raison de 3 EPNdB chaque fois que
la masse est réduite de moitié jusqu’à ce que la limite de
88 EPNdB soit atteinte, cette limite demeurant ensuite
constante.
8.4.1.3
Au
point
de
référence
sous
trajectoire
d’approche : 110 EPNdB pour les hélicoptères dont la masse
maximale de certification au décollage pour laquelle une
certification acoustique est demandée est supérieure ou égale
à 80 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le
logarithme de la masse de l’hélicoptère à raison de 3 EPNdB
chaque fois que la masse est réduite de moitié jusqu’à ce que
la limite de 90 EPNdB soit atteinte, cette limite demeurant
ensuite constante.
Note.
Voir au Supplément A les équations utilisées pour le
calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage.
8.5.
Compensations
8.5.1 Si les limites de niveau de bruit sont dépassées en
un ou deux points de mesure
a) la somme des dépassements ne sera pas supérieure à 4
EPNdB;
b) tout dépassement éventuel en un seul point ne sera
pas supérieur à 3 EPNdB; et
c) il faudra compenser tout dépassement éventuel par
une diminution correspondante à l’autre ou aux autres
point(s).
8.6.
Procédures de référence pour la certification
acoustique
8.6.1.
Conditions générales
8.6.1.1 Les procédures de référence devront répondre
aux spécifications de navigabilité appropriées.
8.6.1.2
Les procédures
et trajectoires
de vol de
référence seront approuvées par les services de certification.
8.6.1.3
Sauf dans le cas envisagé en 8.6.1.4, les
procédures
de référence
au décollage, au survol et à
l’approche seront respectivement celles qui sont définies en
8.6.2, 8.6.3 ou 8.6.4.
8.6.1.4 Si le postulant montre que les caractéristiques de
conception de l’hélicoptère ne permettent pas que le vol soit
exécuté conformément aux paragraphes 8.6.2, 8.6.3 ou
8.6.4, les procédures de référence devront
a) ne s’écarter des procédures de référence définies en
8.6.2, 8.6.3 ou 8.6.4 que dans la mesure où des
caractéristiques
de conception rendent impossible
l’application des procédures de référence; et
Annexe 16
Protection de l’environnement
b) être approuvées par les services de certification.
8.6.1.5
Les procédures de référence seront établies pour
les conditions atmosphériques de référence suivantes
a) pression atmosphérique au niveau de la mer de
1 013,25 hPa (1 013,25 mb) ;
b) température de l’air ambiant de 25 °C (soit ATI +
10 °C); toutefois, si des services de certification le
désirent, la température de 15 °C (soit ATI) pourra
être
utilisée
comme
température
ambiante
de
référence ;
c) humidité relative de 70%;
d) vent nul.
8.6.1.6
La valeur maximale d’utilisation normale dont il
est question aux alinéas 8.6.2.1 d), 8.6.3.1 c) et 8.6.4.1 c),
sera égale à la «valeur maximale du régime dans la plage
d’utilisation normale» compte tenu des limites qui sont
imposées du point de vue de la navigabilité au régime
maximal continu du rotor (c’est-à-dire moteur en marche).
8.6.2.
Procédure de référence au décollage
8.6.2.1
La trajectoire de vol de référence au décollage
sera établie comme suit
a) l’hélicoptère sera stabilisé à la puissance maximale au
décollage et à la vitesse optimale de montée sur une
trajectoire commençant en un point situé à 500 m en
avant du point de référence de la trajectoire de vol, à
20 m (65 pieds) au-dessus du sol;
h) pendant toute la procédure de référence au décollage on
maintiendra
la vitesse Vy correspondant à la vitesse
ascensionnelle
optimale,
ou la vitesse
minimale
approuvée pour la montée après décollage, si cette
dernière est supérieure à Vy;
c) pour la montée en régime stabilisé, le régime du rotor
sera stabilisé à la valeur maximale d’utilisation
normale certifiée pour le décollage;
d) une configuration constante de décollage choisie par le
postulant sera maintenue pendant toute la procédure
de
référence
au
décollage,
toutefois,
le
train
d’atterrissage pourra être rentré;
e) la masse de l’hélicoptère sera la masse maximale au
décollage pour laquelle la certification acoustique est
demandée.
8.6.3.
Procédure de référence au survol
8.6.3.1
La procédure de référence au survol sera établie
comme suit
a) l’hélicoptère sera stabilisé en vol en palier à la verticale
du point de référence de la trajectoire de vol à une
hauteur de 150 m (490 pieds);
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
b) la plus faible des vitesses ci-après sera maintenue
pendant toute la procédure de référence au survol
0,9 VH, 0,9 VNE, 0,45 VH + 120 km/h (0,45 VH +
65 noeuds), ou 0,45 VNE + 120 km/h (0,45 VNE +
65 noeuds).
Note. V H est la vitesse maximale en palier à une
puissance
qui ne dépasse pas la puissance
maximale
continue. VNE est la vitesse à ne jamais dépasser.
c) au survol, le régime du rotor sera stabilisé à la valeur
maximale d’utilisation normale certifiée pour le vol en
palier;
d) l’hélicoptère sera en configuration de croisière;
e) la masse de l’hélicoptère sera la masse maximale au
décollage pour laquelle la certification acoustique est
demandée.
8.6.4. Procédure de référence à l’approche
8.6.4.1
La procédure de référence à l’approche sera
établie comme suit
a) l’hélicoptère
sera stabilisé et
suivra une
pente
d’approche de 6°;
b) l’approche sera effectuée à une vitesse stabilisée égale
à la vitesse optimale de montée VY ou à la vitesse
minimale approuvée pour l’approche, si cette dernière
est supérieure à VY. La puissance sera stabilisée
pendant l’approche et au-dessus du point de référence
de la trajectoire de vol, et l’approche se poursuivra
jusqu’au toucher des roues normal;
c) pendant l’approche, le régime du rotor sera stabilisé à
la valeur maximale d’utilisation normale certifiée pour
l’approche;
d) la configuration d’approche constante utilisée pour les
essais de certification de navigabilité, train d’atter-
rissage sorti, sera maintenue
pendant
toute la
procédure de référence à l’approche ;
Volume I
e) la masse de l’hélicoptère au toucher des roues sera la
masse maximale à l’atterrissage pour laquelle la
certification est demandée.
8.7.
Procédures d’essai
8.7.1 Les procédures d’essai devront être
acceptables
pour les services de certification de navigabilité et les
services de certification acoustique de l’État qui délivre le
certificat.
8.7.2
Les procédures d’essai seront appliquées et les
mesures du bruit exploitées d’une manière approuvée pour
donner la mesure d’évaluation du bruit désignée sous le nom
de niveau effectif de bruit perçu (EPNL), exprimé en unités
EPNdB, comme le décrit l’Appendice 4.
8.7.3
Les conditions
et procédures
d’essai seront
analogues aux conditions et procédures de référence, sinon
les données acoustiques seront ramenées par les méthodes
décrites dans l’Appendice 4 aux conditions et procédures de
référence spécifiées dans le présent chapitre.
8.7.4
Pendant la procédure d’essai au survol, la diffé-
rence moyenne entre la vitesse aérodynamique et la vitesse-sol
ne dépassera pas 7 km/h (4 noeuds) dans l’intervalle entre les
instants correspondant à une atténuation de 10 dB.
Note. En cas de vent constant pendant l’essai, la
conformité
avec cette condition peut être réalisée en exécutant
un nombre égal de survols en palier avec vent debout et vent
arrière.
8.7.5
Les ajustements pour les différences entre les
procédures d’essai et les procédures de référence ne dépas-
seront pas 4 EPNdB au décollage ou 2 EPNdB au survol ou
à l’approche.
8.7.6
Les ajustements pour les différences entre les points
de mesure d’essai et les points de mesure de référence seront
inclus dans les ajustements du paragraphe 8.7.5 et seront
astreints aux mêmes limites.
8.7.7
La vitesse aérodynamique de l’hélicoptère ne
s’écartera pas de la vitesse de référence appropriée à la
démonstration en vol de plus de ±9 km/h (5 noeuds) pendant
le temps qu’il faudra pour obtenir une diminution de 10 dB.
21/11/85
N° 2
4ème PARTIE.
UNITÉ INTERNATIONALE DE RÉFÉRENCE
DE L’EXPOSITION AU BRUIT AUX FINS
DE LA PLANIFICATION DE L’UTILISATION DES TERRAINS
Note. Les recommandations
ci-après ont pour objet
d’encourager une certaine corrélation et une certaine liaison, à
l’échelon international, entre les États qui ont adopté diverses
méthodes de calcul d’un indice d’exposition au bruit représentatif
des réactions des collectivités au bruit, aux fins de la planification
de l’utilisation des terrains et aussi dans l’intérêt des États qui
n’ont pas encore mis au point ou décidé d’utiliser un tel indice
d’exposition
au bruit. La
2ème
Partie du Manuel
de
planification d’aéroport (Doc 9184-AN/902 ) contient des
éléments indicatifs sur la planification de l’utilisation des terrains
au voisinage des aéroports.
1.
Recommandation.
Il est recommandé que l’expo-
sition totale au bruit, exprimée au moyen du niveau de bruit
perçu
équivalent mentionné à l’Appendice 6, soit adoptée et
utilisée sur le plan international et soit désignée sous le nom
d’«unité internationale de référence de l’exposition au bruit».
2.
Recommandation.
Il est recommandé que les États
qui ont adopté ou qui pourraient adopter dans l’avenir une unité
d’exposition
au bruit différente de l’unité internationale de
référence de l’exposition au bruit communiquent aux autres États
des renseignements qui permettraient d’exprimer l’exposition au
bruit en termes
équivalant
ou correspondant
à l’unité
internationale de référence de l’exposition au bruit.
ANNEXE 16
VOLUME I
26/11/81
ème PARTIE. CRITÈRES POUR L’APPLICATION DE PROCÉDURES
D’EXPLOITATION À MOINDRE BRUIT
1. Des procédures d’exploitation à moindre bruit ne seront
prescrites que si l’autorité chargée de la réglementation établit,
sur la base d’études et de consultations appropriées, qu’il
existe un problème de bruit.
2. Recommandation. Il est
recommandé
que les
procédures
d’exploitation à moindre bruit soient élaborées en
coopération
avec les exploitants qui utilisent l’aérodrome en
cause.
3. Recommandation. Il est recommandé que les facteurs
à prendre en compte dans l’élaboration des
procédures
appropriées
d’exploitation à moindre bruit comprennent
a) la nature et l’importance
du problème
de bruit,
notamment
I)
l’emplacement des zones sensibles au bruit;
2)
les heures critiques.
b) les types de trafic en cause, notamment la masse des
aéronefs,
l’altitude de l’aérodrome, les questions de
température;
c) les types de procédures susceptibles d’être les plus
efficaces.
Note. Voir l’Annexe 6, 1ère Partie, Chapitre 4, au sujet
des procédures d’exploitation à moindre bruit.
1/11/83
ANNEXE 16
VOLUME I
N° 1
Appendice 1
Annexe 16
Protection de l’environnement
FIGURE 1-7. PROFIL D’APPROCHE MESURÉ
FIGURE 1-8.
COMPARAISON DES PROFILS D’APPROCHE MESURÉS ET CORRIGÉS
FIGURE 1-9.
CARACTÉRISTIQUES DU PROFIL D’APPROCHE
QUI INFLUENT SUR LE NIVEAU ACOUSTIQUE
26/11/81
Annexe 16
Protection de l’environnement
e) Le point S représente la position de l’avion sur la
trajectoire d’approche mesurée où le PNLTM est observé
au point de mesure du bruit N, et Sr est la position
correspondante
sur la trajectoire d’approche de référence.
Les trajets de propagation du bruit mesurés et corrigés sont
représentés respectivement par les segments NS et NSr qui
forment
le même angle
avec les trajectoires de vol
correspondantes.
f) Le point T est le point de la trajectoire d’approche mesurée
le plus proche du point de mesure du bruit N, et Tr est le
point
correspondant de la trajectoire d’approche de
référence.
Les distances minimales du point N à la
trajectoire
d’approche mesurée et à la trajectoire
d’approche
de référence sont représentées respectivement
par les segments NT et NTr qui sont perpendiculaires aux
trajectoires de vol correspondantes.
9.4. Corrections du PNLT
9.4.1 Lorsque les conditions atmosphériques ambientes
de température
et d’humidité
relative
différent
des
conditions de référence et(ou) lorsque les trajectoires de
décollage et d’approche mesurées diffèrent des trajectoires
correspondantes de référence,
les valeurs de l’EPNL
calculées seront corrigées à partir des données mesurées.
Ces corrections seront calculées comme il est indiqué ci-
dessous.
9.4.1.1
Décollage
9.4.1.1.1
Si l’on se reporte à la trajectoire type de
décollage indiquée sur la Figure 1-6, le spectre du PNLTM
observé au point K, lorsque l’avion se trouve au point Q, est
décomposé en ses valeurs élémentaires SPLi. Les valeurs
corrigées sont alors calculées comme suit
SPLic = SPLi + 0,01(
i
i0) KQ
+ 0,01
i0 (KQ = KQc)
+ 20 log (KQ/KQc)
le terme 0,01 ( i
i0 ) KQ est destiné à tenir
compte de l’effect des différences d’absorption du son
par l’atmosphère, a i et i0 étant respectivement les
coefficientes d’absorption du son pour les conditions
d’essai et les conditions de référence pour la bande i de
tiers d’octave, et KQ élan la trajectoire de bruit
mesurée au décollage.
le terme 0,01
i0 (KQ
KQc) est destiné à tenir
compte de l’effect de l’absorption du son par
l’atmosphère sur les variations de longueur du traject
du bruit, KQc représentant le traject du bruit corrigé
au décollage;
le terme 20 log (KQ/KQc) est destiné à tenir compte
de l’effect de la loi de l’inverse du carré sur les
variations de longueur du traject du bruit.
9.4.1.1.2
Les valeurs corrigées de SPLic sont ensuite
transformées en PNLT, et une correction est calculée
comme suit
1 = PNLT
PNLTM
où
1 représente la correction à ajouter algébriquement à
l’EPNL calculé à partir des données mesurées.
Volume I
9.4.1.2
Approche
9.4.1.2.1
On utilise la même méthode pour la trajectoire
d’approche mais dans ces cas les valeurs du SPLic se
rapportent aux trajets du bruit à l’approche représentés sur la
Figure 1-9 comme suit
SPLic = SPL i + 0,01 (
i
i 0) NS
+ 0,01
i 0 (NS
NS r)
20 log (NS/NS r )
NS et NSr représentant respectivement le trajet du bruit
mesuré à l’approche et le trajet du bruit de référence à
l’approche. Le rest des calculs est le même dans le cas de la
trajectoire de décollage.
9.4.1.3
Trajectoires latérales
9.4.1.3.1
La même méthode est utilisée pour les
trajectoires latérales de vol mais, dans ce cas, les valeurs du
SPLic se rapportent uniquement aux trajets latéraux du
bruit, comme suit
SPLic = SPLi + 0,01 (
i
i 0) LX
LX étant le trajet latéral du bruit du point de mesure L
(Figure 1-4) à la position X de l’avion où le PNLTM est
observé au
point L. La seule correction
prise
en
considération est celle qui se rapporte à l’effet des variations
d’absorption du son par l’atmosphère. La différence entre
les longueurs des trajets du bruit mesurés et corrigés est
considerée comme négligeable pour les trajectoires latérales
de vol. Le reste des calculs est le même que pour le cas de la
trajectoire de décollage.
9.5.Corrections du durée
9.5.1
Lorsque les trajectoires de décollage et d’approche
mesurées
diffèrent
des trajectoires
corrigées et
des
trajectoires de référence correspondantes, on apportera des
corrections de durée aux valeurs de l’EPNL calculées à partir
des données mesurées. Ces corrections seront calculées
comme il est indiqué ci-dessous.
9.5.1.1
Décollage
9.5.1.1.1 Si nous nous reportons à la trajectoire de
décollage représentée à la Figure 1-6, la correction est
comme suit
2 =
7,5 log (KR/KRc)
où
2 représente la correction à ajouter algébriquement à
l’EPNL calculé à partir des données mesurées. Les segments
KR et KRc représentent respectivement
les
distances
minimales du point de mesure du bruit K aux trajectoires de
décollage mesurées et corrigées. Le signe
indique que,
pour le cas particulier d’une correction de durée, l’EPNL
calculé à partir des données mesurées est diminué si la
trajectoire de vol mesurée se trouve au-dessus de la
trajectoire de vol corrigée.
9.5.1.2
Approche
9.5.1.2.1
La même
méthode est utilisée
pour la
trajectoire d’approche mais dans ce cas la correction se
21/11/85
N° 2
λ
α
α
α
α
α
α
α
∆
∆
∆
∆
α _ α
α _ α
α
Appendice 1
Annexe 16 _
Protection de l’environnement
FIGURE 1-10. CORRECTION DE MASSE AU DÉCOLLAGE À APPORTER À L´EPNL
FIGURE 1-11. CORRECTION DE MASSE À L´ATTERRISSAGE À APPORTER À L´EPNL
FIGURE 1-12. CORRECTION D´ANGLE D´APPROCHE À APPORTER À L´EPNL
26/11/81
Annexe 16 - Protection de l’environnement
rapporte aux distances minimales d’approche indiquées sur
la Figure 1-9 comme suit
∆2 = -7,5 log (NT/NT r)
NT étant la distance minimale du point de mesure du bruit N
à la trajectoire d’approche mesurée.
9.5.1.3
Trajectoires latérales
9.5.1.3.1 Aucune correction de durée n’est calculée pour
le trajet latéral du bruit car la différence entre la trajectoire de
vol mesurée et la trajectoire de vol corrigée est considérée
comme négligeable.
9.6. Correction de masse
9.6.1 Lorsque la masse de l’avion au cours des essais de
certification acoustique au décollage ou à l’approche est
différente
de la masse maximale au décollage ou à
l’aterrissage correspondante, la valeur de l’EPNL calculée à
Volume I
partir des données mesurées sera corrigée. Les corrections
seront déterminées à partir des données du constructeur
(agréées par les services de certification) présentées sous
forme de tableaux ou de courbes, comme il est indiqué
schématiquement sur les Figures 1-10 et 1-11. Les données
du
constructeur
seront
applicables
aux
conditions
atmosphériques de référence de la certification acoustique.
9.7. Correction d’angle d’approche
9.7.1 Lorsque l’angle d’approche de l’avion au cours
d’un essai de certification acoustique à l’approche est
différent de l’angle d’approche de référence, la valeur de
l’EPNL calculée à partir des données mesurées sera corrigée.
Les corrections seront déterminées à partir des données du
constructeur (agréées par les services
de certification)
présentées sous forme de tableaux ou de courbes telles que
celles qui sont indiquées schématiquement sur la Figure 1-
12. Les données du constructeur seront applicables aux
conditions atmosphériques de référence pour la certification
acoustique à la masse d’essai à l’atterrissage.
21/11/85
N° 2
APPENDICE
MÉTHODE
D’ÉVALUATION DU BRUIT AUX FINS
DE LA CERTIFICATION ACOUSTIQUE
1. DES AVIONS À RÉACTION SUBSONIQUES
DEMANDE DE CERTIFICAT
DE NAVIGABILITÉ POUR LE PROTOTYPE ACCEPTÉE À COMPTER
DU 6 OCTOBRE 1977
Note.
Voir Chapitre 3, 2ème Partie
2.
DES AVIONS À HÉLICES D’UNE MASSE SUPÉRIEURE À 5 700 kg
Note.
Voir Chapitre 5, 2ème Partie
1. INTRODUCTION
Note 1. Cette méthode
d’évaluation du bruit compred
les
rubriques
suivantes
a) essai de certification acoustique et conditions de mesure;
b) mesure du bruit des avions perçu au sol;
c) calcul du niveau effectif de bruit perçu à partir de mesures
de bruit;
d) communication de données aux services de certification et
correction
des données mesurées.
Note 2. − Les instructions et les procédures qui figurent dans
cette
méthode sont
nettement délimitées afin
d’assurer
l’uniformité
des essais de certification et de permettre la
comparaison entre des essais effectués sur des types différents
d’avions à des emplacements géographiques différents. Cette
méthode ne s’applique qu’aux avions visés par les dispositions
d’application de la 2ème Partie, Chapitres 3 et 5 de la présente
Annexe.
Note 3. Une liste complète de symboles et d’unités, la
formulation
mathématique de la bruyance perçue, une procédure
de détermination de l’absorption du son par l’atmosphère et des
procédures
détaillées pour ramener aux conditions de référence
les niveaux de bruit déterminés dans d’autres conditions figurent
aux Sections 6 à 9 du présent Appendice.
2. ESSAI DE CERTIFICATION ACOUSTIQUE
ET CONDITIONS DE MESURE
2.1. Généralités
2.1.1 La présente section stipule les conditions
dans
lesquelles la certification acoustique aura lieu ainsi que les
procédures de mesure à utiliser.
Note. Un grand nombre de demandes de certification
acoustique
ne portent que sur des modifications mineures dans la
conception de type de l’avion. Les changements acoustiques qui
en résultent peuvent souvent être évalués d’une façon fiable sans
qu’il soit nécessaire de recourir à un essai complet, comme celui
qui est décrit dans le présent Appendice. Pour cette raison, les
services de certification sont encouragés à permettre l’utilisation
de «procédures équivalentes» appropriées. De plus, il existe des
procédures équivalentes qui peuvent être utilisées pour des essais
complets de certification en vue de réduire les coûts et d’obtenir
des résultats fiables. Le Supplément B contient des éléments
indicatifs
sur l’utilisation des procédures équivalentes lors de la
certification
acoustique des avions à réaction subsoniques. Ces
éléments
peuvent aussi servir à établir des procédures
équivalentes
pour la certification acoustique des avions à hélices
d’une masse supérieure à 5 700 kg.
