CH713630A1 - Lärmpegel-Simulationsverfahren sowie computerlesbares Medium und System dafür. - Google Patents

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Errechnen eines Lärmpegels, der von einer Schallquelle, insbesondere einem Flugzeug, das sich bezogen auf den wenigstens einen Empfangspunkt (R) entlang einer definierten Bahnkurve (116) bewegt, erzeugt wird, für wenigstens einen Empfangspunkt (R), wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst: Bereitstellen eines Schallausbreitungsmodells für einen Luftraum, der sich zwischen dem wenigstens einen Empfangspunkt und der wenigstens einer erwarteten Bahnkurve (115), entlang welcher die Schallquelle sich bezogen auf den Empfangspunkt voraussichtlich bewegt, erstreckt; Errechnen des Lärmpegels durch Eingeben der definierten Bahnkurve (116) in das Schallausbreitungsmodell und Berechnen einer Schallausbreitung zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einen Empfangspunkt (R) für jeden einer Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten (114), die entlang der definierten Bahnkurve angeordnet sind. Weiterhin betrifft die vorliegende Erfindung ein computerlesbares Medium, das computerlesbare Anweisungen enthält, um einem Computersystem zu ermöglichen, ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung durchzuführen. Abschliessend betrifft die vorliegende Erfindung ein Computersystem, das ausgelegt ist, um ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung durchzuführen.

Description

Beschreibung [0001] Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Errechnen eines Lärmpegels, der von einer Schallquelle, insbesondere einem Flugzeug, das sich bezogen auf den wenigstens einen Empfangspunkt entlang einer definierten Bahnkurve bewegt, erzeugt wird, für wenigstens einen Empfangspunkt. Weiterhin betrifft die vorliegende Erfindung ein computerlesbares Medium, das computerlesbare Anweisungen enthält. Abschliessend betrifft die vorliegende Erfindung ein Computersystem.

HINTERGRUND DER ERFINDUNG [0002] Unter den gegenwärtig bestehenden Umständen in dicht besiedelten Gebieten wie beispielsweise Europa unterliegen Verkehrssteuerung und -planung zahlreichen sie beeinflussenden Faktoren. Einer dieser Einflussfaktoren, der eine grosse Bedeutung besitzt und mit zunehmender Sensibilität behandelt wird, sind vom Verkehr verursachte Lärmpegel, wie diese von der Öffentlichkeit in Wohn- und Gewerbegebieten wahrgenommen werden. Insbesondere beim Luftverkehr bestimmen von Flugzeugen als Schallquelle erzeugte Lärmpegel, die in Gebieten in Flughafennähe wahrgenommen werden, die öffentliche Akzeptanz von bereits existierenden oder geplanten Start- oder Landerouten, d.h. Bahnen der Flugzeuge während Starts und Landungen.

[0003] Die Steuerung und Planung solcher Bahnen wird darüber hinaus insbesondere für den Verkehr dadurch verkompliziert, dass die Passagierzahlen pro Jahr stetig zunehmen. Im Jahr 2016 benutzten weltweit ungefähr 3,5 Milliarden Passagiere ein Flugzeug. Schätzungen besagen, dass innerhalb von 20 Jahren, das heisst bis zum Jahr 2036, die Anzahl an Passagieren im Luftverkehr auf etwa 7 Millionen Passagiere pro Jahr ansteigen wird. Damit wird höchstwahrscheinlich auch die Anzahl an Starts und Landungen steigen, da die Passagierzahlen mehr oder weniger proportional zunehmen.

[0004] Aus technischer Sicht sind die Bahnen von Flugzeugen während Starts und Landungen im Allgemeinen statisch abhängig von gewissen individuellen Bedingungen eines jeweiligen Flughafens und seines Umfelds, beispielsweise der Ausrichtung und Länge von Landebahnen, oder geologischen Bedingungen wie Bergen, Hügeln etc. Weiterhin ergibt sich aus technischer Sicht eine dynamische Abhängigkeit der Bahnen aus gewissen zeitlichen Bedingungen wie Witterungsbedingungen und Verkehrslast. Neben diesen technischen Bedingungen müssen die Bahnen gesetzliche Bedingungen einhalten, die durch geographische Parameter wie internationale Grenzen und weitere Begrenzungen, beispielsweise Militärgebiete, sowie zeitliche Parameter wie Nachtflugverbote vorgegeben sind.

[0005] Insbesondere letztere werden hauptsächlich durch zulässige Lärmpegel in der Nähe von Flughäfen auferlegt. Die Diskussion um Flugbahnen, insbesondere Start- und Landungsrouten, erfolgt bereits heute zwischen Flughafenbetreibern und Fluglinien auf der einen Seite und der Öffentlichkeit auf der Gegenseite sehr emotional, wobei Politiker als Drittpartei irgendwo dazwischen stehen. Da der Kurs von Flugzeugen und damit ihre Bahnen mehr oder weniger durch vordefinierte Start- und Landerouten vorgegeben sind und Routen Grenzen zwischen National- und Bundesstaaten überqueren, finden die jeweiligen Diskussionen auf einer internationalen Ebene statt.

[0006] Aufgrund der hohen Emotionalität sind solche Diskussionen und damit auch die Planung und Steuerung der Bahnen mühselig und zeitaufwendig. Die an der Diskussion beteiligten Parteien sind oft nicht in der Lage, Lösungen oder Kompromisse zu finden, da objektive Daten zu Lärmpegeln in betroffenen Wohn- und Gewerbegebieten fehlen.

[0007] Stattdessen erfolgen die Diskussionen auf Grundlage blosser Annahmen und subjektiver Interpretationen möglicher Lärmpegel in Bezug auf Empfangspunkte.

[0008] Eine Versachlichung der Diskussionen ist wünschenswert, um den Entscheidungsfindlingsprozess zu verschlanken und ihn transparenter zu machen, um gerechte Entscheidungen, bei denen sich keine Partei übergangen fühlt, treffen zu können und somit die Planungssicherheit zu erhöhen und Kosten und Aufwand zu sparen.

[0009] Eine Möglichkeit zum Bereitstellen einer Grundlage für objektive Entscheidungen ist die Berechnung von durch Flugzeuge verursachten Lärmpegeln an bestimmten Empfangspunkten. Fluglärmberechnungen nach dem Stand der Technik werden weltweit bereits als essentielle Werkzeuge für Landnutzungsplanung und -Steuerung eingesetzt. Sie ermöglichen das Beurteilen und Optimieren von Lärmminderungsverfahren für eine ruhigere Umgebung. Beide Themen stellen wichtige Elemente des «Ausgewogenen Ansatzes zur Verminderung von Fluglärm» (Balanced Approach to Aircraft Noise) der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation ICAO dar. Das erste Element ist durch herkömmliche Immissionsmodelle, die entwickelt werden, um den Schallpegel am Empfänger zu errechnen, bereits gut etabliert. Zu diesem Zweck werden international harmonisierte Verfahren wie die Publikationen ICAO Doc. 9911 bzw. ECAC Doc. 29 verwendet, es finden jedoch auch nationale Richtlinien wie AZB in Deutschland und nationale Programme wie FLULA2 in der Schweiz Anwendung. Beim letztgenannten Element sind differenziertere Modelle, die die Schallquelle und Ausbreitung separat beschreiben, notwendig, um einzelne Flüge genau zu berechnen. ANOPP, SIMUL und PANAM sind momentan verfügbare Programme, die diese Bedingung erfüllen. Sie alle nutzen ähnliche halbempirische Emissionsmodelle in ihrem Rahmenwerk, um die Hauptquellen eines Flugzeugs zu beschreiben.

[0010] Immissionsmodelle für die Einhaltung gesetzlicher Vorgaben und differenzierte halbempirische Modelle zu wissenschaftlichen Zwecken weisen jedoch bei der Bewertung von Lärmminderungsverfahren Einschränkungen auf. Beispielsweise wird der Einfluss der Geschwindigkeit des Flugzeugs oder seiner Konfiguration auf Schallemission bei der Lärmprognose durch Emissionsmodelle nicht berücksichtigt und fehlt somit bei der Berechnung der jeweiligen Immissionen, was

CH 713 630 A1 eine erhebliche Einschränkung darstellt. Darüber hinaus wird die Akustikbeschreibung auf verallgemeinerte Spektralklassen vereinfacht (Doc. 9911/ Doc. 29) oder an einer Standardatmosphäre festgemacht (FLULA2), was in beiden Fällen die Modellunsicherheit erhöht. Diese Unzulänglichkeiten spielen bei Emissionsmodellen, die Spektren und Richtwirkung jeder Quelle in grosser Detailtiefe prognostizieren, keine Rolle. Diese erfordern jedoch eine sehr detaillierte Eingabe von Geometriedaten sowie physikalischen Flugparametern (z.B. primäre Strahlgeschwindigkeit oder Luftstrommasse) für genaue Prognosen. Ein weiterer Nachteil von Lärmberechnungsprogrammen nach dem Stand der Technik ist die eingeschränkte Zugänglichkeit dieser Programme für andere Nutzer sowie eine sehr eingeschränkte Datenbasis.

KURZDARSTELLUNG [0011] Es ist ein Anliegen der vorliegenden Erfindung, wenigstens einige dieser Nachteile und Unzulänglichkeiten von oben beschriebenen Lärmberechnungsprogrammen nach dem Stand der Technik zu beheben.

[0012] Nach der vorliegenden Erfindung wird dieses Ziel durch die Bereitstellung eines Verfahrens nach Hauptanspruch 1, ein computerlesbares Medium nach Anspruch 41 und ein Computersystem nach Anspruch 42 wenigstens teilweise erreicht.

[0013] Nach der vorliegenden Erfindung werden die oben aufgeführten Ziele insbesondere dadurch erreicht, dass ein Verfahren zum Errechnen für wenigstens einen Empfangspunkt eines Lärmpegels, der von einer Schallquelle, insbesondere einem Flugzeug, das sich bezogen auf den wenigstens einen Empfangspunkt entlang einer definierten Bahnkurve bewegt, erzeugt wird, die folgenden Schritte umfasst:

- Bereitstellen eines Schallausbreitungsmodells für einen Luftraum, der sich zwischen dem wenigstens einen Empfangspunkt und wenigstens einer erwarteten Bahnkurve, entlang welcher die Schallquelle sich bezogen auf den Empfangspunkt voraussichtlich bewegt, erstreckt;

- Errechnen des Lärmpegels durch Eingeben der definierten Bahnkurve in das Schallausbreitungsmodell und Berechnen einer Schallausbreitung zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einen Empfangspunkt für jeden einer Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten, die entlang der definierten Bahnkurve angeordnet sind.

[0014] Bei einem computerlesbaren Medium werden die oben aufgeführten Ziele dadurch, dass das computerlesbare Medium computerlesbare Anweisungen enthält, die es einem Computer ermöglichen, ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung durchzuführen, wenigstens teilweise erreicht.

[0015] Bei einem Computersystem werden die oben aufgeführten Ziele dadurch, dass das Computersystem ausgelegt ist, um ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung durchzuführen, wenigstens teilweise erreicht.

[0016] Diese Lösung bietet gegenüber dem Stand der Technik den Vorteil, dass in einem ersten Schritt für die erwartete Bahnkurve allgemeine Parameter eines Immissionsmodells für die Berechnung eines Lärmpegels an dem wenigstens einen Empfangspunkt mit gewünschten Details eines Emissionsmodells berechnet werden können und Spektren und Richtwirkung der Schallquelle an jedem Punkt der vordefinierten Bahnkurve mit hoher Detailtiefe prognostiziert werden. Weiterhin kann eine Simulation der Schallausbreitung zwischen der Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten entlang der definierten Bahnkurve und dem wenigstens einen Empfangspunkt eine detaillierte akustische Beschreibung der Atmosphäre und geologischer Bedingungen in einer Detailgenauigkeit nutzen, die eine Menge an Rechenleistung erfordert, die ein spontanes Anpassen von Modellparametern aufgrund von relativ langen Berechnungsdauern von z. B. mehreren Stunden oder Tagen nicht ermöglicht.

[0017] Liegt das Schallausbreitungsmodell für den sich zwischen der definierten Bahnkurve und dem wenigstens einen Empfangspunkt erstreckenden Luftraum vor, kann in einem zweiten Schritt eine tatsächliche Schallausbreitung zwischen einer definierten Bahnkurve und dem wenigstens einen Empfangspunkt basierend auf besagtem Schallausbreitungsmodell berechnet werden. Die definierte Bahnkurve kann wenigstens geringfügig von der erwarteten Bahnkurve abweichen. Das Schallausbreitungsmodell für den Luftraum wird jedoch auf die definierte Bahnkurve angewendet, die problemlos verändert und modifiziert werden kann, um gleichzeitig von der gewünschten Detailtiefe der Berechnungen von Schallemission und -immission zu profitieren. Dies ermöglicht eine schnelle Simulation von Lärmpegeln an wenigstens einem Empfangspunkt, der verändert und nahezu unverzüglich oder maximal innerhalb von Minuten und Stunden neu berechnet werden kann.

[0018] Mit anderen Worten wird in einem ersten Schritt basierend auf für die erwartete Bahnkurve geltenden allgemeinen Parametern das Rahmenwerk für Schallausbreitung in einer hinreichend detaillierten Weise berechnet. In einem zweiten Schritt werden zusätzliche Modellparameter wie Feinanpassungen der Bahnkurve eines Fahrzeugs und der Fahrzeugtyp definiert, und die tatsächliche Schallausbreitung zwischen dem entlang der definierten Bahnkurve laufenden Fahrzeug und dem wenigstens einen Empfangspunkt wird innerhalb eines sehr kurzen Zeitrahmens basierend auf dem definierten Rahmenwerk simuliert. Verschiedene Szenarien für Lufträume können für erwartete Bahnen in Reichweite als Vorbereitung für die Simulation eines Lärmpegels, der von verschiedenen Arten von Schallquellen und erwarteten Bahnen erzeugt wird, berechnet werden.

[0019] Somit können einerseits beliebige Planungs- und Steuerungseinrichtungen Lärmpegel für gewisse Empfangspunkte unter verschiedenen Bedingungen, insbesondere unter Verwendung verschiedener definierter Bahnen, schnell simulieren, um eine Route eines Fahrzeugs, z. B. eines Flugzeugs, im Sinn von Lärmimmission zu optimieren. Andererseits

CH 713 630 A1 können jeweilige Simulationen der Öffentlichkeit schnell zur Verfügung gestellt und entsprechend Befürchtungen der Öffentlichkeit in Bezug auf das Ausgesetzt sein gegenüber Lärm geändert werden. Dies unterstützt insbesondere die Versachlichung der Diskussionen zwischen Betreibern, Fluglinien, Politikern und der Öffentlichkeit in Bezug auf Flugzeugrouten und erleichtert somit Planung und Steuerung von Luftverkehr.

[0020] Die erfindungsgemässe Lösung kann durch die nachstehenden weiteren Ausführungsformen, die jeweils für sich vorteilhaft sind, kombiniert und verbessert werden.

[0021] Bei einigen Ausführungsformen wird die Schallausbreitung basierend auf wenigstens einem Schallemissionswert der Schallquelle berechnet. Die Schallemissionswerte können Gesamtschallpegel, Frequenzspektrum und Richtwirkungscharakteristiken einer Schallquelle umfassen. Schallemissionswerte von gewissen Schallquellen können basierend auf backprobagierten Überflugmessungen, die mittels eines neuartigen Trennverfahrens, das während der Modellentwicklung angewendet wird, in Lärm von Flugzeugzelle und Triebwerke getrennt werden, modelliert werden. Somit sind keine komplexen Messungen mit Mikrofonanordnungen notwendig, und das Modell kann auf jeden per Turbofan angetriebenen Flugzeugtyp angewendet werden.

[0022] Bei einigen Ausführungsformen wird der wenigstens eine Schallemissionswert in Abhängigkeit von einem Schallabstrahlungsmuster, das einem Typ der Schallquelle für jeden einer Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten, die entlang der definierten Bahnkurve angeordnet sind, zugeordnet ist, berechnet. Wenn die Schallquelle entlang der definierten Bahnkurve läuft, kann sich ihr Schallabstrahlungsmuster ändern. Solche Änderungen können aufgrund von Änderungen von Betriebsmodi und Anordnungen innerhalb der Schallquelle sowie aufgrund von Änderungen einer Ausrichtung und eines Standorts der Schallquelle innerhalb des Luftraums auftreten. In Bezug auf Flugzeuge können sich Betriebsmodi, Parameter und Anordnungen entlang der definierten Bahnkurve ändern, sowie die Tatsache, dass Drosselund Klappeneinstellungen sowie der Status des Fahrwerks geändert werden, was jeweilige Schallemissionen verändert. Weiterhin werden durch unterschiedliche Ausrichtungen und Standorte des Flugzeugs entlang der definierten Bahnkurve die Strahlrichtung der Triebwerke und die Ausrichtung von Vorflügeln als Schallquellen verändert.

[0023] Bei einigen Ausführungsformen basiert das Schallabstrahlungsmuster auf einem dem Typ der Schallquelle zugeordneten Schallleistungspegel. Verschiedene Typen von Schallquellen können bestimmten Schallleistungspegeln zugeordnet werden. Die Schallleistungspegel können sich entlang der definierten Bahnkurve ändern.

[0024] Bei einigen Ausführungsformen wird der Schallleistungspegel basierend auf Verlaufsparametern der Schallquelle, die von der definierten Bahnkurve abgeleitet werden, geschätzt. Solche Verlaufsparameter können z. B. Steigwinkel, Sinkgeschwindigkeiten, oberster Punkt des Landeanflugs, Geschwindigkeiten und Ähnliches eines Flugzeugs sein, sind aber nicht auf diese beschränkt. Diese Verlaufsparameter ermöglichen das Schätzen von Betriebsmodi, Parametern und Anordnungen wie Gewicht, Drossel-, Klappen- und Fahrwerkseinstellungen.

[0025] Bei einigen Ausführungsformen basiert das Schallabstrahlungsmuster auf einer dem Typ der Schallquelle zugeordneten Richtcharakteristik. Bestimmte Typen von Schallquellen können bestimmte Richtcharakteristiken aufweisen. Beispielsweise können die Düsen oder Fans eines Flugzeugs den Schall in einer bestimmten Weise richten. Die verschiedenen Arten, in denen sie Schall richten und in welchen die Richtung des Schalls entsprechend Betriebs- und Verlaufsparametern verändert wurde, können beim Errechnen des Schallabstrahlungsmusters berücksichtigt werden.

[0026] Bei bevorzugten Ausführungsformen umfasst das Schallausbreitungsmodell ein Direktschall-Ausbreitungsszenario und ein komplexes Ausbreitungsszenario;

- wobei beim Direktschall-Ausbreitungsszenario eine Direktschallausbreitung zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einen Empfangspunkt angenommen wird; und

- wobei beim komplexen Ausbreitungsszenario eine komplexe Schallausbreitung zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einen Empfangspunkt angenommen wird.

[0027] Das Direktschall-Ausbreitungsszenario kann für das Errechnen der Direktschallausbreitung entweder als Teil einer komplexen Schallausbreitung an einem gewissen Zeitpunkt und Standort der Schallquelle bezogen auf den Empfangspunkt oder zusätzlich zu einer komplexen Schallausbreitung angewendet werden. Bei der komplexen Schallausbreitung können alle Arten von Reflexionen und anderen Effekten auf den Luftraum durchlaufenden Schall berücksichtigt werden. Somit ist die komplexe Schallausbreitung in Bezug auf Rechenleistung im Allgemeinen weitaus anspruchsvoller als Direktschallausbreitung, Bei der Entscheidung zwischen Szenarien kann, wenn komplexe Schallausbreitung aufgrund dessen, dass Direktschallausbreitung eine hinreichende Genauigkeit bereitstellt, vernachlässigt werden kann, ein Auslassen der Berechnung komplexer Schallausbreitung eine Minimierung des Rechenaufwands unterstützen und somit beim Simulieren von Lärmpegeln in Übereinstimmung mit einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung Zeit und Energie sparen.

[0028] Bei einigen Ausführungsformen wird für jede der Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten ein Sichtlinienwinkel zwischen der Schallquelle und einem Horizont bestimmt;

- wobei das Direktschallausbreitungsmodell auf Sichtlinienwinkel, die eine Geringfügigkeitsschwelle überschreiten, angewendet wird; und

- wobei angenommen wird, dass bei Sichtlinienwinkeln, die die Geringfügigkeitsschwelle überschreiten, eine komplexe Schallausbreitung vernachlässigbar wird.

CH 713 630 A1 [0029] Die Verwendung des Sichtlinienwinkels zur Unterscheidung der Szenarien für die Anwendung des Direktschallausbreitungsmodells und des komplexen Schallausbreitungsmodells stellt eine einfache Bedingung für ein Wechseln zwischen den Modellen entsprechend der verschiedenen Schallquellenstandorte entlang der definierten Bahnkurve dar.

[0030] Bei einigen Ausführungsformen wird für das Direktschall-Ausbreitungsszenario eine homogene Atmosphäre innerhalb des Luftraums angenommen. Das Verwenden einer homogenen Atmosphäre für Direktschallausbreitungssimulation unterstützt das Minimieren der Komplexität der enthaltenen Berechnungen. Die komplexe Schallausbreitungssimulation basiert wiederum vorzugsweise auf der Annahme einer inhomogenen, d.h. heterogenen Atmosphäre innerhalb des Luftraums. Alternativ oder zusätzlich kann, wenn gewünscht, auch das Direktschall-Ausbreitungsszenario Berechnungen verwenden, die auf der Annahme einer heterogenen Atmosphäre innerhalb des Luftraums basieren.

[0031] Bei einigen Ausführungsformen umfasst das Direktschall-Ausbreitungsszenario wenigstens eines von einem Modell der geometrischen Abweichung, einem Dissipationsmodell, einem Barrierewirkungsmodell, einem Bewuchsdämpfungsmodell und einem Bodeneffektmodell für den Luftraum. Somit können Auswirkungen geometrischer Abweichung und eine Dissipation von Schall innerhalb des Luftraums betrachtet werden. Barrierewirkungen, d.h. Auswirkungen beliebiger Arten von Hindernissen wie Gebäuden, geologischen Formationen oder Ähnlichem, die an den Luftraum angrenzen, können betrachtet werden. Bewuchsdämpfungsmodellierung ist insbesondere hilfreich, wenn Berechnungen für verschiedene primäre Oberflächen und/oder Jahreszeiten bereitgestellt werden sollen, bei denen angenommen wird, dass die Umgebungsvegetation belaubt ist oder nicht belaubt ist. Das Modellieren von Bodeneffekten unterstützt das Simulieren von Dämpfung und Reflexion von Schall entsprechend individueller Charakteristika des an den Luftraum angrenzenden Bodens.

[0032] Bei einigen Ausführungsformen umfasst das Bodeneffektmodell wenigstens eines von einer Kugelwellen-Ausbreitungsbestimmung, einem Modell für unebenes Gelände, einer Oberflächenbeschaffenheitsvariation und einem Kohärenzverlustmodell zum Modellieren eines Kohärenzverlusts verschiedener Schallwege zwischen der Schallquelle und dem Empfangspunkt. Die Kugelwellen-Ausbreitungsbestimmung beinhaltet die Annahme, dass Schall durch die Schallquelle ausgesendet wird und bezogen auf die Schallquelle als Kugelwelle h den Luftraum durchläuft. Das Modellieren eines unebenen Geländes, das an den Luftraum angrenzt, ermöglicht das Simulieren von Reflexion und Dämpfen des Schalls am Boden. Dies kann Oberflächenbeschaffenheitsvariationen beinhalten, da z. B. Rauheit und Beschaffenheit des Bodens sich entlang des Luftraums und mit der Zeit ändern können. Beim Verlaufen zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einen Empfangspunkt kann die Schallausbreitung durch gewisse Hindernisse in verschiedene Wege aufgeteilt werden, was dazu führt, dass die entlang dieser Wege verlaufenden Schallwellen getrennt werden, so dass sie ihre Kohäsion einbüssen,. Dann muss die Schallausbreitung für jeden der Wege getrennt berechnet werden.

[0033] Bei einigen Ausführungsformen umfasst das komplexe Ausbreitungsszenario wenigstens eines von einem Witterungseinflüsse-Korrekturmodell, einem Hindernisreflexionsmodell und einem Walddiffusionsmodell für den Luftraum. Beim Witterungseinflüsse-Korrekturmodell werden insbesondere zeitliche Änderungen in der Atmosphäre des Luftraums betrachtet. Beim Hindernisreflexionsmodell werden alle Reflexionen und Hindernisse zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einen Empfangspunkt betrachtet. Beim Walddiffusionsmodell werden Diffusionswirkungen in Verbindung mit auf Waldstrukturen auftreffenden Schallwellen simuliert.

[0034] Bei einigen Ausführungsformen adaptiert das Witterungseinflüsse-Korrekturmodell eine Berechnung von Schalldissipation innerhalb des Luftraums an lokale Temperatur und Feuchtewerte des Luftraums. Die Ausbreitung von Schall innerhalb des Luftraums ist abhängig von der Temperatur und Feuchtigkeit der Luft. Somit kann durch Betrachten lokaler Temperaturen und Feuchtewerte eine Schallausbreitung innerhalb des Luftraums für verschiedene Witterungsbedingungen wie Wind, Niederschlag, Nebel sowie unterschiedliche Tageszeiten und Jahreszeiten, bei denen eine Schallausbreitung entsprechend der jeweiligen Witterungsbedingungen verändert wird, präzise simuliert werden.

[0035] Bei einigen Ausführungsformen adaptiert das Witterungseinflüsse-Korrekturmodell eine Berechnung von Barrierewirkungen innerhalb des Luftraums an Vertikalgradienten von wenigstens einem von Windgeschwindigkeitswerten und Temperaturwerten des Luftraums. Wind und Temperatur innerhalb des Luftraums bestimmen die Reflexion und Beugung von Schall an an den Luftraum angrenzenden Hindernissen. Das Berücksichtigen von Temperatur und/oder Windgeschwindigkeitswerten bei der Berechnung von Barrierewirkungen unterstützt das präzise Simulieren von Lärmpegeln an dem wenigstens einen Empfangspunkt bei unterschiedlichen Witterungsbedingungen.

[0036] Bei einigen Ausführungsformen schliessen die Barrierewirkungen eine Schallschattenzonenwirkung für wenigstens einen Schallschattenbereich innerhalb des Luftraums, in dem von der Schallquelle direkt und/oder indirekt ausgesendete Schallstrahlen den wenigstens einen Empfangspunkt aufgrund von Aufwindbedingungen, die basierend auf den Vertikalgradienten des wenigstens einen Windgeschwindigkeitswerts identifiziert wurden, nicht direkt erreichen, ein. Mit anderen Worten kann unter bestimmten Witterungsbedingungen der wenigstens eine Empfangspunkt von den Schallwellen durch ein Hindernis auf eine Weise abgeschirmt werden, dass die Schallwellen oberhalb und/oder neben dem wenigstens einen Empfangspunkt, der sich im Schallschattenbereich des Hindernis befindet, vorbeilaufen.

[0037] Bei einigen Ausführungsformen wird eine Restschallexposition des wenigstens einen Empfangspunkts, der sich innerhalb des wenigstens einen Schallschattenbereichs befindet, basierend auf wenigstens einem von einem Beugungswirkungsmodell und einem Streuwirkungsmodell, die auf einen Schallstrahl, der entlang des wenigstens einen Schall5

CH 713 630 A1 schattenbereichs vorbeiläuft, angewendet werden, berechnet. Somit können, selbst wenn der sich in einem Schallschattenbereich befindende wenigstens eine Empfangspunkt nicht direkt durch einen an einem Hindernis vorbeilaufenden Schall beeinflusst wird, Fraktions- und Streuwirkungen durch das Hindernis auf den Schall dazu führen, dass Restschallwellen den wenigstens einen Empfangspunkt erreichen und wenigstens teilweise zu dem für den wenigstens einen Empfangspunkt simulierten Lärmpegel beitragen.

[0038] Bei einer bevorzugten Ausführungsform umfasst ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung weiterhin die folgenden Schritte

- Aufteilen des Luftraums in aneinander angrenzende Teilräume;

- Errechnen eines Teilraummodells für jeden der Teilräume zum Bestimmen einer endlichen Schallausbreitung innerhalb jedes der Teilräume;

- Zusammensetzen des Schallausbreitungsmodells aus den Teilraummodellen, wobei wenigstens ein Grenzbereich zwischen aneinander angrenzenden Teilräumen wenigstens eines von einer virtuellen Schallquelle und einem virtuellen Empfangspunkt für einen virtuellen Schallübertragungswert, der einen zwischen wenigstens zwei aneinander angrenzenden Teilräumen übertragenen virtuellen Schallleistungspegel wiedergibt, wiedergibt.

[0039] Somit können Rechenoperationen zum Simulieren von Schallausbreitung innerhalb des Luftraums an die Teilräume derart verteilt werden, dass die Gesamtschallausbreitung iterativ berechnet wird. Die Grenzbereiche zwischen den Teilräumen werden zu virtuellen Schallquellen und virtuellen Empfangspunkten, über welche Schallwellen von einem Teilraum an den anderen übertragen werden. Die Grenzbereiche können z. B. Ecken der Teilräume sein, die als benachbarte Teilräume dieselben oder aneinander angrenzende Koordinaten teilen, wodurch die Grenzbereiche der Teilräume ein dreidimensionales Gitter bilden. Die Teilräume können als Zellen betrachtet werden, innerhalb welcher Abschwächungsfaktoren für Schallausbreitung gemäss der Eigenschaften jeder Zelle berechnet werden. Der Luftraum wird somit als Zellenmodell dargestellt.

[0040] Abschwächungen können zwischen jeder Kante, Scheitel oder Eckpunkt des dreidimensionalen Gitters des Zellenmodells und jedem Empfangspunkt berechnet werden. Basierend auf diesen iterativ berechneten Abschwächungen kann eine Gesamtabschwächung des Schalls zwischen der Schallquelle und dem Empfangspunkt berechnet werden. Die Gesamtabschwächung kann dann verwendet, um für den wenigstens einen Empfangspunkt einen Lärmpegel, der von einer Schallquelle, die sich bezogen auf den wenigstens einen Empfangspunkt entlang einer definierten Bahnkurve bewegt, erzeugt wird, zu errechnen. Diese auf der Gesamtabschwächung basierende Berechnung kann unmittelbar vollzogen werden, d.h. Iterationsberechnungen zwischen Eckpunkten der Teilräume sind nicht notwendig, wenn die Gesamtabschwächung vorliegt.

[0041] Während der Berechnung von Immissionen, d.h. Lärmpegeln an dem wenigstens einen Empfangspunkt, die von einem Flugzeug in Abhängigkeit von der Position des Flugzeugs an einem gewissen Punkt entlang einer Bahnkurve verursacht werden, können Abschwächungen bezogen auf den wenigstens einen Empfangspunkt oder eine Mehrzahl an Empfangspunkten aus den Abschwächungen der acht umgebenden Eckpunkte des dreidimensionalen Gitters interpoliert werden. Für das Errechnen von Immissionen können Empfangspunkte auch entlang eines Gitters von auf dem Boden angeordneten Empfangspunkten angeordnet werden. Ein Schallquellengitter und ein Gitter von Empfangspunkten können voneinander unabhängig sein.

[0042] Bei einigen Ausführungsformen wird eine Übertragung von virtuellen Schallleistungswerten für eine Anzahl möglicher Kombinationen aus virtuellen Schallquellen und virtuellen Empfangspunkten berechnet. Insbesondere nach Schallablenkung, -beugung, -Streuung oder Ähnlichem können die Schallwellen entlang unterschiedlicher Wege den Luftraum durchlaufen. Diese unterschiedlichen Wege führen zu einer Anzahl an möglichen Kombinationen von Schallausbreitung zwischen verschiedenen Räumen. Unter Berücksichtigung aller möglichen Kombinationen kann die Schallausbreitung innerhalb des Luftraums präzise simuliert werden.

[0043] Bei einigen Ausführungsformen wird eine virtuelle Abschwächung für jede bzw. jeden der virtuellen Schallquellen und/oder virtuellen Empfangspunkte berechnet, wobei die virtuelle Abschwächung eine Abschwächung des virtuellen Schallleistungswerts bei Übertragung zwischen den virtuellen Schallquellen und/oder virtuellen Empfangspunkten wiedergibt. Mit anderen Worten wird innerhalb jedes Teilraums und/oder für jede Übertragung von Schall zwischen Teilräumen eine virtuelle Abschwächung des Schalls gemäss Eigenschaften innerhalb des Teilraums bzw. zwischen Teilräumen berechnet. Solche Eigenschaften können wiederum eine beliebige Art von Witterungs- oder sonstigen hierin erörterten Werten für das Simulieren der Schallausbreitung in Luft unter Berücksichtigung von an den Luftraum angrenzenden Begrenzungen und Hindernissen umfassen.

[0044] Bei einigen Ausführungsformen werden virtuelle Abschwächungen in einer Teilraum-Datenbank gespeichert. Durch das Speichern der virtuellen Abschwächungen innerhalb einer Teilraum-Datenbank können die virtuellen Abschwächungen unverzüglich und schnell aus der Teilraum-Datenbank abgerufen werden. Dies unterstützt das schnelle Errechnen von Schallausbreitung innerhalb des Luftraums durch Rückgriff auf die innerhalb der Teilraum-Datenbank gespeicherten virtuellen Abschwächungen.

[0045] Wie obenstehend bereits ausgeführt, können virtuelle Abschwächungen für das Errechnen einer Gesamtabschwächung verwendet werden. Empfangspunkte können in Subterritorien, in die eine an einen Luftraum um die Bahnen angrenzende Landschaft aufgeteilt werden kann, gruppiert werden. Die Subterritorien können auf dem Boden ein Kachelmuster

CH 713 630 A1 bilden. Für jedes Subterritorium können aus den virtuellen Abschwächungen der Teilräume und/oder den Gesamtabschwächungen abgeleitete Gesamtabschwächungen in der Teilraum-Datenbank und/oder einer ergänzenden Datenbank gespeichert werden, was eine effiziente Parallelisierung von Rechenschritten in einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung ermöglicht. Für Empfangspunkte innerhalb eines Subterritoriums können auf alle Eckpunkte des dreidimensionalen virtuellen Schallquellengitters bezogene Abschwächungen innerhalb derselben Datenbank gespeichert werden.

[0046] Bei einigen Ausführungsformen werden während des Errechnens des Lärmpegels die virtuellen Abschwächungen aus der Teilraum-Datenbank ausgelesen. Dadurch kann die Lärmpegelsimulation unmittelbar, d.h. mehr oder weniger in Echtzeit basierend auf den in der Teilraum-Datenbank gespeicherten virtuellen Abschwächungen vollzogen werden. Die Teilraum-Datenbank kann entsprechend einer Änderung von den Luftraum beeinflussenden Umweltbedingungen aktualisiert werden.

[0047] Bei einigen Ausführungsformen schliesst das Ausbreitungsmodell eine zwischen der definierten Bahnkurve und dem wenigstens einen Grenzbereich interpolierte Zwischenabschwächung ein. Es ist anzunehmen, dass die tatsächliche definierte Bahnkurve die Teilräume durchquert. Somit fällt die definierte Bahnkurve für die meisten der Standorte eines Fahrzeugs nicht mit den Grenzbereichen zusammen. Für übrige Abschnitte der Schallwege zwischen dem tatsächlichen Standort des Fahrzeugs entlang einer definierten Bahnkurve und jeweiligen Grenzbereichen wird eine Zwischenabschwächung berechnet, um eine präzise Simulation der Schallausbreitung bereitzustellen.

[0048] Bei einigen Ausführungsformen wird der Luftraum entlang eines homogenen horizontalen Gitters mit festen Abständen zwischen den Teilräumen in einer Längsrichtung und einer Querrichtung des Luftraums aufgeteilt. Die Aufteilung des Luftraums entlang eines homogenen horizontalen Gitters erleichtert die Definition der Teilräume, die dadurch gleichmässig verteilt sind und entlang des horizontalen Gitters dieselben Grössen aufweisen können.

[0049] Bei einigen Ausführungsformen wird der Luftraum entlang eines heterogenen vertikalen Gitters mitzunehmenden Höhen der Teilräume entlang einer Höhenrichtung des Luftraums aufgeteilt. Mit anderen Worten steigt die Höhe der Teilräume mit einer zunehmenden Entfernung der Teilräume vom Boden an. Dies unterstützt das Minimieren der Gesamtzahl an Teilräumen, die erstellt werden müssen, um den Luftraum darzustellen. Durch ein Minimieren der Gesamtzahl an Teilräumen wird der Berechnungsaufwand verringert. Eine solche Minimierung der Anzahl an Teilräumen berücksichtigt, dass bei ansteigender Höhe oberhalb des Bodens der Luftraum und die Atmosphäre als zunehmend homogen betrachtet werden können. Weiterhin gilt, dass bei ansteigender Höhe oberhalb des Bodens weniger Hindernisse bei der Modellierung des Luftraums berücksichtigt werden müssen. Somit können mit ansteigendem Abstand vom Boden die Teilräume grösser werden und trotzdem hinreichende inkremente für das Simulieren von Schallausbreitung innerhalb des Luftraums bereitstellen.

[0050] Bei einigen Ausführungsformen weisen die Teilräume eine quaderartige Form auf. Die quaderartige Form ergibt sich daraus, dass das horizontale Gitter und das vertikale Gitter aus geraden Linien bestehen, die bezogen aufeinander rechtwinklig angeordnet sind. Mit anderen Worten sind das horizontale und das vertikale Gitter derart angeordnet, dass sie ein kartesisches Koordinatensystem bilden, was Berechnungen erleichtert.

[0051] Bei einigen Ausführungsformen werden die Grenzbereiche durch acht Ecken von jedem der quaderartigen Teilräume gebildet. Somit können die Grenzbereiche problemlos definiert werden. Eine Schallausbreitung innerhalb des in Teilräume aufgeteilten Luftraums wird dadurch simuliert, dass die Ecken der Teilräume als virtuelle Schallquellen und virtuelle Schallempfangspunkte betrachtet werden. Virtuelle Abschwächungen können zwischen den virtuellen Schallquellen und den virtuellen Schallempfangspunkten berechnet werden. Wie obenstehend bereits ausgeführt kann ein Gitter von virtuellen Schallquellen sich jedoch von einem Gitter von Empfangspunkten unterscheiden. Zudem können als Empfangspunkte auch Frontpunkte von umgebenden Gebäuden und/oder anderen Hindernissen oder beliebige in einer gewünschten Weise befindliche Punkte, z, B. Mess- oder Aufzeichnungspunkte, verwendet werden.

[0052] Bei einigen Ausführungsformen wird die Schallausbreitung zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einem Empfangspunkt sowohl im Zeitbereich als auch im Frequenzbereich berechnet. Somit können Zeitbereichseffekte und Frequenzbereichseffekte der Schallausbreitung, insbesondere eine Schallabschwächung beim Verlauf zu den Teilräumen, simuliert werden.

[0053] Bei einigen Ausführungsformen wird ein Frequenzspektrum der Schallausbreitung im Frequenzbereich in Frequenzbänder aufgeteilt, und die Schallausbreitung wird für jedes der Frequenzbänder berechnet. Durch Aufteilen des für Schallausbreitung im Frequenzbereich zu betrachtenden Frequenzspektrums in verschiedene Frequenzbänder können verschiedene Schallwellencharakteristiken als Funktion der Wellenlänge betrachtet werden. Entsprechend können sich gewisse Parameter und/oder Konstanten des Ausbreitungsmodells in Abhängigkeit von der Wellenlänge und damit dem Frequenzband ändern. Weiterhin können für das Simulieren der Schallausbreitung notwendige Rechenoperationen erleichtert und dahingehend minimiert werden, dass z. B. für niedrigere Frequenzbänder andere Algorithmen angewendet werden als für mittlere und höhere Frequenzbänder. Beispielsweise können die Frequenzbänder in ein Spektrum von Drittelintervallen aufgeteilt werden. Dies ermöglicht eine Dritteloktavanalyse und -berechnung im Frequenzbereich.

[0054] Bei einigen Ausführungsformen wird die Schallausbreitung mit unbewerteten Schalldruckpegeln berechnet, und der Lärmpegel wird mit A-bewerteten Schalldruckpegeln angezeigt. Die Berechnung von Schallausbreitung mit unbewerteten Schalldruckpegeln ermöglicht eine Simulation von Schallausbreitung auf Basis rein physikalischer Eigenschaften,

CH 713 630 A1 wohingegen das Anzeigen von Schalldruckpegeln und/oder Lärmpegeln mit A-bewerteten Schalldruckpegeln die Veranschaulichung der Wahrnehmung der jeweiligen Lärmpegel durch Personen unterstützt. Somit kann die tatsächliche Wahrnehmung des Lärmpegels durch Personen an einem bestimmten Empfangspunkt präzise simuliert werden.

[0055] Bei bevorzugten Ausführungsformen wird der Lärmpegel mit einem Bevölkerungswert gewichtet, der eine geschätzte Bevölkerung des wenigstens einen Empfangspunkts mit einer Anzahl an Personen zu einem vordefinierten Zeitpunkt, an dem sich die Schallquelle entlang der definierten Bahnkurve bewegt, wiedergibt. Befindet sich der wenigstens eine Empfangspunkt in einem Wohngebiet, ist anzunehmen, dass das Wohngebiet einen gewissen Bevölkerungswert entsprechend der Anzahl der am wenigstens einen Empfangspunkt zu einer bestimmten Zeit am Tag und/oder im Jahr vorhandenen Personen aufweist. Wohngebiete sind beispielsweise dicht bevölkert, d.h. die tatsächlichen Bevölkerungszahlen entsprechen mehr oder weniger einer theoretischen Anzahl an Personen, die im Wohngebiet offiziell gemeldet sind, vor allem in der Nacht und/oder an Wochenenden, wohingegen Wohngebiete während Arbeits- oder Geschäftszeiten, beispielsweise von 9.00 Uhr vormittags bis 17.00 Uhr nachmittags eher weniger bevölkert sind. Im Gegensatz dazu sind Gewerbegebiete während Arbeits-oder Geschäftszeiten in der Regel dicht bevölkert, so dass anzunehmen ist, dass Gewerbegebiete im Allgemeinen in der Nacht und/oder an Wochenenden nur spärlich bevölkert sind. Somit unterstützt das Bewerten des Lärmpegels mit einem Bevölkerungswert, der die geschätzte Bevölkerung des wenigstens einen Empfangspunkts zu einer vordefinierten Zeit wiedergibt, das Simulieren der tatsächlichen Auswirkung des Lärmpegels auf die Bevölkerung.

[0056] Bei bevorzugten Ausführungsformen wird ein Errechnen der Schallausbreitung zwischen einem Client-Gerät, das eine Anzahl an Client-FLOPs pro Zyklus bereitstellt, und einem Rechnerverbund, der eine Anzahl an Cluster-FLOPs pro Zyklus bereitstellt, verteilt, wobei die Anzahl an Client-FLOPs pro Zyklus kleiner als die Anzahl an Cluster-FLOPs pro Zyklus ist. Das Client-Gerät kann ein Einzelplatzrechner in einem Büro oder bei einem Dienstleister sein, der beispielsweise Ingenieursdienstleistungen einschliesslich der hierin erörterten Simulation von Lärmpegeln bereitstellt. Der Rechnerverbund kann ein beliebiger Verbund von miteinander verbundenen Computern oder Datenzentren sein, der in FLOPS gemessene Rechenleistung bereitstellt, die die Rechenleistung des Client-Geräts übersteigt.

[0057] Es ist insbesondere vorteilhaft, wenn die Berechnung des Schallausbreitungsmodells für den sich zwischen dem wenigstens einen Empfangspunkt und der wenigstens einen geschätzten Bahnkurve, entlang welcher sich die Schallquelle bezogen auf den Empfangspunkt voraussichtlich bewegt, erstreckenden Luftraum durch den Rechnerverbund durchgeführt wird, der hinreichende Rechenleistung bereitstellt, während er in Bezug auf Betrieb und Eingriff in die Berechnungen weniger zugänglich und flexibel als das Client-Gerät ist. Das Client-Gerät wird dann zum Errechnen des Lärmpegels durch Eingeben der definierten Bahnkurve und des vom Rechnerverbund bereitgestellten Schallausbreitungsmodell verwendet. Die Rechenleistung des Client-Geräts sollte für das Berechnen der Summenausbreitung zwischen der Schallquelle und dem wenigstens einen Empfangspunkt für jeden einer Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten, die entlang der definierten Bahnkurve, die entsprechend jeweiligen Anforderungen wie gewünscht zum Simulieren verschiedener Schallquellen und definierter Bahnen, verändert werden kann, angeordnet sind, ausreichend sein.

[0058] Bei einigen Ausführungsformen wird wenigstens ein Gesamtschallabschwächung-Datensatz, der eine Abschwächung von Schall entlang wenigstens eines Schallwegs, der zwischen der Schallquelle und dem Empfänger erstellt wurde, wiedergibt, aus einer Anzahl an Teilabschwächungswert-Datensätzen, die vom Rechnerverbund generiert wurden und verschiedene Schallabschwächungscharakteristiken des Luftraums für ein jeweiliges Szenario wiedergeben, berechnet. Der Empfänger kann der wenigstens eine Empfangspunkt sein. Die Teilabschwächungswert-Datensätze können die Teilraum-Datensätze, die virtuelle Abschwächungen für die einzelnen Teilräume des Luftraums bereitstellen, umfassen. Darüber hinaus können die Teilabschwächungswert-Datensätze verschiedene Schallabschwächungscharakteristiken für jeweilige Szenarien und die Tatsache, dass verschiedene Witterungs- und/oder Bevölkerungsszenarien betrachtet werden, wiedergeben. Durch Vorverarbeiten der Szenarien im Rechnerverbund können sie dem Client-Gerät leicht zugänglich gemacht werden, um Lärmpegel an dem wenigstens einen Empfangspunkt durch Verwendung des wenigstens einen Gesamtschallabschwächung-Datensatzes rasch zu simulieren.

[0059] Bei einigen Ausführungsformen wird der Gesamtabschwächungswert-Datensatz durch den Rechnerverbund berechnet und an das Client-Gerät übertragen oder vom Client-Gerät berechnet. Mit anderen Worten kann der Gesamtabschwächungswert-Datensatz vollständig vom Rechnerverbund berechnet werden, um dann an das Client-Gerät übertragen zu werden, d.h. durch Herunterladen des Gesamtabschwächungswert-Datensatzes vom Rechnerverbund durch das Client-Gerät oder Hochladen des Gesamtabschwächungswert-Datensatzes auf das Client-Gerät durch den Rechnerverbund. Weiterhin kann jeder in einem Client-Gerät gespeicherte Gesamtabschwächungswert-Datensatz auf ähnliche Weise aktualisiert werden. Andererseits können wenigstens einige Schritte bei der Berechnung und Aktualisierung des Gesamtabschwächungswert-Datensatzes auf dem Client-Gerät vorgenommen werden. Weist beispielsweise ein Übertragungsband zwischen dem Client-Gerät und dem Rechnerverbund gewisse Einschränkungen auf, die es nicht ermöglichen, den Gesamtabschwächungswert-Datensatz vom Rechnerverbund regelmässig an das Client-Gerät zu übertragen, können gewisse Berechnungs- und Aktualisierungsprozesse stattdessen lokal auf dem Client-Gerät vorgenommen werden, z. B. durch lediglich differentielles Neuberechnen oder Aktualisieren des Gesamtabschwächungswert-Datensatzes.

[0060] Bei einigen Ausführungsformen wird ein Schallprofil bereitgestellt, das wenigstens einen mittleren Lärmpegel an dem wenigstens einen Empfangspunkt umfasst; und wobei der wenigstens eine mittlere Lärmpegel einer von einem Bündel von Schallquellenbahnen zugeordnet ist. Das Schallprofil kann mit einer Mehrzahl an geschätzten und/oder definier

CH 713 630 A1 ten Bahnen berechnet werden. Für jede geschätzte und/oder definierte Bahnkurve kann für den wenigstens einen Empfangspunkt ein mittlerer Lärmpegel berechnet werden. Somit kann beim Durchführen der tatsächlichen Simulation des Lärmpegels das Schallprofil verwendet werden, um Lärmpegel basierend auf dem wenigstens einer der Vielzahl an geschätzten und/oder definierten Bahnen zugeordneten wenigstens einen mittleren Lärmpegel rasch zu berechnen. Dies unterstützt das Minimieren von Rechenaufwand und erleichtert und somit beschleunigt Simulationsoperationen nach der vorliegenden Erfindung.

[0061] Mit anderen Worten wird eine Berechnung von Schallausbreitung sowie eine Berechnung von Schallprofilen, die durchschnittliche Immissionen, die von einem Flugzeug eines bestimmten Typs, das entlang einer bestimmten Bahnkurve, d.h. Route, läuft, verursacht werden, wiedergeben, basierend auf im Voraus berechneten Abschwächungen vorteilhafterweise auf einem Rechnerverbund oder Zentralrechner durchgeführt. Simulation von Einzelflügen und Berechnungen von Schallprofilüberlagerungen basierend auf Verkehrsvolumen für das Errechnen eines Verkehrsszenarios können für einfache Zugänglichkeit und Veränderbarkeit auf einem Client-Gerät vorgenommen werden.

[0062] Bei einigen Ausführungsformen wird das Schallprofil vom Rechnerverbund berechnet und an das Client-Gerät übertragen. Somit stehen dem Rechnerverbund zwei Schallprofile für ein schnelles Verändern zur Verfügung, und ein anschliessendes Errechnen verschiedener Szenarien der Schallausbreitung führt zu jeweiligen Lärmpegeln an dem wenigstens einen Empfangspunkt auf Basis des jeweiligen Profils. Das Schallprofil kann dafür vom Rechnerverbund wie obenstehend bezugnehmend auf den Gesamtabschwächungswert-Datensatz beschrieben an das Client-Gerät übertragen werden.

[0063] Bei einigen Ausführungsformen wird eine Überlagerung von wenigstens zwei Schallprofilen vom Client-Gerät berechnet. Mit anderen Worten kann das Client-Gerät mehrere Schallprofile überlagern, um Simulationen zu interpolieren oder schnell verschiedene, aber einander überlagernde Simulationen der Schallausbreitung und somit Lärmpegel an dem wenigstens einen Empfangspunkt bereitzustellen. Dies unterstützt das schnelle Bereitstellen und rasche Anpassen von Lärmpegelsimulationen nach der vorliegenden Erfindung.

[0064] Bei bevorzugten Ausführungsformen umfasst ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung weiterhin einen Datenaufbereitungsschritt, in dem eine Anzahl an den verschiedenen Schallquellenstandorten entlang der definierten Bahnkurve entsprechenden Quellpunkten definiert wird. Durch das Definieren der Anzahl an Quellpunkten können Schallausbreitungssimulationen für jeden der Anzahl an Quellpunkten berechnet werden. Angesichts des hiermit verbundenen hohen Rechenaufwands können solche Berechnungen z.B. vom Rechnerverbund vorgenommen werden, um dem ClientGerät leicht zugänglich gemacht zu werden.

[0065] Bei einigen Ausführungsformen wird das Schallausbreitungsmodell basierend auf wenigstens der Anzahl an Quellpunkten, einer Anzahl an Empfangspunkten und einem Geodatensatz, der eine geologische Umgebung des Luftraums wiedergibt, berechnet. Dadurch betrachtet das Schallausbreitungsmodell anfänglich die Quellpunkte, die Empfangspunkte und die Geodäten auf eine im Voraus berechnete Weise. Basierend auf solchen im Voraus vorgenommenen Berechnungen können alle weiteren Daten wie Schallquellenparameter, Bahnen und/oder Witterungsdaten in das Schallausbreitungsmodell eingegeben werden, um das Modell zu verfeinern. Da die anfängliche Betrachtung von Quellpunkten, Empfangspunkten und Geodäten erheblich mehr Rechenleistung erfordern kann als das Verfeinern des Modells durch die Schallquellenparameter, Bahnen und/oder Witterungsdaten, unterstützt eine solche im Voraus vorgenommene Berechnung das Minimieren von Rechenaufwand und -zeit beim Verfeinern des Modells entsprechend der gewünschten Quellenparameter, Bahnen und/oder Witterungsdaten.

[0066] Bei einer bevorzugten Ausführungsform ist die wenigstens eine Schallquelle ein Luftfahrzeug. Ein solches Luftfahrzeug kann ein Flugzeug, beispielsweise ein Düsenflugzeug für zivile oder militärische Nutzung, ein Helikopter oder Ähnliches sein. Nach der vorliegenden Erfindung können verschiedene unterschiedliche Typen solcher Luftfahrzeuge modelliert werden. Für die Schallquellenmodellierung können akustische Überflugmessungen vollzogen werden, um Schallemissionen basierend auf Aufzeichnungen von realem Luftverkehr in der Nähe von Flughäfen oder Ähnliches zu messen.

KURZBESCHREIBUNG DER FIGUREN [0067] Um die Weise zu beschreiben, in welcher Vorteile und Funktionen der Offenbarung erhalten werden können, wird nachstehend eine ausführlichere Beschreibung der obenstehend kurz beschriebenen Prinzipien bezugnehmend auf deren Ausführungsformen, die in den angehängten Zeichnungen dargestellt sind, bereitgestellt. Diese Zeichnungen bilden lediglich beispielhafte Ausführungsformen der vorliegenden Offenbarung ab und sind daher nicht als deren Umfang einschränkend anzusehen.