2.2.
Environnement d’essai
2.2.1 Les points de mesure du bruit d’un avion en vol
seront entourés d’un terrain relativement plat ne présentant
pas de caractéristiques d’absorption excessive du son telles
que celles que peuvent causer de l’herbe dense, de hautes
herbes, des broussailles ou des bois. Il n’y aura aucun
obstacle qui puisse influencer sensiblement le champ sonore
de l’avion, à l’intérieur d’un volume conique ayant son
sommet en un point du sol situé verticalement au-dessous
du microphone, son axe normal au sol et un demi-angle au
sommet de 80°.
Note. Les personnes qui effectuent les mesures sont
susceptibles de constituer de tels obstacles.
2.2.2 Les essais seront effectués dans les conditions
atmosphériques suivantes
a) absence de précipitation;
b) température atmosphérique ambiante comprise entre
2 °C et 35 °C sur la totalité de la trajectoire du bruit
entre l’avion et le sol;
c) humidité relative comprise entre 20% et 95% sur la
totalité de la trajectoire du bruit entre l’avion et le sol;
d) humidité relative et température ambiante sur la totalité
de la trajectoire du bruit entre l’avion et le sol ayant des
valeurs telles que l’atténuation du son dans la bande de
tiers d’octave centrée sur 8 kHz ne dépasse pas
12 dB/100 m; cependant, lorsque l’humidité relative est
déterminée à l’aide d’un dispositif qui mesure la
température du point de rosée et la température du
thermomètre sec avec une précision de 0,5 °C, le taux
d’atténuation
du son ne dépassera pas 14 dB/100 m
dans la bande de tiers d’octave centrée sur 8 kHz.
e) variation du coefficient d’absorption atmosphérique
dans la bande de tiers d’octave à fréquence centrale de
3 150 Hz, sur la trajectoire de propagation du son
relative au PNLTM, pouvant dépasser ± 0,5 dB/
100 m, pourvu que l’on considère l’atmosphère
comme subdivisée en sections (couches) pour le calcul
des atténuations pondérées équivalentes du son dans
ANNEXE 16 VOLUME I
21/11/85
N° 2
Annexe 16 - Protection de l’environnement
chaque bande de tiers d’octave, et que le nombre de
ces sections donne satisfaction
aux services de
certification;
f) vent moyen, inférieur ou égal à 22 km/h (12 noeuds)
avec composante de vent traversier inférieure ou égale à
12 km/h (7 noeuds) à 10 m (33 pieds) au-dessus du sol.
La
moyenne sera calculée sur
une période
de
30 secondes couvrant l’intervalle entre les instants qui
correspondent à une atténuation de 10 dB;
g) absence de toute condition de vent anormale qui
influerait
sensiblement sur le niveau de bruit de
l’avion lorsque le bruit est enregistré aux points de
mesure spécifiés par les services de certification.
2.2.3
La tour de contrôle ou une autre installation de
l’aérodrome sera adoptée comme emplacement central où
les mesures des paramétres atmosphériques sont représen-
tatives des conditions de la zone géographique dans laquelle
les mesures de bruit sont effectuées. Toutefois, la vitesse du
vent et la température de l’air ambiant à la surface seront
mesurées près des emplacements de microphones au point
de mesure à l’approche, au point de mesure survolé au
décollage et à au moins un point de mesure latérale, et les
essais ne seront pas acceptables si ces conditions ne sont pas
également conformes aux dispositions de 2,2.2 ci-dessus.
2.3. Mesure
de la trajectoire
de vol
2.3.1 La hauteur de l’avion et son écart latéral par
rapport au prolongement de l’axe de piste seront déterminés
par une méthode indépendante des instruments de bord
ordinaires, telle que la poursuite radar, la triangulation au
théodolite ou
des
techniques
photographiques,
cette
méthode devant être agréée par les services de certification.
2.3.2
La position de l’avion sur sa trajectoire sera
rapportée au bruit enregistré aux points de mesure au moyen
de signaux de synchronisation, sur une distance suffisante
pour fournir les données nécessaires pendant le laps de
temps où le bruit correspond, à 10 dB près, à la valeur
maximale du PNLT.
2.3.3 Les
données
sur
la position
et
sur
les
performances nécessaires pour effectuer les ajustements
mentionnés
à la Section 9 du présent Appendice seront
enregistrées automatiquement à un taux d’échantillonnage
agréé. L’appareillage de mesure sera agréé par les services de
certification.
3.
MESURE DU BRUIT DES AVIONS
PERÇU AU SOL
3.1. Généralités
Note.
Les mesures permettent de déterminer, par bandes de
tiers d’octave et en fonction du temps, le bruit observé à chaque
point de mesure, en vue du calcul du niveau effectif de bruit perçu
selon la méthode décrite en 4.
* On peut se procurer cette norme à l’Organisation internationale de
Normalisation 1 rue de Varembé, Genève (Suisse).
** On peut se procurer cette publication au Bureau central de la Commission
électrotechnique internationale, 1 rue de Varembé, Genève (Suisse)
Volume I
3.1.1 L’appareillage de
mesure consistera
en un
équipement équivalent à l’équipement suivant
a) un système microphonique (voir 3.2);
b) un équipement d’enregistrement et de reproduction
(lorsqu’une méthode autre qu’une analyse directe est
employée) pour emmagasiner les données sur le bruit
mesuré, en vue de leur analyse ultérieure (voir 3.3);
c) un appareillage d’analyse pour fournir les résultats
nécessaires au calcul du niveau effectif du bruit perçu
(voir 3.4);
d) un équipement d’étalonnage pour assurer la précision
continue de l’appareillage ci-dessus (voir 3.5).
3.1.2
Les
constructeurs
ou
les
utilisateurs
de
l’équipement employé devront montrer que cet équipement
répond aux spécifications des normes internationales ISO
3891* et CEI 561** et 651** sur lesquelles sont basés les
paragraphes 3.2, 3.3 et 3.4 ou que cet équipement présente
des performances électro-acoustiques équivalentes et ledit
équipement sera agréé par les services responsables de la
certification.
3.1.3
Il sera démontré que les procédures d’étalonnage
et de vérification à utiliser au cours de chaque série d’essais
de certification satisfont aux spécifications correspondantes
qui figurent en 3.5, ou à un équivalent de ces spécifications
et lesdites procédures seront agréées par les services
responsables de la certification.
3.2. Système microphonique
3.2.1 Le système microphonique sera constitué par un
microphone, un préamplificateur et un écran pare-vent,
l’ensemble répondant aux spécifications de 3.2.2, 3.2.3,
3.2.4, 3.2.5, 3.2.6, 3.2.7 et 3.2.8. D’autres systèmes pourront
être agréés comme équivalents par les services responsables
de la certification s’il est démontré qu’ils présentent des
performances acoustiques générales équivalentes. Lorsque
deux ou plusieurs systèmes microphoniques du même type
seront employés, il suffira de démontrer que l’un des
systèmes au moins satisfait aux spécifications dans leur
totalité pour établir la conformité de type.
Note. Cela n’élimine pas la nécessité d’étalonner chaque
système comme il est indiqué en 3.5.
3.2.2 Le microphone sera du type sensible à la pression
conçu pour fournir une réponse à peu prés uniforme sous
incidence rasante.
3.2.3
Le microphone sera monté de façon que le centre
de l’élément détecteur soit situé à 1,2 m (4 pieds) au-dessus
du niveau local du sol et il sera orienté pour une incidence
rasante, c’est-à-dire que l’élément détecteur se trouvera a
peu près dans le plan défini par la trajectoire nominale de vol
de l’avion et l’emplacement de mesure, comme le montre la
Figure 2-1. Le microphone sera monté de manière à réduire
le plus possible les perturbations
que le support pourrait
introduire dans le bruit à mesurer.
3.2.4
Après une période de réchauffage suffisante, au
moins égale à celle qui est spécifiée par le constructeur de
l’équipement, le signal de sortie du système, pour un niveau
21/11/85
N° 2
Appendice 2
une conversion sous forme logarithmique et à une
mise sous forme numérique.
L’appareillage d’analyse sera conforme aux spécifications
de 3.4.2, 3.4.3, 3.4.4, 3.4.5, 3.4.6, 3.4.7 et 3.4.8.
3.4.2 Les filtres de bande de tiers d’octave devront
satisfaire aux spécifications de la publication 225 de la CEI*
et de plus, l’ondulation devra être inférieure à 0,5 dB.
La correction de largeur effective de bande correspondant
à la réponse pour la fréquence du dispositif d’étalonnage
acoustique utilisé (voir 3.5.5) sera déterminée pour le filtre
de bande de tiers d’octave approprié au moyen de mesures
de la réponse du filtre à des signaux sinusoidaux pour un
minimum de 20 fréquences également espacées entre les
deux fréquences préférentielles adjacentes de tiers d’octave
ou en utilisant des procédures équivalentes approuvées par
le service de certification.
3.4.3 Le ou les détecteur(s)
fonctionneront sur une
gamme dynamique minimale de 60 dB et agiront comme
dispositif donnant une moyenne quadratique vraie pour des
trains de tonalités sinusoïdales avec des facteurs de crête
atteignant 3 sur la gamme dynamique de 0 dB à 30 dB; au-
dessous de la lecture maximale, avec une précision de ±
0,5 dB; la précision sera de ± 1 dB entre 30 dB et 40 dB au-
dessous de la lecture maximale et de ± 2,5 dB sur la tranche
restante de 10 dB de la gamme.
La conformité à cette spécification sera vérifiée par la
méthode décrite à l’Appendice B de la publication 197A de la
CEI**, les signaux étant appliqués directement à l’entrée de
chaque détecteur tour à tour.
3.4.4
Les
performances
de
détermination
de la
moyenne par l’intégrateur seront vérifiées comme suit. Un
bruit blanc sera injecté à l’entrée d’un filtre de bande de tiers
d’octave centré sur la fréquence de 200 Hz et ayant une
largeur de bande statistique de 46 Hz ± 1 Hz, la sortie étant
branchée tour à tour sur chaque détecteur /intégrateur.
L’écart caractéristique des niveaux mesurés sera déterminé
à partir d’un grand nombre d’échantillons de bruit blanc
filtré, prélevés à intervalles d’au moins 5 secondes. La
valeur de l’écart type sera à l’intérieur de l’intervalle 0,48 dB
± 0,06 dB pour une limite de probabilité de 95%.
3.4.5
Pour chaque détecteur /intégrateur, la réponse à
une application ou interruption subite d’un signal sinusoïdal
constant à la fréquence centrale de la bande de tiers d’octave
correspondante sera mesurée par échantillonnage 0,5 s et 1 s
après l’application ou l’interruption du signal. La réponse en
montée à 0,5 s sera inférieure de 4 dB ± 1 dB au niveau en
régime permanent et à 1 s elle sera inférieure de 1,75 dB ±
0,75 dB à ce niveau. La réponse en descente sera telle que la
somme des lectures en décibels (au-dessous du niveau initial
en régime permanent) et de la lecture correspondante pour
la réponse en montée soit de 6,5 dB ± 1 dB, à la fois pour
0,5 s et pour 1 s.
3.4.6
Les
analyseurs
fondés
sur une
technique
d’intégration vraie ne peuvent satisfaire directement à 3.4.4
* Amendée. Cette publication a élé publiée pour la première fois en 1966 par
le Bureau central de la Commission électrotechnique internationale, 1 rue
de Varembé, Genève (Suisse).
** Amendée. Cette publication a été publiée pour la premiere fois en 1973 en
tant que supplément à la publication 179 de la CEI.
Annexe 16 - Protection de l’environnement
et 3.4.5 parce que le temps global Ta de détermination
de la
moyenne est supérieur à l’intervalle Ts d’échantillonnage
(voir 3.4.7). La conformité à ces dispositions devra par
conséquent être démontrée sur le résultat de sortie du
dispositif de traitement des données. De plus, si la lecture de
résultat et le recalage de l’intégrateur exigent un temps mort
pendant l’acquisition, le pourcentage de perte sur la totalité
des données ne doit pas dépasser 1%.
3.4.7
L’intervalle d’échantillonnage Ts entre lectures
successives des résultats de données ne dépassera pas
500 ms et sa valeur précise sera déterminée à ± 1% près.
L’instant auquel une lecture est caractérisée sera le point
central de la période servant au calcul de la moyenne.
Note. Une définition de cet instant est nécessaire pour
établir une corrélation entre le bruit enregistré et la position de
l’avion au moment où ce bruit a été émis.
3.4.8 Afin
d’obtenir
une
précision
d’ensemble
satisfaisante, le pouvoir séparateur de la sortie du système de
numérisation sera égal à 0,25 dB, ou meilleur que cette
valeur.
3.4.9
L’appareillage d’analyse sera étalonné selon la
méthode décrite en 3.5.
3.5. Étalonnage et vérification du système
3.5.1 L’ensemble complet du système de mesure et
d’analyse
utilisé
pendant
les
essais
de certification
acoustique sera étalonné et vérifié, d’une manière qui donne
satisfaction aux services responsables de la certification, à
des moments appropriés pendant les essais, ainsi qu’avant
ou après les essais, par les méthodes décrites en 3.5.2, 3.5.3,
3.5.4, 3.5.5, 3.5.6 et 3.5.7.
3.5.2
Si l’on utilise un système microphonique dont on
connaît la réponse en fréquence (voir 3.2.5), la réponse en
fréquence de l’ensemble du système est étalonnée au moyen
d’une méthode d’insertion d’un signal de tension, et la
réponse en fréquence du système électrique sera déterminée
au cours de chaque série d’essais, à un niveau qui diffère
d’au plus 10 dB de la lecture maximale utilisée au cours des
essais, au moyen d’un bruit rose ou pseudo-aléatoire. La
sortie du générateur de bruit devra avoir été vérifiée par un
laboratoire de normalisation dans les six mois précédant la
série d’essais; les variations admissibles sur la sortie relative
à chaque bande de tiers d’octave ne devront pas dépasser
0,2 dB. Les mesures seront faites en nombre suffisant pour
garantir que l’étalonnage global du système est connu pour
chaque essai.
Lorsqu’un enregistreur à bande magnétique fera partie de
la chaîne de mesure, chaque bobine de bande magnétique
devra comporter dans ce but, au début et à la fin de la
bobine, 30 s de ce signal d’étalonnage électrique. En outre,
les données obtenues à partir de signaux enregistrés sur
bande ne seront considérées comme acceptables que si la
différence entre les niveaux filtrés de bande de tiers d’octave
de 10 kHz pour les deux signaux ne dépasse pas 0,75 dB.
3.5.3
La réponse de chaque
dispositif
détecteur/
intégrateur sera déterminée conformément à 3.4.5.
3.5.4 Les performances des atténuateurs insérés par
commutation dans l’équipement
utilisé au cours des
26/11/81
Annexe 16 Protection de l’environnement
mesures de certification acoustique et des étalonnages seront
vérifiées pour chaque série d’essais en utilisant la partie la
plus précise du dispositif de lecture, afin de s’assurer que
l’erreur maximale ne dépasse pas le pouvoir séparateur.
3.5.5
La réponse de l’ensemble du système électro-
acoustique
sera déterminée
au moyen
d’un
dispositif
d’étalonnage acoustique fournissant un niveau de pression
acoustique connu à une fréquence connue. La sortie du
dispositif d’étalonnage acoustique devra avoir été vérifiée
par un laboratoire de normalisation dans les six mois
précédant la série d’essais; les variations admissibles sur la
sortie ne devront pas dépasser 0,2 dB. Un pistonphone
fonctionnant
au niveau nominal de 124 dB (référence
20 mPa) et à 250 Hz est généralement utilisé à cette fin. Des
mesures seront faites pendant la journée de travail en
nombre suffisant
pour
garantir
que
la
réponse
de
l’équipement est connue pour chaque essai.
L’équipement sera considéré comme satisfaisant si la
variation pendant la période qui précède immédiatement et
qui suit immédiatement chaque série d’essais au cours d’une
journée déterminée ne dépasse pas 0,5 dB.
La perte due à l’insertion de l’écran pare-vent sur la
gamme de fréquences de 40 Hz à 12,5 kHz devra également
avoir été déterminée à la satisfaction des services de
certification.
Note. La perte due à l’insertion d’un nouvel écran pare-
vent peut être déterminée à partir des données du constructeur.
3.5.6 Le bruit ambiant, comprenant à la fois le fond
sonore et le bruit électrique de l’équipement de mesure, sera
enregistré aux points de mesure à des moments appropriés
au cours de chaque journée d’essai, avec l’amplification
réglée au niveau utilisé pour les mesures du bruit des avions.
Les données relatives au bruit enregistré des avions ne
seront acceptées que si les niveaux de bruit ambiant, une
fois analysés de la même manière et traduits en PNL [voir
4.1.3, alinéa a)], sont inférieurs d’au moins 20 dB au PNL
maximal de l’avion.
Les niveaux de pression acoustique émis par les avions dans
l’intervalle entre les instants correspondant à une atténuation
de 10 dB dépasseront les niveaux moyens de bruit ambiant
déterminés ci-dessus d’au moins 3 dB dans chaque bande de
tiers d’octave ou seront ajustés au moyen d’une méthode
analogue à celle qui est indiquée au Supplément G.
Si l’écart par rapport aux niveaux de bruit ambiant est
inférieur à 3 dB pour plus de 7 tiers d’octave consécutifs on
fera une interpolation des données de bruit dans les domaines
de la fréquence et du temps en utilisant la méthode qui est
décrite en 2.2 du Supplément G ou toute autre méthode
équivalente agréée par les services de certification.
4. CALCUL DU NIVEAU EFFECTIF DE BRUIT
PERÇU À PARTIR DES MESURES DE BRUIT
4.1. Généralités
4.1.1 L’élément
fondamental
des
critères
de
certification acoustique sera la mesure de bruit appelée
* Voir Tableau 2.1.
Volume I
niveau effectif de bruit perçu (EPNL), exprimé en unités,
EPNdB, qui représente l’expression numérique des effets
subjectifs du bruit des avions sur l’être humain. L’EPNL
sera égal au niveau instantané de bruit perçu, PNL, corrigé
des irrégularités spectrales (la correction, appelée «facteur
correctif de ton», est calculée uniquement pour le niveau
maximal à chaque intervalle de temps), et de la durée.
4.1.2 Trois propriétés physiques fondamentales de la
pression acoustique seront mesurées : niveau, distribution
des fréquences et variation avec le temps. Pour être plus
précis, il sera nécessaire de connaître le niveau de pression
acoustique instantané dans chacune des 24 bandes de tiers
d’octave du bruit pour chaque intervalle de temps de 500
millisecondes lors du passage de l’avion.
4.1.3
La méthode de calcul de l’EPNL, en tant
qu’évaluation de la réaction subjective à partir des mesures
physiques du bruit comprendra les cinq phases suivantes
a) les 24 bandes de tiers d’octave du niveau de pression
acoustique sont converties en bruyance perçue au
moyen d’une table de bruyance*. Les valeurs de la
bruyance en noys sont combinées puis transformées
en niveaux instantanés de bruit perçu PNL (k );
b) on calcule pour chaque spectre un facteur
de
correction de son pur C (k ) pour tenir compte de la
réaction subjective à la présence
d’irrégularités
spectrales;
c) on ajoute le facteur de correction de son pur au niveau
de bruit perçu pour obtenir le niveau de bruit perçu
corrigé pour les sons purs PNLT ( k) pour chaque
intervalle d’une demi-seconde
PNLT ( k) = PNL( k ) + C( k)
Les valeurs instantanées du niveau de bruit perçu
corrigées pour les sons purs sont obtenues et la valeur
maximale PNLTM est déterminée;
d) un facteur de correction de durée D est calculé par
intégration à partir de la courbe des niveaux de bruit
perçu corrigés pour les sons purs en fonction du
temps;
e) le niveau effectif de bruit perçu EPNL est déterminé
en faisant la somme algébrique du niveau maximal de
bruit perçu corrigé pour les sons purs et du facteur de
correction de durée
EPNL = PNLTM + D
4.2.
Niveau de bruit perçu
4.2.1 Les niveaux instantanés de bruit perçu PNL (k )
seront calculés à partir des niveaux de pression acoustique de
bande de tiers d’octave SPL (i, k ) de la façon suivante
Phase 1. Convertir le niveau de pression acoustique de chaque
bande de tiers d’octave SPL (i,k) de 50 Hz à 10 000 Hz en
bruyance perçue n(i, k) au moyen du Tableau 2-1 ou de la
formule mathématique de la table de bruyance qui figure à la
Section 7.
21/11/85
N° 2
Appendice 2
Phase 2. Combiner les valeurs de la bruyance perçue n(i, k)
calculées dans la phase 1 au moyen de la formule suivante
dans laquelle n(k) est la plus grande des 24 valeurs de n(i, k) et
N(k) la bruyance totale perçue.
Phase 3. Convertir la bruyance totale perçue N (k) en niveau
de bruit perçu PNL( k) au moyen de la formule suivante
qui est représentée graphiquement sur la Figure 2-4. On peut
également obtenir PNL(k) en choisissant N (k) dans la colonne
des 1 000 Hz du Tableau 2-1 et en lisant la valeur correspon-
dante de SPL(i, k ) qui, à 1 000 Hz, est égale à PNL(k).
4.3. Correction des irrégularités spectrales
4.3.1 Le bruit présentant des irrégularités spectrales
marquées (par exemple la valeur maximale des fréquences
discrètes ou sons purs) sera corrigé au moyen du facteur
C (k ) calculé comme suit
Annexe 16 Protection de l’environnement
Phase 1. En partant du niveau de pression acoustique corrigé
de la bande de tiers d’octave des 80 Hz (bande n° 3), calculer les
variations
du niveau de pression acoustique (ou "pentes") des
autres bandes de tiers d’octave comme suit
s(3, k) = néant
s(4, k) = SPL(4 k)
SPL(3 k)
s(i, k) = SPL(i, k)
SPL[(i 1), k]
s(24, k) = SPL(24, k)
SPL(23, k)
Phase 2. Entourer d’un cercle la valeur de la pente s(i, k ) pour
laquelle la valeur absolue du changement de pente est supérieure
à cinq, c’est-à-dire pour laquelle
Phase 3. a) Si la valeur de la pente s(i, k) entourée d’un
cercle est positive et supérieure en valeur algébrique à la
pente s[(i
1), k ], entourer d’un cercle SPL(i, k).
|∆s(i, k)| = | s(i, k)
s[(i
1), k ]| > 5
b) Si la valeur de la pente s(i, k) entourée d’un cercle est
nulle ou négative et si la pente s[(i
1), k] est positive,
entourer d’un cercle SPL[(i
1), k ].
FIGURE 2-4. NIVEAU DE BRUIT PERÇU EN FONCTION DE LA BRUYANCE TOTALE PERÇUE
21/11/85
N° 2
,
,
Annexe 16 - Protection de l’environnement
c) Pour tous les autres cas, aucune valeur du niveau de
pression acoustique ne doit être entourée d’un cercle.
Phase 4. Calculer les nouveaux niveaux corrigés de pression
acoustique SPL’(i, k) de la façon suivante
a) pour les niveaux de pression acoustique non entourés d’un
cercle, les nouveaux niveaux de pression acoustique sont
égaux
aux niveaux de pression acoustique originaux
SPL’(i, k) = SPL(i, k);
b) pour les niveaux de pression acoustique entourés d’un
cercle dans les bandes 1 à 23 inclusivement; le nouveau
niveau de pression acoustique est égal à la moyenne
arithmétique du niveau de pression acoustique qui pré-
cède et de celui qui suit
SPL’(i, k) = (½) [SPL (i
1), k] + SPL[(i + 1), k ]
c) si le niveau de pression acoustique dans la bande des
fréquences les plus élevées (i = 24) est entouré d’un
cercle, le nouveau niveau de pression acoustique dans
cette bande devient
SFL’(24, k) = SPL(23, k) + s(23, k)
Phase 5. Calculer les nouvelles pentes s’(i, k) y compris une
pente pour une 25ème bande imaginaire de la façon suivante
Tableau 2-2. Facteurs de correction de son pur
Différence
Correction
Fréquence
de niveau
de son pur
f, en Hz
F, en dB
C, en dB
50 ø f < 500
1½* ø F < 3
F/3
½
3 ø F < 20
F/6
20 ø F
3½
500 ø f ø 5 000
1½* ø F < 3
2 F/3
3 ø F < 20
F/3
20 ø F
5 000 < f ø 10 000
1½* ø F < 3
F/3
½
3 ø F < 20
F/6
20 ø F
* Voir Phase 8 de 4.3.1.
Volume I
s’(3, k) = s’(4, k)
s’(4, k) = SPL’(4, k)
SPL’(3, k)
s’(i, k) = SPL’(i, k)
SPL’[(i
1), k]
s’(24, k) = SPL’(24, k)
SPL’(23, k)
s’(25, k) = s’(24, k)
Phase 6. En prenant pour i les valeurs de 3 à 23, calculer la
moyenne arithmétique de trois pentes successives de la façon
suivante
k) = 1 ) [s’(i, k) + s’[(i + 1), k] + s’[(i + 2) k ]]
Phase 7. Calculer le niveau final de pression acoustique dans
la bande de tiers d’octave SPL"(i, k ) en commençant
par la
bande n° 3 jusqu’à la bande n° 24 de la façon suivante
SPL"(3, k) = SPL(3, k)
SPL"(4, k) = SPL"(3, k) + s(3, k)
SPL"(i, k) = SPL’[(i 1), k]+ s (i
1), k]
SPL"(24, k) = SPL"(23, k) + s(23, k)
Phase 8. Calculer la différence F(i, k) entre le niveau original
de pression acoustique et le niveau final de pression acoustique
du bruit de fond de la façon suivante
F(i, k) = SPL(i, k)
SPL"(i, k)
en ne retenant que les valeurs égales ou supérieures à 1,5.
Phase 9. Pour chacune des bandes de tiers d’octave appro-
priées (3 à 24), déterminer les facteurs de correction de son pur à
partir des différences de niveau de pression acoustique F(i, k) et
du Tableau 2-2.
Phase 10. Prendre pour facteur de correction de son pur
C (k) la plus grande des valeurs obtenues dans la phase 9. Un
exemple de la procédure de correction de son pur figure dans le
Tableau 2-3.
Les niveaux de bruit perçu corrigés pour les sons purs PNLT(k)
seront
déterminés
en ajoutant la valeur C(k) aux valeurs
correspondantes de PNL (k) c’est-à-dire
PNLT(k) = PNL(k) + C(k)
21/11/85
N° 2
|
|
(
i,
(
[
Appendice 2
Annexe 16 - Protection de l’enrironnement
Tableau 2-3. Exemple de calcul de correction de son pur pour un réacteur à turbosoufflante
Bande
f
SPL
S
1∆S1
SPL’
S’
S
SPL"
F
C
(i)
Hz
dB
dB
dB
dB
dB
dB
dB
dB
dB
Phase
Phase
Phase
Phase
Phase
Phase
Phase
Phase
+ 9
+ 10
+ 9
0,39
+ 2
0,28
+ 1
0,66
+ 2
+1
0,33
+ 2
0,33
79 -
1 000
+ 2
+ 2
0,44
1 250
1 600
2 000
+ 3
+ 3
+ 1
0,33
2 500
+ 6
3 150
0,11
4 000
0,66
5 000
0,44
6 300
8 000
0,16
10 000
Phase 1
Phase 6
Phase 2
Phase 3
voir instructions
Phase 7
Phase 4
voir instructions
Phase 8
Phase 5
Phase 9
voir Tableau 2-2
Note. Les phases 5 et 6 peuvent être éliminées. Dans ce cas, dans l’exemple du Tableau 2-3 les colonnes
devraient être supprimées
et les colonnes actuellement numérotées
et
deviennent
et
,
correspondant respectivement aux nouvelles phases 5,
6 et 7. Les phases actuelles 5, 6, 7, 8 et 9, en 4.3.1, sont alors remplacées par
PHASE 5
PHASE 6
PHASE
Voir Tableau 2-2.
21/11/85
N° 2
Annexe 16 Protection de l’environnement
Si, dans une bande i de tiers d’octave dans le k-ième
intervalle de temps, on soupçonne que le facteur de
correction de son pur provient d’une cause autre qu’un son
pur (ou qui s’ajoute à un son pur) ou toute irrégularité autre
que le bruit de l’avion, on procédera à une analyse
supplémentaire en utilisant un filtre ayant une largeur de
bande plus étroite qu’un tiers d’octave. Si cette analyse
confirme les soupçons, on calculera une valeur révisée du
niveau de pression acoustique de fond SPL " (i, k ) à partir de
ladite analyse et on l’utilisera pour calculer un facteur de
correction de son pur révisé pour la bande de tiers d’octave
considérée.
Note. D’autres méthodes d’élimination des corrections de
bruit
parasites peuvent être utilisées, sous
réserve de
l’approbation des services de certification.
4.3.2 Cette procédure estimera l’EPNL par défaut si un
son important est d’une fréquence telle qu’il se trouve
enregistré dans deux bandes de tiers d’octave adjacentes. Il
sera prouvé
de façon satisfaisante
aux services de
certification
soit que cela n’est pas survenu,
soit que, si cela survient, la correction de sons purs a été
ramenée à la valeur que l’on aurait eue si le son avait été
entièrement
enregistré dans une seule bande de tiers
d’octave.
4.4. Niveau maximal de bruit perçu corrigé
pour les sons purs
4.4.1 Le niveau maximal de bruit perçu corrigé pour les
sons purs PNLTM, sera égal à la valeur maximale du niveau
Volume I
de bruit perçu corrigé pour les sons purs PNLT (k). Il sera
calculé conformément à la méthode indiquée en 4.3 de la
présente
section.
Pour
obtenir
une
représentation
satisfaisante des variations de bruit en fonction du temps, les
mesures seront effectuées à intervalles de temps de 500
millisecondes.
Note. La Figure 2-5 montre un exemple de variation du
bruit en fonction du temps où la valeur maximale apparaît
nettement.
4.4.2 Si le spectre
ne présente
pas d’irrégularités
marquées, même si on l’examine par analyse sur bande
étroite, on ne tiendra pas compte de la méthode indiquée en
4.3 car PNLT (k) serait identique à PNL (k ). Dans ce cas
PNLTM sera la valeur maximale de PNL (k) et serait égale à
PNLM.
4.5. Correction de durée
4.5.1 Le facteur de correction de durée D déterminé par
intégration sera défini par l’expression
dans laquelle T est une constante de temps normalisée et
PNLTM est la valeur maximale de PNLT, t1 est le premier
moment après lequel PNLT devient supérieur a PNLTM
10 et t 2 est le moment après lequel PNLT reste contamment
inférieur à PNLTM
10.
4.5.2
Étant donné que PNLT est calculé à partir de
valeurs mesurées de SPL, il n’y aura en général aucune
FIGURE 2-5. EXEMPLE DE NIVEAU DE BRUIT PERÇU CORRIGÉ POUR
LES SONS PURS EN FONCTION DU TEMPS DE SURVOL
26/11/81
Appendice 2
Distance Unité
Signification
QK
mètre
Trajet mesuré du bruit. Distance de propagation
du bruit dans les conditions de mesure.
QrKr
mètre
Trajet
de référence du bruit.
Distance de
propagation
du
bruit
dans les
conditions
de référence.
K3 H
mètre
Hauteur d’approche de l’avion. Hauteur de
(pied)
l’avion au-dessus du point de mesure à l’appro-
che.
OK3
mètre
Distance de mesure à l’approche. Distance entre
le seuil de piste et le point de mesure à
l’approche mesurée le long du prolongement de
l’axe de piste.
OP
mètre
Longueur
de la route d’approche. Distance
entre le seuil de piste et le point
de la
trajectoire
d’approche sur le prolongement de
l’axe de piste avant lequel il n’est pas nécessaire
d’enregistrer la position de l’avion.
7.
FORMULATION MATHÉMATIQUE DES
TABLES DE BRUYANCE
7.1
La relation entre le niveau de pression acoustique
(SPL) et la bruyance perçue donnée dans le Tableau 2-1 est
illustrée sur la Figure 2-6. La variation de log (n) en l’onction
de SPL pour une bande donnée de tiers d’octave peut être
représentée par des droites comme le montre la figure.
7.2 Les éléments importants de la formulation mathé-
matique sont
a) les pentes des droites M(b), M(c), M(d) et M(e);
b) l’intersection des droites avec l’axe des pressions
acoustiques : SPL(b) et SPL( c);
c) les coordonnées des points de discontinuité : SP1 (a) ci
log n(a); SPL(d) et log n =
1,0; SPL(e) et log n
log (0.3).
7.3
Les équations sont les suivantes
a) SPL ù SPL (a)
n = antilog [M(c) (SPL-SPL(c))]
b) SPL (b) ø SPL < SPL (a)
n = antilog [M(b) (SPL-SPL(b))]
c) SPL (e) ø SPL < SPL (b)
n = antilog [M(e) (SPL -SRL(b))]
d) SPL (d) ø SPL < SPL (e)
n = 0,1 antilog [M(d) (SPL -SPL (d))]
7.4
Le Tableau 2-4 donne les valeurs des constantes qui
sont nécessaires pour calculer la bruyance perçue en fonction
du niveau de pression acoustique.
Annexe 16
Protection de l’environnement
8. ATTÉNUATION DU SON PAR L’AIR
8.1
L’atténuation
atmosphérique
du
son
sera
déterminée d’après les méthodes de la norme ISO 3891-
1978(F)*.
9. AJUSTEMENT
DES RÉSULTATS D’ESSAIS
9.1 Lorsque les conditions
lors des essais pour la
certification ne sont pas identiques aux conditions de
référence, des ajustements appropriés devront être appliqués
aux grandeurs de bruit mesurées par les méthodes de la
présente section.
Note. S’il y
a des différences entre les conditions d’essais et
les conditions de référence, elles entraînent des variations portant
sur
la trajectoire de vol et la vitesse de l’avion par rapport au
point de mesure,
l’atténuation du son dans l’atmosphère,
les paramètres influençant les mécanismes générateurs du
bruit de moteur.
9.1.1 On ajustera les valeurs de bruit mesurées selon
l’une des méthodes décrites en 9.3 ou 9.4 pour les
différences portant sur
l’atténuation du bruit le long de sa trajectoire affectée
par la loi de l’atténuation géométrique et l’absorption
atmosphérique,
la durée du bruit, affectée par la distance au point de
mesure et la vitesse relative de l’avion au point de
mesure,
le bruit à la source émis par le moteur, influencé par
les paramètres pertinents.
9.1.2
La méthode «simplifiée», sera toujours utilisée
pour la mesure du bruit latéral.
9.1.3 On utilisera soit la méthode «simplifiée», soit la
méthode «intégrée» pour les mesures du bruit au survol et
en approche dans les cas suivants
a) lorsque le total des ajustements reste inférieur à 8 dB
au décollage et à 4 dB en approche; ou
b) lorsque le total des ajustements au décollage est
supérieur à 4 dB et les chiffres qui en résultent ne sont
pas à moins de 1 dB des niveaux de bruit limites.
9.1.4
Lorsque
le total des ajustements ou la marge
correspondante se situe à l’extérieur des limites spécifiées en
9.1.3, la méthode «intégrée» devra être utilisée pour la
mesure du bruit au survol et du bruit à l’approche.
Note. Voir également la 2ème Partie, Chapitre 3, 3.7.6.
*On peut se procurer cette norme auprès de l’Organisation inter-
nationale de Normalisation, 1, rue de Varembé, Genève (Suisse).
21/11/85
N" 2
Annexe 16 - Protection de l’environnement
Volume I
FIGURE 2-6.
BRUYANCE PERÇUE EN FONCTION
DU NIVEAU DE PRESSION ACOUSTIQUE
21/11/85
N" 2
Appendice 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
Tableau 2-4. Constantes de la formule mathématique de calcul de la bruyance
BANDE
f
SPL
SPL
SPL
SPL
SPL
(i)
HZ
(a)
(b)
(c)
(d)
(e)
M(b)
M(c)
M(d)
M(e)
91,0
0,043478
0,030103
0,079520
0,058098
85,9
0,040570
"
87,3
0,036831
"
0,052288
79,9
"
0,059640
0,047534
79,8
0,035336
0,053013
0,043573
76,0
0,033333
74,0
"
0,040221
74,9
0,032051
0,037349
94,6
0,030675
0,030103
0,034859
∞
0,030103
NON APPLICABLE
1 000
0,053013
1 250
0,030103
0,059640
0,034859
1 600
0,029960
0,053013
0,040221
2 000
"
0,037349
2 500
0,047712
0,034859
3 150
"
4 000
0.053013
5 000
"
0.034859
6 300
∞
0,029960
0,068160
0,037349
8 000
44,3
0,042285
0.029960
0.079520
"
10 000
50,7
"
"
0,059640
0,043573
21/11/85
N° 2
0,068160
"
Annexe 16
Protection de l’environnement
9.2. Profils de vol
Note.
Les profils de vol dans les conditions d’essai, ainsi
que les conditions de référence sont définis par leur géométrie
relative au sol, conjointement avec la vitesse de l’avion par
rapport au sol, et le (ou les) paramètre(s) de contrôle associé(s)
aux moteurs employés pour déterminer l’émission de bruit de
l’appareil.
9.2.1.
Profil de décollage
Note. La Figure 2-7 illustre
un profil de décollage typique.
a) L’appareil commence à rouler au point A, quitte le sol au
point B et commence sa première montée à angle constant
au point C.
Quand la réduction de poussée ou de puissance (selon le
cas) est utilisée, elle commence au point D et se poursuit
jusqu’en
E. L’appareil commence alors une seconde
montée à angle constant jusqu’au point F, fin de la
trajectoire
de décollage pour la certification acoustique.
b) Le point K1 est le point de mesure du bruit au décollage et
AK 1 est la distance du point de début de roulement au
point de mesure en survol. Le point K 2 est le point de
mesure du bruit latéral situé sur une parallèle à l’axe de la
piste, à la distance spécifiée, où le niveau de bruit au
décollage est le plus élevé.
c) La longueur AF est la portion de trajectoire sur laquelle la
position de l’appareil est mesurée en synchronisation avec
les mesures de bruit (voir 2.3.2 du présent Appendice).
9.2.2.
Profil d’approche
Note.
La Figure 2-8 illustre un profil d’approche typique.
a) L’appareil commence sa trajectoire de vol de certification
acoustique en approche au point G et touche des roues sur
la piste au point J, à la distance OJ du seuil.
b) Le point K 3
est le point de mesure du bruit à l’approche et
K3O est la distance du point de mesure à l’approche au
seuil.
c) La distance GI est la portion de trajectoire sur laquelle la
position de l’appareil est mesurée en synchronisation avec
les mesures de bruit (voir 2.3.2 du présent Appendice).
9.3.
Méthode d’ajustement «simplifiée»
9.3.1.
Généralités
Note. La méthode d’ajustement «simplifiée» consiste à
appliquer des ajustements à l’EPNL calculé à partir des mesures,
pour tenir compte des différences entre les conditions de mesure et
les conditions de référence au moment du PNLTM.
Volume I
9.3.2. Ajustement des PNL et PNLT
Note 1.
Les éléments de la trajectoire de vol d’essai et de la
trajectoire
de référence qui sont significatifs pour le calcul de
l’EPNL
sont illustrés à la Figure 2-9 pour les mesures de bruit de
survol et d’approche.
a) XY représente l’élément utile de la trajectoire de vol
mesurée,
et XrYr est celui de la trajectoire de vol de
référence correspondante.
b) Q représente également la position de l’avion sur la
trajectoire de vol mesurée où le bruit est émis et observé en
tant que PNLTM au point de mesure du bruit K. Qr est la
position
correspondante sur la trajectoire de vol de
référence,
et Kr le point de mesure de référence. QK et
QrKr sont respectivement les distances de propagation du
bruit dans les conditions de mesure et dans les conditions
de référence. Qr étant déterminé en admettant par
hypothèse que QK et QrKr forment le même angle θ avec
leurs trajectoires de vol respectives.
Note 2.
Les éléments de la trajectoire de vol d’essai et de la
trajectoire de référence, significatifs pour le calcul de l’EPNL,
sont illustrés à la Figure 2-10 a) et b) pour les mesures du bruit
latéral.
a) XY représente l’élément utile de la trajectoire de vol
mesurée (Figure 2-10 a)), et Xr Yr est celui de la tra-
jectoire de vol de référencé correspondante (Figure 2-10
b)).
b) Q représente la position de l’avion sur la trajectoire de vol
mesurée
où le bruit est émis et observé en tant que
PNLTM au point de mesure du bruit K. Qr est la position
correspondante
sur la trajectoire de vol de référence, et Kr
le point de mesure de référence. QK et QrKr
sont
respectivement
les distances de propagation du bruit dans
les conditions de mesure et dans les conditions de
référence. Dans ce cas Kr est seulement spécifié comme
étant sur une ligne latérale particulière; Kr
et Qr sont par
conséquent déterminés en admettant les hypothèses que
QK et QrKr
1) forment le même angle θ avec leurs trajectoires de vol
respectives, et
2) forment le même angle ψ avec le sol.
Note 3. Dans le cas particulier de mesure du bruit latéral,
la propagation du son est affectée, non seulement par la loi de
l’atténuation
géométrique et l’atténuation atmosphérique, mais
aussi
par l’absorption du sol et les effets de réflexion qui
dépendent principalement de l’angle ψ .
9.3.2.1 Les niveaux de bande de tiers d’octave SPL i qui
forment PNL (le PNL au moment de l’observation du
PNLTM à K) seront ramenés aux niveaux de référence
SPL ir comme suit
SPL ir = SPL i + 0,01( αi
αi 0) QK
+ 0,01 αi 0 (QK
Q rK r)
+ 20 log (QK/Q r Kr)
21/11/85
N° 2
Appendice 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
FIGURE 2-7 PROFIL DE DÉCOLLAGE TYPIQUE
FIGURE 2-8. PROFIL D´APPROCHE TYPIQUE
FIGURE 2-9. CARACTÉRISTIQUES DE PROFIL QUI INFLUENT
SUR LE NIVEAU DE BRUIT
26/11/81
Annexe 16
Protection de l’environnement
Volume I
a) - TRAJECTOIRE MESUREE
b)
TRAJECTOIRE DE REFERENCE
FIGURE 2-10.
MESURE EN LATÉRAL
DÉTERMINATION DU POINT DE RÉFÉRENCE
Dans cette expression,
le terme 0,01 (αi αi0) QK est destiné à tenir
compte de l’effet de variation
de coefficient
d’atténuation du son, αi et αi0 étant les coefficients
respectifs dans
les
conditions atmosphériques
d’essai et de référence, donnés dans la Section 8 du
présent Appendice,
le terme 0,01 a i0 (QK
Qr Kr) est destiné à tenir
compte de l’effet de variation de la distance de
propagation du bruit sur l’atténuation du son,
le terme 20 log (QK/Q r Kr ) est destiné à tenir
compte de l’effet de variation de la distance de
propagation du bruit sur la loi de l’atténuation
géométrique,
QK et QrK r sont exprimés en métrés et αi et αi 0 en
dB/100 m.
Note.
Quand SPLi est nul (par exemple du fait de
l’application
des ajustements de bruit de fond) SPLir doit aussi
être nul dans le processus d’ajustement.