[0068] Für die Figuren gilt:

Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung eines Strahlnachverfolgungsalgorithmus, um den Schallweg von der Quelle S zum Empfänger R in einem Verfahren nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung abzuleiten;

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Fig. 2 zeigt eine schematische Darstellung einer Messanordnung in Übereinstimmung mit einem Verfahren nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;

Fig. 3 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugweg-Achsensystems mit Polarwinkeln θ und φ in Längs- und Querrichtung;

Fig. 4 zeigt eine schematische Darstellung einer Winkelabdeckung durch einen beliebigen Messaufbau für einen kurzen Start (links) und zwei Flüge mit unterschiedlichen Abhebepunkten (rechts), für zwei Mikrofone (I: φ ~ 40°; II: φ = 0°);

Fig. 5 zeigt schematische Diagramme, die die Richtwirkungsunsicherheit bei Radardaten in einer Entfernung von 1 km (links) und 5 km (rechts) vor dem Aufsetzen darstellen;

Fig. 6 zeigt eine schematische Darstellung eines Aufbaus für Messungen in weiterer Entfernung an einem Flughafen in Übereinstimmung mit einem Verfahren nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung:

Fig. 7 zeigt ein Ablaufdiagramm, das Schritte der Datenverarbeitung von Messungen bis zu einem Emissionsdatensatz an der- Quelle nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung darstellt;

Fig. 8 zeigt Diagramme, die die Ergebnisse von Triebwerk-Prüfläufen an beispielhaften Flugzeugen A330-300 darstellen;

Fig. 9 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Einfluss von N1 auf L_em darstellen;

Fig. 10 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Einfluss von Ma auf den Schallemissionspegel des Flugzeugtyps A320 darstellen;

Fig. 11 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Verteilung gemessener Klappenhebelstellungen des Flugzeugtyps A320 in Abhängigkeit der Ma-Zahl darstellen;

Fig. 12 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Einfluss des Fahrwerks auf die Schallemission des Flugzeugtyps A320 beim Landeanflug im Leerlauf darstellen;

Fig. 13 zeigt ein Diagramm, das Schritte eines Prozesses zur Modellentwicklung und Datentrennung nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung darstellt;

Fig. 14 zeigt drei Diagramme, die ein Datentrennungsbeispiel für den A320 bei 100 Hz darstellen;

Fig. 15 zeigt ein Diagramm, das einen beispielhaften Korrekturfaktor für eine mittlere Energie über Frequenz für den Flugzeugtyp A320 darstellt;

Fig. 16 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Bestimmungskoeffizienten über Frequenz darstellen;

Fig. 17 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektral-Richtcharakteristiken des Flugzeugtyps A320 bei Abflug mit Hochleistungseinstellung darstellen;

Fig. 18 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren für Endanflug und Start mit Hochleistungseinstellung des Flugzeugtyps A320 darstellen;

Fig. 19 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren für Endanflug und Start mit Hochleistungseinstellung des Flugzeugtyps E170 darstellen;

Fig. 20 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren eines Landeanflugs eines Flugzeugs vom Typ A320 mit vollständig angestellten Klappen und ausgefahrenem Fahrwerk bei θ = 130° darstellen;

Fig. 21 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektral-Richtcharakteristiken für einen Abflug mit niedriger Leistungseinstellung darstellen;

Fig. 22 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Richtwirkung in Längsrichtung des Gesamt-L_w für drei verschiedene Start-Leistungseinstellungen des Flugzeugtyps A320 darstellen;

Fig. 23 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Richtwirkung in Querrichtung des Gesamt-L_w für drei verschiedene Start-Leistungseinstellungen des Flugzeugtyps A320 darstellen;

Fig. 24 zeigt sechs Diagramme, die zwei Landeanflüge in Leerlaufeinstellung und mit ausgefahrenem Fahrwerk und Hochauftriebselementen an einem Empfänger etwa 15 km vor der Landeschwelle beispielhaft darstellen;

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Fig. 25 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren eines Landeanflugs eines Flugzeugs vom Typ A320 im Leerlauf etwa 15 km vor der Landeschwelle beispielhaft darstellen;

Fig. 26 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren eines Landeanflugs eines Flugzeugs vom Typ A330 im Leerlauf etwa 15 km vor der Landeschwelle beispielhaft darstellen;

Fig. 27 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Strahlungsbilanz für einen beispielhaften Tag in Kombination mit der Windgeschwindigkeit und unterschiedliche Bedingungen während des Tages wiedergebenden Wetterkategorien darstellen;

Fig. 28 zeigt drei Diagramme, die beispielhafte Temperatur-, Wind- und Feuchteprofile für einen beispielhaften Tag um 10.00 Uhr vormittags darstellen;

Fig. 29 zeigt drei Diagramme, die beispielhafte Temperatur-, Wind- und Feuchteprofile für einen beispielhaften Tag um 9.00 Uhr vormittags darstellen;

Fig. 30 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Temperatur-, Wind- und Feuchteprofile für einen beispielhaften Tag zwischen 9.00 Uhr vormittags und 12.00 Uhr mittags darstellen;

Fig. 31 zeigt eine schematische Darstellung eines Berechnungsszenarios auf Basis eines Flugwegs;

Fig. 32 zeigt ein Diagramm, das eine beispielhafte Schwankung von Luftabsorption einer homogenen Atmosphäre mit Verschiebung zu momentanen Bedingungen zu einer einheitlichen Atmosphäre mit gemittelten Bedingungen darstellt;

Fig. 33 zeigt ein Diagramm, das eine beispielhafte Schwankung von Luftabsorption einer homogenen Atmosphäre mit Verschiebung zu momentanen Bedingungen zu einer einheitlichen Atmosphäre mit gemittelten Bedingungen darstellt;

Fig. 34 zeigt zwei Diagramme, die beispielhaft Unterschiede der Luftabsorption zwischen einer homogenen Atmosphäre bei momentanen Bedingungen und COSMO-2-Profilen darstellen;

Fig. 35 zeigt zwei Diagramme, die beispielhaft Unterschiede der Luftabsorption zwischen idealisierten Profilen und COSMO-2-Profilen darstellen;

Fig. 36 zeigt ein Diagramm, das einen beispielhaften Einfluss der Dissipationsvarianz auf das A-bewertete Spektrum an einem Empfänger darstellt;

Fig. 37 zeigt eine schematische perspektivische Ansicht eines Teilraums, der in einem Modell zum Berechnen von Abschwächungen in Übereinstimmung mit einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung verwendet wird;

Fig. 38 zeigt eine schematische perspektivische Ansicht eines Luftraums, der in Übereinstimmung mit einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung in Teilräume aufgeteilt ist; und

Fig. 39 zeigt ein schematisches Diagramm, das ein System zum Vornehmen eines Verfahrens nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung darstellt.

AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER FIGUREN [0069] Eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren und ein entsprechendes rechnerimplementiertes Zeitschrittprogramm zur Fluglärmberechnung, bei welchem Schallquelle und Ausbreitungsrechnung strikt voneinander getrennt sind. Im Gegensatz zum Simulationsmodell FLULA2, das an der Eidgenössischen Materialprüfungs- und Forschungsanstalt (EMPA) für die akustische Untersuchung von komplexen Szenarien wie jährlichem Flugverkehr zu einem früheren Zeitpunkt entwickelt wurde, konzentriert sich das Programm nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung auf Einzelflugereignisse, um durch Verwendung von entweder generischen Daten, z.B. aus einem Flugsimulator (FFS), oder Cockpitdaten realer Flüge Untersuchungen durchzuführen und Lärmminderungsverfahren zu optimieren.

[0070] Das Flugzeug als Schallquelle wird durch physikalische Gesetze und zu Flugparametern wie Leistungseinstellung oder Geschwindigkeit und Flugzeugkonfiguration (Vorflügel, Klappen, Fahrwerk) massstäbliche empirische Daten beschrieben. Um eine hinreichende Datengrundlage für verschiedene Flugzeug- und Triebwerkstypen zu erlangen, wurden am Flughafen Zürich umfangreiche Messungen des realen Flugverkehrs vorgenommen.

[0071] Ein hochentwickeltes Schallausbreitungsmodell wird an die speziellen Gegebenheiten der Fluglärmberechnung adaptiert. Die Schallemission- und Ausbreitungsmodelle werden in einem geographischen Informationssystem kombiniert. Diese Schnittstelle ermöglicht das Vorbereiten von Projekten, Ausführen von Berechnungsaufgaben und Erhalten von hilfreichen Werkzeugen für die Analyse und Präsentation von Ergebnissen. Neben Einzelflugereignissen ermöglichen die Algorithmen und die Programmstruktur auch das Berechnen komplexer Szenarien wie dem jährlichen Flugverkehr.

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Obwohl das Emissionsmodell einen höheren Aufwand bei der Aufbereitung der Eingabedaten verursacht, führt dies nicht zu relevanten Auswirkungen auf die Berechnungsdauer. Im Gegensatz dazu spielt die Effizienz des Ausbreitungsmodells eine entscheidende Rolle.

Schallemissionsmodell [0072] Ein halbempirisches Schallemissionsmodell nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung basiert auf einer Kombination von Daten, die bei realem Flugverkehr gemessen wurden, mit verallgemeinerten physikalischen Gesetzen, die die Beziehung zwischen Flugkonfiguration und Schallemission erstellen, einschliesslich Informationen zu Frequenzspektrum und Richtwirkung. Somit werden auch Ergebnisse und Erfahrungen aus dem Forschungsprogramm MODAL des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt betrachtet. In unmittelbarer Nähe des Flughafens werden SDSchallrichtcharakteristiken erstellt, die die stationären Flugbedingungen des Anfangssteigflugs und Endanflugs wiedergeben. Bei grösseren Entfernungen vom Flughafen ist es nicht möglich, einen breiten Umfang an Polarwinkeln abzudecken. Schallrichtwirkungen können möglicherweise nicht erstellt werden. Messungen sind jedoch nach wie vor von Interesse, um die Schallemission für unterschiedliche Flugbedingungen zu bestimmen. Dafür werden mobile Messstationen an zahlreichen unterschiedlichen Standorten in Entfernungen von bis zu 25 km vom Flughafen verwendet. Kann die Richtwirkung an weit entfernten Standorten nicht bestimmt werden, werden spektrale Schallpegelunterschiede als Ersatzlösung verwendet, um Änderungen der Flugkonfiguration zu berücksichtigen.

[0073] Cockpitdaten werden verwendet, um die Flugkonfiguration der gemessenen Flugzeugereignisse zu bestimmen. Solche Cockpitdaten sind beispielsweise für die Luftflotte der Swiss, namentlich die Flugzeugtypen der Baureihe Airbus A320, den Typ A330-300, den Typ A340-300 und den Typ Avrò RJ100, verfügbar. Die Cockpitdaten decken alle notwendigen Informationen in hoher Zeitauflösung ab, beispielsweise Flugweg, räumliche Ausrichtung, reale Luftgeschwindigkeit, Umdrehungsgeschwindigkeiten der Triebwerke sowie Stellung von Vorflügeln, Klappen und Fahrwerk. Bei Flugzeugen anderer Fluglinien, für die keine Cockpitdaten verfügbar sind, können die Geschwindigkeit über Grund und die Querneigung aus dem Flugweg abgeleitet werden. Zusätzlich wird die Drehzahl der Niederdruck-Turbine (N1) durch Spektralauswertung der akustischen Daten als Indikator der Leistungseinstellung geschätzt. Dieses Verfahren funktioniert in der unmittelbaren Nähe des Flughafens genau. In grösserer Entfernung mit stark abgeschwächten Signalen stellt die Auswertung von N1 eine grössere Herausforderung dar.

Schallausbreitungsmodell [0074] Die Berechnung der Schallausbreitung in einem Verfahren und rechnerimplementierten Programm nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird basierend auf einem Modell namens sonX, das einen Ausbreitungskern aufweist, der aus akustischer Sicht sowie hinsichtlich der Performance optimiert ist.

[0075] Das Ausbreitungsmodell von sonX bezieht sich auf Punktquellen. Direktschall wird auf Basis vertikaler Geländeabschnitte von der Quelle bis zum Empfänger einschliesslich Gebäuden und sonstigen Barrieren berechnet. Die Berechnung wird in zwei Schritten vollzogen. In einem ersten Schritt wird eine Berechnung unter Annahme einer homogenen Atmosphäre vorgenommen. Dabei werden geometrische Abweichung, Dissipation nach ISO 9613-1, Barriere- und Bodeneffekte sowie Bewuchsdämpfung nach ISO 9613-2 berücksichtigt. Barrierewirkungen können beispielsweise wie in ISO 9613-2 umgesetzt berechnet werden. Für die Berechnung von Bodeneffekten wird eine analytische Lösung für Kugelwellen verwendet, die für unebenes Gelände und variierende Oberflächenbeschaffenheit erweitert wurde. In einem zweiten Schritt werden die Witterungseinflüsse auf Schallausbreitung, insbesondere der Einfluss lokaler Temperatur und Feuchtigkeit auf Dissipation und die Konsequenzen von Vertikalgradienten von Wind und Temperatur auf Schirmwirkungen, bestimmt. Letzteres wird unter Verwendung eines Strahlnachverfolgungsalgorithmus vorgenommen, der für ein beliebiges Profil den Schallweg von der Quelle zum Empfänger entlang möglicher Barrierekanten von der effektiven Schallgeschwindigkeit ableitet.

[0076] Fig. 1 zeigt einen Strahlnachverfolgungsalgorithmus, um den Schallweg von Quelle S zu Empfänger R abzuleiten. Als Zusatzwirkung kann die Entstehung von Schallschattenzonen abgeleitet werden. Reflexionen an Gebäuden und Wänden werden berücksichtigt. Das Modell unterscheidet zwischen kohärenten und gespiegelten Reflexionen und Streuung. Diffuse Reflexionen von Waldrändern und Klippen werden durch zwei getrennte Modelle wiedergegeben. Die Schallausbreitungsmodellierung wird in Dritteloktavbändern vorgenommen. Für Fluglärm wird ein Frequenzbereich von 20 Hz bis 5 kHz angewendet.

Simulationswerkzeug [0077] Gemäss dem Zeitschrittkonzept wird ein einzelner Flug durch Quellenpositionen wiedergegeben, die der Flugbahn in vorgegebenen Zeitschritten, üblicherweise einer Sekunde, folgen. An jeder Position wird die winkelabhängige Schallemission mit der momentanen Leistungseinstellung, Flugzeugkonfiguration und Ausrichtung berechnet. An einem beliebigen Empfängerstandort werden die Beträge aus jeder Quellenposition in chronologischer Reihenfolge zusammengefasst. Aus den sich ergebenden Pegel-Zeit-Protokollen können akustische Werte wie äquivalenter Dauerschalldruckpegel oder maximaler Schalldruckpegel abgeleitet werden.

CH 713 630 A1 [0078] Das sich daraus ergebende Simulationswerkzeug wird für die ausführliche Analyse von Einzelflügen sowie die Berechnung komplexer Szenarien mit Verarbeitung von mehreren Zehntausend Flügen verwendet, um Lärmkarten von Grossbereichen mit mehreren Zehnfachen von Quadratmetern zu erstellen. Im letzteren Fall stellt die Rechendauer einen kritischen Punkt dar, der durch zwei Massnahmen reduziert werden kann.

[0079] Zuerst wird eine Differenzierung der Ausbreitungssituation eingeleitet. Breitet sich Schall in der Nähe des Bodens aus, wird ein direktes Modell wie obenstehend bezugnehmend auf Fig. 1 beschrieben verwendet. Bei grösseren Flughöhen ist die Situation hingegen viel einfacher, da keine Schirmwirkungen auftreten und die aufwendige Verarbeitung von Geländeprofilen wegfallen kann. Weiterhin stellt der Einfluss von Temperatur und Feuchtigkeit auf die Dissipation den einzigen relevanten Witterungseinfluss dar. Ausserdem dominiert der Direktschall, und Reflexionen können vernachlässigt werden. Dafür wird ein vereinfachter Ansatz praktiziert, der lediglich geometrische Abweichung, Dissipation und einen standardisierten Bodeneffekt berücksichtigt. Als Kriterium für die Unterscheidung komplexer und vereinfachter Situationen wird der Sichtlinienwinkel in Bezug auf die Horizontlinie verwendet.

[0080] Zweitens werden die ausführlichen oder komplexen Schallausbreitungsberechnungen vor den Berechnungen des tatsächlichen Fluglärms vorgenommen, und die sich ergebenden Abschwächungen werden in einer Nachfrage-Datenbank gespeichert. Zu diesem Zweck wird ein Luftraum in Grundformen rechteckiger Form, die jeweils einen zellenähnlichen Teilraum bilden, aufgeteilt. Eine Schallausbreitungsberechnung wird für jede der acht Ecken von denjenigen Zellen, welche das Flugzeug tatsächlich durchfliegt, vorgenommen. Während der Simulation von Einzelflügen werden die relevanten Abschwächungen durch Interpolieren an der tatsächlichen Quellenposition aus den Werten der Zellenecken gemäss der Datenbank abgeleitet.

[0081] Um Inkonsistenzen beim Übergang vom einfachen zum differenzierten oder komplexen Modell zu vermeiden, werden Dissipationen pro Meter mit sonX für vorgegebene Wetterbedingungen im Voraus berechnet und in einer Nachschlagetabelle für verschiedene Schichten der Atmosphäre gespeichert. Während der Einzelflugsimulation kann auf Abschwächungen entweder aus der Datenbasis zugegriffen werden, oder sie können im einfachen Fall unter Verwendung letzterer Dissipationswerte direkt berechnet werden.

Messkonzept [0082] Messungen werden an einem öffentlichen Flughafen, zum Beispiel dem Flughafen Zürich, bei realem Luftverkehr durchgeführt, was ermöglicht, dass die wichtigsten kommerziellen Flugzeugtypen, die auf vergleichbaren Flughäfen verkehren, erfasst werden. Aufgrund unterschiedlicher Längen von Landebahnen, Betriebskonzepte und Ziele am Flughafen kann eine breite Palette an Flugparametern für die Entwicklung des halbempirischen Schallquellenmodells gesammelt werden. Unabhängige Messungen werden sowohl in geringer als auch in grosser Entfernung vom Flughafen vorgenommen.

[0083] Fig. 2 zeigt eine Messanordnung an den Landebahnen 16, 28 und 34 des Flughafens. In unmittelbarer Nähe des Flughafens werden Daten für 3D-Richtwirkungsmuster durch Platzieren von sechs bis acht Mikrofonen neben den Landebahnen gesammelt. Die abgedeckten Winkel hängen von der Mikrofonposition sowie dem Abhebepunkt, der sich hauptsächlich aufgrund von verschiedenen Startgewichten und Schubleistungen beim selben Flugzeugtyp um bis zu 500 m und bei verschiedenen Flugzeugtypen um bis zu 1500 m unterscheiden kann, ab. Dafür befinden sich die Mikrofone nicht nur am Ende der Landebahnen, sondern auch entlang der Landebahnen, um vorzeitiges Abheben mit zu erfassen. Am Tag können die meisten Daten auf der Landebahn 28 (Abflug Richtung Westen) und einer zusätzlichen Landebahn (Anflug von Norden, nicht dargestellt) erfasst werden.

[0084] Aufgrund deutscher Flugverkehrsbeschränkungen in den frühen Morgenstunden (6.00 Uhr bis 7.00 Uhr am Morgen) fliegen einige Flugzeugtypen ausschliesslich von Süden an (Landebahn 34). Schwere Flugzeugtypen wie der A330 oder A380 starten zudem normalerweise in Richtung Süden von der Landebahn 16. Da diese Typen akustisch relevant sind, werden Messungen auch auf den Landebahnen 16/34 vorgenommen. Die Standorte der Mikrofone können optimiert werden, um einen breiten Umfang an Polarwinkeln abzudecken und somit ausreichend Daten für die SD-Richtcharakteristiken zu kumulieren.

[0085] Bei grösseren Entfernungen werden annähernd zwölf Mikrofone an Standorten von bis zu 25 km Entfernung vom Flughafen installiert, die verschiedene Flugkonfigurationen abdecken. Abflüge werden entlang der regulären Flugstrecke westlich von Landebahn 28 und östlich von Landebahn 16 gemessen. Landeanflüge werden nur auf Landebahn 34 gemessen, da dort hinreichend Daten für alle Flugzeugtypen verfügbar sind.

[0086] Flugwege werden in unmittelbarer Umgebung des Flughafens (Zeit und Position) durch ein optisches Nachverfolgungssystem bestimmt. In grösserer Entfernung vom Flughafen sind die Anforderungen in Bezug auf die Genauigkeit der Flugweglokalisierung niedriger, und Radardaten sollten eine hinreichende Genauigkeit bereitstellen. Diese Systeme sind insbesondere für die Flugzeuge von Fluglinien erforderlich, bei denen keine Cockpitdaten verfügbar sind. Zur Validierung von aus unterschiedlichen Quellen abgeleiteten Nachverfolgungsdaten wird ein mobiles Multilaterationssystem verwendet.

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Prognose der Winkelvarietät für 3D-Richtwirkungen [0087] Um zuverlässige 3D-Richtcharakteristiken erstellen zu können, muss ein breiter Umfang von Polarwinkeln abgedeckt werden. Die Mikrofonpositionen wurden dementsprechend unter Verwendung eines Matlab-Programms, das die Abdeckung der Polarwinkel prognostiziert, optimiert. Da sich die Abflugpositionen stark unterscheiden können, werden Flugwege, die aus Radardaten verschiedener Flugzeugtypen abgeleitet werden und mit einem frühen und einem späten Abflugpunkt pro Typ versehen sind, als Eingabedaten für das Prognosewerkzeug verwendet. Für jede diskrete Quellenposition (n) des gewählten Flugwegs wurde ein relativer Vektor r_gimic für ein Mikrofon bestimmt, wie in flugzeuggetragenen normalen Weltkoordinaten (Index g) wie in DIN9300-1 definiert gemäss untenstehender Gleichung (1) beschrieben. Da alle Beispieldaten in Schweizer Landeskoordinaten CH1903 angegeben sind, ist die x_g-Achse in Richtung des geographischen Nordens ausgerichtet.

' mie ' ^x patii Ü0 y_mie-y_ì>aih^ (1)

(2) [0088] Mit obenstehender Gleichung (2) wird der Vektor r_g,_mic in das kariesische Flugweg-Achsensystem (Index k, vgl. Fig. 3) umgeformt, um die Polarwinkel von jeder Quellenposition zum Mikrofon zu bestimmen. Da Informationen zum Neigungswinkel in der Regel nicht zur Verfügung stehen, wird der Einfluss auf die Flugzeugausrichtung vernachlässigt, bildet aber Gegenstand zukünftiger Untersuchungen. Die Umformungsmatrix wird in den Flugweg umgewandelt.

[0089] Fig. 3 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugweg-Achsensystems mit Polarwinkeln θ und φ in Längs- und Querrichtung. Die Polarwinkel θ und φ für jeden diskreten Punkt des Flugwegs werden durch das Lambertsche Kosinusgesetz mit dem Vektor r_{k mic}(GI. 2) bzw. Vektor r_kimiCiyz und den Einheitsvektoren X_k und Z_k wie in Fig. 3 gezeigt und gemäss den untenstehenden Gleichungen (3) und (4) bestimmt.

= arccos

(3)

	( \	/ Λ
p = arccos	Lk,mic,y: ’ ik	= arccos	kjnic
			(y ( „2 )ίλ5

(4).

[0090] Bei den Berechnungen wird der Teil des Überflugs von kurz nach dem Abheben bis zu einer Höhe von 1.500 Fuss über der Landebahn betrachtet. Dieser Flugabschnitt gibt einen nahezu stationären Flug mit konstanter Geschwindigkeit und konstanten Leistungseinstellungen wieder. Das aerodynamische Geräusch des Fahrwerks, das in dieser Phase eingefahren wird, kann aufgrund der Dominanz der Triebwerke vernachlässigt werden. Eine Höhe von 30 Fuss oder ein Steigungswinkel von 10° werden als Kriterium für den Beginn der Auswertung vorgeschlagen, während die Drosselung bei 1.500 Fuss das Kriterium für das Beenden der Messung darstellt.

[0091] Fig. 4 zeigt beispielhaft Ergebnisse des Prognosewerkzeugs, insbesondere die sich ergebenden Polarwinkel für beliebige Flugwege, die als Flugwegachsen mit normalisierten Vektoren auf einer Seite der Halbkugel, die die Unterseite des Flugzeugs wiedergibt, graphisch dargestellt sind. (Es ist nur eine Seite graphisch dargestellt, da die Schallrichtwirkung symmetrisch entlang der Längsachse, X_k modelliert wird). Bei einem Flugweg mit kurzem Abheben zeigen nahezu alle Mikrofone eine gute Abdeckung von 9 aufgrund ihres Standorts vor dem Abhebepunkt. Die Daten sind auf 9-Winkel zwischen 15° und 170° beschränkt. Diese Winkel sind jedoch bezogen auf ihren Schallbeitrag vernachlässigbar. Zudem wird, selbst wenn die Winkelabdeckung eines einzelnen Überflugs nicht ausreichend ist, die Variation der Flugwege einer statistisch ausreichenden Anzahl an Ereignissen diese Lücke füllen, wie in Fig. 4 (rechts) dargestellt ist. Innerhalb der markierten Oberflächen zweier beispielhafter Mikrofonpositionen kann eine gute Datenabdeckung prognostiziert werden.

CH 713 630 A1 [0092] Für die Optimierung der in Fig. 2 gezeigten Mikrofonpositionen werden alle acht Mikrofone einer beliebigen Anordnung berechnet. Die Positionen werden für unterschiedliche Flugwege unterschiedlicher Flugzeugtypen auf jeder der von den Messungen abgedeckten Landebahnen optimiert. Zusätzlich ist ein Beispiel einer endgültigen Anordnung wie in Fig. 2 dargestellt auch von verschiedenen anderen Bedingungen wie Sicherheitsauflagen am Flughafen, Unzugänglichkeit mancher Bereiche und akustisch nachteiliger Standorte mit Reflexionen oder starkem Hintergrundlärm abhängig.

Richtwirkungsunsicherheit [0093] Zuverlässige 3D-Richtcharakteristiken erfordern eine präzise Bestimmung der Flugzeugposition, was die Genauigkeit der Polarwinkel beeinträchtigt. Die standardmässigen Ungenauigkeiten u_e und υ_φ (Konfidenzintervall 68%) können durch das Fehlerfortpflanzungsgesetz basierend auf den Unsicherheiten der horizontalen und vertikalen Flugzeugposition durch Anwenden der untenstehenden Gleichungen (5) und (6) auf obenstehende Gleichungen (3) und (4) geschätzt werden.

-r \c0

1¾

(5)

(6) wobei x_k die Längsachse, y_k die Querachse und Z_k die Vertikalachse des Flugweg-Achsensystems (Fig. 3) ist. Die Quantitäten von u_e und υ_φ werden für Radardaten mit einer Lateraltoleranz von 230 m und einer Vertikaltoleranz von 46 m quantifiziert. Diese Schätzung ergibt eine Obergrenze für u_e und u₉, da andere Positionierungssysteme wie Cockpitdaten genauer sind. Unter Annahme einer rechteckigen Verteilung innerhalb der Toleranzgrenzen kann die Umformung von Toleranzen t in Standardunsicherheiten u_t gemäss untenstehender Gleichung (7) wie folgt berechnet werden

(7) [0094] Fig. 5 zeigt schematische Diagramme, die die Richtwirkungsunsicherheit für Radardaten in einer Entfernung von 1 km (links) und 5 km (rechts) vor dem Aufsetzen darstellen. Die Mikrofonposition wird von 0 auf 100, 200 und 300 m seitlich verschoben. Oben: Gleitweg; Mitte: Unsicherheit u_e; Unten: Unsicherheit υφ. (Anmerkung: unterschiedliche Massstäbe der Standardunsicherheiten für 1 km.)

Zwischenfazit zur Datenerfassung [0095] Das obenstehend beschriebene Modell für ein Verfahren und ein rechnerimplementiertes Programm nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung berücksichtigt Flugkonfigurationsparameter und erfüllt somit die Anforderungen für eine akustische Optimierung von Flugverfahren. Für die Entwicklung eines solchen Modells sind das Schallemissionsmodell in Funktion der Flugkonfiguration und die zugrundeliegende Schallquellendatenbasis ausschlaggebend. Umfangreiche Messungen müssen dafür in unmittelbarer Umgebung sowie in grosser Entfernung des jeweiligen Flughafens, z.B. Zürich, vorgenommen werden. Ein besonderer Schwerpunkt liegt in der Entwicklung zuverlässiger 3D-Schalirichtcharakteristiken. Letztere erfordern eine optimierte Mikrofonpositionierung für eine breite Abdeckung von Polarwinkeln. Die Prognose der Polarwinkel-Abdeckung einer bestimmten Messanordnung stellt bei der Optimierung des Messaufbaus eine grosse Hilfe dar. Weiterhin muss die Bestimmung der Polarwinkel ihrerseits zuverlässig sein. Deren Unsicherheiten werden daher für einen typischen Landeanflug beispielhaft geschätzt. Die Ergebnisse zeigen, dass Radardaten für Messpositionen in grosser Entfernung vom Flughafen (Unsicherheiten von 0,6°) hinreichend genau sind, während in unmittelbarer Umgebung des Flughafens andere Systeme erforderlich sind.