9.3.2.1.1
Les
valeurs
ajustées de
SPL ir
seront
converties en PNLT r et un terme d’ajustement est calculé
comme suit
∆1 = PNLT
PNLTM
9.3.2.1.2
∆1 sera ajouté algébriquement à
l’EPNL
calculé à partir des valeurs mesurées.
9.3.2.2 Si, pendant un vol de certification, plusieurs
valeurs de crête PNLT sont observées comme étant à moins
de 2 dB du PNLTM, la marche à suivre définie en 9.3.2.1
sera appliquée à chaque valeur de crête et le terme correctif
calculé selon 9.3.2.1 sera ajouté à chaque crête pour obtenir
les valeurs ajustées correspondantes des crêtes de PNLT. Si
certainès de ces valeurs de crête
dépassent
celle qui
correspond à l’instant du PNLTM, la valeur maximale d’un
tel
dépassement sera ajoutée
comme un
ajustement
supplémentaire
à l’EPNL calculé à partir des
valeurs
mesurées.
21/15/85
N° 2
r
Appendice 2
Annexe 16 - Protection de l’environnement
FIGURE 2-11.
CORRECTION DE RÉGIME MOTEUR
FIGURE 2-12 a)
FIGURE 2-12 b)
CORRECTION DE SYMÉTRIE
9.3.3.
Ajustements de l’effet de durée
9.3.3.1 Lorsque les trajectoires de vol mesurées et(ou)
les vitesses au sol dans les conditions d’essai diffèrent des
trajectoires de vol de référence et(ou) des vitesses au sol
dans les conditions de référence, les ajustements
de durée
seront applicables aux valeurs de l’EPNL calculé à partir des
valeurs mesurées. Ces ajustements seront calculés comme il
est décrit ci-dessous.
9.3.3.2
En se référant à la trajectoire de vol illustrée à la
Figure 2-9, le terme d’ajustement sera calculé comme suit
∆2 =
7,5 log (QK/Q rKr) + 10 log (V/Vr)
qui représente l’ajustement à additionner algébriquement à
l’EPNL calculé à partir des valeurs mesurées.
9.3.4.
Ajustements du bruit à la source
9.3.4.1 L’ajustement du bruit à la source sera appliqué
pour tenir compte des différences
entre les paramètres
affectant le bruit mesuré des moteurs dans les essais en vol
de certification et ceux qui sont calculés ou spécifiés dans les
conditions de référence. L’ajustement sera déterminé à
partir des valeurs fournies par le constructeur et approuvées
par les services de certification.
Note. Une situation typique est illustrée à la Figure 2-11,
qui montre une courbe de l’EPNL en fonction du paramètre de
contrôle du moteur µ, la valeur de l’EPNL étant ramenée pour
chaque valeur de µ
aux
autres conditions de référence
applicables (masse de l’avion, vitesse et altitude, température de
l’air), et ajustée pour tenir compte des différences de bruit entre
les moteurs installés et celui qui est défini dans le manuel de vol.
Des valeurs de ce type sont nécessaires pour des valeurs de µ.
voisines de celles qui sont utilisées pour les mesures de bruit en
latéral, survol et approche.
9.3.4.2
On obtiendra le terme
d’ajustement
∆3 en
soustrayant la valeur de l’EPNL correspondant au paramètre
µ, de la valeur de l’EPNL correspondant au paramètre µr , et
il sera ajouté algébriquement à la valeur de l’EPNL calculée à
partir des valeurs mesurées.
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
Note.
Voir la Figure 2-11 dans laquelle µ
et
la valeur du
paramètre de contrôle des moteurs dans les conditions de l’essai
en vol, et µr la valeur correspondante dans les conditions de
référence.
9.3.5.
Ajustements de symétrie
9.3.5.1 Pour le bruit latéral, un ajustement de symétrie
sera fait (voir le Chapitre 3, 3.3.2) comme suit
si le point de mesure symétrique est opposé au point
où le plus haut niveau de bruit est obtenu sur la
principale ligne de mesure latérale, le niveau de bruit
de certification sera la moyenne (arithmétique) des
niveaux de bruit mesurés à ces deux points (voir
Figure 2-12 a)),
dans le cas contraire, on supposera que la variation de
bruit avec l’altitude de l’avion est la même de part et
d’autre (c’est-à-dire qu’il y a une différence constante
entre les lignes de bruit en fonction de l’altitude des
deux côtés (voir Figure 2-12 b)). Le niveau de bruit de
certification sera alors la valeur maximale de la
moyenne est ces lignes.
9.4. Méthode d’ajustement «intégrée»
9.4.1. Généralités
Note. La
méthode d’ajustement «intégrée» consiste à
réévaluer dans les conditions de référence l’histoire du PNLT
obtenue aux points de mesure pendant les essais et à évaluer
l’EPNL directement à partir de l’histoire du bruit ainsi obtenue.
Les principes généraux sont décrits ci-après.
Volume I
9.4.2.
Évaluations des PNLT
Note 1.
Les segments de trajectoire de vol d’essai et le profil
de référence qui sont significatifs pour l’évaluation de l’EPNL
sont illustrés à la Figure 2-13.
a) XY représente la partie utile de la trajectoire de vol
mesurée et X r Y r la partie correspondante de la trajectoire
de vol de référence.
b) Les points Q0 , Q1 , Qn représentent respectivement les
positions de l’avion sur la trajectoire de vol mesurée aux
instants t 0 , t l et tn . Considérons
le point Q1 d’où a été
émis et observé, le bruit reçu à l’instant t1 au point de
mesure K correspondant aux valeurs de tiers d’octave
SPLi1.
Le point Q r 1 représente la trajectoire de vol de
référence pour le bruit perçu à l’instant tr1 comme SPL I irl
au point de mesure de référence Kr Q lK et Qr1 Kr sont
respectivement les distances de propagation du bruit dans
les conditions de mesure et de référence qui, dans chaque
cas, forment l’angle θ 1 avec leurs trajectoires de vol
respectives. Qr 0 et Qrn sont de façon similaire les points de
la trajectoire de vol de référence correspondants à Q0 et Qn
sur la trajectoire de vol mesurée. Q0 et Qn sont choisis tels
que entre Qr 0 et Qrn toutes les valeurs de PNLTr
estimé
comme il est décrit ci-dessous) inférieures de moins de 10
dB à la valeur de crête soient incluses.
c) L’instant tr 1 est postérieur (dans le cas où Qr lKr > Ql K)
à l’instant t1 et la différence entre les deux instants est
composée de deux quantités distinctes
FIGURE 2-13. CORRESPONDANCE ENTRE LA TRAJECTOIRE MESURÉE
ET LA TRAJECTOIRE DE RÉFÉRENCE POUR L´APPLICATION
DES MÉTHODES INTEGRÉES DE CORRECTION
21/11/85
N° 2
Appendice 2
1) le temps mis par l’avion pour couvrir la distance Qr 1Qr0
à la vitesse Vr diminué du temps mis pour Ql Q0 à la
vitesse V.
2) le temps mis par le son pour couvrir la distance Qr lKr
Ql K.
Note 2. Là où la réduction de poussée ou de puissance est
utilisée, il y aura des trajectoires de vol d’essai et de référence à
pleine poussée ou puissance et à poussée ou puissance réduite.
Là où la région transitoire entre celles-ci affecte le résultat final,
une interpolation doit être faite entre elles par une méthode
approuvée.
9.4.2.1 Les valeurs mesurées de SPLi l ,
etc., seront
ajustées aux valeurs de référence SPLirl, etc., pour les
différences entre les longueurs de trajectoire de bruit mesuré
et entre les conditions
atmosphériques mesurées et de
référence,
par les
méthodes
de
9.3.2.1
du
présent
Annexe 16
Protection de l’environnement
Appendice. Les valeurs correspondantes de PNL r 1 seront
calculées.
9.4.2.2 Pour chaque valeur de PNL r1 une correction de
son pur C1 est déterminée par analyse des valeurs de
référence SPLi r1 , etc., par les méthodes de 4.3 du présent
Appendice, et ajoutée à PNL r 1 pour donner PNLT r 1 .
9.4.
Correction de durée
9.4.3.1 Les valeurs de PNLT correspondant à celles de
PNLT à chaque intervalle d’une demi-seconde sont portées
en fonction du temps (PNLT r1 à l’instant trl, etc.) La
correction de durée est ensuite déterminée par la méthode
de 4.5.1 du présent Appendice, pour donner EPNL r
9.4.4.
Ajustement du bruit à la source
9.4.4.1
Enfin un ajustement du bruit à la
source
est
déterminé par les méthodes de 9.3.4 du présent Appendice.
21/11/55
N° 2
∆
APPENDICE
MÉTHODE D’ÉVALUATION DU BRUIT AUX FINS DE LA CERTIFICATION
ACOUSTIQUE DES AVIONS À HÉLICES
DONT LA MASSE NE DÉPASSE PAS 5 700 kg
Note.
Voir 2ème Partie. Chapitre 6.
1.
INTRODUCTION
Note 1.
Cette méthode d’évaluation du bruit comprend les
rubriques suivantes
a) essai de certification acoustique et conditions de mesure;
b) mesure du bruit des avions perçu au sol;
c) communication de données aux services de certification et
correction des données mesurées.
Note 2. Les instructions et les procédures qui figurent dans
cette
méthode
sont
nettement
délimitées afin
d’assurer
l’uniformité
des essais de certification et de permettre la
comparaison entre des essais effectués sur des types différents
d’avions à des emplacements géographiques différents. Cette
méthode ne s’applique qu’aux avions visés par les dispositions
d’application du Chapitre 6, 2ème Partie.
2. ESSAI DE CERTIFICATION ACOUSTIQUE
ET CONDITIONS DE MESURE
2.1. Généralités
2.1.1 Cette section stipule les conditions dans lesquelles
devront être effectués les essais de certification acoustique,
ainsi que les méthodes qui devront être utilisées pour la
mesure du bruit engendré par l’avion sur lequel l’essai est
effectué.
2.2 Conditions générales d’essai
2.2.1 Les points de mesure du bruit d’un avion en vol
seront entourés d’un terrain relativement plat ne présentant
pas de caractéristiques d’absorption excessive du son telles
que celles que peuvent causer de l’herbe dense, de hautes
herbes, des broussailles ou des bois. Il ne devra y avoir
aucun obstacle qui puisse influencer sensiblement le champ
sonore de l’avion à l’intérieur d’un volume conique ayant
son sommet au point de mesure, son axe perpendiculaire au
sol et un demi-angle au sommet de 75°.
2.2.2
Les essais seront effectués dans les conditions
atmosphériques suivantes
a) absence de précipitations
b) humidité relative comprise entre 20% et 95% et
température ambiante comprise entre 2 °C et 35 °C à
1,2 m (4 pieds) au-dessus du sol, à la condition
expresse d’éviter que, sur un graphique donnant les
températures en ordonnée et l’humidité relative en
abscisse, les coordonnées du point défini par ses
coordonnées correspondant aux conditions de l’essai
soient placées en dessous de la droite définie par (2°C,
60%) et (35 °C, 20%);
c) vent signalé inférieur ou égal à 19 km/h (10 noeuds) à
1,2 m (4 pieds) au-dessus du sol et composante
de vent
traversier inférieure ou égale à 9 km/h (5 noeuds) à
1,2 m (4 pieds) au-dessus du sol. Un nombre égal de
vols seront exécutés avec composantes de vent arrière et
vent debout;
d) absence de toute inversion de température ou de
toutes conditions de vent anormales qui influeraient
sensiblement sur le niveau de bruit de l’avion lorsque
le bruit est enregistré aux points de mesure spécifiés
par les services de certification.
2.3. Procédures d’essai des avions
2.3.1 Les procédures d’essai et la procédure de mesure
de bruit devront être acceptables
pour les services
de
délivrance
du certificat de navigabilité et de délivrance du
certificat acoustique de l’État qui délivre le certificat.
2.3.2
La hauteur de l’avion et sa position latérale par
rapport au microphone seront déterminées par une méthode
indépendante des instruments de bord, par exemple la
poursuite
radar,
la
triangulation
au
théodolite,
des
techniques de levé photographique ou autres méthodes
agréées par les services de certification.
3. MESURE DU BRUIT DES AVIONS
PERÇU AU SOL
3.1. Généralités
3.1.1
Tout l’équipement de mesure devra être agréé par
les services de certification.
3.1.2
Les
niveaux
de
pression
acoustique
pour
l’évaluation du bruit seront
déterminés à l’aide d’un
équipement
acoustique
et
de
méthodes
de
mesure
conformes aux spécifications données en 3.2.
3.2. Appareillage de mesure
3.2.1 L’appareillage de mesure acoustique consistera en
un équipement agréé équivalant à l’équipement suivant
a) un système microphonique ayant une réponse en
fréquence compatible avec la précision du dispositif de
mesure et d’analyse indiquée en 3.3
;
b) un pied à trois branches ou autre support de
microphone
perturbant le moins possible le son
mesuré;
21/11/85
ANNEXE 16
VOLUME I
N° 2
;
Appendice 3
c) un équipement d’enregistrement et de reproduction
ayant des caractéristiques, une réponse en fréquence
et une gamme
dynamique
compatibles avec les
spécifications de réponse et de précision de 3.3;
d) des appareils d’étalonnage acoustique émettant un
bruit sinusoïdal ou à large bande ayant un niveau de
pression acoustique connu. Si l’on utilise un bruit à
large bande, le signal sera défini par sa valeur
quadratique moyenne et maximale pour un niveau de
signal sans surcharge.
3.3. Équipement de détection, d’enregistrement
et de reproduction
3.3.1 Sur demande des services de certification, le bruit
engendré par l’avion sera enregistré de façon à recueillir des
renseignements complets
sur ce bruit y compris
ses
variations dans le temps. Un magnétophone est acceptable à
cette fin.
3.3.2
Les
caractéristiques
de
l’ensemble
de
l’équipement seront conformes aux recommandations de la
publication
n° 179* de la Commission
électrotechnique
internationale (CEI) en ce qui concerne les sections relatives
aux caractéristiques du microphone, de l’amplificateur et de
l’instrument de lecture. Le texte et les spécifications
de la
publication n° 179* de la CEI, «Sonomètres de précision»,
sont incorporés, au moyen de renvois, à la présente section,
dont ils font partie intégrante.
Note. Lorsqu’un enregistreur magnétique est utilisé, il fait
partie
du système complet conforme à la recommandation
n° 561* de la CEI.
3.3.3 La réponse de l’ensemble de l’équipement à une
onde
sinusoïdale
progressive
sensiblement
plane.
d’amplitude
constante,
se situera dans les limites
de
tolérance spécifiées dans la publication n° 179* de la CEI
pour une gamme de fréquences allant de 45 Hz à 11 200 Hz.
3.3.4
Le signal acoustique enregistré sera lu au moyen
d’un
filtre
«A»,
défini dans la publication
n° 179*,
«Sonomètres
de
précision»,
de
la
CEI,
avec
la
caractéristique dynamique dite «à réponse lente».
Note. Pendant les essais effectués sur avions volant à
grande vitesse, la caractéristique dynamique «rapide» peut être
nécessaire pour obtenir le niveau réel.
3.3.5 L’équipement devra faire l’objet d’un étalonnage
acoustique au
moyen
d’un
appareillage
d’étalonnage
acoustique en champ libre. L’efficacité globale du système
de mesure sera contrôlée avant et après le mesurage des
niveaux de bruit d’une séquence de mouvements d’avions,
en utilisant un appareil d’étalonnage acoustique produisant
un niveau de pression acoustique connu à une fréquence
connue.
Note. Un pistonphone produisant un niveau nominal de
124 dB à la fréquence de 250 Hz est généralement utilisé dans ce
but.
3.3.6 Le microphone sera protégé des effets du vent au
moyen d’un écran lors de toutes les mesures de bruit
* Amendée. On peut se procurer cette recommandation au Bureau central de
la Commission électrotechnique internationale, 1, rue de Varembé, Genève
(Suisse).
Annexe 16 Protection de l’environnement
effectuées avec une vitesse du vent dépassant 11 km/h
(6 noeuds).
Les
caractéristiques
de
l’ensemble
de
l’équipement, y compris l’écran pare-vent devront, en
utilisation, être conformes aux spécifications ci-dessus. La
perte due à l’absorption, à la fréquence de l’étalon
acoustique, devra être mesurée et sa mesure fera partie de la
série de vérifications quant à la réponse globale de
l’équipement.
3.4. Méthodes
de mesure du bruit
3.4.1 Les microphones seront
orientés
dans
une
direction connue de telle façon que le bruit maximal arrive
d’une direction aussi proche que possible de la direction pour
laquelle les
microphones
auront
été étalonnés.
Les
microphones seront placés de telle façon que leurs éléments
sensibles se trouvent à environ 1,2 m (4 pieds) au-dessus du
sol.
3.4.2
Immédiatement avant et après chaque essai, un
enregistrement de l’étalonnage acoustique de l’équipement
sera effectué
sur
le terrain à l’aide d’un appareil
d’étalonnage acoustique, tant pour vérifier la sensibilité de
l’équipement
que pour fournir un niveau de référence
acoustique pour l’analyse des données sur le niveau
acoustique.
3.4.3 Le bruit ambiant, comprenant à la fois le fond
sonore et le bruit électrique de l’équipement de mesure, sera
enregistré
et
déterminé
dans
la
zone
des
essais,
l’amplification étant réglée aux niveaux qui seront utilisés
pour les mesures du bruit des avions. Si les niveaux de
pression acoustique de l’avion ne dépassent pas les niveaux
de pression acoustique ambiante d’au moins 10 dB(A), on
appliquera les corrections approuvées pour la contribution
du niveau de pression acoustique ambiante au niveau de
pression acoustique observée.
4. COMMUNICATION
DE DONNÉES
AUX SERVICES DE CERTIFICATION
ET CORRECTION DES DONNÉES MESURÉES
4.1. Compte rendu des données
4.1.1 On communiquera
les
niveaux
de
pression
acoustique mesurés et corrigés obtenus avec un équipement
conforme aux normes spécifiées à la Section 3 du présent
Appendice.
4.1.2 Le type d’équipement utilisé pour les mesures et
l’analyse de toutes les performances acoustiques d’un avion
et des données météorologiques sera indiqué.
4.1.3
Les données atmosphériques ambiantes indiquées
ci-après, mesurées immédiatement avant, après ou pendant
la période d’essai au point de mesure prescrit à la Section 2
du présent Appendice, seront indiquées
a) température de l’air et humidité relative;
b) vitesses maximale, minimale et moyenne du vent.
4.1.4 La topographie locale sera décrite, ainsi que la
végétation
et
tout ce qui
pourrait influer
sur
les
enregistrements.
4.1.5
Le compte rendu donnera les renseignements
suivants sur l’avion
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
a) type, modèle et numéro de série de l’avion, des
moteurs et des hélices;
b) toutes modifications ou tout équipement facultatif qui
pourraient influer sur les caractéristiques acoustiques
de l’avion;
c) masse maximale au décollage spécifiée dans le
certificat;
d) pour chaque survol du point de mesure, vitesse
aérodynamique et température de l’air à l’altitude de
survol déterminées à l’aide d’instruments conve-
nablement étalonnés;
e) pour chaque survol du point de mesure, performances
de
moteur indiquées
sous
forme
de
pression
d’admission
ou de puissance, régime d’hélice en
nombre de tours par minute et autres paramètres
applicables
déterminés
à
l’aide
d’instruments
convenablement étalonnés;
f) hauteur de l’avion au-dessus du sol (voir 2.3.2);
g) données correspondantes des constructeurs pour les
conditions de référence se rapportant à d) et e) ci-
dessus.
4.2.
Corrections des données
4.2.1.
Correction du bruit à la source
4.2.1.1 Sur demande des services de certification, on
appliquera,
suivant
des
méthodes
approuvées,
des
corrections pour les différences entre la puissance moteur
obtenue pendant les essais et la puissance qui serait obtenue,
au réglage correspondant à la puissance maximale dans la
gamme des puissances normales d’utilisation, avec un
moteur de même type et dans les conditions de référence.
4.2.1.2
Lorsque le nombre de Mach périphérique de
l’hélice à l’essai est égal ou inférieur à 0,70, aucune correction
n’est nécessaire si ce nombre ne diffère pas de plus de 0,014
de sa valeur de référence. Lorsque le nombre de Mach
périphérique de l’hélice à l’essai est supérieur à 0,70 sans
dépasser 0,80, aucune correction n’est nécessaire si ce nombre
ne diffère pas de plus de 0.007 de sa valeur de référence.
Lorsque le nombre de Mach périphérique de l’hélice à l’essai
est supérieur à 0,80, aucune correction n’est nécessaire si ce
nombre ne diffère pas de plus de 0,005 de sa valeur de
référence. Si la puissance d’essai, quel que soit le nombre de
Mach périphérique de l’hélice, correspond à 10% près à la
puissance de référence, aucune correction de variation du
bruit à la source en fonction de la puissance n’est nécessaire.
Aucune correction en fonction de la puissance ne doit être
appliquée
dans le cas des avions dotés d’hélices à pas fixe. Si
le nombre de Mach périphérique de l’hélice à l’essai et les
variations de puissance par rapport aux conditions de
référence dépassent ces limites, on apportera des corrections
fondées sur les données obtenues avec l’avion effectivement à
l’essai ou avec un avion de configuration semblable équipé du
même moteur et de la même hélice et utilisé comme l’avion en
cours de certification.
Volume I
4.2.2.
Correction du bruit perçu au sol
4.2.2.1 Les mesures effectuées sous des
hauteurs
différentes de 300 m (985 pieds) doivent être ramenées à
300 m (985 pieds) en utilisant la loi d’atténuation
géométrique.
4.2.3.