[0096] Unter Verwendung eines hybriden fallabhängigen Ausbreitungsmodells in Kombination mit einer Abschwächungsdatenbasis ist es möglich, ein Simulationswerkzeug mit hoher Flexibilität und Genauigkeit bereitzustellen, ohne den rechnerischen Aufwand zu erhöhen. Ein erheblicher Vorteil der Abschwächungsdatenbasis besteht darin, dass sie für zahlreiche Berechnungen wiederverwendet werden kann, sobald sie für einen bestimmten Flughafen erstellt wurde. Weitere Schritte sind die Auswertung der Schallquellendaten in Kombination mit den Nachverfolgungsdaten, die Entwicklung des Schallemissionsmodells und die Integration in das Simulationswerkzeug in Übereinstimmung mit einem Verfahren und einem rechnerimplementierten Programm nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.

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Schallquellenmodell für Flugzeuge in Abhängigkeit von Flugbedingungen [0097] Basierend auf obenstehend beschriebenem Messaufbau und Datenquellen berücksichtigt ein Schallquellenmodell für Fahrzeuge, insbesondere Luftfahrzeuge oder Flugzeuge, in Übereinstimmung mit einem Verfahren und einem rechnerimplementierten Programm nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung jeweilige Flugbedingungen des Flugzeugs.

Eingabedaten - Messungen und Datenquellen [0098] Wie obenstehend bereits ausgeführt wurde, werden akustische Überflugmessungen von realem Luftverkehr rund um einen öffentlichen Flughafen, z.B. Zürich, vorgenommen. Um eine breite Palette an typischen Flugbedingungen abzudecken, werden Mikrofone sowohl in der unmittelbaren Umgebung des Flughafens, aber auch in Entfernungen von bis zu 20 km platziert.

[0099] Fig. 6 zeigt den Messaufbau in weiterer Entfernung vom Flughafen einschliesslich Landeanflügen von Süden und zwei Abflugrouten, die Grossraum- und Standardrumpf-Flugzeuge abdecken. Mikrofonstandorte 1-10 (Punkte) und typische Flugstrecken für Abflüge von Landebahn 16 (durchgehende Linien) und Landebahn 28 (gestrichelte Linie) sowie Landeanflüge auf Landebahn 34 (strichpunktierte Linien) werden in Fig. 6 gezeigt. Die zehn eigenständigen Standorte sind mit omnidirektionalen Freifeld-Mikrofonen, die in einer Höhe von 10 m über dem Boden angeordnet sind, ausgestattet. [0100] Die Mikrofonstandorte für Abflüge sind derart gewählt, dass sie Flugbedingungen nach Drosselung, während Beschleunigung und während kontinuierlichem Steigflug in Reiseflugkonfiguration abdecken. Während des Landeanflugs wurden die Mikrofonstandorte entlang des Gleitwegs während der Verlangsamung des Flugzeugs für den Endanflug verteilt.

[0101] Messungen in unmittelbarer Umgebung des Flughafens, innerhalb einer Entfernung von 2,5 km vom Abheben oder Aufsetzen, stellen Daten sowohl für den Endanflug als auch für den Anfangssteigflug in einem weiten Umfang von Strahlungswinkeln bereit. Bei jeder der drei gemessenen Landebahnrichtungen im Nahbereich wurden acht omnidirektionale Freifeld-Mikrofone in einer Höhe von 4 m über dem Boden installiert.

[0102] Ein optisches Nachverfolgungssystem und Multilateration (MLAT) stellen im Nahbereich des Flughafens Positionsdaten mit grosser Genauigkeit bereit. In der weiteren Entfernung, in der die Genauigkeit von Radardaten ausreichend ist, wurden Letztere verwendet. Flugschreiberdaten mit Strecken auf GPS-Basis werden von internationalen Fluglinien (z.B. SWISS) bereitgestellt. Die Flugschreiberdaten stellen zudem Luftgeschwindigkeit, Triebwerksparameter, Flugzeugausrichtung, Konfiguration der Flugzeugzelle, Umweltbedingungen etc. bereit. Für Flugzeugtypen ohne verfügbare Flugschreiberdaten wird die Rotationsgeschwindigkeit des Triebwerks N1 aus Kurzzeitspektren der Akustikmessungen extrahiert. Bei den vorliegenden Beispielmessungen sind Flugschreiberdaten von insgesamt sechs Flugzeugtypen mit 161 bis 673 Flügen und dreizehn Kombinationen aus Flugzeug- und Triebwerkstypen, sogenannten Referenztypen, die auf der N1-Bestimmung mit jeweils 27 bis 334 Flügen basieren, verfügbar (siehe untenstehende Tabelle 1).

Eingabedaten - Datenverarbeitung [0103] Fig. 7 zeigt die Datenverarbeitung, die für die Backpropagation der Messungen und das Erstellen des Eingabedatensatzes für das Schallemissionsmodell angewendet wurde. Die Schallwellendateien werden mit einem festen Zeitintervall von 50 ms analysiert und auf Dritteloktavbänder mit 24 Mittelfrequenzen von 25 Hz bis 5 kHz gefiltert, um die Schalldruckpegel L_p (f) zu erhalten. Dieser Frequenzbereich wird gewählt, um die Charakteristiken von Fluglärm abzudecken, der eine hohe akustische Energie im Niederfrequenzbereich von der Düse umfasst. Frequenzen oberhalb von 5 kHz werden aufgrund der gewöhnlich relativ grossen Entfernungen zwischen dem Flugzeug und dem Empfänger schnell abgeschwächt und können somit nur sehr nah an der Quelle gemessen werden.

[0104] Um eine Backpropagation von Hintergrundlärm zu verhindern, wird lediglich der Teil des Pegel-Zeit-Protokolls (von jedem Dritteloktavband), der vor und nach dem Ereignis 6 dB oberhalb des Mindestpegels liegt, für die Analyse ausgewählt. Zusätzlich werden Ereignisse mit unerwünschten Geräuschen verworfen. Das Schallausbreitungsmodell sonX wird modifiziert und verwendet, um die entsprechenden Abschwächungen und die Geschwindigkeit des Schalls für jede Quelle-Empfänger-Kombination zu berechnen. Quellenpositionen und Flugparameter werden auf die akustischen Daten synchronisiert und um die Verzögerung des Schalls bei seinem Verlauf durch die Atmosphäre korrigiert.

[0105] Geometrische Abweichung, atmosphärische Absorption, Bodeneffekt, Bewuchsdämpfung sowie der Einfluss von Vertikalgradienten von Wind, Temperatur und relativer Feuchte werden berücksichtigt. Bei jedem Flug werden individuelle Witterungsprofile aus dem bekannten numerischen Wettervorhersagemodell COSMO-2 verwendet, um die tatsächlichen atmosphärischen Bedingungen so präzise wie möglich zu reproduzieren. Der Koeffizient der atmosphärischen Absorption wird dafür für bestimmte Ebenenoberflächen mit einer maximalen Schrittgrösse von 100 m berechnet.

[0106] Effekte aufgrund der Bewegung der Quelle werden durch Anwenden einer Frequenzverschiebung und einer Pegelverstärkung korrigiere. In der untenstehenden Gleichung (8) wird der Doppler-Faktor DF in Abhängigkeit von der relativen Machzahl Ma von der Quelle in Richtung des Empfängers definiert, wobei 9 der Strahlungswinkel zwischen dem Flugweg und dem Vektor von Quelle zu Empfänger ist.

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DF = 1 - Ma cos (ff) (8) [0107] Flugeffekte (FE), die für Schallquellen, die sich mit dem Flugzeug bewegen, kategorisiert werden können, bestehen aus der kinematischen Wirkung, die der Bewegung der Quelle bezogen auf den Empfänger (Doppler) entspricht, sowie der dynamischen Wirkung, die der Bewegung der Quelle bezogen auf das Ausbreitungsmedium entspricht. Das Kombinieren beider Effekte führt zur Pegelverstärkung AL_FE, die in untenstehender Gleichung (9) definiert ist.

(9) [0108] Die untenstehende Gleichung (10) fasst den Backpropagationsprozess zum Erhalten der Schallemissionspegel L_em für jedes Dritteloktavband zusammen. Nach der vorliegenden Erfindung ist der Schallemissionspegel L_em als zu einem Schallleistungspegel L_w äquivalent anzusehen, wobei die Richtwirkung D bereits einbezogen ist. Diese Erklärung ist notwendig, da nur die untere Halbkugel des Flugzeugs vom Boden aus gemessen werden kann.

L_em{f) = L_w(f) + D(f) -&L_fe == + Σ Ä(f) - ΔΜρε 0Q) [0109] Die Backpropagation vom Empfänger an die Quelle wird für alle Empfänger (Mikrofonstandorte) basierend auf Kurzzeit-Schalldruckpegeln L_p, die um die Ausbreitungsabschwächung ΣΑ und den Flugeffekt AL_FE korrigiert sind, vorgenommen. In Übereinstimmung mit der Definition des Schallleistungspegels schliesst die geometrische Abweichung in ΣΑ die Umformungskonstante Ιος₁₀(4π) ein. Die Frequenzverschiebung wird durch das Frequenzverhältnis von Quelle und Empfänger, das dem umgekehrten Doppler-Faktor entspricht, definiert. Für Dritteloktavbänder wurde die Frequenzverschiebung unter der Annahme von über jedes Band gleichmässig verteilter Energie umgesetzt. Die Frequenzverschiebung wird nach der Backpropagation an die Quellenposition gemäss obenstehender Gleichung (10) angewendet.

Eingabedaten - sich ergebender Datensatz [0110] Als Grundlage für die Modellentwicklung wird für alle Ereignisse jeder individuellen Kombination von Flugzeugtyp und Triebwerkstyp ein Datensatz aufbereitet. Der Grad der Detailgenauigkeit für die Einordnung ist auf allgemeine Flugzeugtypen beschränkt, so dass keine Unterscheidung bei optionaler Ausstattung wie Winglets oder Doppelring-Brennkammern vorgenommen wird.

[0111] Beispielsweise ist die A320-Familie des Flugzeugherstellers Airbus in die Typen A319, A320 und A321 aufgeteilt, die sich in erster Linie in der Länge und dem Starthöchstgewicht unterscheiden. Für jeden Typ innerhalb der Gruppe sind unterschiedliche Triebwerksoptionen, entweder CFM56 oder V2500, verfügbar, was sechs mögliche Datensätze impliziert, wenn alle Kombinationen gemessen werden.

[0112] Jeder Datensatz besteht aus 24 Teilsätzen für die ausgewerteten Dritteloktavbänder mit Mittelfrequenzen von 25 Hz bis 5 kHz. Ein Teilsatz schliesst die entsprechenden Emissionspegel L_em in dB aus obenstehender Gleichung (10), die berechneten Strahlungswinkel θ, φ in Grad, Flugparameter wie die Umdrehungsgeschwindigkeit der Triebwerke N1 in %, die Machzahl Ma und die Atmosphärenparameter Druck p in Pa, Temperatur T in °C, Dichte p in kg/m³ und Schallgeschwindigkeit c in m/s ein. Sind Flugschreiberdaten verfügbar, sind zudem die Anstell- und Schiebewinkel sowie die Konfigurationseinstellungen verfügbar. Die Machzahl Ma könnte bei Flugschreiberdaten mit der tatsächlichen Luftgeschwindigkeit (bezogen auf die sich bewegende Luft) des Flugzeugs in Verbindung stehen, steht aber aus Konsistenzgründen bei allen Flugzeugen mit der Flugweggeschwindigkeit (bezogen auf den Boden) in Verbindung.

[0113] Zusätzlich werden für die Nachverfolgbarkeit während der Modellentwicklung die Identifikationsnummer für das Ereignis und Mikrofon an jeden Datenpunkt (Zeile) angehängt. Ein Ereignis mit einem Flugabschnitt von 60 s fügt dem Datensatz 1.200 Datenpunkte pro Mikrofon hinzu. Bei allen Flügen und Messstandorten kann sich dies auf ein bis zwei Millionen Datenpunkte pro Teilsatz belaufen.

[0114] Für eine Vergleichbarkeit der Modellprognosen mit den gemessenen Daten in Abschnitt V wird der Datensatz nach den entsprechenden Flugbedingungen und Richtwinkel in jedem Frequenzband gefiltert. Beispielsweise werden Flugparameter für eine typische Flugphase und ein relevanter Richtwinkel ausgewählt, um den Schallemissionspegel vorherzusagen. Dann werden dieselben Parameter mit einem bestimmten Intervall um jeden Parameter verwendet, um einen Teilsatz aus dem kompletten Datensatz zu erzeugen (φ = 60° ± 5°, N1 = 93% ± 2% etc.). Danach wird das arithmetische Mittel Lem berechnet und mit dem arithmetischen Mittel der prognostizierten Werte Lem, verglichen (siehe unten). Die Vergleiche

CH 713 630 A1 mit gemessenen Daten sind nicht unabhängig, da das Modell auf denselben Datensatz abgestimmt ist, sie ermöglichen jedoch eine Bewertung, ob der Modellansatz geeignet ist.

Modellentwicklung [0115] Das Modell wird mittels multipler linearer Regression erstellt. Dieses Verfahren ermöglicht das Identifizieren von Effekten verschiedener Einflussparameter und ihrer Wechselwirkungen in grosser Detailtiefe. Es kann auf den Schallemissionspegel angewendet werden, da die logarithmischen Pegel normal verteilt sind. In einem ersten Schritt werden Ausreisser aus dem Datensatz entfernt (siehe nachstehender Abschnitt). Dann werden die Parameter für die Modelle ausgewählt (siehe unten). Anschliessend wird ein neuartiger Prozess zum Trennen des Datensatzes in Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm vorgenommen (siehe unten). Diese Trennung der zwei wichtigsten Quellenmechanismen ist vorteilhaft, da sie eine präzisere Beschreibung jedes Mechanismus ermöglicht. Beispielsweise können beide Modelle verschiedene Parameter einschliessen oder unterschiedliche Beziehungen desselben Parameters berücksichtigen.

[0116] Datenverarbeitung, Datenanalyse und Anpassung der Quellenmodelle können z.B. durch Verwendung der Standardsoftware Matlab 2014b für mathematische Berechnungen vollzogen werden. Die Modelle werden z.B. mittels der «Statistical Toolbox» von Matlab über den Befehl «fitlm», der einen Kleinstquadratausgleich (OLS) nutzt und eine individuelle Bewertung der Datenpunkte ermöglicht, ausgeglichen.

Ausreisser [0117] Ausreisser werden vor dem Schätzen der Modellkoeffizienten durch eine adaptive Ausreissererkennung, die den robusten Mahalanobis-Abstand (RD) zur automatischen Erkennung von Ausreissern nutzt, entfernt. Ein Vorteil dieses Verfahrens liegt in der angepassten Schwelle, die an die Probengrösse adaptiert wird.

[0118] Stammt der Datensatz aus einer multivarianten Normalverteilung, würden gegenüber einer festen Schwelle keine Ausreisser erkannt.

Datenexploration [0119] Die verfügbaren Parameter des präsentierten Datensatzes werden mittels explorativer Analyse und Kenntnissen aus der Literatur analysiert. Die Erkenntnisse werden verwendet, um die wichtigsten Parameter für das statistische Modell, das untenstehend präsentiert wird, auszuwählen. Zudem werden Parameter verworfen, wenn sie mit anderen Parametern korrelieren, um zuverlässige Modellkoeffizienten zu gewährleisten. Schliesslich wird die Beziehung der Parameter zu L_em offengelegt, um der Linearität des statistischen Modells zu genügen.

[0120] Bei vielen Triebwerken ist N1 der Kontrollparameter der Leistungseinstellung. Im Gegensatz zu Schub oder Strahlgeschwindigkeit des Triebwerks handelt es sich um einen direkt messbaren Parameter. Er korreliert mit der Strahlgeschwindigkeit, die als physikalische Hauptursache für Düsenlärm betrachtet werden kann. Bei Frequenzen unterhalb von 1 kHz, bei denen Strahlmischlärm dominiert, kann N1 als Ersatz für die Strahlgeschwindigkeit verwendet werden. Ausserdem stehen die Blattpassierfrequenz (BPF) sowie der Fan-Breitbandlärm mit einer Mittenfrequenz von 2,5-mal BPF [20] direkt mit N1 in Zusammenhang. Bei den meisten Triebwerkstypen liegen die BPF und somit der Breitbandlärm oberhalb von 1 kHz, so dass N1 einen angemessenen Vorhersagewert für die gesamten Triebwerksspektren darstellt.

[0121] Fig. 8 zeigt Diagramme, die die Ergebnisse von Triebwerk-Prüfläufen darstellen, die mit dem beispielhaften Flugzeug A330-300 (TRENT772B) für zwei beispielhafte Dritteloktavbänder vollzogen wurden, wobei L_p auf einem Radius von 170 m in vier verschiedenen Richtungen gemessen wurde. Die Prüfläufe wurden von SWISS ausgeführt, Messungen wurden von EMPA und dem Flughafen Zürich vorgenommen. Die Erlaubnis zur Verwendung der Daten wurde freundlicherweise erteilt. Ein beispielhafter Triebwerk-Prüflauf eines A330-300 mit TRENT772B wird ausgewertet, um die funktionale Beziehung zwischen Schalldruckpegel und N1 für jedes Dritteloktavband zu erstellen, da keine solche Beziehung bekannt ist. Das stationäre Flugzeug schliesst alle Flugzeugzellen-Lärmquellen und Flugeffekte aus den Messungen aus. Kurzzeitige lineare Schalldruckpegel (L_p) werden an vier Mikrofonstandorten in einem Radius von 170 m um das Flugzeug gemessen. Die Triebwerksprüfung wird zweimal aufwärts und abwärts durch Hochfahren von sechs verschiedenen Triebwerkslasten von Leerlauf bis zum höchstmöglichen Triebwerksdruckverhältnis am Boden durchgeführt. Somit sind für jedes Zeitintervall mit konstantem N1 zwei bis vier mittlere L_p verfügbar (Fig. 3). Ein Regressionsmodell wurde auf jede Richtung abgestimmt, 0° entspricht der Nase des Flugzeugs, N1 ist als Polynom zweiten Grades abgestimmt.

[0122] Gemäss den Diagrammen a) und b) in Fig. 8, die zwei beispielhafte Frequenzbänder zeigen, ändert sich die funktionale Beziehung mit der Frequenz und der Richtung. Bei 31,5 Hz ist die Fitkurve vorne leicht parabolisch und gegen den hinteren Bereich des Flugzeugs nahezu linear. Zudem erhöht sich das Gefalle nach hinten. Bei manchen Frequenzen, beispielsweise bei 2 kHz, öffnet sich die Parabole tatsächlich abwärts für etwa 15°. Bei dazwischen liegenden Frequenzen, die hier nicht dargestellt sind, sind die Beziehungen sehr ähnlich mit überwiegend linearem oder leicht quadratischem Verhalten (aufwärts geöffnet). Somit ermöglicht ein flexibler Polynom zweiten Grades-Ansatz, die Beziehung zwischen L_p bzw. Lem und N1 darzustellen.

[0123] Fig. 9 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Einfluss von N1 auf L_em des beispielhaften Flugzeugs E170, ausgestattet mit dem Turbo-Triebwerk CF34-8E, für 2 kHz darstellen. Die Datenpunkte sind nach 0,2< Ma < 0,24 gefiltert,

CH 713 630 A1 aber der Flugzeugzellenlärm kann die Pegel bei niedrigem n1 beeinflussen. Generell sind die Turbofan-Triebwerke der heutigen Zivilflugzeuge sehr ähnlich, und die Mechanismen der Lärmerzeugung sind dieselben. Somit ist anzunehmen, dass der quadratische Ansatz auch für andere Turbostrahltriebwerke stichhaltig ist. Diese Annahme kann explorativ unter Verwendung des in Fig. 9 backprobagierten Datensatzes für das Triebwerk Embraer E170 (CF34-8E) bei 2 kHz getestet werden. Obwohl der Flugzeugzellenlärm in L_em für einen niedrigen N1 enthalten ist, sind dieselben Trends erkennbar. In Diagramm a) in Fig. 9 ist die Schallemission nach vorn eine abwärts geöffnete Parabole, während für den Strahlungswinkel in Diagramm b) von Fig. 9 das Gegenteil gilt. Dies passt gut zu den Ergebnissen des Prüflaufs.

[0124] Die Machzahl Ma = U/c wurde ausgewählt, um die geschwindigkeitsabhängigen Schallquellen zu berücksichtigen. Sie gibt die mittlere Strömungsgeschwindigkeit U an der Quelle sowie die lokale Geschwindigkeit des Schalls c in einer einzelnen, dimensionslosen Grösse wieder. Weiterhin ist die Machzahl eine Aerodynamik-Kennzahl, die als kompressible Strömungsbedingung interpretiert wird und somit vergleichbare Strömungsphänomene sicherstellt.

[0125] Die Abhängigkeit der Schallemission von Ma kann durch eine aeroakustische Analogie bereitgestellt werden. Die Erzeugung von Schall durch das fluktuierende Fluid wird durch die klassische Wellengleichung beschrieben, die um drei grundlegende Quellentermini erweitert wird: Monopol, Dipol und Quadrupol. Die theoretischen Freifeldlösungen, die beispielsweise mittels der untenstehenden Gleichung (11) erhalten werden, zeigen auf, dass die Schallleistung W zur Luftdichte p, einer charakteristischen Grösse der Quelle D, der mittleren Strömungsgeschwindigkeit U und der Machzahl Ma proportional ist. Der Exponent x ist vom Quellenmechanismus (Monopol x = 1, Dipol x = 3, Quadrupol x = 5) abhängig.

f i x pD²l i'' λ l(11) [0126] Um die Beziehung des Schallleistungspegels L_w abzuleiten, wird der Logarithmus zur Basis 10 gemäss untenstehender Gleichung (12) angewendet. Die Einheiten der Parameter werden dafür mit p₀, D_o, U_o normalisiert.

101og₁₀(Mir j (12) [0127] Die Abhängigkeiten der Gleichung (12) werden auf L_em übertragen, der wie in Gleichung (10) definiert proportional zu L_w ist. In einem statistischen Modell ist die Umsetzung von U und Ma problematisch, da diese Parameter hoch korreliert sind (Multikollinearität). Die MuItikollinearität kann starke Auswirkungen auf die Schätzungen der Regressionskoeffizienten haben. Selbst wenn die Modellgleichung in ihren bekannten Intervallen noch nützlich ist, können die individuellen Auswirkungen der Parameter nur schlecht geschätzt werden und würden zu falschen Extrapolationen führen. Um die Multikollinearität zu verhindern, wird anstelle von logio(U) nur log-io(Ma) berücksichtigt. Somit gibt der Regressionskoeffizient die Leistung x von Ma wieder, bei welcher der Gesamt-Flugzeugzellenlärm skaliert. Im Gegensatz dazu wird der Triebwerkslärm in erster Linie durch die Auswirkungen der reduzierten relativen Strahlgeschwindigkeit beeinflusst. Um eine Extrapolation des Modells für den Startlauf zu ermöglichen, kann eine vereinfachte Korrelation von L <*> U durch [22] verwendet werden. Somit wird L_em °° Ma für Triebwerkslärm angenommen.

[0128] Fig. 10 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Einfluss von Ma auf den Schallemissionspegel des Flugzeugtyps A320 bei a) Start und b) Landeanflug bei 250 Hz darstellen. Die gestrichelte Linie ist eine lineare Regression in

a) und eine logarithmische Regression in b). Die beispielhafte Abhängigkeit von L_em von Ma bei 250 Hz für typische Flugbedingungen bei Start mit hoher Leistung wird in Diagramm a) und der Landeanflug mit Leerlauf wird in einem Diagramm

b) in Fig. 10 gezeigt. Es ist zu erwarten, dass in Diagramm a) Triebwerkslärm dominiert, und eine lineare Regression scheint angemessen, um die Abnahme von Ma auf Null zu extrapolieren. Im Gegensatz dazu ist zu erwarten, dass beim Landeanflug in Diagramm b) der Flugzeugzellenlärm dominiert. Eine Regression mit dem Logarithmus zur Basis 10 von Ma ist jedoch als lineare Regression angemessen, aber ein linearer Ansatz würde die physikalischen Eigenschaften des Flugzeugzellenlärms nicht wiedergeben und somit die Pegel für niedrigere und höhere Ma überbewerten.

[0129] Eine Auswirkung der Luftdichte ist im Flugzeugzellenmodell eingeschlossen, um die verallgemeinerte aeroakustische Theorie in obenstehender Gleichung (12) zu berücksichtigen. Die Luftdichte korreliert stark mit Luftdruck p und Temperatur T, die vom Regressionsmodell ausgenommen sind, um eine MuItikollinearität der Vorhersagewerte zu verhindern. Die Multikollinearität kann mittels der Varianzinflation (VIF), die für jeden möglichen Parameter bestimmt werden kann, überprüft werden. Nach dem Verwerfen von p und T verbleibt keine starke Multikollinearität. Dennoch kann entschieden werden, auch die Geschwindigkeit des Schalls c zu verwerfen, da sie bereits über Ma eingeschlossen ist. In der Tat sinken die VIFs von Ma und p nach dem Verwerfen von c weiter. Somit ist es möglich, nur p als Variable für das statistische Modell auszuwählen. Aus der obenstehenden Gleichung (10) wird die logarithmische Umformung auf p angewendet. Die Umformung kann erforderlich sein, um in Bezug auf die Koeffizienten des Flugzeugzellenmodells ein lineares Verhalten zu gewährleisten. Die Machzahl und die Luftdichte können logarithmisch umgeformt werden, d.h. die linearen Koeffizienten stehen für die Exponenten der Variablen innerhalb des Logarithmus. Die Luftdichte kann durch die Dichte auf mittlerer Meeresspiegelhöhe, wie sie durch die Internationale Standardatmosphäre ISA (p₀= 1,225 kg/m³) definiert ist, normalisiert

CH 713 630 A1 werden, um eine dimensionslose Grösse der Variable zu erhalten. Bei null Luftgeschwindigkeit oder Dichte tendieren die Umformungen in Richtung minus unendlich, was physikalisch angemessen ist. In der Praxis kann Ma auf 10^-3 festgelegt werden, um einen realen Wert zu erhalten, und p sollte niemals so stark extrapoliert werden.

IMa = log_so(Ma) t p - lOgjQ [ j

MM (14) [0130] Die Schallemission eines Flugzeugs weist eine Richtwirkung auf, die am besten mittels Kugelkoordinaten beschrieben werden kann. Insbesondere die Längsstrahlung, die durch den Polarwinkel 8 wiedergegeben wird, ändert sich stark mit dem Flugzeugtyp, dem Frequenzband und der Leistungseinstellung, wie in Fig. 10 gezeigt. Die Querstrahlung, wiedergegeben durch den Azimutwinkel φ, wird ebenfalls in Abhängigkeit von Flugzeugtyp, Frequenzband und Leistungseinstellung berücksichtigt. Die Richtwirkung in Querrichtung kann zu Pegelunterschieden von bis zu 3 dB über φ führen. Zusätzlich kann die Richtwirkung in Querrichtung erhebliche Diskrepanzen zu den verallgemeinerten Korrekturen, die lediglich zwischen an Flügeln und am Rumpf montierten Triebwerken unterscheiden, aufweisen.

[0131] Eine Fourierreihe zweiter Ordnung kann ausgewählt werden, um die Richtwirkung in Längsrichtung wiederzugeben. Während der Modellentwicklung wurde auch eine höhere Ordnung getestet, führte jedoch zu problematischen Gefallen an den Grenzen, wo weniger Daten verfügbar sind. Insbesondere für Bedingungen in grosser Entfernung von den Empfängern war die Richtwirkung bei hohen Frequenzen kritisch. Die Richtwirkung in Querrichtung wird mit einer HalbFourierreihe (zweiter Ordnung) modelliert, um die Anzahl an Termini zu vereinfachen und zudem problematische Gefalle in Bereichen mit geringer Datenabdeckung zu verhindern.

[0132] Fig. 11 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Verteilung gemessener Klappenhebelstellungen des Flugzeugtyps A320 in Abhängigkeit von der Ma-Zahl darstellen, im Gegensatz zum Landeanflug bezieht sich die Klappenhebelstellung 1 auf einen anderen Ablenkwinkel der Klappen beim Abflug. Die Konfiguration des Flugzeugs wird durch drei kategoriale Variablen modelliert: Stellung des Fahrwerks (eingefahren: 0, ausgefahren: 1), Stellung des Klappenhebels (0 bis 4, feste Kombinationen aus Vorflügel und Klappenableitung) und Anwendung der Bremsklappen (deaktiviert: 0, aktiviert: 1). Diese Informationen werden den Flugschreiberdaten entnommen. Aufgrund der Messung von tatsächlichem Flugverkehr sind die Daten selbstverständlich nicht ausgewogen, und möglicherweise ist es nicht möglich, Daten für alle Konfigurationskombinationen zu erhalten. Weiterhin korrelieren die Klappeneinstellungen stark mit unterschiedlichen Intervallen der Machzahlen aufgrund von Prozessen und strukturellen Einschränkungen, wie in Fig. 11 gezeigt. Zusätzlich wird die Klappenhebelstellung 1 für den Abflug als 1+F angegeben, was einem anderen Ablenkwinkel der Klappen als beim Landeanflug entspricht (10° anstelle von 0°). Trotz aller Schwierigkeiten ist der Einfluss der Flugzeugkonfiguration von Interesse und wird daher mit Hilfe einer spezifischen Modellstruktur, die im weiteren Verlauf näher beschrieben wird, berücksichtigt.

[0133] Fig. 12 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Einfluss des Fahrwerks auf die Schallemission des A320 beim Landeanflug in Leerlauf für 250 Hz in (a) und 2 kHz in (b) darstellen. Gemessene Daten und die Regressionslinien zeigen eine klare Auswirkung auf die Schallemission bei ausgefahrenem Fahrwerk. Die in Fig. 12 gezeigten Datenpunkte zum Darstellen der Wirkung des Fahrwerks stammen aus Messungen für Landeanflugssituationen mit eingefahrenem und ausgefahrenem Fahrwerk. Jeder Datensatz ist mit einer simplen logarithmischen Regression abgestimmt, um den Einfluss des Fahrwerks zu zeigen. In Diagramm a) von Fig. 12 ist ein geringfügig grösseres Gefalle der Regression mit ausgefahrenem Fahrwerk zu erkennen. Bei niedrigen Ma sind die Emissionspegel ähnlich, aber bei hohen Ma von 0,3 beträgt der Pegelunterschied 2,6 dB. Bei 2 kHz in Diagramm b) von Fig. 12 ist die Auswirkung des Fahrwerks auf die Ma-Abhängigkeit der Schallerzeugung deutlich höher. Bei Ma = 0,3 beträgt der Unterschied bereits 6 dB.

[0134] Weitere Parameter können betrachtet oder während der Modellentwicklung aufgrund von Geringfügigkeit oder aus praktischen Gründen verworfen werden. Insbesondere der Anstellwinkel und der Schiebewinkel, die aus den Flugschreiberdaten verfügbar sind, können ausgenommen werden, da keine Korrelationen zum Emissionspegel gefunden werden. Zudem ist das Verwerfen beider Winkel auch angemessen, da sie normalerweise nicht für Prognosen verfügbar sind.

Datentrennverfahren [0135] Fig. 13 zeigt ein Diagramm, das Schritte eines Prozesses zur Modellentwicklung und Datentrennung nach einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung darstellt. Der Prozess wird für jedes Dritteloktavband wiederholt. Nach dem beispielhaften Prozess, der in Fig. 13 gezeigt wird, um die Modellentwicklung und die Trennung der Gesamtemissionspegel von einem Frequenzband im Datensatz in Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm zu zeigen, wird in einem Schritt 1 der Datensatz in zwei Teile getrennt: Teil eins enthält alle Daten, bei denen die Triebwerke im Leerlauf waren, d.h. ausschliesslich Landeanflugssituationen, und Teil zwei enthält alle anderen Daten aus Landeanflug und Abflug mit Triebwerken unter Last.

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Ein angemessener Grenzwert für die Teilung wird durch Datenplots von L_em über N1 bestimmt, wie in Fig. 14, wo für N1 keine Korrelation unterhalb 40% zu erkennen ist. Somit ist anzunehmen, dass der Flugzeugzellenlärm den Gesamt-L_em für diesen Teilsatz dominiert.

[0136] In Schritt 2 werden ein Flugzeugzellen-Ausgangsmodell und ein Triebwerk-Ausgangsmodell auf ihre entsprechenden Datensätze abgestimmt, um die Hauptwirkungen jeder Quelle offenzulegen. Die Ausgangsmodelle umfassen lediglich geringfügige Veränderungen gegenüber den untenstehend ausführlicher beschriebenen Modellen. Mit Hilfe der prognostizierten anfänglichen Schallemissionspegel für Flugzeugzellenlärm _s) und Triebwerkslärm kann ein Quellenverhältnis für jeden Datenpunkt im Original-Datensatz berechnet werden (Schritt 3). Das Verhältnis q' (siehe untenstehende Gleichung (15)) ist als die prognostizierte Schallemission des Triebwerks geteilt durch die Summe der prognostizierten Triebwerks- und Flugzeugzellenemission definiert. Somit bedeutet ein Verhältnis von 0, dass ausschliesslich Flugzeugzellenlärm zur Gesamtemission beiträgt, und 1 entspricht einer ausschliesslichen Triebwerksschallemission. Es ist anzumerken, dass alle Prognosen aus diesen Modellen mit einem Caret markiert sind, um sie von Eingabedaten zu unterscheiden; das hochgestellte i gibt an, dass die Ausgangsmodelle verwendet werden.

(15) [0137] Dieses Verfahren impliziert jedoch, dass die Ausgangsmodelle extrapoliert werden müssen. Beispielsweise basiert das Flugzeugzellen-Ausgangsmodell auf Landeanflügen mit einer Machzahl, die niedriger als 0,35 ist. Im Gegensatz dazu werden Starts bis zu einer Machzahl von 0,45 gemessen. Daraus ergibt sich, dass das Modell extrapoliert werden muss, um (¢,,,../,,,) für jeden Datenpunkt im vollständigen Datensatz zu prognostizieren. Jedoch basiert die Extrapolation der Machzahl auf physikalischen Kenntnissen (siehe oben), so dass eine plausible erste Schätzung möglich ist.

[0138] Basierend auf dem Verhältnis qi werden zwei getrennte Datensätze, die jeweils alle Messungen für Landeanflug und Abflug einschliessen, für jedes Dritteloktavband erzeugt (Schritt 4). Einer gibt die Schallemission der Triebwerke (¢,,,.,,,_s) wieder (siehe untenstehende Gleichung (16)), und der andere gibt den Schallemissionspegel der Flugzeugzelle (¢,../,,.) wieder (siehe untenstehende Gleichung (17)).

-r lOlogto (¢(/)) (15) tJJi L.JJ) + 101og_w (1 - ¢(/)) (17) [0139] Fig. 14 zeigt drei Diagramme, die ein Datentrennungsbeispiel für den A320 bei 100 Hz darstellen. Die backprobagierten Daten im oberen Bereich werden geteilt, um die mit Flugzeugzellenlärm (links unten) und Triebwerkslärm (rechts unten) in Zusammenhang stehenden Schallemissionen zu schätzen. In Fig. 14 werden beide Datensätze des ursprünglichen L_em miteinander verglichen. Die Flugzeugzellenpegel (links unten) dominieren für N1 <40%, was der Implikation der Annahme in Schritt 1 entspricht. In dem Beispiel liegen sie etwa 20 dB unter den Gesamtpegeln für Abflüge. Im Gegensatz dazu dominieren bei den Abflügen die Triebwerkspegel (rechts unten) und verlieren bei sinkendem N1 an Einfluss. Insgesamt kann durch energetisches Addieren der individuellen Pegel beider Datensätze der ursprüngliche Datensatz rekonstruiert werden.

[0140] In Schritt 5 werden die Endmodelle für Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm wie hierin definiert auf die in Fig. 13 präsentierten getrennten Datensätze abgestimmt. Die Schritte 3 bis 5 werden einmal wiederholt, um die Schätzung des Verhältnisses zwischen Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm zu verbessern, da die regulären Modelle im Gegensatz zu den Ausgangsmodellen auf den gesamten Datensatz abgestimmt wurden. Schliesslich addieren sich die Energiesummen des Flugzeugzellenmodells und des Triebwerkmodells auf den prognostizierten Ι_θ_π. Der vollständige Prozess der Datentrennung und Modellanpassung wird für jedes Dritteloktavband jeweils 24 Mal vorgenommen.

Quellenmodelle [0141] Nachstehend werden Quellenmodelle nach einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, die auf Erkenntnissen wie oben beschrieben basieren, präsentiert. Die Modelle werden basierend auf Kenntnissen über die Hauptparameter und ihre Interaktionen, z.B. der Mach-Abhängigkeit des Fahrwerks, aufgebaut. Aus statistischer Sicht gleicht dieser Ansatz der Vorwärtsauswahl mit einem Umfang, der ausschliesslich die relevanten Parameter für beide Quellen einschliesst. Jedes Modell mit einem neuen Parameter oder einer neuen Interaktion wird mit dem Bestimmtheitsmass R², der mittleren quadratischen Abweichung oe und dem Akaike-Informationskriterium (AIC) verglichen. Alle Kriterien sollten über allen Frequenzen verglichen werden, um ein globales Optimum zu finden. Die Übereinstimmung mit den Modellannahmen wurde mittels Residuenplots visuell bestätigt.

CH 713 630 A1 [0142] Beispielhaft werden die Quellenmodelle auf dem A320-Datensatz, der Flugschreiberdaten und eine hohe Anzahl an Flügen bereitstellt, aufgebaut. Anschliessend können sie anhand der fünf anderen beispielhaften Flugzeugtypen mit Flugschreiberdaten getestet und weiter verbessert werden, um zu bestätigen, dass die Modelle auf verschiedene Flugzeug- und Triebwerkstypen anwendbar sind. Die sich ergebenden Modelle werden als weiterentwickelte Modelle (siehe unten) präsentiert. Stehen keine Flugschreiberdaten zur Verfügung, ist die Konfiguration den Flugzeugs also unbekannt, können z.B. dreizehn reduzierte Modelle erstellt werden (siehe unten).

Weiterentwickelte Modelle [0143] Der Schallemissionspegel der Flugzeugzelle kann durch die Summe der Quellentermini und der Strahlungswinkeltermini wie in der untenstehenden Gleichung (18) zusammengefasst modelliert werden. Die Abhängigkeit von der Frequenz f deutet darauf hin, dass alle Koeffizienten der Quellen- und Strahlungswinkeltermini auf alle Dritteioktavbänder abgestimmt sind, selbst wenn dies aus Gründen der Lesbarkeit nicht ausdrücklich angemerkt ist.

Quellentermi

GLtf p. f ... ï 0)

Strahlungswinkelterm (18) [0144] Die untenstehende Gleichung (19) gibt die Quellentermin! des Flugzeugzellenmodells wieder. L_a0 ist der aufgefangene Intercept, und a_a1 bis e_a3 sind die frequenzabhängigen Koeffizienten aller Modellparameter. Die Hauptparameter sind die logarithmischen Umformungen IMa und Ip, die das Verhalten der aeroakustischen Schallerzeugung in Übereinstimmung mit bekannten halbempirischen Modellen wiedergeben. Zusätzlich wird jede Konfigurationsänderung von Fahrwerk, Klappen oder Bremsklappen (SB) in diskreten Schritten modelliert, da diese Parameter kategorial sind. Bei Klappen und Bremsklappen werden auch Interaktionen mit dem Fahrwerk betrachtet, um Änderungen der absoluten Auswirkung zu berücksichtigen, wenn der Schallemissionspegel durch das ausgefahrene Fahrwerk erhöht wird. Ausserdem interagieren Fahrwerk und Bremsklappen mit IMa, um die geschwindigkeitsabhängige Schallerzeugung zu berücksichtigen. Bei den Klappen wird die Interaktion mit IMa vernachlässigt, da jede Klappenstellung nur in einem gewissen kleinen Bereich von Mach-Zahlen verwendet wird (siehe Fig. 11), somit kann eine Ma-Interaktion nur mit grossen Unsicherheiten bestimmt werden. Dennoch müssen die stark unterschiedlichen Kombinationen von Klappenstellungen und Mach-Zahlenbereich für Landeanflug und Abflug in Fig. 11 im Modell auf die eine oder andere Weise berücksichtigt werden. Dafür kann ein weiterer kategorialer Parameter, das Flugverfahren Proc (Abflug: 1, Landeanflug: 0) eingeführt werden, der zudem die verschiedenen Ablenkwinkel berücksichtigt. Der Parameter berücksichtigt ausserdem die Beobachtung an der A320-Familie, dass Frequenzbänder mit Hohlraumtönen bei Landeanflügen bei ansteigenden Machzahlen einen starken Pegelanstieg aufweisen können, während dies bei Abflügen nicht der Fall ist. Es ist anzunehmen, dass sich das lokale Strömungsfeld aufgrund unterschiedlicher Anstellwinkel und Klappenstellungen beim Landeanflug vom Abflug unterscheidet.

-Lü.« fm = LaO + i - IMa + Proc · (a,λ + «_a3 · IMa] + ’ί,ι · lp +Ge,ars )c,,i + c«2 Proc + c_a-s IMa) + Flapsj + d„2,· Gears + ί7_α3_?· · Proc) +SB (<:_Bi + <’_a2 Gears e„;> IMa) [0145] Die Richtwirkung des Flugzeugzellenmodells (siehe untenstehende Gleichung (20)) wird als axial symmetrische Strahlung entlang der Längsachse des Flugzeugs ausgedrückt, da die Richtwirkung in Querrichtung hauptsächlich Reflexionen des Triebwerkslärms an der Flugzeugzelle zugeordnet ist (siehe unten). Der Polarwinkel θ wird mit einer Fourierreihe zweiter Ordnung berücksichtigt, um die Richtwirkung in Längsrichtung zu modellieren. Die Koeffizienten der Flugzeugzellen-Richtwirkung sind k_a bis n_a. Interaktionen sind nicht eingeschlossen, d.h. die Form der Emissionsrichtwirkung ist bei allen Flugbedingungen dieselbe. Diese Vereinfachung ist gerechtfertigt, da der Datensatz bereits in Bezug auf den Flugeffekt korrigiert wurde (siehe obenstehende Gleichung 10).

A£-e._oy_m = k_a cosΘ ·+· I,. · cos20 m_a sin0 -f- n„ sin20 (20) [0146] Der Schallemissionspegel des Triebwerkslärms L_bem.eng (f) wird durch die Summe der Quellentermini und einen ausführlicheren Ansatz für die Strahlungswinkeltermini wie in der untenstehenden Gleichung (21) zusammengefasst modelliert.

(19)

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L™₉(f) = î₀._t,_<9(A/«₅ jVl,AT‘²) + ÄLe.ens(d,AT,A^rl²) +ΔΪ^(φΗνΐ) s------------------_v. ·.----------------------------------- -----------------------------------/ (21)

Quellentermini Strahlungswinkeltermini ' ' [0147] Quellentermini für Triebwerkslärm (siehe untenstehende Gleichung (22)) schliessen den aufgefangenen Intercept Leo und drei Parameter mit ihren Koeffizienten a_ei, b_e2 ein. Der Hauptquellenterminus des Triebwerkslärms ist N1. Der quadratische Ansatz für N1 gibt den Düsen- sowie den Fan-Lärm wie untenstehend ausgeführt wieder. Zusätzlich berücksichtigt der Parameter Ma den Wechsel der Quellenstärke der Strahlmischung durch Flugzeuggeschwindigkeit.

Lq_>î??îq — T ' Ala + b..] - 4' 4-.· ' tVf (22) [0148] Der beispielhafte Triebwerk-Prüflauf zeigt auf, dass die Beziehung von L_em zu N1 stark vom Polarwinkel θ abhängt. Somit interagieren die Fourier-Termini der Richtwirkung Δία*,., mit N1 sowie mit N1² (siehe untenstehende Gleichung (23)). Die entsprechenden Modellkoeffizienten sind k_ej bis n_e,j mit dem Index j für jede Interaktion. Die Richtwirkung in Querrichtung (siehe untenstehende Gleichung (23)), die den Installationseffekt wiedergibt, ist als Halb-Fourierreihe zweiter Ordnung, d.h. ausschliesslich mit Sinustermini von φ, eingeschlossen. Analog zur Richtwirkung in Längsrichtung weist jeder Terminus eine Interaktion mit N1 mit den Koeffizienten o_ej, p_ej auf. Ein Einbeziehen der Interaktion mit N1² kann ebenfalls getestet werden, aber nach dem vorliegenden Beispiel ist keine erhebliche Verbesserung zu erwarten.

AL,?.,· = (À'_e,/ cosÖ -4- l_f._ j · cos20 4- m,._tJ sin 0 4- n_cj · sin2(9) -(14- 1V1 4- Nl²) (23)

ΔΑ_ς,.,_?„_ί; = (o_f!j · sinip + -sin2ip) · (1 + ;V1) (24) [0149] Mit dem Ansatz der obenstehend aufgeführten Gleichungen (23) und (24) wird der Form der 3D-Richtwirkung ermöglicht, sich mit der Triebwerkseinstellung N1 zu ändern. Da jedes Dritteloktavband separat abgestimmt wird, variiert auch der Spektralgehalt der Gesamtrichtwirkung mit der Leistung der Triebwerke.

[0150] Das Flugzeugzellen-Ausgangsmodell, das für die erste Berechnung des Verhältnisses q¹ für die Datentrennung wie obenstehend ausgeführt verwendet wurde, ist mit der obenstehenden Gleichung (19) identisch, aber der Parameter Proc wird ausgelassen, da alle Datenpunkte des Ausgangsmodells zu Landeanflügen gehören. Zudem wird die Richtwirkung in obenstehender Gleichung (19) nicht verändert. Das Triebwerk-Ausgangsmodell wie in obenstehender Gleichung (22) wird um den Parameter N1² reduziert. Dies verhindert einen Anstieg des Schallemissionspegels für die Extrapolation für N1 unterhalb 40%. Dafür wird auch die Richtwirkung in Längsrichtung in obenstehender Gleichung (23) um N1² reduziert.

Reduziertes Modell [0151] Stehen keine Flugschreiberdaten zur Verfügung, müssen alle Modelle um die nicht bekannten Parameter reduziert werden. Fehlen beispielsweise für den Flugzeugzellenlärm die Konfigurationsparameter, müssen sie aus dem Modellansatz entfernt werden (siehe untenstehende Gleichungen (25) und 26)). Die Auswirkungen der Konfiguration sind im Datensatz noch implizit vorhanden. Im Gegensatz zum weiterentwickelten Modell berücksichtigt die Mach-Abhängigkeit von L_em nun die gemittelte Konfiguration aller gemessenen Flüge. Somit wird der Parameter Proc im Modell aus den obenstehend ausgeführten Gründen beibehalten. Die Strahlungswinkeltermini bleiben unverändert (siehe obenstehende Gleichung (20)).

== Llj.a fm. (J Μ (I .Iß. PfOC)

Quellentermini

......._------✓

Strahlungswinkeltermini (25) — a_ni IMa Proc ~r a_a‘3 ‘ IMa) -r b_ti[ Ip (26) [0152] Bei Triebwerkslärm ist der aus den Flugschreiberdaten stammende Parameter N1. Dieser Parameter ist ausschlaggebend, da er die grössten Auswirkungen auf L_em aufweist. Dafür kann im Fall fehlender Flugschreiberdaten N1 basierend auf Spektralanalysen bestimmt werden. Das Triebwerkmodell des reduzierten Modells ist somit dasselbe wie das des weiterentwickelten Modells (siehe obenstehende Gleichungen (21) bis (24)).

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Gewichtung [0153] Während Messungen ändert sich der Polarwinkel θ bei einem weit entfernten Flugzeug nur langsam, wohingegen er sich schnell ändert, wenn das Flugzeug die Mikrofone überfliegt. Folglich sind nur wenige Datenpunkte der gleichmässig beabstandeten Akustikproben im relevantesten Umfang von θ verfügbar und umgekehrt. Dafür müssen die Daten gewichtet werden, um einen Einfluss der inhomogenen Verteilung von Datenpunkten über θ zu reduzieren, der umgekehrt proportional zur Zeitableitung θ' = dö/dt ist. Um dies zu tun, wird das Modell mit einem Algorithmus gewichteter Kleinstquadrate (WLS) analog zur linearen Sinusregression der gewöhnlichen Kleinstquadratmethode versehen.

[0154] Da jede Flug-Empfänger-Kombination eine andere Geometrie aufweist, wird θ' durch den Höchstwert pro Ereignis und Empfänger, in untenstehender Gleichung (27) als w₀,i notiert, standardisiert. Die Standardisierung verhindert eine höhere Gewichtung von gemessenen Pegeln, wenn ein Flugzeug näher an einem Empfänger ist, als wenn es weiter weg ist und θ' allgemein niedriger ist. Die Gewichtungen werden dann durch ihren Mittelwert w₀ normalisiert, um sicherzustellen, dass die Summe aller Gewichtungen w¹, die für den WLS-Algorithmus verwendet werden, der Anzahl n der in der Analyse enthaltenen Beobachtungen entspricht (siehe Gleichung (28)).

«•ü.i = max {F)_{i;li{cnKr<;eriv(:r} ><> = wo.i/w_o = y' Wi = n : (28)

Energiekorrektur [0155] In der Folge der Kleinstquadratschätzung prognostiziert das Modell das arithmetische Mittel des Schallemissionspegels Lem in dB. Eine Korrektur ist erforderlich, um die gemittelte Energie Le, die dem arithmetischen Mittel der Geräuschemission in Watt entspricht, zu prognostizieren. Da L_em normal verteilt ist, was eine Voraussetzung für eine lineare Regression darstellt, kann die Energiekorrektur analytisch auf 0,115 σ² bestimmt werden. Die Varianz σ² kann durch die Fehlervarianzschätzung 3i(/) wiedergegeben werden, in Anwendung auf jedes Modell gemäss der untenstehenden Gleichungen (29) und (30).

~ Lem,af m(f ) + 0.115 (29)

Lem,eng \ J ) 7,,,,,.eng(J ) 0.115 * (30) [0156] Fig. 15 zeigt ein Diagramm, das einen beispielhaften Korrekturfaktor für eine mittlere Energie über Frequenz für den Flugzeugtyp A320 darstellt. Aus Fig. 15 wird ersichtlich, dass die Fehlervarianz bei Mikrofonen in weiterer Entfernung deutlich höher als bei Mikrofonen im Nahbereich ist, was in erster Linie durch eine höhere Varianz aufgrund von Turbulenzen und Unsicherheiten bei der Backpropagation verursacht wird. Allgemein sind Mikrofone für Abflüge in weiterer Entfernung weiter von der Quelle entfernt, was die Interpretation stützt, dass die Varianz entfernungsabhängig ist. Die Energiekorrektur sollte nur die Varianz von Schallemissionspegel und Unsicherheit der Messung einschliessen. Dafür wird die Korrektur auf die Fehlervarianz der Daten im Nahbereich angewendet (Gesamtfehler von Landeanflug und Abflug).

[0157] Die Energiesumme i©; der abgestimmten Endmodelle für Flugzeugzellen- (siehe obenstehende Gleichung (29)) und Triebwerkslärm (siehe obenstehende Gleichung (30)) ergibt die prognostizierten Gesamt-Emissionsspektren des modellierten Flugzeugs nach der untenstehenden Gleichung (31).

Lp.m.total{.f ) “ -7~ίη,α/ίη(/) '11 ,,,,,^(/) (31)

Referenztypen [0158] Beim vorliegenden Beispiel werden insgesamt 19 akustische Referenztypen auf Basis der obenstehend vorgestellten Eingabedaten erstellt. Die untenstehende Tabelle 1 gibt einen Überblick über die Referenztypen mit Details zu den entsprechenden Flugzeug- und Triebwerkstypen, den Ursprung der Daten und die Anzahl an Flügen, auf welcher die Modelle basieren. Beispielsweise basiert der Eintrag A320_CFM56-5B, dessen Daten in der nachstehenden Beschreibung zu illustrativen Zwecken häufig verwendet werden, auf Flugschreiberdaten des mit CFM56-5B ausgestatteten A320-200 mit insgesamt 673 Flügen. Der Eintrag E170 ohne Flugschreiberdaten basiert auf insgesamt 89 Flügen und wird verwendet, um die Durchführbarkeit des reduzierten Modells zu belegen.

CH 713 630 A1 [0159] Tabelle 1: Referenztypen mit gruppierten Flugzeug- und Triebwerkstypen und ihre Datenbasis (Anzahl an Flügen). Basieren die Eingabedaten auf dem Flugschreiber, wird das weiterentwickelte Modell (Adv.) erstellt, bei anderen Typen mit N1-Bestimmung wird das reduzierte Modell (Red.) erstellt.