Correction de performances
Note. La correction de performances est destinée à tenir
compte du fait que les avions à performances plus élevées peuvent
monter suivant une pente plus abrupte et voler sur le circuit en
affichant
un régime moins élevé. En outre, cette correction
pénalise
les avions dont les performances limitées se traduisent
par des vitesses ascensionnelles plus faibles et des régimes plus
élevés dans le circuit.
4.2.3.1
Une correction de performances
déterminée
pour une température de 15 °C au niveau de la mer et ne
dépassant pas 5 dB(A) sera appliquée, suivant la méthode
décrite en 4.2.3.2, et ajoutée algébriquement à la valeur
mesurée.
4.2.3.2 La correction de performances sera calculée au
moyen de la formule suivante
∆dB = 49,6-20 log 10 [(3 500 - D15) R/C + 15]
Vy
dans laquelle D15 = distance
de décollage aux
mètres,
à la masse maximale
certifiée
au décollage et à la
puissance maximale de décollage
(piste en dur);
R/C = vitesse ascensionnelle optimale à
la masse maximale certifiée au
décollage
et à
la
puissance
maximale de décollage;
Vy = vitesse de montée correspondant à
R/C à la puissance maximale de
décollage et exprimée dans la
même unité.
Note.
Lorsque la distance de décollage n’est pas certifiée,
on utilisera les chiffres de 610 m pour les avions monomoteurs et
825 m pour les avions multimoteurs.
4.3. Validité des résultats
4.3.1 Le point de mesure sera survolé au moins quatre
fois. Les résultats des essais devront permettre d’obtenir une
valeur moyenne en dB(A) et ses limites de probabilité de
90%, le niveau de bruit étant la moyenne arithmétique des
mesures acoustiques corrigées de tous les essais valides au
point de mesure.
4.3.2 L’échantillonnage devra être suffisamment
grand
pour établir statistiquement une limite de probabilité de 90%
n’excédant par ± 1,5 dB(A). Aucun résultat d’essai ne sera
écarté du calcul de la moyenne, sauf indication contraire des
services de certification.
21/11/85
N° 2
=
APPENDICE 4
MÉTHODE D’ÉVALUATION DU BRUIT AUX FINS DE LA CERTIFICATION
ACOUSTIQUE DES HÉLICOPTÈRES
Note. Voir 2ème Partie, Chapitre 8.
1.
INTRODUCTION
Note 1.
Cette méthode d’évaluation du bruit comprend
a) les conditions d’essai et de mesure pour la certification
acoustique;
b) la mesure du bruit d’hélicoptère perçu au sol;
c) le calcul du niveau effectif de bruit perçu à partir des
données de mesure du bruit;
d) la communication des données aux services de certifi-
cation
e) la nomenclature; et
f) l’ajustement des résultats des essais en vol.
Note 2. Les instructions et les procédures qui figurent dans
cette
méthode sont
nettement délimitées afin
d’assurer
l’uniformité
des essais de certification et de permettre la
comparaison entre des essais effectués sur différents types à des
emplacements
géographiques différents. Cette méthode ne
s’applique
qu’aux
hélicoptères visés par les dispositions
d’application de la 2ème Partie, Chapitre 8 du présent volume de
l’Annexe.
Note 3. Lorsque les méthodes et les procédures sont
identiques
à celles qui sont employées pour la certification
acoustique des avions à réaction subsoniques, des renvois aux
parties appropriées de l’Appendice 2 l’indiquent.
2.
CONDITIONS D’ESSAI
ET DE MESURE POUR LA
CERTIFICATION ACOUSTIQUE
2.1.
Généralités
2.1.1 La présente section prescrit les conditions
dans
lesquelles les essais de certification acoustique devront être
effectués
ainsi que les procédures
météorologiques et
procédures de mesure de la trajectoire de vol qui devront
être utilisées.
2.2.
Environnement
2.2.1 Les points de mesure du bruit d’un hélicoptère en
vol seront entourés d’un terrain relativement plat ne
présentant pas de caractéristiques d’absorption excessive du
son telles que celles que peuvent causer de l’herbe dense ou
haute, les broussailles ou les zones boisées. Il n’y aura aucun
obstacle qui puisse influencer sensiblement le champ sonore
de l’hélicoptère à l’intérieur d’un volume conique ayant son
sommet au point de mesure du bruit pendant l’essai, son axe
perpendiculaire au sol et un demi-angle au sommet de 80".
Note.
Les personnes qui effectuent les mesures pourraient
elles-mêmes constituer des obstacles.
2.2.2 Les essais seront effectués dans les conditions
atmosphériques suivantes
a) absence de précipitations,
b) humidité relative comprise entre 20% et 95%;
c) température ambiante comprise entre 2 °C et 35 °C à
10 m (33 pieds) au-dessus du sol (si l’emplacement
de mesure est à une distance égale ou inférieure à
2 000 m
d’un
thermomètre
d’aérodrome,
la
température signalée à l’aérodrome peut être utilisée);
d) atténuation du son dans la bande de tiers d’octave de
8 kHz ne dépassant pas 12 dB/100 m;
c) vitesse du vent signalée inférieure ou égale à 19 km/h
(10 noeuds) et composante
de vitesse du vent perpen-
diculaire à la direction du vol ne dépassant pas 9 km/h
(5 noeuds)
à 10 m (33 pieds) au-dessus du sol (si
l’emplacement de mesure ne se trouve pas à plus de
2 000 m d’un anémomètre d’aérodrome, le vent signalé
à l’aérodrome peut être ulilisé);
f) absence de toutes autres conditions météorologiques
anormales qui influeraient sensiblement sur le niveau
de bruit lorsque celui-ci est enregistré aux points de
mesure spécifiés par les services de certification.
2.2.3 La tour de contrôle de l’aérodrome ou toute autre
installation sera approuvée en tant que centre où les mesures
des paramètres atmosphériques sont représentatives des
conditions qui règnent dans la région géographique où les
mesures du bruit de l’hélicoptère sont effectuées.
2.3.
Mesure
de la trajectoire de vol
2.3.1
La position de l’hélicoptère par rapport au point de
référence de la trajectoire de vol sera déterminée par une
méthode indépendante des instruments utilisés en vol
normal, approuvée par les services de certification, telle que
poursuite radar, triangulation au théodolite ou levés
photographiques.
2.3.2
La position de l’hélicoptère sur la trajectoire de vol
sera liée au bruit enregistré aux points de mesure du bruit au
moyen de signaux de synchronisation sur une distance assez
grande pour garantir des données satisfaisantes tant que le
ANNEXE 16
VOLUME I
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
bruit ne s’écartera pas de plus de 10 PNdB de la valeur
maximale du PNLT.
2.3.3 Les données de position et de performances
nécessaires pour faire les ajustements
mentionnés dans la
Section
9 du
présent appendice
seront enregistrées
automatiquement à un taux d’échantillonnage approuvé.
L’équipement de mesure sera approuvé par les services de
certification.
3.
MESURE DU BRUIT
D’HÉLICOPTÈRE PERÇU AU SOL
3.1. Généralités
Note. Ces mesures fourniront les niveaux dans la bande de
tiers d’octave du bruit observé à chacun des points de mesure du
bruit en fonction du temps pour le calcul du niveau effectif de
bruit perçu comme le décrit la Section 4.
3.1.1 L’appareillage
de
mesure
comprendra
un
équipement correspondant à la description suivante
a) un système microphonique (voir 3.2);
b) un équipement d’enregistrement et de reproduction
(lorsqu’une méthode autre que l’analyse directe est
employée) pour mettre en mémoire les données du
bruit mesuré en vue de leur analyse ultérieure
(voir 3.3);
c) un
équipement
d’étalonnage
pour
assurer
en
permanence la précision de l’appareillage ci-dessus
(voir 3.5).
3.1 2 Les
constructeurs ou
les
utilisateurs
de
l’équipement employé devront montrer que cet équipement
répond aux spécifications des normes internationales ISO
3891* et CEI 561** et 651** sur lesquelles sont fondés les
paragraphes 3.2, 3.3 et 3.4 ou que cet équipement présente
des performances électro-acoustiques équivalentes et ledit
équipement sera agréé par les services de certification.
3.1.3 Il sera démontré que les procédures d’étalonnage
et de vérification à utiliser au cours de chaque série d’essais
de certification satisfont aux spécifications correspondantes
qui figurent en 3.5, ou à des spécifications équivalentes et
lesdites procédures seront agréées par les services
de
certification.
3.2. Système microphonique
3.2.1 Les spécifications relatives au système micro-
phonique sont celles de l’Appendice 2, 3.2.
3.3. Équipement d’enregistrement
et de reproduction
3.3.1 Les spécifications
relatives
à l’équipement
d’enregistrement et de
reproduction sont celles de
l’Appendice 2, 3.3,
On peut se procurer cette norme à l’Organisation internationale de
Normalisation, 1, rue de Varembé, Genève (Suisse).
** On peut se procurer cette norme au bureau central de la Commission
électrotechnique internationale, 1, rue de Varembé, Genève (Suisse).
*** Voir Appendice 2, Tableau 2-1.
Volume I
3.4.
Appareillage d’analyse
3.4.1
Les
spécifications
relatives
à l’appareillage
d’analyse sont celles de l’Appendice 2, 3.4.
3.5.
Étalonnage et vérification du système
3.5.1 Les spécifications relatives à l’étalonnage et la
vérification du système sont celles de l’Appendice 2, 3.5.
4. CALCUL DU NIVEAU EFFECTIF
DE BRUIT PERÇU À PARTIR
DES DONNÉES DE MESURE
DU BRUIT
4.1. Généralités
4.1.1 L’élément
fondamental
des
critères
de
certification acoustique sera la mesure de bruit appelée
niveau effectif de bruit perçu exprimé en unités EPNdB, qui
représente l’expression numérique des effets subjectifs du
bruit des hélicoptères sur l’être humain.
4.1.2
Trois propriétés physiques fondamentales de la
pression acoustique seront mesurées
niveau;
distribution des fréquences;
variation en fonction du temps.
Pour être plus précis, il sera nécessaire de connaître le
niveau de pression acoustique instantané dans chacune des
24 bandes de tiers d’octave du bruit pour chaque intervalle
de temps de 500 ms lors du passage de l’hélicoptère.
4.1.3
La méthode de calcul de l’EPNL, en tant
qu’évaluation de la réaction subjective à partir des mesures
physiques du bruit comprendra les cinq phases suivantes
a) les 24 bandes de tiers d’octave du niveau de pression
acoustique sont converties en bruyance perçue au
moyen d’une table de bruyance***.
Les valeurs de la bruyance en noys sont combinées
puis transformées en niveaux instantanés de bruit
perçu PNL( k);
b) on calcule pour chaque spectre un facteur
de
correction pour les sons purs C(k ) pour tenir compte
de la réaction subjective à la présence d’irrégularités
spectrales;
c) on ajoute le facteur de correction pour les sons purs au
niveau de bruit perçu pour obtenir le niveau de bruit
perçu corrigé pour les sons purs PNLT( k) pour
chaque incrément de 500 ms, d’où
PNLT(k) = PNL(k) + C(k)
d) un facteur de correction de durée D est calculé par
intégration à partir de la courbe des niveaux de bruit
perçu corrigés pour les sons purs en fonction du
temps;
e) le niveau effectif de bruit perçu EPNL est déterminé
en faisant la somme algébrique du niveau maximal de
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N° 2
Appendice 4
bruit perçu corrigé pour les sons purs et du facteur de
correction de durée
EPNL = PNLTM + D
4.2. Niveau
de bruit perçu
4.2.1 La procédure à suivre pour le calcul du niveau de
bruit perçu sera celle de l’Appendice 2, 4.2.
4.3. Correction des irrégularités spectrales
4.3.1 La procédure à suivre pour le calcul du facteur de
correction pour les sons purs sera celle de l’Appendice 2, 4;
toutefois,
la correction pour les irrégularités spectrales
indiquées en 4.3 de l’Appendice 2 commencera à 50 Hz au
lieu de 80 Hz. Il sera nécessaire de modifier en conséquence
les procédures de calcul indiquées en 4.3 de l’Appendice 2.
4.4. Niveau maximal de bruit perçu
corrigé pour les sons purs
4.4.1 Le niveau maximal de bruit perçu corrigé pour les
sons purs PNLTM, sera égal à la valeur maximale du niveau
de bruit perçu corrigé pour les sons purs PNLT( k ).
Il sera
calculé conformément à la méthode indiquée en 4.2 et 4.3 de
la présente section. Pour obtenir une représentation
satisfaisante des variations du bruit en fonction du temps,
les mesures seront effectuées à intervalles de temps de
500 ms.
Note 1. La Figure 2-5 de l’Appendice 2 montre un exemple
de variation du bruit en fonction du temps où la valeur maximale
apparaît nettement.
Note 2. En l’absence d’un facteur de correction pour les
sons purs, le PNLTM serait égal au PNLM.
4.4.2 Une fois obtenue la valeur du PNLTM pour
l’enregistrement
du bruit de l’hélicoptère, la bande de
fréquence pour le facteur de correction des sons le plus élevé
est identifiée pour les deux échantillons de données précédents
et pour les deux échantillons suivants, tous prélevés à
intervalles de 500 ms. L’essai ci-après sera appliqué à ces
quatre échantillons pour identifier la possibilité de suppression
du son par partage d’une bande de tiers d’octave de ce son. On
vérifie la bande de fréquence du facteur maximal de correction
des sons pour les quatre échantillons pour déterminer si l’on
passe à des fréquences plus faibles (limitées à trois bandes de
tiers d’octave consécutives) du premier au quatrième échan-
tillon de données. Si la valeur du facteur C(K) de correction
du son pour le PNLTM est inférieure à la valeur moyenne de
C(K) pour les cinq intervalles de temps consécutifs, la valeur
moyenne de C(K) sera utilisée pour calculer une nouvelle
valeur du PNLTM.
4.5. Correction de durée
4.5.1 La procédure à suivre pour le calcul de la
correction de durée sera celle de l’Appendice 2,4.5.
4.6. Niveau effectif de bruit perçu
4.6.1
L’effet subjectif total du bruit du survol d’un
hélicoptère, appelé niveau effectif de bruit perçu (EPNL),
Annexe 16 Protection de l’environnement
sera égal à la somme algébrique de la valeur maximale du
niveau de bruit perçu corrigé pour les sons purs (PNLTM) et
de la correction de durée D, soit
EPNL = PNLTM + D
où PNLTM et D sont calculés conformément aux méthodes
indiquées en 4.2, 4.3, 4.4 et 4.5.
5.
COMMUNICATION
DES DONNÉES
AUX SERVICES DE CERTIFICATION
5.1. Généralités
5.1.1 Les données représentant les mesures physiques
ou les corrections de ces mesures physiques seront
enregistrées sous une forme permanente et jointes au
dossier.
5.1.2 Toutes les corrections devront être agréées par les
services de certification. En particulier, il est nécessaire de
rendre compte des corrections apportées aux mesures pour
tenir compte des écarts de réponse de l’équipement.
5.1.3 Des estimations des erreurs propres à chacune des
opérations effectuées pour obtenir les données finales seront
communiquées, selon les besoins.
5.2. Communication
des données
5.2.1 Les niveaux de pression acoustique mesurés et
corrigés seront présentés sous formé de niveaux par bande
de tiers d’octave obtenus avec un équipement conforme aux
normes spécifiées à la Section 3 du présent Appendice.
5.2.2 On indiquera le type d’équipement utilisé pour les
mesures et l’analyse des performances acoustiques de
l’hélicoptère et des données météorologiques.
5.2.3 Les
données
atmosphériques
ambiantes,
mesurées immédiatement avant, après ou pendant la
période d’essai au point central de mesure prescrit en 2.2.3
seront indiquées
a) température de l’air et humidité relative;
b) vitesses maximale, minimale et moyenne et direction
correspondante du vent;
c) pression atmosphérique.
5.2.4 La topographie locale sera décrite, ainsi que la
végétation
et tout ce qui pourrait
influer
sur les
enregistrements.
5.2.5 Les renseignements ci-après sur l’hélicoptère
seront indiqués
a) type, modèle et numéro de série du (ou des)
hélicoptère(s),
du (ou des) moteur(s) et du (ou des)
rotor(s);
b) toute modification ou équipement facultatif qui
pourrait influer sur les caractéristiques acoustiques de
l’hélicoptère;
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
c) masse maximale au décollage et masse maximale à
l’atterrissage certifiées;
d) vitesse indiquée exprimée en km/h (noeuds) et
vitesse de rotation du rotor exprimée en nombre de
tours par minute pour chaque démonstration;
e) paramètres de performances de moteur pour chaque
démonstration;
f) hauteur de l’hélicoptère au-dessus du sol et vitesse-sol de
l’hélicoptère pour chaque démonstration.
5.3. Communication
des conditions de référence
de la certification
acoustique
5.3.1 Si les conditions d’essai du paragraphe 7.1.1 ne
sont pas remplies, les
données
de position
et de
performances de l’hélicoptère et les mesures de bruit seront
ramenées aux conditions de référence pour la certification
acoustique spécifiées à la 2ème Partie, Chapitre 8, 8.6, du
présent volume. Ces conditions, y compris les paramètres,
les procédures et la configuration de référence, seront
communiquées.
5.4. Validité des résultats
5.4.1 Trois valeurs moyennes de l’EPNL et leurs
intervalles de confiance à 90% seront déterminées à partir
des résultats des essais, chacune de ces valeurs étant la
moyenne arithmétique des mesures acoustiques corrigées de
tous les essais
valides au point de mesure approprié
(décollage, approche ou survol). Pour chaque essai, la
moyenne des données du point de référence de la trajectoire
de vol et des deux autres points de mesure du bruit associés
au système microphonique sera prise comme moyenne
unique.
5.4.2
L’échantillon acceptable pour chacun des trois
points de référence sous trajectoire de vol est de six mesures.
L’échantillonnage doit être suffisamment grand pour établir
statistiquement pour chacun
des
trois niveaux
de
certification acoustique moyens un intervalle de confiance à
90% n’excédant pas ± 1,5 EPNdB. Aucun résultat d’essai ne
sera écarté du calcul de la moyenne, sauf indication contraire
des services de certification.
5.4.3 Les valeurs moyennes de l’EPNL obtenues par le
processus ci-dessus seront utilisées pour comparer les
performances
acoustiques de l’hélicoptère aux critères de
certification acoustique.
6. NOMENCLATURE
6.1. Symboles et unités
6.1.1 Les symboles et les unités
sont ceux
de
l’Appendice 2, 6.1 avec l’exception suivante
Supprimer
A2
degré Deuxième
angle de
montée à
régime
constant.
δ
degré Angle de réduction de poussée.
Volume I
6.2. Points d’ideotification et paramètres
de la trajectoire de vol
6.2.1. Généralités
Position/
Paramètre
Description
K
Point de mesure du bruit.
Kr
Point de mesure de référence.
Q
Point
de
la
trajectoire
de
vol
mesuré
correspondant au PNLTM apparent au point K
(voir 9.3.2).
Qr
Point de la trajectoire de vol corrigée
correspondant au PNLTM au point Kr (voir
9.3.2).
V
Vitesse-sol d’essai de l’hélicoptère.
V
Vitesse-sol de référence de l’hélicoptère.
VH
Vitesse maximale en vol en palier à une
puissance
ne dépassant
pas la puissance
maximale continue.
VN E
Vitesse à ne jamais dépasser.
Vy
Vitesse correspondant à la vitesse verticale de
montée optimale.
6.2.2. Décollage (voir Figure 4.1)
Position
Description
Début de la trajectoire de décollage pour la
certification acoustique.
B
Début du passage en montée.
C
Début de la montée en régime stabilisé.
F
Fin de la trajectoire de décollage pour la
certification acoustique.
K1
Point de référence de la trajectoire de décollage.
K1’,K1"
Points de mesure du bruit associés (dans le
dispositif à 3 microphones).
M
Fin de la projection au sol de trajectoire de
décollage pour la certification acoustique.
N
Projection au sol du point où la montée est
amorcée.
T
Début de la trajectoire de décollage pour la
certification acoustique, projection au sol du
point A.
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N° 2
Appendice 4
6.2.3.
Survol (voir Figure 4-2)
Position
Description
D
Début de la trajectoire de survol pour la
certification acoustique.
E
Fin de la
trajectoire
de survol
pour
la
certification acoustique.
K2
Point de référence de la trajectoire de survol.
K2’, K2" Points de mesure du bruit associés (dans le
dispositif à 3 microphones).
R
Début de la projection au sol de la trajectoire de
survol pour la certification acoustique.
S
Fin de la projection au sol de la trajectoire de
survol pour la certification acoustique.
6.2.4. Approche (voir Figure 4-3)
Position
Description
G
Début de la trajectoire d’approche pour la
certification acoustique.
H
Point
de
la
trajectoire
d’approche
situé
directement à la verticale du point de référence
de la trajectoire d’approche.
I
Fin de la trajectoire d’approche
pour la
certification acoustique.
J
Toucher des roues.
K3
Point de référence de la trajectoire d’approche.
K3’, K3" Points de mesure du bruit associés (dans le
dispositif à 3 microphones).
O
Intersection de la trajectoire d’approche et du
plan du sol.
P
Début de la projection au sol de la trajectoire
d’approche pour la certification acoustique.
U
Projection au sol du point où est amorcé
l’arrondi.
6.3. Distances
de la trajectoire
de vol
Distance
Unité
Signification
NK1
mètres Distance de mesure au décollage. Distance
entre le début de la montée et le point de
référence de la trajectoire de décollage.
TM
mètres Longueur de route au décollage. Distance
sur laquelle la position de l’hélicoptère
doit être enregistrée.
* On peut se procurer cette norme à l’Organisation internationale de
Normalisation,
1, rue de Varembé. Genève (Suisse).
Annexe 16
Protection de l’environnement
K2W
mètres Hauteur de l’hélicoptère au survol. Hauteur
(pieds) de l’hélicoptère au-dessus du point de
référence au survol.
RS
mètres
Longueur de route au survol. Distance sur
laquelle la position de l’hélicoptère doit
être enregistrée.
K3H
mètres Hauteur
de l’hélicoptère à l’approche.
(pieds) Hauteur de l’hélicoptère au-dessus du
point de référence à l’approche.
OK3
mètres Distance de mesure à l’approche. Distance
entre
l’intersection
de la
trajectoire
d’approche et du plan du sol et le point de
référence de la trajectoire d’approche.
PU
mètres Longueur de route à l’approche. Distance
sur laquelle la position de l’hélicoptère
doit être enregistrée.
QK
mètres Trajet mesuré du bruit. Distance entre la
position Q mesurée de l’hélicoptère et le
point K de mesure du bruit.
QrKr
mètres Trajet de référence du bruit Distance entre
la position Qr de référence de l’hélicoptère
à la position Kr de référence de mesure du
bruit.
7. FORMULATION MATHÉMATIQUE
DES TABLES DE BRUYANCE
7.1 La relation entre le niveau de pression acoustique et la
bruyance perçue est donnée dans le Tableau 2-1 et illustrée
sur la Figure 2-6 de l’Appendice 2. La forme mathématique
de cette relation est donnée dans la Section 7 et dans le
Tableau 2-4 de l’Appendice 2.
8. ATTÉNUATION DU SON DANS L’AIR
8.1
L’atténuation
atmosphérique du son sera déterminée
selon les méthodes de la norme ISO 3891
1978(F).*
9. AJUSTEMENT DES RÉSULTATS
DES ESSAIS EN VOL
9.1. Généralités
9.1.1 Il ne sera pas nécessaire d’ajuster les conditions
d’essai en fonction des conditions de référence si les
conditions d’essai ci-après sont respectées
a) l’hélicoptère ne s’écartera pas de ± 10 m (33 pieds)
verticalement et ± 10 degrés par rapport au zénith de la
trajectoire de référence pendant le temps qu’il faudra
pour obtenir une diminution de 10 dB;
b) la vitesse aérodynamique de l’hélicoptère ne s’écartera
pas de la vitesse de référence appropriée à la démons-
tration en vol (c’est-à-dire Vy, 0,9VH) de plus de
±5 noeuds pendant le temps qu’il faudra pour obtenir
une diminution de 10 dB: en ce qui concerne le survol,
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
la différence moyenne entre la vitesse aérodynamique
d’essai et la vitesse aérodynamique de référence (voir
Chapitre 8, 8.6.3.1)
ne dépassera
pas 4 km/h
(2,2 noeuds).
c) la masse de l’hélicoptère utilisé pour l’essai ne sera pas
inférieure à 90% et ne pourra pas dépasser 105% de la
masse maximale certifiée applicable;
d) la température ambiante pendant la durée de l’essai
restera entre 10°C et 35°C à 10 m (33 pieds)
au-dessus du sol;
e) l’humidité relative pendant la durée de l’essai restera
entre 60% et 90% à 10 m (33 pieds) au-dessus du sol; et
f) la vitesse de rotation du rotor ne s’écartera pas de la
vitesse normale d’utilisation de plus de ± 1% pendant
le temps nécessaire pour obtenir une diminution de
10 dB.
9.1.2 S’il n’y a pas conformité aux conditions d’essai
du paragraphe 9.1.1 a) à e) ci-inclus, il faudra corriger les
données de mesure du bruit au moyen des méthodes de la
présente section. Pour que l’essai soit agréé, la conformité
à la condition d’essai de 9.1.1 f) est obligatoire.
Note 1. Même lorsqu’il y a conformité aux conditions
d’essai de 9.1.1, le
postulant peut choisir d’ajuster les données de
mesure du bruit au moyen des méthodes de la présente section.
Note 2. Des différences entre les procédures et(ou) les
conditions de vol de référence et d’essai peuvent avoir pour
résultat des différences dans
a) la trajectoire de vol et la vitesse de l’hélicoptère par rapport
au point de référence de la trajectoire de vol;
b) l’atténuation du son dans l’atmosphère;
c} les paramètres qui affectent les mécanismes de produc-
tion du bruit (par exemple, la vitesse de rotation du
rotor et la vitesse aérodynamique de l’hélicoptère).
9.1.3 Pour ajuster les valeurs du bruit mesuré, il faut
utiliser les méthodes
prescrites en 9.3 et 9.4 pour les
différences
dans
a) l’atténuation du bruit le long de la trajectoire en
fonction de l’inverse du carré de la distance et
l’atténuation atmosphérique;
b) la durée du bruit, en fonction de la distance et de la
vitesse
de l’hélicoptère par rapport au point de
référence de la trajectoire de vol.
Note 1. Étant donné la contrainte imposée au régime du
rotor aux essais en 9.1.1 f) et en 9.1.2, il n’est pas nécessaire de
faire
des ajustements à la source du bruit pour tenir compte des
différences entre les conditions d’essai et les conditions de
référence.
Toutefois, des méthodes analogues à celles de
l’Appendice
2, 9.3.4, peuvent être utilisées.
Note 2.
Le paragraphe 8.8.2 du Chapitre 8 de la 2ème
Partie du présent volume impose des limites maximales aux
ajustements
qui peuvent être faits pour ramener les procédures et
les conditions d’essai aux procédures et aux conditions de
référence.
Volume I
9.2. Profils
de vol
Note. Les profils de vol dans les conditions d’essai sont
définis par leur géométrie par rapport au sol ainsi que par la
vitesse correspondante de l’hélicoptère.
9.2.1.
Profil de décollage
Note.
La figure 4-1 illustre un profil de décollage typique.
a) L’hélicoptère est d’abord stabilisé en vol en palier à la
vitesse optimale de montée V y, au point A et continue
jusqu’au
point B où la puissance de décollage est
appliquée
et là, une montée en régime stabilisé est
amorcée.
Ce régime est atteint au point C, et la
montée
en régime stabilisé se poursuit jusqu’au
point F, qui marque la fin de la trajectoire de décollage
pour la certification acoustique.
b) Le point K 1 est le point de référence de la trajectoire de
décollage et NK1 représente la distance entre le point où la
montée en régime stabilisé est amorcée et le point de
référence de la trajectoire de décollage. Les points K1’
etK1" sont les points de mesure du bruit associés situés sur
une perpendiculaire à la projection de la trajectoire de
décollage TM et à une distance spécifiée de cette dernière.
c) La distance TM est la distance sur laquelle la position de
l’hélicoptère est mesurée et synchronisée avec les mesures
du bruit (voir 2.3.2 du présent Appendice).
9.2.2.
Profil de survol
Note.
La Figure 4-2 illustre un profil de survol typique.
a) L’hélicoptère est stabilisé en vol en palier au point D et
passe par le point W, à la verticale du point de référence de
la trajectoire de vol jusqu’au point E, qui marque la fin de
la trajectoire de survol pour la certification acoustique.
b) Le point K 2 est le point de référence de la trajectoire
de survol et K2 W est la hauteur de l’hélicoptère à la
verticale
du point de référence de la trajectoire de
survol.
Les points K 2’ et K 2 " sont les points de
mesure du bruit associes situés sur une perpendiculaire
à la projection de la trajectoire de survol RS et à la
distance spécifiée par rapport à cette dernière.
c) La distance RS est la distance sur laquelle la position de
l’hélicoptère est mesurée et synchronisée avec les mesures
du bruit (voir le paragraphe 2.3.2 du présent Appendice),
9.2.3. Profil d’approche
Note. La Figure 4-3 illustre un profil d’approche typique.
a) L’hélicoptère est stabilisé tout d’abord à l’angle de la
trajectoire
d’approche spécifié au point G et passe par les
poins H et I pour atteindre finalement le point de toucher
des roues.
b) Le point K 3 est le point de référence de la trajectoire
d’approche
et K3H représente la hauteur de l’hélicoptère à
la verticale du point de référence de la trajectoire
d’approche. Les point K 3’ et K 3" sont les points de mesure
du bruit associés situés sur une perpendiculaire à la
projection de la trajectoire d’approche PU et à la distance
spécifièe par rapport à cette dernière.
21/11/85
N° 2
Appendice 4
9.3.2 Les valeurs ajustées de SPLir seront converties en
PNLTr et un terme d’ajustement est calculé comme suit
∆1 = PNLTr PNLT
9.3.3 ∆1 sera ajouté algébriquement à l’EPNL calculé à
partir des valeurs mesurées.
9.3.4 Si, pendant un vol de certification, plusieurs
valeurs de crête PNLT sont observées comme étant à moins
de 2 dB du PNLTM, la marche à suivre définie en 9.3.1,
9.3.2 et 9.3.3 sera appliquée à chaque valeur de crête et le
terme correctif calculé sera ajouté à chaque crête pour
obtenir les valeurs ajustées correspondantes des crêtes de
PNLT. Si certaines de ces valeurs de crête dépassent celle qui
correspond à l’instant du PNLTM, la valeur maximale d’un
tel dépassement sera ajoutée comme un ajustement
supplémentaire à l’EPNL calculé à partir des valeurs
mesurées.
9.4. Ajustements de l’effet de durée
9.4.1 Lorsque les trajectoires de vol mesurées et(ou) les
vitesses
au sol dans les conditions d’essai diffèrent des
trajectoires de vol de référence et(ou) des vitesses au sol
dans les conditions de référence, les ajustements
de durée
seront applicables aux valeurs de l’EPNL calculé à partir de
Annexe 16 Protection de l’environnement
valeurs mesurées. Ces ajustements
seront calculés comme il
est décrit ci-dessous.
9.4.2
En se référant à la trajectoire de vol illustrée à la
Figure 4-4, le terme d’ajustement sera calculé comme suit
∆2 =
-7,5 log (QK/Q rKr) + 10 log (V/Vr)
qui représente l’ajustement à additionner algébriquement à
l’EPNL calculé à partir des valeurs mesurées.
9.5.
Correction du bruit à la source
En ce qui concerne le survol, si la moyenne de la vitesse
aérodynamique d’essai s’écarte de plus de 4 km/h (2,2 noeuds)
de la vitesse aérodynamique de référence (voir Chapitre 8,
8.6.3.1), un ajustement du bruit à la source pour une vitesse
du vent égale à zéro sera appliqué
pour tenir compte de la
différence entre la vitesse aérodynamique de l’hélicoptère
pendant l’essai, d’une part, et la vitesse aérodynamique de
référence, d’autre part. Cet ajustement sera déterminé à partir
des données du constructeur approuvées par le service de
certification.
Note. Cet ajustement devrait être fondé sur une courbe
de sensibilité de l’EPNL en fonction de la vitesse aérody-
namique, obtenue à partir des survols exécutés à différentes
vitesses aérodynamiques proches de la vitesse aérodynamique
de référence.
21/11/85
N° 2
APPENDICE
SURVEILLANCE
DU BRUIT DES AÉRONEFS
AUX AERODROMES ET DANS LEUR VOISINAGE
Note. Voir 3ème Partie
1. Introduction
Note 1. La mise en service d’avions à réaction ainsi que
l’accroissement
général de la circulation aérienne ont suscité un
intérêt international pour le bruit produit par les aéronefs. Pour
faciliter
la collaboration internationale en vue de la solution des
problèmes
liés au bruit des aéronefs, il est souhaitable de
recommander une méthode de surveillance du bruit des aéronefs
aux aérodromes et au voisinage des aérodromes.
Note 2. Dans
le présent
Appendice, on entend par
surveillance
la mesure régulière des niveaux de bruit produit par
les aéronefs dans le cadre de l’activité d’un aérodrome. La
surveillance
implique habituellement un grand nombre de
mesures à effectuer chaque jour, dont on pourra obtenir une
indication immédiate sur le niveau de bruit.
Note 3. Le présent Appendice spécifie l’appareillage de
mesure à utiliser pour mesurer les niveaux de bruit produit par les
aéronefs
dans le cadre de l’activité d’un aérodrome. Les niveaux
de bruit mesurés conformément à cet Appendice constituent des
approximations
du niveau de bruit perçu (PNL) exprimé en
PNdB, calculées par la méthode décrite en 4.2 de l’Appendice 1.
1.1 On devrait effectuer la surveillance du bruit des
aéronefs soit au moyen d’un équipement mobile, n’utilisant
souvent qu’un sonomètre, soit avec un équipement installé
de
façon permanente comprenant
un ou plusieurs
microphones avec amplificateurs placés en différents points
du terrain et un système de transmission de données reliant
les microphones à une installation centrale d’enregis-
trement. Le présent Appendice décrit principalement cette
dernière méthode, mais les spécifications
devraient aussi
être respectées, dans la mesure où elles sont applicables,
lorsqu’on utilise un équipement mobile.
2.
Définitions
2.1. Surveillance
des aéronefs
2.1.1 Mesure habituelle des niveaux de bruit produit
par les aéronefs aux aérodromes et au voisinage des
aérodromes,
dans le but de surveiller l’application des
procédures d’atténuation du bruit et de vérifier l’efficacité
de ces procédures.
* Ce document a été publié pour la première fois en 1965 par le Bureau
central de la Commission électrotechnique internationale, 1, rue de
Varembé, Genève (Suisse).
** Le réseau de pondération A est décrit dans la recommandation CEI n° 179.
3. Appareillage de mesure
3.1 L’appareillage de mesure devrait se composer d’un
appareil enregistreur portatif à lecture directe, ou d’un
appareillage placé en une ou plusieurs positions différentes
sur le terrain et relié par radio ou par fil (par exemple, ligne
téléphonique, etc.) à un système central d’enregistrement.
3.2 Les caractéristiques de l’appareillage installé sur le
terrain, y compris le système de transmission, devraient être
conformes à la recommandation CEI n° 179*, «Sonomètres
de précision», mais l’on devrait appliquer une pondération
de fréquence égale à l’inverse de la courbe de 40 noys (voir
Figure 5-1). Le Tableau 5-1 fournit une valeur approchée, à
un décibel près, correspondant à l’inverse de la courbe de 40
noys pour une fréquence de 1 000 Hz. La réponse de
fréquence
de l’élément de pondération de l’appareillage
devrait se maintenir à l’intérieur de limites de tolérance de
±0,5 dB. Lorsqu’un tel réseau de pondération est intégré à
un instrument à lecture directe, la relation entre le signal
acoustique à l’entrée dans le microphone et la lecture du
sonomètre devrait suivre l’inverse de la courbe de 40 noys
avec les mêmes tolérances que celles qui sont spécifiées pour
la courbe de pondération C dans la recommandation CEI
n° 179*. Les mesures obtenues au moyen de l’appareillage
décrit ci-dessus fournissent, après y avoir ajouté 7 dB, des
valeurs qui constituent des approximations des niveaux de
bruit perçu en PNdB.
3.3
On
peut
obtenir
une
autre
méthode
de
détermination des approximations des niveaux de bruit
perçu en mesurant le bruit au moyen d’un sonomètre
incorporant le réseau de pondération A** et en ajoutant une
correction K comprise habituellement entre 9 dB et 14 dB
selon le spectre en fréquence du bruit. On doit indiquer,
dans le compte rendu des résultats, la valeur de K et la
méthode utilisée pour la détermination de cette valeur.
3.4
L’installation sur le
terrain des microphones
destinés à la surveillance du bruit des aéronefs devrait
prévoir une protection convenable des microphones contre
la pluie, la neige et autres conditions atmosphériques
défavorables. On devrait appliquer aux données mesurées
une correction appropriée pour la perte d’insertion, en
fonction de la fréquence et des conditions météorologiques,
résultant des écrans ou perte d’insertion, en fonction de la
fréquence et des conditions météorologiques, résultant des
écrans ou autres enceintes protectrices.
Note. Lorsqu’il est nécessaire de réaliser un enregistrement
du bruit dans le temps, cet enregistrement peut s’obtenir en
utilisant un enregistreur magnétique, un enregistreur graphique
de niveaux ou tout autre appareillage approprié.
26/11/81
ANNEXE 16 - VOLUME I
SUPPLÉMENTS À L’ANNEXE 16 VOLUME I
SUPPLÉMENT A.ÉQUATIONS POUR LE CALCUL DES NIVEAUX DE BRUIT
EN FONCTION DE LA MASSE AU DÉCOLLAGE
Note. Voir 2.4.1, 2.4.2,
3.4.1,
5.4.1 et 8.4.1 de la 2ème Partie
1. CONDITIONS
DÉCRITES AU CHAPITRE
2, 2.4.1
M = masse maximale au
décollage (tonnes)
Niveau de bruit latéral
91,83 + 6,64 log M
(EPNdB)
Limite de bruit à
91,83 + 6,64 log M
l’approche (EPNdB)
Limite de bruit au survol
(EPNdB)
67,56 + 16,61 log M
2. CONDITIONS DÉCRITES AU CHAPITRE
2, 2.4.2
M = masse maximale au
décollage (tonnes)
48.3
66.72
133.45
Limite de bruit latéral
(EPNdB) tous avions
83,87 + 8,51 log M
Limite de bruit à l’approche
89,03 + 7,75 log M
(EPNdB) tous avions
Limites
2 moteurs
70,62 + 13,29 log M
de bruit
3 moteurs
67,56 + 16,61 log M
73,62 + 13,29 log M
au survol
(EPNdB)
4 moteurs
67,56 + 16,61 log M
74,62 + 13,29 log M
ANNEXE 16
VOLUME I
26/11/81
Annexe 16
Protection de l’environnement
Volume I
3.
CONDITIONS
DÉCRITES AU CHAPITRE
3, 3.4.1
M = masse maximale au
décollage (tonnes)
20,2
28,6
48,1
Limite de bruit latéral
80,87 + 8,51 log M
(EPNdB) tous avions
Limite de bruit à l’approche
86,03 + 7,75 log M
(EPNdB) tous avions
1 ou 2
66,65 + 13,29 log M
moteurs
Limites
69,65 + 13,29 log M
de bruit
3 moteurs
au survol
4 moteurs
71,65 + 13,29 log M
et plus
4.
CONDITIONS DÉCRITES AU CHAPITRE
5, 5.4.1
M = masse maximale au
décollage (tonnes)
34,0
358,9
384,7
Niveau de bruit latéral
(EPNdB)
85,83 + 6,64 log M
Limite de bruit à l’approche
87,83 + 6,64 log M
(EPNdB)
Limite de bruit au survol
(EPNdB)
63,56 + 16,61 log M
21/11/85
N° 2
Supplément A
Annexe 16
Protection de l’environnement
5.
CONDITIONS
DÉCRITES AU CHAPITRE
8, 8.4.1
M = masse maximale au
décollage (tonnes)
0,788
Limite de bruit latéral
90,03 + 9,97 log M
(EPNdB)
Limite de bruit à l’approche
91,03 + 9,97 log M
(EPNdB)
Limite de bruit au survol
89,03 + 9,97 log M
(EPNdB)
21/11/85
N° 2
SUPPLÉMENT B. ÉLÉMENTS INDICATIFS SUR L’EMPLOI DE PROCÉDURES
ÉQUIVALENTES POUR LA CERTIFICATION ACOUSTIQUE DES
AVIONS SUBSONIQUES
Voir le paragraphe 2.1 des Appendices 1 et 2
1.
INTRODUCTION
1.1
Les renseignements ci-après sont fournis, à titre
indicatif,
à l’intention de services de certification des États et
concernent l’emploi de procédures équivalentes pour la
certification
acoustique des avions subsoniques selon les
spécifications de la présente Annexe.
1.2
Il incombe aux services de certification d’approuver
ou non l’emploi d’une procédure équivaleme. L’établis-
sement de l’équivalence doit être fondé sur l’examen de tous
les faits pertinents qui se rapportent à la demande de
certification.
1.3
L’approbation de l’emploi de procédures équiva-
lentes peut être demandée
par un postulant
pour de
nombreux motifs, notamment
a) afin de pouvoir
utiliser les données d’essai de
certification acquises antérieurement
pour le type
d’avion considéré;
b) pour permettre et encourager une démonstration plus
fiable de faibles différences de niveau de bruit entre
des versions dérivées d’un même type d’avion;
c) afin
de
réduire
au
minimum
les
coûts
de
démonstration de la conformité aux spécifications de
la présente Annexe en limitant le plus possible la
durée des essais, l’utilisation de l’aérodrome et les
coûts en personnel et en matériel
4 Le texte présenté dans la Section 2 du présent
Supplément est destiné à montrer l’expérience acquise à ce
jour dans l’application de procédures équivalentes. Les
exemples decrivent,
d’un point de vue qualitatif. des
procedures equivalentes qui sont au moins égales aux
specifications
de la présente
Annexe et qui ont été
approuvees par les services de certification d’au moins un
Etat membre en
tent que
procédures répondant
aux
spécifications
de cenification acoustique.
1.5
Les éléments qui figurent dans la Section 2 sont
destines seulement à servir de guide sur le plan technique.
Les références a des exemples d’équivalences approuvées
antérieurement n’impliquent pas que celles-ci représentent
les seules équivalences acceptables et leur présentation ne
traduit pas non plus une limitation quelconque dans leur
application pas plus qu’elle n’implique
l’obligation de
continuer à utiliser ces équivalences.
1.6
La Section 2 est destinée à être complétée selon les
besoins
pour tenir compte de l’expérience acquise dans
l’application de procédures équivalentes approuvées.
2.
PROCÉDURES ÉQUIVALENTES
2.1
Les procédures qui sont équivalentes aux procédures
de référence de la présente Annexe se répartissent
dans cinq
catégories générales
a) procédures d’essai en vol;
b) essai statique des installations moteur/fuseau moteur;
c) détermination analytique des niveaux de bruit d’avion
au moyen des données de base disponibles, aérodyna-
miques et acoustiques,
pour un avion certifié;
d) méthodes d’évaluation;
e) corrections d’environnement d’essai.