[0160]

Referenztyp	Untertypen und i riebwerk	Eingabe	Modell	Dep.	Zugel.
A31'T	CFM56-5B	Airbus A319-100. GFM56-5B	FDR	Adv.	120	41	161
A320_	CFM56-5B	Airbus A320-200, CFM56-5B	FDR	.Adv.	424	249	673
A321_	CFM56-5B	Airbus A321-200. CFM56-5B	FDR	Adv.	300	126	426
A32X,	CFM56-ÓA	Airbus A320-Family, CFM56-5A	NI	Red.	57	15	72
A32X-	_V2500	Airbus A320-I’ainily; V2500	NI	Red.	198	33	231
A333_	TRENT“	Airbus A330-300, TRENT“	FDR	Adv.	249	136	385
A3	CFM56-5C	Airbus A340-300, CFM56-5C	FDR	Adv.	160	120	286
A38S_	GP7270	Airbus A38Ü-800, GP7270	NI	Red.	26	2	28
A38S_	TRENTS	Airbus A3SO-800, TRENTO	NI	Red.	38	20	58
IÌ737	CFM56-3	Boeing B737 Classic (-300 to-500). CFMÖ6-3	NI	Red.	84	39	123
13737	CFM56-7B	Boeing 13737 NG (-600 to -900). CFM56-7B	NI	Red.	297	37	334
B763	PW4060	Boeing 767-300, PW4060	NI	Red.	9	34	43
B76X_	_CF6-80C2	Boeing 767-Family (-200 to -400), CF-80C2	NI	Red.	19	57	76
CRJ9	_CF34-8Cä	Bombardier Regional Jet CRJ-900, CF34-80C2	NI	Red.	71	22	93
E170__	CF34-8E	Embraer ER.J 170, GF34-8E	NI	Red.	62	27	89
E190_	CF34-10E	Embraer ER.J 190, CF34-10E	NI	Red.	243	49	292
F100_	TAY650-15	Fokker 100. TAY650-15	Nl	Red.	234	61	295
FA7X	_PW307	Dassault Falcon “X. PW307	NI	Red.	17	10	27
R.J1II	_LF507	BAE SYSTEMS AVRÒ RJ-100, LF507	FDR.	Adv.	324	202	526

[0161] Ist die Anzahl an gemessenen Flügen gering, können manche Flugzeugtypen derselben Flugzeugfamilie gruppiert werden. Generell gilt, dass nur Typen mit identischem Triebwerk gruppiert werden, da die Triebwerke die Hauptschallquelle darstellen, was zu erheblichen Abweichungen bei der Schallemission führen kann. Beispielsweise werden alle Untertypen der B737 mit der klassischen Triebwerksoption CFM56-3 gruppiert, während alle Typen der neuen Generation, die mit dem modernen CFM56-7B ausgestattet sind, separat gruppiert werden. Das Gruppieren einer Flugzeugfamilie ist angemessen und verbessert das Modell, da eine grössere Palette an Parametern aufgrund unterschiedlicher Startgewichte und Abläufe abgedeckt wird. Insbesondere verwenden unterschiedliche Flugzeugtypen verschiedene N1 für den Abflug, da bei verschiedenen Startgewichten ein abweichender Schub erforderlich ist.

Leistungsfähigkeit der Modelle [0162] Fig. 16 zeigt zwei Diagramme, die einen beispielhaften Bestimmungskoeffizienten über Frequenz darstellen. Flugzeugzellen- und Triebwerkmodell werden mit ihren getrennten Datensätzen verglichen, während das Gesamtmodell mit dem ursprünglichen Datensatz verglichen wird. Fig. 11 zeigt das Bestimmtheitsmass R² über Frequenz für alle Dritteloktavbänder. Ruotai gibt die Leistungsfähigkeit des Modells aus Gleichung (24) wieder, um den ursprünglichen Datensatz der backprobagierten Daten Ι_θπ zu reproduzieren. Insgesamt zeigt die Anpassungsgüte der Gesamtmodelle eine gute Aussagekraft des Regressionsausgleichs mit Werten zwischen 0,7 und 0,8 für den A320 (a), aber auch für den E170 (b). R²afm und R²eng beschreiben die Anpassungsgüte der Quellenmodelle auf die getrennten Datensätze. Das Triebwerkmodell zeigt für die meisten Frequenzbänder R² _eng-Werte, die geringfügig über 0,8 liegen. Im Gegensatz dazu weist das

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Flugzeugzellenmodell des A320 R² _afm-Werte zwischen 0,2 und 0,6 mit einer weitaus höheren Schwankung zwischen den verschiedenen Frequenzbändern auf. Beim E170 variiert R²afm hauptsächlich zwischen 0,4 und 0,7.

[0163] Ein spezifischer Aspekt von R² steht mit dem Frequenzbereich, in dem die Schallquellen abstrahlen, in Beziehung. Beispielsweise liegt ist R² _eng des A320 in Diagramm a) von Fig. 16 zwischen 50 und 400 Hz hoch, wenn der Düsenlärm dominiert. In ähnlicher Weise ist R²eng bei 2 bis 3 kHz, den Bändern, die die Blattpassierfrequenz (BPF) des A320 bei Abflug enthalten, hoch. Flugzeugzeile-Schallquellen können auf die gleiche Weise identifiziert werden. In Übereinstimmung mit Messungen an einem A320-Flügei in Originalgrösse im Niedergeschwindigkeits-Windkanal DNW-LLF strahlen die Vorflügel (eingeschlossen mit dem Parameter Flaps) einen erheblichen Schall zwischen 100 und 300 Hz aus. Weiterhin ist ein markanter Hohlraumton im Flügel bei 500 und 630 Hz erkennbar. Und schliesslich ist ein Zusatzrauschen der Vorflügel-Seitenkante zwischen 1 und 1,6 kHz auffällig.

[0164] Genau in diesen Frequenzbereichen weist R²afm lokale Höchstwerte auf. Im Gegensatz dazu existieren keine expliziten Schallquellen für 50 bis 100 Hz und oberhalb 1,6 kHz, und folglich ist R²afm niedrig. Für E170 sind keine entsprechenden Messungen im Windkanal wie für den A320 bekannt, aber die Messungen zeigen einen Ton bei 100 Hz an, der ebenfalls R²afm erhöht. Allgemein tragen die Flugzeugzellen-Schallquellen des E170 über alle Frequenzen bei, da R² _afm hoch ist.

Modellvergleich [0165] Beispielhafte Ergebnisse von Spektren und Richtcharakteristiken werden für verschiedene Flugbedingungen gezeigt und mit Messungen verglichen.

[0166] Fig. 17 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektral-Richtcharakteristiken des Flugzeugtyps A320 bei Abflug mit Hochleistungseinstellung darstellen. In Fig. 17 werden spektrale Richtcharakteristiken prognostiziert und mit gemittelten Messdaten mit ähnlichen Flugparametereinstellungen wie obenstehend ausgeführt verglichen. Ein Abflug mit einer Hochleistungseinstellung von N1 = 93% wird gezeigt. Die Richtwirkung in Längsrichtung in Diagramm a) von Fig. 17 wird einem Betrachter an der Seite bei φ = 60° präsentiert. Alle Frequenzbänder zeigen eine gute Übereinstimmung zwischen prognostizierten und gemessenen Daten. Frequenzen im Niedrigbereich wie 125 und 250 Hz zeigen eine typische Düsenstrahlcharakteristik, die nach hinten deutlich ausgeprägt ist. Bei hohen Frequenzen wie 2 kHz weist die Charakteristik lokale Höchstwerte im vorderen und hinteren Bereich durch den Fan auf. Somit ermöglichen die Fourierreihe und die Interaktionen mit N1 und N1² dem Modell, die Richtwirkung in Längsrichtung genau wiederzugeben.

[0167] Auf dieselbe Weise stimmt die Richtwirkung in Querrichtung, die in Diagramm b) in Fig. 17 von hinten bei θ = 130° gezeigt wird, gut mit den Messungen überein, insgesamt ist die Abstrahlung in Querrichtung weniger wichtig und über die Frequenzbänder weniger variabel. Somit stellt die Halb-Fourierreihe mit Interaktion mit N1 einen stichhaltigen Ansatz dar. Richtwirkungen in Längs- und Querrichtung stimmen zudem gut mit dem Gesamt-L_em überein, was den gewählten Modellansatz für die Richtwirkung stützt.

[0168] Fig. 18 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren für Endanflug (N1 = 55%, Ma - 0,23) und Start mit Hochleistungseinstellung (N1 = 93%, Ma = 0,24) für das Flugzeug A320 darstellen. In Fig. 17 sind Spektren für typische Flugbedingungen bei Start und Endanflug für θ = 90° in Diagramm a) von Fig. 18 und θ = 130° in Diagramm b) von Fig. 18 abgebildet. Wie erwartet ist die prognostizierte dominante Schallquelle beim Start das Triebwerk. Das Flugzeugzellenmodell ist in diesem Fall nicht dargestellt, um eine Überlagerung mit den Spektren des Endanflugs zu vermeiden. Neben dem starken niederfrequenten Breitbandlärm der Düse im hinteren Bereich ist auch die Blattpassierfrequenz bei 2,5 kHz gut vorhanden. Im Gegensatz dazu ist das Flugzeugzellenmodell für den Endanflug relevant. Bei 90° werden die Mittelfrequenzen noch vom Triebwerkslärm, vermutlich Turbomaschinenlärm, dominiert. Bei 130° (hinten) dominiert Flugzeugzellenlärm die Mittelfrequenzen. Interessanterweise ist, während der Düsenlärm für N1 = 55% sehr niedrig ist, der Breitbandlärm des Fans im Umfang des etwa 2,5-fachen der Blattpassierfrequenz (2,5 * 1,65 kHz = 4,1 kHz) um etwa 4 kHz in den Triebwerksspektren in Diagramm a) und b) von Fig. 18 noch erkennbar.

[0169] Fig. 19 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren für Endanflug (N1 = 50%, Ma=0,2) und Start bei Hochleistungseinstellung (N1 - 86%, Ma = 0,24) für das Flugzeug E170 darstellen. Die entsprechenden Spektren des Flugzeugs E170 in Fig. 19 bilden sehr ähnliche Ergebnisse wie für den A320 in Fig. 18 gezeigt ab. Die Gesamtspektren stimmen gut mit den Messungen überein, und Abflüge werden von Triebwerkslärm dominiert. Bei typischen Endanflugseinstellungen tragen Triebwerks- und Flugzeugzellenlärm im Gegensatz zu den quellenabhängigen Beiträgen wie beim A320 gleichmässig über alle Frequenzen bei. Die Blattpassierfrequenz bei Abflügen bei 3 kHz wird in beiden Diagrammen a) und b) von Fig. 19 nicht beobachtet, was in Übereinstimmung mit den Messungen liegt. Für den Endanflug kann die Blattpassierfrequenz in Diagramm a) von Fig. 19 bei 1,7 kHz sowohl in der Prognose als auch den Messungen gefunden werden.

[0170] Die Tatsache, dass jedes Frequenzband seinerseits abgestimmt wird, ermöglicht dem Modell, verschiedene Spektralformen zu bilden. Beispielsweise ermöglicht die quadratische Abhängigkeit von N1 den Triebwerksspektren von hohem Düsenlärm zu niedrigen Leistungseinstellungen zu wechseln, wie dies insbesondere im hinteren Bereich des Flugzeugs in den Fig. 18 und 19 gezeigt ist. Zusätzlich werden auch Bänder mit Tönen, die aus einem gleichmässigen Breitbandspektrum auftreten, berücksichtigt.

CH 713 630 A1 [0171] Infolgedessen wird nach der vorliegenden Erfindung ein neues Schallemissionsmodell vorgestellt, um die Einschränkungen bei der Prognose von Fluglärmmodellen nach dem Stand der Technik mit einer gemässigten Anzahl an notwendigen Eingabeparametern zu überwinden. Als erheblicher Vorteil der vorliegenden Erfindung kann im Vergleich mit bekannten Modellen wie Doc. 9911 oder FLULA2 Flugzeugzellenlärm, der durch den Einfluss der Machzahl und Konfiguration des Flugzeugs wiedergegeben wird, von dem Triebwerkslärm getrennt modelliert werden. Gleichzeitig ist nur ein Minimum an Verfahrensparametern für Triebwerkslärm notwendig, die keine detaillierten Kenntnisse der Motorleistung wie Mengenstrom oder Strahlgeschwindigkeit erfordern, wie dies in halbempirischen Modellen nach dem Stand der Technik wie ANOPP oder PANAM der Fall ist.

[0172] Nach der vorliegenden Erfindung werden Düsen- und Fanlärm der Triebwerke mit N1 als dem Hauptparameter betrachtet, der akustisch bestimmt werden kann, um die jeweiligen Modelle zu entwickeln. Eine Neuheit nach der vorliegenden Erfindung ermöglicht es, die Gesamt-Schallemissionspegel in Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm zu trennen. Somit sind keine aufwendigen Mikrofonanordnungsmessungen erforderlich, um die zwei Schallquellen zu trennen. Die Trennung ermöglicht es, Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm voneinander unabhängig zu prognostizieren, was bei der Beurteilung von Lärmminderungsverfahren einen Vorteil darstellt. Auf dieser Basis können neue Kombinationen von modellierten Flugzeugzellen und Triebwerken, für welche Eingabedaten fehlen oder die bislang nicht in einer solchen Kombination fliegen, erstellt werden. Eine weitere Verfeinerung hin zum detaillierten Modellieren einzelner Schallquellen stellt nach wie vor eine Herausforderung dar, insbesondere in dem Umfang der Abdeckung einer breiten Palette an Flugzeugtypen mit unterschiedlichen Dimensionen.

[0173] Die für die hierin beschriebenen beispielhaften Ausführungsformen gewählten Parameter ermöglichen es, die Richtwirkung und Spektren für typische Flugbedingungen adäquat zu reproduzieren. Insbesondere der Flugzeugtyp A320 mit Flugschreiberdaten und einer hohen Anzahl an Flügen und der Flugzeugtyp E170 ohne Flugschreiberdaten und mit nur 89 Flügen zeigen ähnlich gute Ergebnisse. Dies ist der Fall für alle in der obenstehenden Tabelle 1 aufgeführten Typen. Somit sind die weiterentwickelten Modelle wie auch die reduzierten Modelle vergleichbar und ermöglichen das Erstellen von Modellen für unterschiedliche Eingabedaten und Flugzeugtypen.

[0174] Voraussetzungen für das Erstellen des Modells nach der vorliegenden Erfindung für weitere Flugzeugtypen sind (i) Messungen an verschiedenen Standorten nahe am Flughafen und in grösserer Entfernung, (ii) Backpropagation an die Quelle und (iii) Spektralanalysen zum Bestimmen von N1 oder Verarbeiten von Flugschreiberdaten. Eine Einschränkung der Trennung von Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm stellt die Annahme dar, dass Flugzeugzellenlärm bei Triebwerken im Leerlauf dominiert. Zudem kann die Validität der Trennung nicht belegt werden, da keine Daten verfügbar sind.

[0175] Da das Quellenmodell auf dem Schallemissionspegel basiert, kann es mit jedem beliebigen Schallausbreitungsmodell kombiniert werden, um die Schallimmission am Empfänger zu berechnen. Jedoch sollte das Ausbreitungsmodell alle Effekte berücksichtigen, die bei der Backpropagation angewendet wurden (z.B. Bodeneffekt). Mittels eines Simulationsprogrammes können neue Verfahren wie das Landeanflugverfahren CDA akustisch optimiert werden, was aktuelle Studien zu Bahnoptimierung mit Lärm als Kostenfunktion erweitern könnte. Somit ermöglicht es das Schallquellenmodell, verschiedene Lärmmasse wie den effektiv wahrgenommenen Lärmpegel (EPNL), den Ereignispegel und den Höchstpegel unter freier Wahl der Spektralgewichtung zu berechnen.

[0176] Ein Schallquellenmodell nach der vorliegenden Erfindung für per Turbofan angetriebene Flugzeuge schliesst die Lücke zwischen herkömmlichen Modellen und Spitzenmodellen nach dem Stand der Technik. Es stellt zwei separate Modelle für die Schallemission von Flugzeugzelle und Triebwerken bereit. Beide wurden basierend auf Wissen über explanatorische Datenanalyse, physikalische Kenntnisse und statistische Modelle erstellt. Quellenmodelle für eine breite Palette an relevanten Flugzeug- und Triebwerkstypen wurden erstellt.

[0177] Die Flugparameter, die den Schallemissionspegel mit den aktuellen Flugbedingungen verbinden, sind im besten Fall Flugschreiberdaten oder alternativ Radardaten mit einer zusätzlichen Analyse zur Bestimmung von N1 über die Blattpassierfrequenz des Fans. Wenn verfügbar, wird empfohlen, das weiterentwickelte Modell für Untersuchungen von Einzelflügen zu verwenden. Dennoch ist auch das reduzierte Modell in ähnlicher Weise einsetzbar, obwohl die Wirkung der Flugkonfiguration nicht exakt dargestellt werden kann. Das reduzierte Modell würde wenigstens für Flughafenszenarien und Jahresberechnungen die Genauigkeit der aktuellen Lärmkarten verbessern.

[0178] Die vorgestellten beispielhaften Ausführungsformen zeigen die Fähigkeit eines Modells nach der vorliegenden Erfindung, Studien zu Lärmminderungsverfahren vorzunehmen. Es ist möglich, Daten aus Optimierungen oder Flugsimulatoren bereitzustellen, um Lärmmasse und die betroffene Bevölkerung zu berechnen und zu vergleichen. Die vorgestellte Methodik kann ohne eine Trennung der Quellen auch dazu angewendet werden, Schallemissionsmodelle für Helikopter, propellergetriebene Flugzeuge oder Militärjets zu entwickeln.

Dreidimensionale Spektralrichtcharakteristik in Abhängigkeit von Flugbedingungen [0179] Wie vorstehend beschrieben wird ein halbempirisches Schallquellenmodell nach der vorliegenden Erfindung mittels multipler linearer Regression erstellt. Dafür ist ein adäquater empirischer Datensatz erforderlich, um die Modellkoeffizienten auf eine typische Palette von Flugbedingungen abzustimmen. Insbesondere sind Messungen zu unterschiedli

CH 713 630 A1 chen Flugbedingungen und eine breiter Umfang von Winkelabdeckungen notwendig, um ein Modell nach der vorliegenden Erfindung zu erstellen.

Datenverarbeitung [0180] Die Schalldruckpegel (SPL) an den Messstandorten können an die Quelle backpropagiert werden, um unter Verwendung des hochentwickelten Ausbreitungsmodells sonX und unter Berücksichtigung der tatsächlichen atmosphärischen Bedingungen Quellenleistung-Verteilungspegel SPL zu erhalten. Anschliessend muss der Dopplereffekt aufgrund der Bewegung der Quelle durch Anwenden einer Frequenzverschiebung und einer Intensitätsverstärkung korrigiert werden. Die sich ergebenden akustischen Daten, Richtwirkungswinkel und L_w, müssen synchronisiert und mit Flugschreiberdaten, die eine Vielzahl an Parametern wie Bahnverlauf, Rotationsgeschwindigkeit N1 der Turbine und Konfigurationsänderungen von Fahrwerk und Klappen bereitstellen, ergänzt werden.

[0181] Wie obenstehend bereits ausgeführt kann für jedes Dritteloktavband von 25 Hz bis 5 kHz, notiert als Parameter f in der nachstehenden Beschreibung, ein vollständiges Modell formuliert werden. Die Richtwirkung wird unter Verwendung von Kugelkoordinaten, die aus dem Polarwinkel θ und dem Azimutwinkel φ bestehen, dreidimensional modelliert. Beide Winkel sind bezogen auf das Flugweg-Achsensystem wie in Fig. 1 dargestellt definiert, um die Anforderungen an Eingabedaten für eine Prognose zu vereinfachen, da die tatsächliche Ausrichtung des Flugzeugs in der Regel nicht bekannt ist. Der Azimut φ wird zusätzlich um den Querneigungswinkel des Flugzeugs, der aus der Bahnkurve berechnet werden kann, korrigiert.

[0182] Das Schallquellenmodell kann in zwei Untermodelle, eines für Triebwerklärm und ein weiteres eines für Flugzeugzellenlärm, die wie obenstehend ausgeführt jeweils unterschiedliche Quellenmechanismen berücksichtigen, aufgeteilt werden. Ein Triebwerkmodell nach der vorliegenden Erfindung wie untenstehend in Gleichung (32) beschrieben schliesst beide Richtwirkungswinkel ein, um die Richtwirkung in Längsrichtung sowie den lateralen Installationseffekt der Triebwerke zu berücksichtigen. Der wichtigste Parameter ist N1, der die Leistung des Triebwerks wiedergibt und somit direkt mit der Strahlgeschwindigkeit und der Umdrehung von Fan und Turbinen in Verbindung steht. Mit Hilfe von Triebwerk-Prüfläufen, wie sie obenstehend im Detail beschrieben sind, kann die Schlussfolgerung gezogen werden, dass L_w auch von N1² abhängig ist. Unter Verwendung von Interaktionen zwischen N1 und θ sowie φ kann sich die Richtwirkung mit der Leistungseinstellung ändern. Zusätzlich wird die Machzahl Ma des Flugzeugs, die die Anströmung und insbesondere auch die Quellenstärke der Düse aufgrund der umgebenden Strömung beeinflusst, in das Modell eingeschlossen.

t_w,engins(/) = φ, NI, NI², Ma), iorj=25 Hz...5 kHz (32) [0183] Flugzeugzellenlärm kann in erster Linie mit einer zweidimensionalen Richtwirkung modelliert werden, da der Messaufbau für Landungen, bei denen alle Flugzeuge näherungsweise derselben Bahnkurve folgen, kein zuverlässiges Feststellen von Lateraleffekten ermöglicht. Die wichtigsten konstanten Erklärungsvariablen sind die Machzahl Ma und die Dichte p des umgebenden Mediums, die beide durch den Logarithmus zur Basis 10 umgeformt werden. Die Umformungen sind erforderlich, um die Variablen zu linearisieren und entsprechen halbempirischen Modellen für Flugzeugzellenlärm. Zusätzlich schliesst das Modell verschiedene kategoriale Variablen ein, um Änderungen der Konfiguration, d.h. Fahrwerksstellung, Klappenstellung und Bremsklappen SB, zu reproduzieren. Das vollständige Modell schliesst zudem Interaktionen, z.B. von Fahrwerk und der Machzahl, ein, um den Unterschied in der Abhängigkeit von Luftgeschwindigkeit mit und ohne ausgefahrenes Fahrwerk zu berücksichtigen. Schliesslich wird der Faktor «Procedura» (Proc) eingeschlossen, weil sich erwies, dass manche Effekte wie die Pegeländerung der Klappen in Start- und Landesituationen unterschiedlich sind. Ein anderer Anstellwinkel und somit Auftriebskoeffizienten könnten die Ursache sein, was die Lärmerzeugung direkt beeinflusst.

iw,airframetf) = ^(θ,ίο^Μα),log₁₀(p),Gears, Flaps,SB, Proc), for/^25 Hz...5 kHz (33) [0184] Beide Modelle für Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm werden abschliessend energetisch zusammengefasst, um den gesamten Quellenleistung-Verteilungspegel in Abhängigkeit der betrachteten Parameter zu erhalten. Da die Modellparameter anhand einer Anpassung durch einen Mittlere-Kleinstquadrate-Algorithmus erhalten werden können und somit das arithmetische Mittel von L_w wiedergegeben, wird eine Energiekorrektur eingeführt, um die mittlere Quellenleistung wie obenstehend im Detail beschrieben zu korrigieren. Die Doppler-Frequenzverschiebung und Intensitätsverstärkung werden anschliessend angewendet, um den Flugeffekt zu berücksichtigen.

Ìw(-f~) ⁼ ^w,engins (/)© iw.airfrttmeVj 25 Hz...5 krIz (34) [0185] Das vollständige Modell (siehe obenstehende Gleichungen (32) bis (34)) wird für sechs beispielhafte Flugzeug- und Triebwerkstypkombinationen der Swiss International Air Lines, für welche Flugschreiberdaten vorhanden waren, erstellt

CH 713 630 A1 (siehe untenstehende Tabelle 2). Eine grosse Menge an Flügen wird gemessen, um die vorliegenden Modelle auf einer statistisch relevanten Basis zu erstellen, eine geringere Anzahl an Flügen wäre jedoch auch akzeptabel.

[0186] Tabelle 2: Übersicht akustischer Referenztypen mit Flugdatenschreiber und Anzahl an Flügen, die in ein Modell nach der vorliegenden Erfindung integriert wurden.

Referenztyp	Beschreibung	Starts	Landungen	Gesamt
A319_CFM56-5B	Airbus A319-100 wifh CFM56-5B	120	41	161
A320_CFM56-5B	Airbus A320-200 with CFM56-5B	424	249	673
A321_CFM56-5B	Airbus A321-200 with CFM56-5B	300	126	426
A333_TREN’T7	Airbus Â330-300 with TRENT 700	249	136	385
A343_CFM56-5C	Airbus A340-300 with CFM56-5C	166	120	286
RJ1H LF507	BAE SYSTEMS AVRÒ RJ-100 with LF507	324	202	526

[0187] Wie obenstehend bereits ausgeführt ermöglichen Modellansätze nach der vorliegenden Erfindung das Reduzieren der Detailtiefe, wenn den Eingabedaten Parameter fehlen, was dann der Fall ist, wenn keine Flugschreiberdaten zur Verfügung stehen. In der Folge sinkt die Anzahl an Parametern im Flugzeugzellenmodell.

tw.airrrame.redif) = ?(ß, logioOa), log₁₀(p), Proc), for/=25 Hz.. .5 kHz (₃₅) [0188] Das Triebwerkmodell verbleibt in seiner Form, da N1 der wichtigste Parameter ist, der nicht entfernt werden sollte. Stehen keine Flugschreiberdaten zur Verfügung, kann er durch eine Erkennung der Blattpassierfrequenz mit Hilfe von erweiterter Signalanalyse bestimmt werden. Im Fall einer unzureichenden Abdeckung des Querrichtung-Richtwinkels kann das Modell einfach auf Zweidimensionalität reduziert werden, indem der Azimutwinkel φ aus dem Triebwerkmodell herausgenommen wird.

Lv.snfline,20(/) = Fiß.Nl, NI², Ma), forf=25 Hz...5 kHz /3g)

Vergleiche [0189] Drei beispielhafte Fälle werden vorgestellt, um die Fähigkeiten des Quellenmodells für dreidimensionale Richtcharakteristiken nach der vorliegenden Erfindung aufzuzeigen und es mit beispielhaften Messungen zu vergleichen:

a) Spektren von Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm bei Endanflug,

b) Richtwirkung bei Start, und

c) Simulation von Landeanflügen mit ausgefahrenem Fahrwerk.

[0190] Die Vergleiche (a) und (b) können für den Referenztyp A320_CFM56-5B (A320) auf der Basis von unbewerteten L_w an der Quelle vorgenommen werden, um den Einfluss von Flugbedingungen auf Spektren und Richtwirkung zu zeigen. In (c) werden sowohl der simulierte Schalldruckpegel als auch L_AS von A320 und A333_TRENT7 (A330) verglichen, um die starken Auswirkungen des Fahrwerks zu zeigen.

Spektralvergleich [0191] Eine massgebliche Eigenschaft eines Modells für dreidimensionale Richtcharakteristiken nach der vorliegenden Erfindung ist die Spektralauflösung in Dritteloktavbändern. Weiterhin werden das Quellenmodell und somit die Spektren in Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm getrennt. Aufgrund der Dominanz von Triebwerkslärm bei Abflügen können Spektren für den Endanflug des A320 prognostiziert werden, um das Zusammenspiel von Triebwerks- und Flugzeugzellenlärm mit Hilfe von zwei unterschiedlichen Flugbedingungen aufzuzeigen: Leerlaufleistung (N1 = 30%) bei Ma = 0,26 gegenüber N1 = 50% bei einer Endanflugsgeschwindigkeit von Ma = 0,21. Alle für die Prognose mit dem vollständigen Modell verwendeten Flugparameter sind in untenstehender Tabelle 3 aufgeführt. Gleichzeitig kann der empirische Datensatz, der ebenfalls für eine Anpassung des Modells verwendet wird, mit einer gewissen Toleranz der Parameter nach denselben Flugbedingungen gefiltert werden. Für jede Datenklasse kann das arithmetische Mittel L_w bestimmt werden, um zu prüfen, wie genau das Regressionsmodell die Eingabedaten reproduzieren kann.

[0192] Tabelle 3: Parametereinstellungen für die Prognose von Endanflügen und Toleranzen der Messdaten.