2.2
Procédures d’essai en vol
2.2.1 On a utilisé des procédures d’interception de la
trajectoire de vol au lieu des décollages et/ou
des
atterrissages avec départ arrêté ou arrêt total à l’arrivée afin
de répondre aux spécifications de démonstration associées à
la
certification
acoustique.
L’emploi
de
procedures
d’interception élimine la nécessité d’exécuter des décollages
et des atterrissages en conditions réelles (avec masse totale
élevée) et réduit substantiellement la durée de la période
d’essai nécessaire. Les problèmes de choix du site sont
réduits et la diminution de la durée des essais accroît la
probabilité de rencontrer des conditions météorologiques
stables pendant les essais. L’usure de l’avion, la charge de
travail
du pilote et la consommation de carburant sont
réduites. On peut obtenir une plus grande uniformité et une
meilleure
qualité
des
données
acoustiques. Pour
le
décollage,
l’avion est utilisé à une
altitude constante
jusqu’au montent où il atteint une position qui lui permet de
suivre (d’intercepter) le profil de vol qui aurait été obtenu si
un décollage normal avait été effectué.
Pour l’approche,
l’avion suit les procedures normales jusqu’à ce que l’on ne
discerne plus aucune variation dans les valeurs de bruit, puis
il exécute
une remise des gaz au lieu de poursuivre
l’atterrissage. L’avion est stabilisé du point de vue de la
vitesse et de la puissance sur la trajectoire de vol sur une
distance qui correspond au moins à des niveaux de bruit de
10 dB au-dessous du PNLT maximal obtenu aux points de
mesure pendant la démonstration.
2.2.2
Des survols (autres que des montées initiales et
des descentes normales) ont servi à répondre à deux
objectifs d’équivalence, à savoir
a) Obtenir des données acoustiques pour une large
gamme
d’altitudes et
de régimes
moteur;
ce
renseignement
permet
la mise
au
point
des
21/11/85
ANNEXE 16
VOLUME I
N° 2
Supplément B
caractéristiques acoustiques généralisées qui sont
nécessaires pour la certification d’une «famille»
d’avions semblables. Les mesures de bruit au survol
dans des conditions de vol en palier, de montée ou de
descente, sont généralement obtenues au cours des
essais de certification acoustique et les données qui en
résultent fournissent une série de caractéristiques
acoustiques généralisées applicables à la fois à l’avion
mis à l’essai et à ses dérivés. Ces données généralisées
sont utilisées pour la certification des
versions
dérivées du type d’avion et peuvent l’être soit en
combinaison
avec un essai en vol limité
supplé-
mentaire, soit pour compléter des démonstrations
analytiques
de conformité.
b) Les ajustements de niveau de bruit, déterminés par
comparaison des données d’essai au survol pour
différentes configurations ont été utilisés pour établir
les niveaux de certification acoustique d’une version
récemment dérivée. Les ajustements de bruit sont
ajoutés ou soustraits par rapport aux niveaux certifiés
pour un avion dérivé antérieur, ou pour l’avion de
base. On utilise généralement la certification par
ajustements au moyen de survols pour démontrer
l’effet des modifications de conception d’un avion qui
influent principalement sur les caractéristiques
du
bruit à la source d’une manière qui ne peut être établie
avec certitude au moyen
d’une analyse ou de
procédures d’essai statique. Les exemples à cet égard
portent notamment sur des modifications majeures de
conception du moteur et de sa nacelle.
2.2.3
Pour la détermination du niveau de bruit latéral,
des procédures équivalentes faisant appel à deux microphones
situés symétriquement de part et d’autre de la trajectoire de
décollage se sont révélées rapides et économiques. Cette
disposition évite bien des difficultés que pose l’utilisation de
la méthode plus classique à plusieurs rangées de microphones.
Ces procédures consistent à faire voler l’avion d’essai à une
(ou plusieurs) hauteurs spécifiées au-dessus d’un point situé à
égale distance des deux microphones. Les paragraphes ci-après
décrivent les procédures applicables aux avions lourds à
hélices (2.2.3.1) et aux avions à réaction (2.2.3.2) étant donné
que la répartition du bruit latéral de ces avions présente des
différences caractéristiques.
2.2.3.1
Dans le cas des avions lourds à hélices, pour
lesquels la propagation du bruit des hélices est asymétrique,
des mesures ont montré que le niveau de bruit latéral aux fins
de certification peut être obtenu en faisant voler l’avion à
différentes hauteurs au-dessus d’une route qui passe à égale
distance des deux microphones et qui coupe à angle droit la
ligne joignant ceux-ci. L’intersection de la route de cette ligne
est définie comme point de référence.
Le bruit latéral est déterminé en faisant voler l’avion au-
dessus du point de référence situé à mi-chemin entre les deux
microphones installés à 450 m ou 650 m* de part et d’autre de
la trajectoire de vol. Au cours de la montée, l’avion utilise le
régime de décollage, ainsi que les vitesses et configurations
décrites en 5.6.2.1 c) et d) du Chapitre 5 et il fait plusieurs
passages à différentes hauteurs. La gamme de hauteurs choisie
doit être suffisamment
large pour que l’intervalle de confiance
à 90% ne dépasse pas ± 1,5 dB comme le demande l’Annexe.
Annexe 16
Protection de l’environnement
Le niveau de bruit latéral est obtenu en établissant le niveau
maximum de la courbe des moyennes arithmétiques de niveau
de bruit (EPNL) tracée en fonction de la hauteur de l’avion
au-dessus du point de référence.
2.2.3.2
Pour les avions à réaction, qui ne présentent pas
cette asymétrie prononcée, les résultats des mesures du bruit
latéral ont montré que, pour différents avions à turbo-
réacteurs montés sous les ailes ou à l’arrière du fuselage, le
bruit latéral maximal se produit lorsque l’avion se trouve à
environ 300 m (985 pieds) ou 435 m* (1 425 pieds) de hauteur
au décollage. Compte tenu de cette constatation, la procédure
équivalente ci-après est jugée acceptable
a) pour les avions relevant du Chapitre 3 ou du Chapitre 2
de la présente Annexe, on utilise deux microphones
placés symétriquement de part et d’autre de la trajec-
toire de l’avion, à 450 m ou à 650 m* de celle-ci;
b) la hauteur de l’avion lorsqu’il passe au droit des micro-
phones devrait être de 300 m (985 pieds) ou 435 m*
(1 425 pieds) et ne pas s’écarter de plus de
+100
+305
m ( -150 pieds) de cette hauteur optimale;
c) pour le vol de démonstration, l’avion devrait utiliser la
puissance maximale au décollage, ainsi que la configu-
ration et la vitesse décrites en 3.6.2.1 a), 3.6.2.1 d),
2.6.1.2 et 2.6.1.3;
d) le niveau de bruit mesuré devrait être rapporté aux
conditions du jour de référence, tant en ce qui concerne
les conditions atmosphériques que les conditions
d’utilisation de l’avion;
e) afin de tenir compte des effets d’asymétrie éventuels
dans les mesures du bruit, les niveaux de bruit latéral
communiqués pour démontrer la conformité aux limites
spécifiées au Chapitre 3 ou au Chapitre 2 de la présente
Annexe,
selon le cas, devraient être la moyenne
arithmétique
des niveaux de bruit corrigés enregistrés
aux deux points de mesure latéraux et devraient être
déterminés avec un intervalle de confiance à 90%
n’excédant pas ± 1,5 dB, comme il est spécifié dans
l’Annexe.
2.3.
Procédures d’essai statique au sol
2.3.1 L’essai
statique
au
sol de
configurations
moteur/fuseau moteur a été utilisé pour déterminer l’effet
des modifications de conception sur les niveaux de bruit.
Parmi
les
modifications
représentatives,
citons
la
modification des aubes de soufflante, des bandes de
frottement de soufflante, des aubes de guidage de sortie de
soufflante, des contours de fuseau moteur, et de la nature du
revêtement acoustique. Les essais de bruit statique au sol
sont particulièrement utiles lorsque la variation de bruit est
inférieure à celle qui peut être identifiée avec certitude au
moyen de mesures du bruit à l’essai en vol ou pour la
démonstration de l’absence d’incidence acoustique résultant
de la modification de conception. En fait, dans certains cas,
l’essai statique peut être la seule méthode permettant de
* Valeurs applicables aux avions qui relèvent du Chapitre 2.
99A
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
démontrer l’incidence acoustique de modifications mineures
de conception. Les ajustements de niveau de bruit déterminé
à la suite de l’essai statique sont appliqués, le cas échéant,
aux niveaux de bruit d’une version d’avion précédemment
certifiée.
2.3.2
Les caractéristiques
d’émission acoustique des
principales sources de bruit des avions à turboréacteurs et des
avions
à hélices sont très différentes,
suivant qu’il s’agit
d’essais statiques ou en vol. Les effets en vol, encore très mal
connus, dépendent de plusieurs paramètres tels que type de
moteur, installation sur l’avion. Il n’existe pas à ce jour de
méthode universelle de transposition statique-vol. Les consé-
quences acoustiques de toute modification
de conception ou
de la mise en place d’un dispositif atténuateur ne peuvent donc
pas se déduire simplement d’un essai statique.
2.4. Procédures analytiques
2.4.1 Les procédures équivalentes de type analytique
sont fondées sur les données de performances et données
acoustiques disponibles pour le type d’avion considéré. Des
rapports généralisés entre le bruit et la poussée, et des
procédures de correction pour les changements
de vitesse et
d’altitude, conformes aux méthodes de l’Appendice 1 ou 2,
sont combinés avec les données de performances de l’avion
certifié afin de déterminer les modifications
de niveau de
bruit qui résultent des modifications de conception du type
d’avion. Ces ajustements
de niveau de bruit sont alors
appliqués aux niveaux de bruit démontrés pour une version
certifiée antérieurement.
2.4.2
Des certifications utilisant des procédures ana-
lytiques ont été approuvées pour des modifications de
conception de type qui se traduisent par des différences
prévisibles de niveaux de bruit, notamment
a) augmentation ou diminution de la masse par rapport à
la masse certifiée à l’origine, aussi bien pour le
décollage que pour l’approche;
b) augmentation
ou diminution
de la poussée des
moteurs pour des moteurs semblables sur le plan
acoustique;
c) modifications de configuration de l’avion, des moteurs
et des
nacelles, de caractère
généralement
peu
important, comprenant des modèles d’avions dérivés
avec des modifications dans la longueur du fuselage, la
configuration des volets et l’installation des moteurs;
d) légères modifications de conception de la cellule
susceptibles d’affecter indirectement les niveaux de
bruit par suite d’une incidence sur les performances de
l’avion (par exemple, augmentation de la traînée). On
a utilisé des modifications
des caractéristiques de
performances de l’avion, résultant d’une analyse ou
d’essais aérodynamiques, pour démontrer la manière
dont ces modifications affectent les niveaux de bruit
démontrés de l’avion.
Volume I
2.5.
Méthodes d’évaluation
2.5.1 Identification des pseudo-sons purs : L’application
d’un facteur de correction pour les sons purs est exigée pour
les sons purs ou les irrégularités spectrales qui existent dans
la source de bruit de l’avion. Des irrégularités spectrales se
produisent dans les spectres mesurés, par suite des effets
d’interférence causés par la réflexion du son sur la surface
du sol. Il y a lieu d’identifier ces effets d’interférence afin
que les facteurs de correction pour les sons purs ne soient
pas appliqués à des caractéristiques spectrales qui ne sont pas
liées à la source de bruit de l’avion. Comme il est spécifié
dans
l’Appendice 2, l’analyse par bande étroite
est
recommandée comme procédure permettant d’identifier ces
«pseudo-sons purs». Il existe d’autres méthodes d’iden-
tification des pseudo-sons purs dont l’emploi aux fins de
certification a été approuvé et, notamment
a) analyse fréquentielle des irrégularités spectrales au
survol; les fréquences observées des sources de bruit
d’avions
diminuent continuellement au cours du
survol par suite de l’effet Doppler; les fréquences du
spectre liées aux phénomènes de réflexion décroissent
avant le point correspondant à la verticale acoustique
de l’avion et elles augmentent après ce point. Ces
caractéristiques divergentes peuvent être utilisées
pour assurer la distinction entre le bruit à la source et
les effets de réflexion;
b) comparaison des mesures provenant du microphone
placé à 1,2 m avec les données correspondantes
émanant d’un microphone
placé à proximité et
effleurant
une
surface
dure
réfléchissante
le
microphone ainsi monté élimine
les irrégularités
d’interférence dans la gamme de basses fréquences
des spectres mesurés et, lorsqu’une comparaison est
effectuée entre les deux séries de données, il est
possible de séparer les sons purs associés à la source de
bruit de l’avion des pseudo-sons purs éventuellement
présents.
2.5.2
Mesures aux points autres que les points de
référence : Dans certains cas, les points de mesure d’essais
peuvent différer des points de mesure de référence spécifiés
aux paragraphes 2.3.1 et 3.3.1 des Chapitres 2 et 3 de la 2ème
Partie. En
pareil cas,
un
postulant peut
demander
l’approbation des données qui ont
été corrigées en
rapportant les mesures réelles aux conditions de référence.
Cette demande peut être faite pour les raisons suivantes
a) pour permettre l’emploi d’un emplacement de mesure
qui soit plus proche de la trajectoire de vol de l’avion
afin d’améliorer la qualité des données par l’obtention
d’un rapport signal-bruit plus élevé;
b) pour permettre l’emploi d’une base de données de
certification existantes, approuvées, pour un modèle
type d’avion, lors de la certification d’un dérivé de ce
modèle, lorsque l’avion dérivé doit être certifié dans
des
conditions
de
référence qui
diffèrent
des
conditions de référence utilisées pour la certification
du type original;
c) pour permettre au postulant d’utiliser des empla-
cements de mesure d’essai qui se prêtent mieux aux
mesures du bruit.
21/11/85
99B
N" 2
Supplément B
Des postulants ont été autorisés à employer des données
provenant de points autres que les points de mesure de
référence, à condition que les données mesurées soient
corrigées pour les conditions de référence conformément
aux principes généraux
et aux spécifications de 9 de
l’Appendice 1 ou de l’Appendice 2.
2.6.
Corrections d’environnement d’essai
2.6.1
Les conditions atmosphériques spécifiées en 2.2.2
b), c), d) et e) de l’Appendice 2 obligent à mesurer les profils
de température et d’humidité relative de l’air ambiant pendant
les essais de certification acoustique, afin d’assurer que les
températures,
les humidités
relatives et les coefficients
correspondants d’absorption sonore par l’atmosphère ne
sortent pas des limites spécifiées sur l’ensemble du trajet du
bruit entre le sol et l’avion.
Habituellement, les mesures du
profil sont enregistrées à l’aide d’un ballon, d’un avion doté
d’instruments ou par une autre méthode analogue au cours des
essais en vol, de manière à garantir que les critères sont bien
observés.
Au gré de l’autorité de certification
a) les mesures de profil de la température et de l’humidité
relative de l’air ambiant peuvent être exécutées au
moyen d’instruments installés sur l’avion d’essai, et elles
peuvent être jugées suffisantes pour déterminer la
conformité aux critères spécifiés en 2.2.2 b), c), d) et e);
b) lorsqu’il n’est pas nécessaire de subdiviser l’atmosphère
en couches, les atténuations
équivalentes du son dans
chaque
bande de tiers d’octave devraient être déter-
minées
en prenant
la
moyenne des
coefficients
d’absorption
atmosphérique pour
chacune de ces
Annexe 16 Protection de l’environnement
bandes à la hauteur de 10 m (33 pieds) au-dessus du sol
et au niveau de vol de l’avion d’essai au moment de
chaque mesure de PNLTM;
c) quand les dispositions de 2.2.2 e) exigent une subdi-
vision de l’atmosphère en sections (couches), l’atmos-
phère entre l’avion et le microphone devrait être
subdivisée en couches d’égale épaisseur. L’épaisseur des
couches devrait
être
déterminée
par
l’épaisseur
minimale donnant une variation de 1 dB/100
m du
coefficient d’absorption atmosphérique de la bande de
tiers d’octave à 3 150 Hz sur une partie quelconque du
trajet de propagation du bruit, en prenant
pour
l’épaisseur de couche une valeur de 30 m au minimum.
La moyenne des valeurs du coefficient d’absorption
atmosphérique au sommet et à la base de chaque couche
devrait être utilisée
pour caractériser les propriétés
d’absorption
de la couche.
3.
Extension de la base de données
Les niveaux de bruit équivalents aux fins de la certification
sont établis à partir d’une base de données existante par la
méthode suivante
Il n’est pas nécessaire que les niveaux de bruit des avions
appartenant à une même famille soient obtenus à partir de
mesures portant exclusivement sur la configuration qui fait
l’objet de la demande de certification; ils peuvent être
déterminés par interpolation à partir d’un ensemble de
données acoustiques couvrant les modèles actuels et futurs de
la même famille. Cet ensemble de données peut être défini par
des mesures convenablement réparties, le nombre de ces
mesures n’étant pas inférieur à six pour chacune des trois
catégories
(bruit au décollage, bruit à l’approche et bruit
latéral).
99C
21/11/85
N° 2
SUPPLÉMENT C
PRINCIPES DIRECTEURS POUR LA CERTIFICATION ACOUSTIQUE
DES ADACS À HÉLICES
Note. Voir Chapitre 7, 2ème Partie
Note 1. Dans les principes directeurs ci-dessous, les adacs
sont les avions qui, lorsqu’ils sont utilisés en mode de décollage et
atterrissage
courts, conformément aux spécifications applicables
de navigabilité, exigent une longueur de piste (sans prolongement
d’arrêt ni prolongement dégagé) inférieure ou égale à 610 m à la
masse maximale de cerlificalion de navigabilité.
Note 2. Les principes directeurs ci-dessous ne sont pas
applicables
aux aéronefs qui peuvent décoller et atterrir
verticalement.
1.
APPLICATION
1.1
Les principes directeurs ci-dessous doivent
être
appliqués à tous les avions à hélices de plus de 5 700 kg de
masse maximale certifiée au décollage, prévus pour opérer
en mode de décollage et atterrissage courts (adac), exigeant
une longueur de piste* compatible avec les exigences pour
une distance de décollage et d’atterrissage inférieure à 610 m
à la masse maximale de certification de navigabilité, et pour
lesquels le premier certificat individuel de navigabilité a été
délivré depuis le 1er janvier 1976.
2.
MESURE
D’ÉVALUATION DU BRUIT
2.1
La mesure d’évaluation du bruit devrait être le
niveau effectif de bruit perçu exprimé en EPNdB, comme
l’indique l’Appendice 2 au présent volume de l’Annexe.
2.
POINTS DE RÉFÉRENCE DE
MESURE DU BRUIT
3.1 L’avion, lors des essais effectués
conformément
aux procédures d’essais en vol spécifiées en 6, ne doit pas
excéder les niveaux de bruit spécifiés en 4 aux points de
référence ci-après
a) Point de référence du bruit latéral : point situé sur une
parallèle à l’axe de piste à 300 m de cet axe ou de son
prolongement, où le niveau de bruit au décollage ou à
l’atterrissage est maximal, l’aéronef étant utilisé en
mode adac;
b) Point de référence du bruit de survol au décollage : point
situé sur le prolongement de l’axe de piste, à 1 500 m
du début du roulement au décollage; et
* Sans prolongement d’arrêl ni prolongement dégagé.
c) Point de référence du bruit à l’approche : point situé sur
le prolongement de l’axe de piste, à 900 m du seuil de
piste.
4.
NIVEAUX
MAXIMAUX DE BRUIT
4.1 Les niveaux maximaux de bruit en l’un quelconque
des points de référence, déterminés conformément à la
méthode d’évaluation du bruit exposée à l’Appendice 2, ne
devraient pas dépasser 96 EPNdB pour les avions dont la
masse maximale de certification est inférieure ou égale à
17 000 kg
(37 480
livres),
cette
limite
augmentant
linéairement avec le logarithme de la masse à raison de 2
EPNdB chaque fois que la masse est doublée dans le cas des
avions
dont la masse maximale de certification dépasse
17 000 kg.
5.
COMPENSATIONS
5.1
Si les niveaux de bruit en un ou deux points de
mesure dépassent les niveaux maximaux
a) la somme des dépassements éventuels ne doit pas
dépasser 4 EPNdB;
b) le dépassement éventuel en un point donné ne doit pas
dépasser 3 EPNdB; et
c) les dépassements
éventuels
doivent être compensés
aux autres points par une réduction équivalente.
6.
PROCÉDURES D’ESSAI
6.1
La procédure de référence de décollage devrait être
la suivante
a) l’avion devrait être à la masse maximale au décollage
pour laquelle la certification acoustique est demandée;
b) la vitesse de rotation de l’hélice et(ou) le régime
moteur (RPM) et la puissance affichée prévue pour le
décollage en mode adac devraient être utilisés;
c) pendant
tout l’essai de certification acoustique au
décollage, la vitesse, le taux de montée, l’assiette de
l’avion et sa configuration devraient être ceux que le
manuel de vol spécifie pour le décollage en mode adac.
26/11/81
ANNEXE 16
VOLUME I
Supplément D
devrait se faire avec un appareil étalon produisant une
pression acoustique d’amplitude constante connue, à
une ou plusieurs des fréquences centrales des bandes
de tiers d’octave spécifiées dans le document de
référence n° 11, dans la gamme de 45 à 11 200 Hz.