CH 713 630 A1

Modellparameter	Mittelwert	Toleranz
en	130	±5
φ Η	0	i 90
/VI [%]	30. 50	i 5
Ma [-]	0.26, 0.21	± 0.02
p [kg/nB]	1.12, 1.15
Flaps Ì Goars / SB	4 /1 ! 0

Richtwirkungsvergleich [0193] Für den Vergleich der Richtwirkung mit gemessenen Daten können typische Parametereinstellungen für einen Start gewählt werden, da die Richtwirkung bei hoher Triebwerkleistung am ausgeprägtesten ist. Analog zu der Beschreibung im nachstehenden Abschnitt kann der Regressionsdatensatz innerhalb von Toleranzbereichen der prognostizierten Mittelwerte (siehe untenstehende Tabelle 4) gefiltert werden, um eine Reproduzierbarkeit eines Modells nach der vorliegenden Erfindung zu überprüfen.

[0194] Als erstes wird die Richtwirkung in Längsrichtung des vollständigen Modells (3D, siehe obenstehende Gleichung (32)) für vier beispielhafte Frequenzen gezeigt. Als zweites ist der integrierte L«, über alle Frequenzen für drei Leistungseinstellungen: einer Hochleistungseinstellung bei 93%, einer mittleren Leistungseinstellung bei 90% und einer niedrigen Leistungseinstellung nahe Leistungsdrosselung (87%) abgebildet. Zusätzlich wird der Einfluss des reduzierten Modells (2D, siehe obenstehende Gleichung (36)) gezeigt.

[0195] Tabelle 4: Parametereinstellungen für die Prognose von Abflügen und Toleranzen der Messdaten.

Modellparameter	Mittelwerte	Toleranz
en	90, 130	±5
φ [°1	0. 50	45
/VI [%]	87, 90. 93	i 1
Ma [-]	0.24	± 0.02.
p [kg/m3]	1.15	± 0.02
Flaps / Gears / SB	2/0/0

Simulation tatsächlicher Landeanflugssituationen [0196] Als letztes wird eine beispielhafte Landeanflugssituation für einen Empfänger unterhalb des Gleitwegs in einer Entfernung von 15 km von der Landeschwelle 34 des beispielhaften Flughafens, d.h. Flughafen Zürich, gezeigt. In dieser Situation liegt der Azimutwinkel φ unterhalb 5°, und das Flugzeug fliegt in einer Höhe von etwa 600 m über den Empfänger. Ähnliche Situationen können für den Flugzeugtyp A320 sowie den Flugzeugtyp A330 ausgewählt werden, um den Einfluss des ausgefahrenen Fahrwerks während des Überflugs zu zeigen.

[0197] Das Pegel-Zeit-Protokoll (Las) des vollständigen 3D-Modells nach der vorliegenden Erfindung (aww über Gleichung (33)) und das reduzierte 3D-Modell (ohne Konfiguration, siehe obenstehende Gleichung (35)) werden mit der Messung verglichen. Zusätzlich werden die simulierten Flüge als unbewertete Spektrogramme mit der Änderung des Schalldruckpegels in Dritteloktavbändern über Zeit genauso dargestellt, wie ein hochentwickelter Pegelmesser sie messen würde.

Ergebnisse - Spektralvergleich [0198] Fig. 20 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren eines Landeanflugs eines Flugzeugs vom Typ A320 mit vollständig angestellten Klappen und ausgefahrenem Fahrwerk bei θ = 130° darstellen. Phase 1 (links) bei Leerlaufleistung und Ma = 0,26 gegenüber Phase 2 (rechts) mit N1 = 55% und Ma = 0,21. Jedes Gesamtspektrum wird in prognostizierte Beiträge von Flugzeugzelle (strichpunktiert, blau) und Triebwerken (gestrichelt, magenta) aufgeteilt. Somit werden in Fig. 20 zwei Spektren des Flugzeugtyps A320 im Endanflug mit ausgefahrenem Fahrwerk mit dem Gesamtpegel und ihren jeweiligen Beiträgen durch Lärm von Flugzeugzelle (strichpunktiert, blau) und Triebwerk (gestrichelt, magenta) abgebildet. In der ersten Phase (links) sind die Triebwerke im Leerlauf und die Machzahl beträgt 0,26. In diesem Fall deutet das Modell darauf hin, dass das gesamte Spektrum von Flugzeugzellenlärm dominiert wird. In der Tat ist es aufgrund der Modellentwicklung auf Basis von Messungen des Gesamtflugzeugs unvermeidlich, dass das Flugzeugzellenmodell den Leerlauf der Triebwerke noch umfasst. In der zweiten Phase (rechts) hat das Flugzeug die Landegeschwindigkeit erreicht, und die Triebwerke werden mit 55% betrieben, um den Gleitweg beizubehalten. Somit prognostiziert das Triebwerkmodell Ma = 0,21 ein Spektrum, das aufgrund des erhöhten Düsen-Breitbandlärms geringfügig unterhalb von 160 Hz und aufgrund des erhöhten Fan-Breitbandlärms oberhalb 2 kHz dominiert. Das Flugzeugzellenspektrum dominiert nach wie vor die Mittelfrequenzen, wobei der Pegel im Vergleich zu Phase 1 aufgrund der niedrigeren Machzahl um 4 dB verringert ist.

[0199] Die empirischen Mittelwerte zeigen eine gute Übereinstimmung mit beiden Phasen. Abweichungen bei Frequenzen unterhalb von 100 Hz und oberhalb von 3 kHz können durch eine höhere Unsicherheit der Messungen aufgrund der

CH 713 630 A1

Backpropagation mit hoher Luftabsorption erklärt werden. Insbesondere für Frequenzen zwischen 125 Hz und 3 kHz, das für A-bewertete Pegel am Empfänger ausschlaggebende Intervall, liegen die Abweichungen jedoch unterhalb von 1,1 dB.

Ergebnisse - Richtwirkungsvergleich [0200] Fig. 21 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektral-Richtcharakteristiken für einen Abflug mit niedriger Leistungseinstellung (N1 = 87%)darstellen. Die Richtwirkung in Längsrichtung gegen Polarwinkel θ (links) und für φ = 130° und die entsprechende Richtwirkung in Querrichtung gegen Azimutwinkel φ (rechts) sind abgebildet. Bei einem typischen Abflug ergibt sich der Gesamt-L_w in erster Linie aus dem Triebwerkslärm. Wie erwartet ist das 125 Hz-Band im hinteren Bereich deutlich ausgeprägt und weist um 140° eine Spitze auf, was dem typischen Verhalten von Düsenlärm wie in Fig. 21 gezeigt entspricht. Bei höheren Frequenzbändern verschiebt sich der Höchstpegel auf 90° und ändert seine Form. Insbesondere für 2 kHz ändert sich die Form vollständig und erreicht bei 40° die Spitze. Es wird angenommen, dass es der Fan lärm ist, der den vorderen Bereich dominiert. Das vollständige Modell reproduziert die gemessenen Daten genau mit Abweichungen von überwiegend unterhalb 2 dB. Diese Abweichungen liegen innerhalb der Standardabweichung der Messung, die abhängig von Frequenz und 9 zwischen 1,6 dB und 3 dB schwankt.

[0201] In Fig. 21 wird auf der rechten Seite die Richtwirkung in Querrichtung für θ = 130° gezeigt. Die Richtwirkung in Querrichtung ist bei Frequenzen oberhalb 125 Hz stärker ausgeprägt, da nur Frequenzen mit kurzen Wellenlängen an den Flügelflächen reflektiert werden. Höchstpegel für höhere Frequenzbänder, die den Pegel bei 0° um etwa 2 dB überschreiten, treten bei Azimutwinkeln von etwa 30° bis 60° auf. Das Modell prognostiziert die gemessenen Werte genau mit Abweichungen für φ < 60° unterhalb 2 dB, während L_w für φ > 60° überschätzt wird. Diese Winkel sind jedoch für Lärmberechnungen weniger wichtig, da sie ausschliesslich in weit entfernten seitlichen Bereichen beitragen.

[0202] Fig. 22 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Richtwirkung in Längsrichtung des Gesamt-L_w für drei verschiedene Start-Leistungseinstellungen des Flugzeugtyps A320 darstellen: unterhalb des Flugzeugs bei φ = 0° (links) und seitlich bei φ = 50° (rechts). In Fig. 22 werden integrierte, unbewertete L_w für φ = 0° (links) und φ = 50° (rechts) dargestellt. Für relevante Polarwinkel von 60° bis 120° prognostiziert ein SD-Modell nach der vorliegenden Erfindung die gemessenen Daten gut mit Abweichungen unterhalb von 1 dB. Für Polarwinkel ausserhalb dieses Umfangs sind die Abweichungen für beide Modelle, insbesondere für φ = 0°. jedoch grösser. Das 2D-Modell zeigt geringfügig grössere Abweichungen auf der linken Seite, die für φ = 50° auf der rechten Seite erheblich grösser werden.

[0203] Fig. 23 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Richtwirkung in Querrichtung des Gesamt-L_w für drei verschiedene Start-Leistungseinstellungen des Flugzeugtyps A320 darstellen: senkrecht bei θ = 90° (links) und nach hinten θ = 130° (rechts). Ähnliche Ergebnisse wie die obenstehend bezugnehmend auf Fig. 22 beschriebenen sind für die in Fig. 23 für θ = 90° (links) dargestellte Richtwirkung in Querrichtung erkennbar. Es ergibt sich, dass die mit einem 2D-Modell prognostizierten Pegel die Pegel direkt unterhalb der Bahnkurve systematisch überschätzen und die Pegel für Lateralpositionen mit φ zwischen 20° und 60° unterschätzen würden. Im Gegensatz dazu können für θ = 130° in Fig. 23 (rechts) die Abweichungen der 2D- und 3D-Modelle wenigstens für φ < 60° vernachlässigt werden. Jeder 3%-Schritt von N1 führt zu einer Erhöhung des Gesamt-L_w um näherungsweise 1 dB für θ = 90° und näherungsweise 2 dB für θ = 130°, was von beiden Modellen gut reproduziert wird.

Simulation tatsächlicher Landeanftugssituationen [0204] Fig. 24 zeigt sechs Diagramme, die zwei Landeanflüge in Leerlaufeinstellung und mit ausgefahrenem Fahrwerk (strichgepunktete senkrechte Linien) und Hochauftriebselementen an einem Empfänger etwa 15 km vor der Landeschwelle beispielhaft darstellen. Flugparameter der Flugschreiberdaten und die prognostizierten und gemessenen L_AS werden für die Flugzeugtypen A320 (links) und A330 (rechts) gezeigt. Somit sind zwei Landeanflüge und ihre Flugparameter in Fig. 24 abgebildet. Der A320 auf der linken Seite nähert sich mit Leerlaufleistung, Klappenstellung 2 und fährt das Fahrwerk mit einer kurzen Anwendung der Bremsklappen am markierten Punkt aus. Derselbe Ablauf gilt für den A330 (rechts), jedoch ohne Verwendung der Bremsklappen. Die Pegel-Zeit-Protokolle der Messung und das 3D-Modeli stimmen im Wesentlichen sehr gut überein. Dies gilt jedoch nicht für das reduzierte Modell (3Dred), bei dem die Konfiguration des Flugzeugs nicht modelliert wird. Nach dem Ausfahren des Fahrwerks ist der Pegel des A320 nur geringfügig niedriger, aber beim A330 ist der Pegel von 30 s bis 50 s erheblich niedriger und stimmt gut nicht mit der Messung überein.

[0205] Fig. 25 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren eines Landeanflugs eines Flugzeugs vom Typ A320 im Leerlauf etwa 15 km vor der Landeschwelle beispielhaft darstellen. Prognostiziertes (links) gegenüber gemessenem (rechts) Spektrogramm in Dritteloktavbändern von 25 Hz bis 5 kHz an einem Empfänger. Das vorgestellte Modell stellt viele Details für einen einzelnen Überflug, vergleichbar mit einer realen Messung, bereit. Fig. 7 zeigt die simulierten (vollständiges Modell, links) und gemessenen (rechts) Spektrogramme desselben Ereignisses wie in Fig. 24 links. Der Schalldruckpegel über Zeit zeigt eine sehr gute Übereinstimmung, wobei Niedrigfrequenzen im hinteren Bereich (A) überschätzt werden. Die Luftabsorption von Hochfrequenzbändern (B) und der Bodeneffekt (C) sind deutlich sichtbar und korrelieren mit den Messungen. Das Ausfahren des Fahrwerks an (D) zeigt eine leichte Erhöhung des Pegels für Frequenzen unterhalb von 100 Hz in der Simulation wie auch der Messung. Ein spezifischer Hohlraumton des A320, der bei 800 Hz auftritt und aufgrund der Doppler-Verschiebung auf 400 Hz abfällt, wird gut reproduziert, obwohl er während der ersten 15 s über zwei Frequenzbänder verwischt (E).

CH 713 630 A1 [0206] Fig. 26 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Spektren eines Landeanflugs eines Flugzeugs vom Typ A330 im Leerlauf etwa 15 km vor der Landeschwelle beispielhaft darstellen. Prognostiziertes (links) gegenüber gemessenem (rechts) Spektrogramm in Dritteloktavbändern von 25 Hz bis 5 kHz an einem Empfänger. Auf dieselbe Weise wie in Fig. 26 zeigt Fig. 26 den Landeanflug des A330 wie in Fig. 24 rechts gezeigt. Wiederum ist eine gute Übereinstimmung zwischen Simulation (links) und Messung (rechts) mit einer leichten Überschätzung an (A) zu finden. Die Ausbreitungseffekte (B, C) korrelieren mit der Messung. Die Auswirkung des ausgefahrenen Fahrwerks an (D) ist über den gesamten Frequenzbereich auffallend und zeigt, wie wichtig es ist, Konfigurationsparameter in das Flugzeugzellenmodell einzuschliessen.

[0207] In der Folge stimmen alle Vergleiche der Flugbedingungen, namentlich Abflug, Landeanflug und Endanflug, sehr gut mit den gemessenen Daten überein. Zusätzlich ergab sich, dass das Reduzieren des Modells auf eine 2D-Richtwirkung oder Vernachlässigen der Konfiguration zwar die Genauigkeit beeinträchtigen, aber dennoch realisierbare Optionen darstellen, wenn diese Daten nicht vorliegen, um ein Modell nach der vorliegenden Erfindung zu erstellen.

Einfluss der atmosphärischen Schichtung auf die Schallausbreitung von Einzelflügen [0208] Schallausbreitung durch die Atmosphäre wird durch lokale Bedingungen von Temperatur, Feuchtigkeit und Windgeschwindigkeit beeinflusst. Bei Fluglärm ist der vorherrschende Witterungseffekt auf die Schallausbreitung Dissipation. Effekte zweiter Ordnung schliessen durch Turbulenzen verursachte Pegelschwankungen und in seltenen Fällen bei Schallwegen in Bodennähe die Entstehung von Schallschattenzonen und Einflüssen auf Barrierewirkungen als Folge von Temperatur und Windgradienten mit Höhengefälle ein.

[0209] Ein Element eines Verfahrens nach der vorliegenden Erfindung ist die Trennung zwischen Quellenmodell und Ausbreitungsmodell. Das Quellenmodell basiert auf einem halbempirischen Ansatz und berücksichtigt Flugzeugzellen- und Triebwerkslärm unterschiedlicher Flugbedingungen. Das Schallausbreitungsmodell sonX wird an die spezifischen Probleme der Fluglärmberechnung adaptiert. Neben der detaillierten Ausbreitung werden auch Berechnungen für die Prognose von Einzelflügen verwendet, um am Empfänger gemessene Daten umgekehrt auf die Quelle umzuformen. Hierbei ist insbesondere die exakte Reproduktion der Atmosphäre ausschlaggebend. Ein differenziertes Ausbreitungsmodell erfordert zudem eine grössere Detailtiefe und höhere Qualität der Eingabedaten. Geeignete Daten des vertikalen Atmosphärenprofils können aus unterschiedlichen Quellen bezogen werden:

- Von Wetterballons oder aus vom Flugzeug selbst vorgenommenen Messungen.

- Aus Simulationsergebnissen numerischer Wettervorhersagemodelle wie COSMO für viele europäische Länder.

- Basierend auf Messungen von Bodenstationen in Kombination mit idealisierten Profilen.

[0210] Nach der vorliegenden Erfindung werden Wetterdaten aus den drei unterschiedlichen Quellen vorgestellt und verglichen, um ihre Auswirkung auf die sich ergebende Schallabschwächung bei unterschiedlichen Quelle-Empfänger-Geometrien zu ermessen. Ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung wird beschrieben, um idealisierte Profile aus den Wetterdaten von Bodenstationen abzuleiten. Basierend auf diesen Ergebnissen wird der Nutzen einer detaillierten Modellierung der Atmosphäre im Vergleich zu der Annahme einer homogenen Atmosphäre erörtert.

Ausbreitungsmodell [0211] Alle Ausbreitungsberechnungen nach der vorliegenden Erfindung können durch das Modell sonX vorgenommen werden. Die Berechnung von einer punktförmigen Quelle zu einem Empfänger wird in zwei Schritten vollzogen. Zuerst wird die Direktschallausbreitung für eine einheitliche Atmosphäre mit gemittelten Bedingungen gemäss untenstehender Gleichung (37) berechnet. Diese berücksichtigt die geometrische Abweichung (A_div) und atmosphärische Dissipation (A_atm,_f) in Abhängigkeit von der Frequenz f gemäss ISO 9613-1. Das Modell berücksichtigt zudem Barriere- und Bodeneffekte (Agr/bar,f) sowie Bewuchsdämpfung (A_foi,_f), die bei der Betrachtung nach der vorliegenden Erfindung vernachlässigbar sind.

‘9,⁼ - ÎX ⁺ fi⁺ fiblj (37) [0212] Dann werden zusätzliche Witterungseffekte wie atmosphärische Dissipation (A_atm,Meteo) aufgrund lokaler Temperatur und Feuchtigkeitsbedingungen durch untenstehende Gleichung (38) berechnet. Die Abschwächungen werden als Pegelunterschiede im Vergleich zu den grundlegenden Abschwächungen von Gleichung (37) berichtet. Zusätzlich werden Änderungen von Schirmwirkungen und die Entstehung von Schallschattenzonen aufgrund von Temperatur und Windgradienten (Dmet) unter Verwendung eines Strahlnachverfolgungsalgorithmus berechnet. Diese Effekte sind für die momentane Analyse nicht relevant.

~ (.^alm.Meteo ~~ ^amt,Basie) ~ -^fol.BasiO ~ (38) [0213] Informationen über das vertikale Profil der Atmosphäre können als individuelle Profile (d.h. aus Vorhersagemodellen oder Flugaufzeichnungsdaten) oder als idealisierte Profile (vgl. Abschnitt 2.3) geliefert werden. Für Letzteres wurde ein Klassifizierungsschema eingeführt (siehe untenstehende Tabelle 5). Die Klassifizierung wird auf die drei Hauptklassen

CH 713 630 A1 instabil (U), neutral (N) und stabil (S) reduziert. Je nach Windgeschwindigkeit in 10 m Höhe und der momentanen Strahlungsbilanz kann eine entsprechende Klasse für jede spezifische atmosphärische Bedingung bestimmt werden.

Tabaila 5: Klassifizierungsschema für unterschiedliche Wetterbedingungen.

Windgesch windigkeit Bereich	Durchschnitt	Instabil <-18 W/nr	Strahlungsbilanz Neutral	Q Stabil >180 W/nT
0-1	O.ö	UO	NO	SO
1-2	1 ,3/	Ul	NI	S1
2.2	2.5	U2	N2	S2
3-5	4.0	U3	N3	S3
>5	6.0	U4	N4	S4

Strahlungsbilanz und Entwicklung idealisierter Profile [0214] Die Messung der Strahlungsbilanz ist möglich, aber nicht in jedem Fall verfügbar, da mehrere Sensoren notwendig sind. Beispielsweise ist in der Schweiz üblicherweise nur die kurzwellige eingehende Strahlung verfügbar, die mit einem Pyranometer gemessen wird. Somit folgt die Bestimmung der Strahlungsbilanz der VDI-Norm 3789 Teil 2. In Bezug auf einen horizontalen Bereich ist die Strahlungsbilanz die Summe der solaren Kurzwellenstrahlung und terrestrischen Langwellenstrahlung, siehe Gleichung (39). Die solare Kurzwellenstrahlung ist der Unterschied zwischen der Globalstrahlung (G) und ihrer Reflexion (R), die von dem Kurzwellen-Albedo der Erdoberfläche abhängig ist. Die ausgesendete Wärmestrahlung (E) der Erde kann für natürliche Bodenoberflächen als ein Schwarzkörper, der Energie mit der vierten Potenz der Oberflächentemperatur abstrahlt, vereinfacht werden. Atmosphärische Gase und Wolken reflektieren an die Erde (A) zurück.

Q = (G - R) + (A - E) (39) [0215] Fig. 27 zeigt zwei Diagramme, die eine beispielhafte Strahlungsbilanz für einen beispielhaften Tag im September 2013 am Flughafen Zürich (oben) darstellen. In Kombination mit der Windgeschwindigkeit geben die Wetterkategorien die unterschiedlichen Bedingungen während der Tageszeit wieder (unten). Die Strahlungsbilanz kann für jeden Tag der akustischen Messungen berechnet werden, um Quellendaten zu sammeln (Fig. 27, oben). Wetterdaten auf Stationshöhe (Station KLO am Flughafen Zürich, 426 m über Normalnull) wurden in Zehn-Minuten-Auflösung als Eingabe für die Strahlungsbilanz verwendet. Die Bewölkung N in Achteln ist ein visuell erfasster Parameter in einer Auflösung von einer Stunde, deshalb wurde er mit einem stückweisen kubisch hermitischen Interpolationspolynom interpoliert, um eine glatte Kurve für die Gegenstrahlung zu gewährleisten. Mittels der Strahlungsbilanz und der Windgeschwindigkeit wurde das Klassifizierungsschema aus der obenstehenden Tabelle 5 wie in Fig. 27 (unten) umgesetzt.

[0216] Für jede Klasse in Tabelle 5 wurden vordefinierte Lin-Log-Profile für Temperatur, Wind und Feuchtigkeit berechnet, die idealisierte Profile für die Wetterkategorie und unterschiedliche Bodentypen wiedergeben. Für die Anwendung unter spezifischen Bedingungen wurden die Profile in Richtung der aktuellen Temperatur und Feuchtigkeit am Boden verschoben. Die hierin verwendeten Wetterdaten wiesen Referenzhöhen von 2 Metern für Temperatur und Feuchtigkeit und 6 Metern für die Windgeschwindigkeit auf. Die Profile zeigen erhebliche Schwankungen in Bodennähe. Bei grösseren Höhen (mehr 100 m) weisen sie jedoch ein einheitliches Verhalten mit konstanter Windgeschwindigkeit und -richtung und ein adiabatisches Temperaturgefälle von 9,8 K/km für ungesättigte Luft bzw. 6,5 K/km für gesättigte Luft auf. Die absolute Feuchtigkeit wird als unverändert angenommen, und somit erhöht sich die relative Feuchtigkeit mit der Höhe bis zu einem Höchstwert von 100%.

Profildaten [0217] Fig. 28 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte Temperatur-, Wind- und Feuchteprofile für einen beispielhaften Tag im September 2013 um 9.00 Uhr vormittags am Flughafen Zürich darstellen. Das Beispiel zeigt idealisierte Profile (blaue durchgezogene Linie) in hoher Divergenz zu Profilen aus dem numerischen Modell COSMO-2 (magentafarbene gestrichelte Linie) und Flugschreiberdaten (rote strichpunktierte Linie). Die gestrichelte schwarze Linie steht für eine homogene Atmosphäre mit auf Stationshöhe gemessenen Werten. Beispielhafte Studien, die der vorliegenden Erfindung zugrundeliegen, schliessen Flugdatenaufzeichnungen (Flugdatenschreiber) von 223 Abflügen am Flughafen Zürich ein, die von Swiss International Airlines bereitgestellt wurden. Aus diesen Daten wurden Lufttemperatur und Windgeschwindigkeit und -richtung aufbereitet, um Senkrechtprofile wie in Fig. 28 zu erzeugen. Bei einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung wird, wie obenstehend ausgeführt, der Flugdatenschreiber in Kombination mit den akustischen Messungen weiter aufbereitet, um das Schallemissionsmodell in Funktion der Flugkonfiguration zu entwickeln.

[0218] Alle in diesem Papier betrachteten Daten stammen von Flügen, die innerhalb von vier Wochen zwischen 21. August und 13. September 2013 gemessen wurden. Die meisten Abflüge der A320-Familie fanden zu einer Tageszeit zwischen

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9.00 vormittags und 16.00 Uhr nachmittags statt. Obwohl Schwankungen der atmosphärischen Bedingungen somit eingeschränktsind, variierte die Temperatur dennoch zwischen 12 °C und 28 °C, und die Feuchtigkeit variierte zwischen 20% und 80%. Zusätzlich wurden zehn Flüge von A340-300-Flugzeugen und drei anderen Typen zu einer Nachtzeit gegen 23.00 Uhr gemessen, als die Temperatur immer noch zwischen etwa 17 °C und 20 °C lag und die Feuchtigkeit etwa 65% betrug.

[0219] Als Alternative wurden Profildaten des numerischen Wettervorhersagemodells COSMO-2 als Eingabedaten für die Ausbreitungsberechnung verwendet. COSMO ist das «Consortium for Small-Scale Modelling» der nationalen Wetterdienste in Deutschland, Griechenland, Italien, Polen, Rumänien, Russland und der Schweiz. MeteoSwiss, die die Daten bereitstellten, verwendet das lokale Skalierungsmodell COSMO-2 mit einem Rasterabstand von 2,2 km, das zudem den Alpenbogen (17) einschliesst. In der Tat integriert das numerische Modell atmosphärische Beobachtungsdaten von Radiosonden, Flugzeug-, Windprofiler- und Oberflächenniveau-Daten. Die bereitgestellten stündlichen Profile schliessen Temperatur, Feuchtigkeit und Windgeschwindigkeit und -richtung für die Oberflächenniveaus 24 bis 60, die Höhen über Grund von etwa 10 m bis 4.900 m entsprechen, ein.

[0220] In Fig. 28 werden die vier Profiltypen beispielhaft miteinander verglichen. Für einen Vergleich mit einer homogenen Atmosphäre auf Basis momentaner Bedingungen wurden Wetterdaten am Flughafen Zürich in einer Referenzhöhe von 2 m über die Höhe dargestellt verwendet. Fig. 2 zeigt eine instabile Situation um 10.00 Uhr vormittags, für die alle Datenquellen ein ähnliches Muster über den gesamten Höhenbereich bis auf 800 m zeigen.

[0221] Fig. 29 zeigt drei Diagramme, die beispielhafte Temperatur-, Wind- und Feuchteprofile für einen beispielhaften Tag im September 2013 um 10.00 Uhr vormittags am Flughafen Zürich darstellen. Das Beispiel zeigt idealisierte Profile (blaue durchgezogene Linie) in guter Übereinstimmung mit Profilen aus dem numerischen Modell COSMO-2 (magentafarbene gestrichelte Linie) und Flugschreiberdaten (rote strichpunktierte Linie). Die gestrichelte schwarze Linie steht für eine homogene Atmosphäre mit auf Stationshöhe gemessenen Werten. Im Gegensatz zu Fig. 28 bildet Fig. 29 eine Situation ab, bei der die verschiedenen Profile erheblich voneinander abweichen. Bei den COSMO-2- und Flugschreiberprofilen nimmt die Temperatur ansteigender Höhe ab, was auf eine instabile Schichtung hindeutet. Im Gegensatz dazu nimmt das idealisierte Profil bereits einen neutralen Zustand an. Auf dieselbe Weise unterscheiden sich auch die Feuchtigkeitsprofile stark.