Toute correction barométrique nécessaire devrait être
apportée. Les appareils d’étalonnage utilisés devraient
avoir une précision de l’ordre de ± 0,5 dB et leur
étalonnage devrait être conforme aux documents de
référence n°6 à n°9 (voir 4.6).
d) Chaque bande magnétique devrait avoir une réponse
et un bruit de fond comparables à ceux de la bande
d’étalonnage. Au début de chaque bobine, une onde
sinusoïdale
d’amplitude
constante
devrait
être
enregistrée afin de pouvoir comparer la sensibilité à la
pression acoustique sur les diverses bandes. La
fréquence de cette onde sinusoïdale devrait se situer
dans la même gamme de fréquences que celle qui est
utilisée pour
vérifier la sensibilité
à la pression
acoustique. On peut se servir à cet effet d’un dispositif
séparé produisant une tension d’insertion ou d’un
appareil étalon acoustique. Au cas où ce dernier serait
utilisé, il faudrait «l’asseoir» soigneusement et faire
les corrections nécessaires en fonction de la pression
ambiante, de façon à éliminer les effets de la pression
sur sa propre réponse et sur celle du microphone.
e) Il faudrait
vérifier
à
intervalles
rapprochés
les
enregistreurs
magnétiques alimentés
par piles ou
accumulateurs pour s’assurer du bon état de la source
d’alimentation.
Les enregistreurs ne devraient pas être
déplacés en cours d’enregistrement, à moins qu’il n’ait
été démontré que ces déplacements n’influent pas sur
leurs caractéristiques.
4.3.2.3.3
Dispositif de réduction des données. Ce dispositif
devrait être étalonné par des signaux électriques d’amplitude
connue, émis sur une série de fréquences discrètes, ou par
des signaux à large bande couvrant la gamme de fréquences
de 45 Hz à 11 200 Hz.
4.3.2.4
Réduction des données
4.3.2.4.1 Le système de réduction des données de la
Figure 1 devrait fournir des niveaux de pression acoustique
pour des bandes de tiers d’octave ou d’une octave. Les filtres
des analyseurs devraient être conformes aux spécifications
du document de référence n° 12 (Classe II pour les filtres à
bande d’une octave et Classe III pour les filtres à bande de
tiers d’octave). La résolution d’amplitude de l’analyseur ne
devrait pas être inférieure à 0,5 dB; la plage dynamique
devrait être d’au moins 50 dB entre la déviation maximale de
l’analyse et la valeur quadratique moyenne du bruit résiduel
de ce dispositif dans la bande d’octave ayant le bruit résiduel
le plus élevé. La réponse d’amplitude sur l’étendue de
l’intervalle
supérieur de 40 dB devrait être
linéaire à
± 0,5 dB près.
4.3.2.4.2
La
moyenne
des
valeurs
quadratiques
moyennes de la pression acoustique devrait être déterminée
en fonction du temps en intégrant, à intervalles d’au moins 8
secondes, le carré du signal de sortie des filtres relatifs aux
bandes de fréquences. Ces données devraient être corrigées
pour toutes les erreurs connues ou prévisibles, par exemple
les écarts de la coube de réponse du système en fonction des
fréquences par rapport à une courbe de réponse linéaire.
Annexe 16
Protection de l’environntment
4.3.2.5
Ensemble du système
4.3.2.5.1
En plus des
spécifications
relatives aux
dispositifs composants,
les courbes
de fréquence
de
l’ensemble du système de saisie et de réduction des données
devraient être linéaires à ± 3 dB près sur la plage de
fréquences allant de 45 Hz à 11 200 Hz. A l’intérieur de cette
plage, la pente de la courbe ne devrait pas être supérieure à
5 dB par octave.
4.3.2.5.2
La résolution d’amplitude devrait être d’au
moins 1,0 dB. La gamme dynamique devrait être d’au moins
45 dB entre la lecture maximale de l’échelle et la valeur
quadratique moyenne du bruit résiduel du système dans la
bande de fréquences ayant le bruit résiduel le plus élevé. La
réponse d’amplitude devrait être linéaire à ± 0,5 dB près sur
l’étendue de l’intervalle supérieur de 35 dB pour chacune
des bandes de fréquences.
4.3.3.
Instruments météorologiques
La vitesse du vent devrait être mesurée avec un appareil
dont le domaine de mesure-s’étend au moins de 0 à 28 km/h
(0 à 15 noeuds) avec une précision minimale de ±2 km/h
(±1 noeud). La mesure de la température devrail être faite
avec un instrument dont l’échelle s’étend au minimum de 0 à
40 °C avec une précision minimale de ±0,5 °C. L’humidité
relative devrait être mesurée avec un dispositif dont l’échelle
s’étend de 0 à 100% et dont la précision minimale est de ±5%.
Pour
la pression
atmosphérique,
il faudrait
utiliser
un
baromètre ayant une plage d’au moins 800 à 1 100 hPa (800
à 1 100 mb) avec une précision minimale de ± 3 hPa ( ± 3 mb).
4.4.
Méthode d’essai
4.4.1.
Conditions d’essai
4.4.1.1 Les mesures de l’ambiance sonore devraient
être faites en nombre suffisant pour caractériser tous les
points de mesure et pour fournir des données de correction à
appliquer le cas échéant aux valeurs acoustiques mesurées
des GAP (voir 4.4.4).
4.4.1.2
Le GAP installé devrait être conforme aux
niveaux de bruit spécifiés en 3.1 sous des charges type
inférieures ou égales aux charges imposées par la génératrice
électrique et les appareils de climatisation, ainsi que par tous
les équipements associés, dans les conditions normales de
fonctionnement continu à leur régime maximal au sol.
Note.
La mesure du bruit d’un groupe auxiliaire de
puissance d’un modèle particulier installé à bord d’un aéronef
d’un type déterminé ne doit pas être considérée comme
représentative des caractéristiques de ce même groupe lorsqu’il
est installé à bord d’avions d’autres types, non plus que de celles
d’autres modèles de GAP installés à bord d’aéronefs du même
type.
4.4.2.
Points de mesure
4.4.2.1 Sauf indication contraire, les mesures de bruit
devraient être faites avec des microphones placés à 1,6 m
± 0,025 m (5,25 pieds ± 1pouce) au-dessus du sol ou de la
surface où peuvent éventuellement se tenir les passagers ou
le personnel d’avitaillement-service, le diaphragme des
microphones étant orienté vers le haut, parallèlement au sol.
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
Volume I
FIGURE D-2. RECTANGLE DES POINTS D´OBSERVATION
POUR LA MESURE DU BRUIT
21/11/85
N° 2
Supplément D
4.4.2.2 Les mesures devraient
être
effectuées
aux
emplacements suivants
a) Portes
de soute
Les
mesures
effectuées
à
l’emplacement de chaque porte de la soute devraient
être effectuées porte ouverte et l’aéronef étant dans la
position qu’il occupe normalement pour les opérations
d’avitaillement-service. Ces mesures devraient être
effectuées au centre de l’ouverture, dans le plan du
revêtement du fuselage.
b) Portes de cabine de passagers : Les mesures effectuées à
l’emplacement de chaque porte de la cabine de
passagers devraient être effectuées porte ouverte sur
l’axe vertical de l’ouverture, dans le plan
du
revêtement du fuselage.
c) Postes d’avitaillement-service : Les mesures devraient
être
effectuées
à tous les postes d’avitaillement-
service où se tiennent normalement les personnes qui
s’occupent de ces opérations. Ces postes devraient être
déterminés
conformément
aux
manuels
agréés
d’exploitation et de service.
d) Points
d’observation : Les
points
d’observation
devraient être choisis sur les côtés d’un rectangle ayant
pour centre
l’aéronef
d’essai (voir
Figure
D-2).
L’espacement entre les points de mesure ne devrait pas
être supérieur
à 10 m pour les gros aéronefs. Cet
espacement peut être réduit dans le cas de petits
aéronefs
ou
pour
tenir
compte
de
conditions
particulières.
4.4.3.
Points de mesures météorologiques
Les données météorologiques devraient être mesurées en
un point du terrain d’essai situé à l’intérieur de la grille des
emplacements de microphones (Figure D-2), mais au vent
par rapport à l’aéronef et à 1,6 m (5,25 pieds) au-dessus du
sol.
4.4.4.
Présentation des données
4.4.4.1
Les niveaux sonores pondérés «A» devraient
être calculés en appliquant des corrections de pondération
des fréquences tirées des normes sur les sonomètres de
précision (document de référence n° 10 aux niveaux de
pression sonore dans les bandes d’une octave ou de tiers
d’octave. Les niveaux de pression des bandes d’une octave
peuvent
être
calculés
en
additionnant
les
moyennes
quadratiques des pressions acoustiques des bandes de tiers
d’octave appropriées. Les niveaux globaux de pression
acoustique devraient être calculés
en additionnant
les
moyennes quadratiques des pressions acoustiques dans les
24 bandes de tiers d’octave, ou les 8 bandes d’une octave,
comprises dans l’intervalle de 45 Hz à 11 200 Hz.
4.4.4.2
Les niveaux globaux de pression acoustique, les
niveaux sonores pondérés «A» et les données des bandes de
tiers d’octave ou d’une octave devraient être présentés,
arrondis
au plus proche décibel (dB), sous forme tabulaire,
avec des représentations graphiques complémentaires, le cas
échéant. Les niveaux de pression acoustique devraient être
corrigés en cas de besoin pour tenir compte du bruit ambiant
de niveau élevé. En revanche, les corrections ne sont pas
nécessaires si le niveau de pression acoustique dépasse d’au
Annexe 16
Protection de l’environnement
moins 10 dB celui du bruit ambiant. Pour les niveaux de
pression acoustique qui dépassent de 3 à 10 dB le niveau du
bruit ambiant, les valeurs mesurées devraient être corrigées du
bruit ambiant par soustraction logarithmique des niveaux. Si
les niveaux de pression acoustique ne dépassent pas de 3 dB le
niveau du bruit ambiant, les valeurs mesurées pourront être
ajustées au moyen d’une méthode agréée par les Services de
certification.
4.4.4.3
Les
données acoustiques
n’ont pas à être
normalisées pour tenir compte des pertes par l’absorption
atmosphérique. Les résultats des essais devraient
être
communiqués
dans les conditions météorologiques réelles,
enregistrées le jour de l’essai.
4.5.
Communication
des données
4.5.1.
Données d’identification
a) Emplacement, date et heure de l’essai.
b) Nom du constructeur et modèle du GAP et des
équipements de bord associés.
c) Type,
modèle
et
numéro
d’immatriculation de
l’aéronef et nom de l’avionneur.
d) Vues en plan et en élévation, selon le cas, du contour
de l’aéronef indiquant
l’emplacement du GAP, y
compris
les orifices
d’entrée et
de sortie
des
équipements associés et de tous les points de mesure
acoustique.
4.5.2.
Description de l’emplacement
choisi pour l’essai
a) Type et emplacement des surfaces au sol.
b) Emplacement et
nombre
de
toutes les
surfaces
réfléchissantes au-dessus
du niveau du sol, par
exemple bâtiments ou autres aéronefs qu’il y aurait eu
lieu de prendre en compte malgré les précautions
indiquées en 4.2.2.
4.5.3.
Données météorologiques
(Conditions pour chaque essai )
a) Vitesse du vent, en km/h (ou en noeuds) et direction
du vent, en degrés, par rapport à l’axe de l’aéronef
(0° à l’avant).
b) Température ambiante en degrés Celsius.
c) Humidité relative, en pourcentage.
d) Pression barométrique en hPa (mb).
4.5.4.
Données opérationnelles
(Conditions pour chaque essai )
a) Nombre et emplacement des systèmes de climatisation
en fonctionnement.
21/11/85
N° 2
Annexe 16
Protection de l’environnement
b) Vitesse(s) de rotation
de l’arbre
du GAP,
en
tours/minute ou en
pourcentage
de la vitesse
nominale.
c) Vitesse nominale de rotation de l’arbre du GAP, en
tours/minute.
d) Charge sur l’arbre du GAP en KW, puissance et/ou
puissance électrique de sortie en kVA.
e) Charge pneumatique en kg/min fournie par les GAP à
tous les dispositifs pneumatiques de l’aéronef au cours
de l’essai (calculée si nécessaire).
f) Température des gaz d’échappement du GAP, en
degrés Celsius à l’emplacement spécifié dans le
manuel d’exploitation agréé de l’aéronef.
g) Mode d’utilisation du système
de climatisation,
refroidissement ou chauffage.
h) Température
des
conduits
distributeurs
d’air
conditionné, en degrés Celsius.
i) Événements survenus au cours de l’essai qui auraient
pu influer sur les mesures.
4.5.5.
Instruments
a) Description
sommaire
(y compris
le nom
du
constructeur,
le type ou le numéro du modèle) des
instruments de mesure acoustique et météorologique
b) Description
sommaire
(y
compris
le
nom
du
constructeur et le type ou le numéro du modèle) des
systèmes d’acquisition et de traitement des données.
4.5.6.
Données acoustiques
a) Bruit ambiant.
b) Données
acoustiques
spécifiées
en
4.4.4,
avec
description
de
l’emplacement des
microphones
correspondants.
c) Liste
des
normes
appliquées,
description
et
justification de tout écart par rapport à ces normes.
4.6.
Références
Normes connexes pour les instruments et les méthodes de
mesure
1. Vocabulaire électrotechnique international, 2ème édition,
Publication CEI 50(08) (1960).
2. Acoustique Fréquence d’accord normale, ISO-16.
Volume I
3. Expression de l’intensité physique et subjective d’un son ou
d’un bruit. ISO-131 (1959).
4. Acoustique Grandeurs normales de référence pour les
niveaux acoustiques, ISO DIS 1638.2.
5. Acoustique Guide pour
le mesurage du bruit
et
l’évaluation de ses effets sur l’homme, ISO-2204 (1973).
6. Méthode de précision pour l’étalonnage en pression des
microphones étalons à condensateur d’un pouce par la
technique de la réciprocité. Publication CEI 327 (1971).
7. Méthode de précision pour l’étalonnage en champ libre des
microphones
étalons à condensateur d’un pouce pur la
technique de la réciprocité. Publication CEI 486 (1974).
8. Valeurs des différences entre les niveaux d’efficacité en
champ libre et en pression des microphones étalons à
condensateur d’un pouce, Publication CEI 655 (1979).
9. Méthode simplifiée pour l’étalonnage en pression des
microphones étalons à condensateur d’un pouce par la
technique de la réciprocité. Publication CEI 402 (1972).
10. Recommandations de la CEI
Sonomètres, Commission
électrotechnique internationale, Publication 651 (1979)
11. Recommandations de l’ISO Fréquences normales pour
les mesures acoustiques. Organisation internationale de
Normalisation, ISO/R266-1962(E).
12. Recommandations de la CEI
Filtres de bandes d’octave,
de demi-octave et de tiers d’octave destinés à l’analyse des
bruits et des vibrations, Commission électrotechnique
internationale, Publication 225 (1966).
Note.
Les textes et les spécifications de ces publications.
sous leur forme amendée font l’objet de références dans le présent
supplément.
Les publications de la CEI peuvent être obtenues à
l’addresse suivante
Bureau central de la Commission
électrotechnique internationale
I, rue de Varembé
Genève, Suisse
Les publications de l’ISO peuvent être
obtenues
à
l’adresse suivante
Organisation internationale de
Normalisation
1, rue de Varembé
Genève, Suisse
ou auprès des organismes nationaux membres de l’ISO.
21/11/85
N° 2
SUPPLÉMENT
F. PROJET DE MÉTHODES DE PONDÉRATION DES INDICES
D’EXPOSITION TOTALE AU BRUIT EN FONCTION
DE FACTEURS QUOTIDIENS ET SAISONNIERS*
Note. Voir Appendice 6, 2
L’indice d’exposition totale au bruit, pondéré selon le cas
en fonction de facteurs quotidiens ou saisonniers, se calcule
par la méthode 1, étant entendu que, si les conditions
existant dans la soirée sont jugées importantes, on peut
utiliser la méthode 2 et que, si l’on juge nécessaire de faire
entrer les conditions locales en ligne de compte, on peut
aménager les heures de référence des périodes quotidiennes
spécifiées.
Méthode 1 : Indice pondéré d’exposition totale au bruit
comprenant un facteur quotidien et saisonnier à deux
périodes (jour/nuit) (WECPNL (2)
Niveau pondéré de
bruit perçu continu équivalent).
ECPNLD (2) = ECPNL de jour (avec facteur à deux
périodes) 0700
2200 heures
ECPNLN (2) = ECPNL de nuit (avec facteur à deux
périodes) 2200
0700 heures
S = ajustement saisonnier
= -5dB pour les mois au cours desquels la température
est normalement égale ou supérieure à 20°C pendant
moins de 100 heures
= 0dB pour les mois au cours desquels la température est
normalement égale ou supérieure à 20°C pendant plus
de 100 heures mais égale ou supérieure à 25,6°C
pendant moins de 100 heures
= +5dB pour les mois au cours desquels la température
est normalement égale ou supérieure à 25,6°C pendant
plus de 100 heures.
* Ces méthodes complètent celles qui sont spécifiées à l’Appendice 6.
Méthode 2 : Indice pondéré d’exposition totale au bruit
incorporant un facteur
quotidien et saisonnier à trois
périodes (jour/soirée/nuit) [WECPNL (3)].
ECPNLD (3) = ECPNL de jour (avec facteur à trois
périodes) 0700
1900 heures
ECPNLE
= ECPNL au cours de la soirée 1900
heures
ECPNLN (3) = ECPNL de nuit (avec facteur à trois
périodes) 2200
0700 heures.
S : Voir méthode 1.
Pour obtenir un indice pondéré moyen annuel de bruit
perçu continu, il convient de faire la moyenne des WECPNL
pour les diverses saisons.
ANNEXE 16
VOLUME I
21/11/85
N° 2
SUPPLÉMENT G.
ÉLÉMENTS INDICATIFS SUR LA MÉTHODE À
UTILISER POUR ÉLIMINER LES EFFETS DU BRUIT AMBIANT
SUR LA MESURE DU BRUIT DES AVIONS
(Note. Voir 3.5.6 de l’Appendice 2)
1.
INTRODUCTION
1.1 Les éléments indicatifs ci-après, qui s’adressent aux
services de certification des États, concernent la méthode à
utiliser pour éliminer les effets du bruit ambiant sur la mesure
du bruit des avions.
1.2 Cette méthode n’est pas la seule qui puisse être
utilisée, et dans certains cas des modifications peuvent y être
apportées, mais l’approbation de son utilisation dans sa forme
actuelle ou modifiée demeure de la compétence du service de
certification.
2.
MÉTHODE DE CORRECTION
Les niveaux de pression acoustique émis pai les avions dans
l’intervalle entre les instants qui correspondent à une atté-
nuation de 10 dB devraient dépasser les niveaux moyens de
bruit ambiant déterminés ci-dessus d’au moins 3 dB dans
chaque bande de tiers d’octave, ou être corrigés par la
méthode ci-après ou une méthode analogue.
1) Distinction entre le bruit «avant détection» et le bruit
«après détection»
a) on appelle bruit «avant détection» un bruit dont
l’énergie s’ajoute à celle du bruit enregistré, par
exemple le bruit de fond extérieur;
b) on appelle bruit «après détection» un bruit qui ne
s’ajoute pas au signal enregistré mais qui le masque,
comme celui qui serait produit par la «fenêtre» de
niveau inférieur de l’analyseur de signal.
2) Sur la plage de fréquences du bruit «avant détection»,
on soustrait l’énergie du bruit de fond de celle du bruit
analysé
a) à la fréquence de 630 Hz et aux fréquences infé-
rieures, si le niveau du bruit analysé ne s’écarte pas
de plus de 3 dB du niveau du bruit de fond «avant
détection» (bande «masquée»), le bruit corrigé de
l’avion est considéré comme égal au niveau du bruit
de fond «avant détection». Si le niveau du bruit
analysé est inférieur au niveau du bruit de fond,
aucune correction n’est appliquée;
b) aux fréquences supérieures à 630 Hz, si le niveau du
bruit analysé ne s’écarte pas de plus de 3 dB du
niveau de bruit «avant détection», ce niveau est aussi
considéré comme «masqué» et il est corrigé comme
il est indiqué en 4), 5) et 6).
3) Les autres bandes qui tombent à l’intérieur de la plage
de fréquences du bruit de fond «après détection» ne
sont pas corrigées, à moins qu’elles ne dépassent pas de
plus de 3 dB le bruit «après détection», auquel cas elles
sont considérées comme «masquées».
4) Le spectre «brut» est normalisé
en fonction des
conditions
du jour de référence (25 °C, 70% RH) et
d’une distance de 60 m à partir de la source.
5) Pour les bandes haute fréquence «masquées» à 60 m on
applique une extrapolation linéaire à partir de la bande
de fréquence non masquée immédiatement inférieure en
admettant une pente de 0 dB par tiers d’octave, ou une
pente plus grande dérivée des résultats des mesures.
6) Le spectre normalisé est ensuite reconverti en fonction
des
distances
et
des
conditions
atmosphériques
«mesurées».
Note.
Si les bandes «masquées» avant ou après
détection
se
trouvent entre
deux
bandes
«non
masquées», aucune correction n’est appliquée.
2.2
La procédure suivante s’applique aux résultats des
mesures si plus de sept bandes de tiers d’octave consécutives
sont masquées pendant une période de mesure.
1) Des corrections
par interpolation
temporelle
sont
appliquées
aux fréquences supérieures à 630 Hz en
tenant compte de la distance de propagation (divergence
sphérique et atténuation atmosphérique), à partir de la
première (approche) ou de la dernière (éloignement)
mesure non masquée du niveau de pression acoustique
dans la bande de tiers d’octave qui doit être corrigée.
On suppose que les caractéristiques de la source dans
chaque bande de fréquence masquée sont
a) directionnelles, lorsque les résultats d’essai du
postulant justifient cette hypothèse;
b) omnidirectionnelles dans le cas contraire.
- FIN
21/11/85
ANNEXE 16 VOLUME I
N° 2
Imprimerie de la Cour Victor Buck, s. à r. l., Luxembourg