[0222] Fig. 30 zeigt zwei Diagramme, die beispielhafte ausgewählte Temperatur- und Feuchteprofile für einen beispielhaften Tag im September 2013 zwischen 9.00 Uhr vormittags und 12.00 Uhr mittags am Flughafen Zürich darstellen. Das numerische Modell COSMO-2 (magentafarbene gestrichelte Linie) deutet darauf hin, dass die Schichtung von einer stabilen Grenzschicht in der Nacht zu einer typischerweise instabilen Schicht an einem sonnigen Tag bis zur Mittagszeit andauert. Das Klassifizierungsschema nimmt bereits eine instabile Schichtung (blaue durchgehende Linie) an. Das idealisierte Profil konnte nicht immer den zeitlichen Übergang von einer stabilen Grenzschicht in der Nacht zu einer typischerweise instabilen Schicht an einem sonnigen Tag korrekt reproduzieren. In Fig. 4 werden die vertikalen Profile der idealisierten Profile und COSMO-2-Daten für drei unterschiedliche Zeitpunkte des Tages zwischen 9.30 Uhr vormittags und 12.00 Uhr mittags verglichen. An diesem sonnigen Tag (siehe Fig. 27) geht die Sonne bereits um 7.30 Uhr morgens auf, und die Strahlungsbilanz führt bereits zwei Stunden später zu einer instabilen Schichtung, wenn das Klassifizierungsschema angewendet wird, im Gegensatz dazu deuten die Daten von COSMO-2 darauf hin, dass die Änderung der Schichtung auf bis zu 500 m bis zur Mittagszeit anhält und die Temperatur- und Feuchtigkeitsprofile nur langsam zusammenlaufen.

[0223] Zusammengefasst sind die Wind- und Temperaturprofile von Flugdatenschreiber und COSMO-2 grundsätzlich stark konsistent. Die Extrapolation von Temperatur aus Bodenbedingungen auf höhere Höhen, wie sie von den idealisierten Profilen vorgenommen wird, scheint in den meisten Fällen stichhaltig zu sein. Wind- und Feuchtigkeitsprofile unterscheiden sich jedoch im Vergleich zu den differenzierten Profilen aus dem COSMO-2-Modell erheblich.

Ausbreitungsberechnung [0224] Fig. 31 zeigt eine schematische Darstellung eines Berechnungsszenarios auf Basis eines Flugwegs. Obwohl der Flugweg der 223 verwendeten Abflüge verfügbar ist, können dieselben generischen Quellpunkte eines virtuellen Flugwegs für alle Flüge verwendet werden, um Unterschiede der Ausbreitung aufgrund von unterschiedlichen Flugweggeometrien zu vermeiden. Das in Fig. 31 abgebildete Szenario zeigt drei verschiedene Quellenpositionen (S), eine auf 500 m oberhalb Empfänger R1 und die anderen in 45°- und 30°-Winkeln bezogen auf die Flugrichtung. Ein zweiter Empfänger R² wurde 500 m seitlich aufgestellt. Die Empfänger sind 4 m über einem ebenen Grünlandgelände platziert.

[0225] Nachstehend werden die Ergebnisse als Abschwächungen AMeteo (siehe obenstehende Gleichung (38)) der Ausbreitungsberechnung präsentiert, um die Unterschiede zwischen einer homogenen Atmosphäre basierend auf momentanen lokalen Bedingungen (LC) und gemittelten Bedingungen für die Schweiz aufzuzeigen. Weiterhin werden die Ergebnisse der COSMO-2-Daten mit denen der homogenen Atmosphäre basierend auf momentanen Bedingungen (siehe untenstehende Gleichung (40)) verglichen. Zusätzlich werden die Ergebnisse der idealisierten Standardprofile (IP) mit denen der COSMO-2-Profile verglichen (siehe untenstehende Gleichung (41)). Die Unterschiede in der Abschwächung in jedem der Dritteloktavbänder bis zu 5 kHz werden untenstehend näher ausgeführt. Insbesondere wird der Einfluss auf den A-bewerteten Schallexpositionspegel L_AE erörtert.

CH 713 630 A1 [0226] Da die Flugschreiberdaten keine Informationen zu Feuchtigkeitsdaten liefern, wurden diese Informationen für die Schallausbreitungsberechnung COSMO-2 entnommen. Es ergab sich jedoch, dass die Ergebnisse sehr ähnlich zu den Berechnungen der COSMO-2-Profile sind, weshalb sie nicht gezeigt und näher erörtert werden.

AAlC -COSMO - ÄMeteo,LC ~ ÄMeteo,COSMO (40)

ΔΑιρ-cOSMO - ÄMeteo,IP ~ ÄMeteo,COSMO (41 )

Ergebnisse [0227] Fig. 32 zeigt ein Diagramm, das eine beispielhafte Schwankung von Luftabsorption einer homogenen Atmosphäre mit Verschiebung zu momentanen Bedingungen bei 2 m zu einer einheitlichen Atmosphäre mit gemittelten Bedingungen darstellt.

Ergebnisse der Ausbreitung von S1 zu R1 in einer Entfernung von 500 m [0228] Verteilungen der berechneten Unterschiede von Luftabsorption werden für die 223 beispielhaften Abfiüge bzw. deren zugeordnete Wettersituationen präsentiert. Für jedes Dritteloktavband werden die Unterschiede als Box-WhiskerPlots (vgl. Legende in Fig. 32) gezeigt. Da es die zuverlässigsten Daten bereitstellt, wird COSMO-2 als Referenz für den Vergleich von Ergebnissen verwendet.

Unterschiede zwischen homogenen Atmosphären [0229] In einem ersten Schritt wird die Abschwächung einer homogenen Atmosphäre basierend auf momentanen Bedingung am Boden mit der Abschwächung einer homogenen Atmosphäre mit gemittelten Werten von 8 °C und 76% für die Schweiz verglichen. Die Ergebnisse für den Punkt der grössten Annäherung (CPA) in Fig. 32 zeigen lediglich geringe Schwankungen von weniger als 0,6 dB unterhalb 500 Hz. Zwischen 500 Hz und 1,6 kHz ergaben sich Mittelwerte von etwa +0,5 dB mit Höchstwerten von +1,9 dB und positiven Minimalwerten (äusser bei 1,6 kHz). Somit führten die momentanen Bedingungen stets zu höheren Abschwächungen als die gemittelte Atmosphäre. Bei hohen Frequenzen änderte sich der Trend zu negativen Unterschieden, wies jedoch deutlich höhere Schwankungen in beide Richtungen auf. Der Mittelwert des 5 kHz-Bands liegt bei -4,3 dB mit einem Minimalwert von -10,3 dB und einem Höchstwert von +15,0 dB.

[0230] Fig. 33 zeigt ein Diagramm, das eine beispielhafte Schwankung von Luftabsorption einer homogenen Atmosphäre mit Verschiebung zu momentanen Bedingungen bei 2 m zu einer einheitlichen Atmosphäre mit gemittelten Bedingungen darstellt. Ergebnisse der Ausbreitung von S3 zu R² in einer Entfernung von 1.118 m. Hiermit können aus Fig. 33 die Abschwächungsspektren für die grösste Ausbreitungsentfernung von 1.118 m abgeleitet werden. Derselbe Trend wie für den CPA ist mit einer Wendung zu Negativwerten bei 2 kHz zu beobachten. Die Mittelwerte für 500 Hz bis 1,6 kHz reichten von +0,5 dB bis +1,0 dB mit Höchstwerten von +2,0 dB bis +4,3 dB und ebenfalls positiven Minimalwerten. Die hohen Frequenzen wiesen eine höhere negative Mitteldissipation für eine Atmosphäre basierend auf momentanen Bedingungen, wiederum mit starken Abweichungen zwischen -23 dB und +34 dB, auf.

Unterschiede der Profildatenquellen [0231] Fig. 34 zeigt zwei Diagramme, die beispielhaft Unterschiede der Luftabsorption zwischen einer homogenen Atmosphäre bei momentanen Bedingungen und COSMO-2-Profilen darstellen. Ergebnisse der Ausbreitung von s1 zu R1 (500 m) und S3 zu R² (1.118 m). Nach den vorliegenden beispielhaften Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung werden Ergebnisse nur für 250 Hz bis 5 kHz präsentiert, da die Schwankungen von Niedrigfrequenzen vernachlässigbar sind. Fig. 34 (links) zeigt die Schwankungen der Luftabsorption zwischen der homogenen Atmosphäre bei momentanen Bedingungen und den COSMO-2-Profilen für S1 zu R1. Unterhalb 2 kHz waren die Mittelwerte leicht positiv. Im Gegensatz dazu erhöhten sich oberhalb 2 kHz die gemittelten Unterschiede auf bis zu -3,6 dB für 5 kHz mit starken Schwankungen von -17,4 dB bis +5,7 dB. Fig. 34 (rechts) vergleicht die Ausbreitung von S3 zu R². Der Trend ist ähnlich, weist jedoch höhere Schwankungen bei mittleren und hohen Frequenzen als Folge der grösseren Ausbreitungsentfernung auf.

[0232] Fig. 35 zeigt zwei Diagramme, die beispielhaft Unterschiede der Luftabsorption zwischen idealisierten Profilen und COSMO-2-Profilen darstellen. Ergebnisse der Ausbreitung von S1 zu R1 (500 m) und S3 zu R² (1.118 m). Die Varianz der idealisierten Profile im Vergleich zu den COSMO-2-Profilen wird in Fig. 35 präsentiert. Für beide Spektren traten keine Schwankungen von mehr als 0,5 dB unterhalb 1 kHz auf. Bei höheren Frequenzen sanken die Mittelwerte für Fig. 35 (links) auf 4,2 dB bei 5 kHz mit einer Schwankung zwischen -17,3 dB und 2,3 dB. In Fig. 35 (rechts) sanken die Mittelwerte ebenfalls auf 3,4 dB, schwankten jedoch von -15,1 dB bis 8,1 dB.

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Einfluss auf den sich ergebenden Schallexpositionspegel [0233] Die obenstehend erörterten Ergebnisse legen nachvollziehbar erhebliche Schwankungen der Luftabsorption für Frequenzen oberhalb 250 Hz dar. Somit stellt sich die Frage, wie relevant diese Schwankungen für den sich ergebenden Lae sind. Daher können Schallemissionsrichtwirkungen von 35 Airbus A320 gemittelt werden, und die sich ergebenden A-bewerteten Spektren sowie der Gesamt- L_AE am Empfänger R1 wurden berechnet (Fig. 10). Dann können die Unterschiede zu L_ae für den mittleren Unterschied und die Mindest- und Höchstschwankungen wie obenstehend beschrieben bestimmt werden.

[0234] Schwankungen der Frequenzen oberhalb 2,5 kHz weisen insbesondere aufgrund der hohen absoluten atmosphärischen Absorption nahezu keinen Einfluss auf L_AE (<0,1 dB(A)) auf. Dasselbe gilt für Frequenzen unterhalb 125 Hz, die durch die A-Bewertung stark abgeschwächt werden. Der Einfluss zwischen einer homogenen Atmosphäre bei lokalen und gemittelten Bedingungen auf L_AE für 500 m (S1R1) beträgt -0,2 dB(A) als Mittel, schwankt aber zwischen -1,4 dB(A) und 0,3 dB(A) bei Einzelflügen. Bei 1.000 m (S3R1) liegt die mittlere Schwankung des L_AE bei -0,6 dB(A) mit einem Umfang von -2,6 dB(A) bis 0,2 dB(A).

[0235] Auf dieselbe Weise beträgt der Einfluss der Unterschiede der Luftabsorption zwischen einer homogenen Atmosphäre bei momentanen Bedingungen und COSMO-2-Profilen -0,6 dB(A) bis 1,3 dB(A) bei 500 m und -0,9 dB(A) bis 0,4 dB(A) bei 1.000 m. Die Unterschiede der berechneten Luftabsorption von idealisierten und COSMO-2-Profilen ändern den L_AE von -0,2 dB(A) bis 1,5 dB(A) bei 500 m und von -0,5 dB(A) bis 0,7 dB(A) bei 1.000 m.

[0236] Wie Fig. 35 zeigt, liegen die Unterschiede zwischen idealisierten und COSMO-2-Profilen bei Frequenzen oberhalb 1 kHz im selben Grössenbereich wie die Varianz zwischen der homogenen Atmosphäre bei momentanen Bedingungen und COSMO-2. Bei Mittelfrequenzen unterhalb 1 kHz, die den L_AE stark beeinflussen, sind die Schwankungen jedoch gering.

[0237] Fig. 36 zeigt ein Diagramm, das einen beispielhaften Einfluss auf die Varianz der Dissipation im A-bewerteten Spektrum am Empfänger R1 des A320 für das Auftreten von S1 (90°) und von vorne an S3 (30°) darstellt. Die Indikatoren repräsentieren die minimalen und maximalen Schwankungen zwischen den homogenen Atmosphären bei momentanen bzw. gemittelten Bedingungen.

[0238] In der Folge ist eine erhebliche Abhängigkeit des Schallpegels auf höheren Frequenzen von variierenden Bedingungen von Temperatur und Feuchtigkeit erkennbar. Für die Frequenzbänder, die den sich ergebenden A-bewerteten Pegel erheblich beeinflussen, sind die Unterschiede geringer, weisen aber immer noch einen Umfang von mehreren Dezibel auf. Bei Betrachtung der Mittelwerte wird ersichtlich, dass die Abweichungen zwischen den verschiedenen Datensätzen einen klaren Trend zeigen und somit auch auf die sich ergebenen Langzeit-Durchschnitte einen systematischen Einfluss aufweisen.

[0239] Für den Vergleich von verschiedenen Quellen für Wetterdaten scheinen Vorhersagemodelle wie COSMO-2 am zuverlässigsten zu sein. Während Flugschreiberdaten eine gute Übereinstimmung mit COSMO-2 für Wind und Temperatur zeigen, liefern sie keine Feuchtigkeitsdaten. Neben der Tatsache, dass Flugdatenschreiber nicht als einzige Datenquelle verwendet werden können, ist die Verfügbarkeit von Flugschreiberdaten in der Regel eingeschränkt, und die Genauigkeit der Eingabedaten hängt zudem vom Flugzeugtyp ab. Somit sind Flugschreiberdaten allein keine angemessene Quelle für Wetterdaten.

[0240] Die Verwendung standardisierter Profile der Atmosphäre, die auf Bedingungen am Boden normalisiert werden, wie obenstehend gezeigt, weist im Vergleich zu den Annahmen einer homogenen Atmosphäre eine vorteilhafte Auswirkung auf die Genauigkeit der Schallausbreitungsberechnung auf. Der Vorteil dieses Ansatzes liegt darin, dass die Profile mit sehr wenigen, leicht zugänglichen Eingabedaten generiert werden können.

[0241] Eine Varianz der Luftabsorption kann in einer gleichen Grössenordnung wie die hier präsentierten Ergebnisse erwartet werden. Im Gegensatz dazu ist nicht zu erwarten, dass die Schwankungen zwischen der homogenen Atmosphäre bei momentanen Bedingungen und idealisierten Profilen gegenüber den COSMO-2-Profilen sich erheblich ändern, und die nachstehenden Schlussfolgerungen können ebenso als allgemein anwendbar betrachtet werden.

[0242] Die Verwendung von momentanen Bodenbedingungen von Temperatur und Feuchtigkeit stellt gegenüber einer einheitlichen Atmosphäre mit gemittelten Bedingungen für die Berechnung von Einzelflügen eine wichtige Verbesserung dar. Zusätzlich weist auch eine korrekte Reproduktion der Schichtung in der Ausbreitungsberechnung eine vorteilhafte Auswirkung auf die Genauigkeit des sich ergebenden L_AE auf. Insbesondere wird die Verwendung von Daten aus Wettervorhersagemodellen wie COSMO-2 als genaueste Lösung angenommen. Vor allem für die Entwicklung eines Emissionsmodells nach der vorliegenden Erfindung, in dem Einzelflüge umgekehrt auf die Quelle umgeformt werden, wird empfohlen, solch detaillierte Eingabedaten zu verwenden. Obwohl Hochfrequenzen oberhalb 2,5 kHz für den L_AE oberhalb 500 m vernachlässigbar sind, könnte die starke Schwankung der Luftabsorption zu grossen Fehlern in diesem Band führen.

[0243] Es ist anzunehmen, dass idealisierte Profile die detaillierteren Profile aus COSMO-2 nicht ersetzen können. Die Annahmen, insbesondere für Feuchtigkeit, aber auch für die Temperatur oberhalb 100 m, führen oft zu einer Extrapolation der Bodenbedingungen, die bei grösseren Höhen nicht stichhaltig ist. Somit ändern die Unterschiede der Luftabsorption im Vergleich zu den COSMO-2-Profilen, die bei Frequenzen oberhalb 1 kHz erheblich sind, den L_AE und führen zu einer weniger genauen Prognose für Einzelflüge.

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Modelle für Reflexionen an Wäldern, Klippen, Gebäuden, Mauern und sonstigen starren Oberflächen [0244] Ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung kann zudem Modelle für Reflexionen an Gebäuden, Mauern und sonstigen starren Oberflächen sowie diffuse Reflexionen an Waldrändern und Klippen einschliessen. Für eine ausführliche Beschreibung sowie Referenzen zu solchen Erweiterungen eines einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung zugrundeliegenden Ausbreitungsmodells wird auf die «Documentation of the sonX model» (Dokumentation des sonX-Modells) vom 12. September 2016 sowie auf wissenschaftliche Veröffentlichungen, die in ACTA ACUSTICA UNITED WITH ACUSTICA erschienen sind, insbesondere «An Extended Model to Predict Reflections from Forests» (Erweitertes Modell zur Vorhersage von Reflexionen von Wäldern) (Jean Marc Wunderli; Voi. 98 (2012) 263-278; DO! 10.3813/AAA.918510); «A Model to Predict Sound Reflections from Cliffs» (Modell zur Vorhersage von Schallreflexionen von Klippen) (Reto Pieren, Jean Marc Wunderli;Vol. 97 (2011) 243 - 253; DO110.3813/AAA.918404); «Calculation of Reflections in an Urban Environment» (Berechnungen von Reflexionen in einer Urbanen Umgebung) (Kurt Heutschi; Voi. 95 (2009) 644 - 652; DOI 10.3813/AAA.918193); und «An Engineering Model for Sound Pressure in Shadow Zones Based on Numerical Simulations» (Entwicklungsmodell für Schalldrücke in Schattenzonen auf Basis numerischer Simulationen) (Jan Hofmann, Kurt Heutschi; Voi. 91 (2005) 661 - 670), die hierin bezugnehmend enthalten sind, verwiesen.

Teilraumkonzept [0245] Fig. 37 zeigt eine schematische perspektivische Ansicht eines Fahrzeugs 111, beispielsweise eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines Flugzeugs, für das Schallemissionen und -Immissionen in Übereinstimmung mit einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung berechnet werden sollen. Ein Luftraum, den das Fahrzeug 111 durchläuft, ist in Teilräume 112 aufteilt, die Zellen bilden. Jeder dieser Teilräume 112 kann eine kubische Form aufweisen, so dass er acht Ecken 113 bereitstellt.

[0246] Jeder dieser Teilräume 113 stellt einen potentiellen Quellenstandort dar. Von jeder Ecke 113 eines der Teilräume 113, welche das Fahrzeug 111 durchläuft, bis zu jedem Empfängerpunkt wird eine Abschwächung in einer Datenbank gespeichert. Während individueller Flüge werden Abschwächungen von den Ecken 113 in der Datenbank nachgeschlagen. Die sich ergebende Abschwächung wird als lineare Interpolation der Abschwächungen der Ecken 113 im Vergleich zur effektiven Quellenposition, d.h. der Position des Fahrzeugs 111, bestimmt.

[0247] Fig. 37 zeigt eine schematische perspektivische Ansicht eines Luftraums, der in Übereinstimmung mit einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung in Teilräume 112 aufgeteilt ist. Quellenstandorte 114 einer Schallquelle wie eines Fahrzeugs 111 bilden eine erwartete Bahnkurve 115 oder eine definierte Bahnkurve 116. Der Luftraum und somit die Teilräume 112 erstrecken sich entlang einer Längsrichtung X, einer Querrichtung Y und einer Höhenrichtung Z, die gemeinsam ein kartesisches Koordinatensystem bilden. Vorzugsweise weist in einer Projektion entlang der Höhenrichtung Z jeder der Teilräume 112 eine quadratische Form auf. Insbesondere senkrechte Kanten der Teilräume, die sich parallel zur Höhenrichtung Z erstrecken, können jedoch unterschiedliche und/oder sich ändernde Längen und Koordinaten entlang der Höhenrichtung Z aufweisen.

[0248] Durch ein Aufteilen des Luftraums in die Teilräume 112 müssen erheblich weniger Abschwächungen und somit entsprechende Berechnungen vorgenommen werden, als bei dieser Simulation im Vollformat. Dies ermöglicht eine effiziente Berechnung verschiedener Verkehrsszenarien in einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung. Höchstpegelberechnungen und Simulationen individueller Flüge sowie Echtzeit-Simulationen von Lärmbelastung sind möglich. Dies ermöglicht präzise Berechnungen mit einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung, das spektrale Lärmausbreitungsmodelle, Betrachtungen von Witterungseinflüssen, kohärenten und inkohärenten Reflexionen an Gebäuden, Schirmwirkungen durch Gebäude und/oder Betrachtungen von Bodenreflexions7Lärmausbreitungseinflüssen in Abhängigkeit von Erdtypen wie obenstehend beschrieben integriert. Weiterhin wird ein präzises Emissionsmodell ermöglicht, das in ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung für die Simulation von lärmarmen Landeanflug- und Abflugverfahren von Fahrzeugen zum und vom Flughafen bzw. Ähnliches integriert werden kann.

Recheneinrichtungen, Systeme und Verfahren [0249] Nach wenigstens einem Aspekt eines Verfahrens und Systems nach der vorliegenden Erfindung können Schnittstellen für Lärmberechnungen an Recheneinrichtungen, die parallel zueinander arbeiten, bereitgestellt werden. Eine zentrale Datenspeicherung für erleichterte Verwaltung kann umgesetzt werden. Flexibel konfigurierbare Schnittstellen für Datenimport können zur Verfügung gestellt werden. Verfahren und Systeme nach der vorliegenden Erfindung können Funktionalitäten für Datenaufbereitung und -homogenisierung bereitstellen. Weiterhin können Module für Auswertung und Berichterstattung zum Generieren von Berichten und standardmässigen Dateiformaten in Bezug auf die Lärmexposition von Personen, Gebäuden, Wohnungen, Arbeitsplätzen, Gebieten etc. bereitgestellt werden.

[0250] Fig. 39 zeigt ein schematisches Diagramm, das ein System 117 zum Vornehmen eines Verfahrens nach der vorliegenden Erfindung darstellt. System 117 umfasst ein externes Modul 118 und ein internes Modul 119. Im externen Modul 118 können externe Daten wie Cockpitdaten, Radardaten, Transponderdaten, Emissionsdaten und Auswertungsdaten sowie Statistiken bereitgestellt und aufbereitet werden. Die Statistiken umfassen insbesondere gewisse Anzahlen an Flugbewegungen für bestimmte Flugzeugtypen und Routen. Auf der Basis solcher Statistiken werden Bahnen überlagert,

CH 713 630 A1 um die Schallprofile zu generieren und daraus Gesamt-Schallimmissionswerte für den wenigstens einen Empfangspunkt R oder allgemein eine Anzahl an entlang der Bahnen angeordneten Empfangspunkte abzuleiten und/oder zu errechnen. [0251] Im internen Modul 119 werden Berechnungen nach in einem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung integrierten Modellen vorgenommen, die das Generieren von Flugereignissen und Geometrien, Quellenstandorten, Empfangsstandorten und einer darauf basierenden Schallausbreitung sowie daraus abgeleiteter Abschwächungsdaten und eine Simulation von Einzelflügen sowie das Generieren von Schallprofilen, die ein Bündel an geschätzten und/oder definierten Bahnen und schliesslich Lärmbelastungskarten umfassen. Das interne Modul 119 umfasst einen Zentralrechner und/oder Rechnerverbund 120 und wenigstens ein Client-Gerät 121. Im Rechnerverbund 120 werden die anspruchsvollsten Rechenoperationen für das Simulieren von Modellen nach der vorliegenden Erfindung wie obenstehend beschrieben vorgenommen. Dafür umfasst der Rechnerverbund 120 vorzugsweise eine Mehrzahl an digitalen Prozessoren zum Vornehmen der Berechnungen, die Zentralrechnern, Servern oder Ähnlichem umgesetzt sein können. Das Client-Gerät 121 kann ein Einzelplatzrechner oder Ähnliches sein, auf dem weniger anspruchsvolle Berechnungen und Operationen vorgenommen werden. Das System 117 nach der vorliegenden Erfindung ist adaptiert, um ein Verfahren nach der vorliegenden Erfindung vorzunehmen, das die folgenden Schritte umfasst:

[0252] Auf der Seite des externen Moduls 118, beispielsweise durch externe Datenanbieter und Anbieter sozialer Dienstleistungen, werden in einem ersten Schritt S1 Standortdaten wie Cockpitdaten, Radardaten, Transponderdaten und weitere damit zusammenhängende Daten bereitgestellt. In einem zweiten Schritt S2 werden die Standortdaten aufbereitet, um in das interne Modul 119 eingegeben zu werden.

[0253] Im internen Modul 119, insbesondere im Rechnerverbund 120, werden Flugereignisse einschliesslich Geometrien in einem dritten Schritt S3 aufbereitet. Basierend auf den Flugereignissen werden in einem vierten Schritt S4 Schallquellenpositionen berechnet. Parallel oder im Anschluss an den dritten Schritt S3 werden in einem vierten Schritt s4 Empfangspunkte berechnet. Die Quellenpositionen und Empfangspunkte verlassen dann den Rechnerverbund 120, um am Client-Gerät 121 angezeigt zu werden. Im Client-Gerät 121 können anfängliche Berechnungen der tatsächlichen Schallausbreitung in einem sechsten Schritt S6 in einer Weise vorgenommen werden, dass sie durch einen Benutzer des Client-Geräts 121 angepasst und alterniert werden können. Die Ausbreitungsberechnungen werden dann vom Client-Gerät 121 an den Rechnerverbund 120 zurückgeführt.

[0254] Im Rechnerverbund 120 wird in einem siebten Schritt S7 die Abschwächung berechnet. Die Abschwächungsdaten werden an das Client-Gerät 121 zurückgegeben, wo in einem achten Schritt S8 Einzelflugsimulationen vorgenommen werden. Ergebnisse von wenigstens einer Einzelflugsimulation, vorzugsweise einer Mehrzahl an Einzelflugsimulationen, werden an den Rechnerverbund zurückgeführt, um Schallprofile mit sauberen Simulationsdaten, die sich auf mehrere Bahnen beziehen, unter Berücksichtigung von Emissionsdaten, die in einem neunten Schritt S9 von dem externen Modul 118 bereitgestellt werden, zu generieren.

[0255] Basierend auf dem Generieren von Schallprofilen in einem zehnten Schritt S10, der vom Rechnerverbund 120 und/ oder dem Client-Gerät 121 vorgenommen werden kann, werden in Kombination mit Bewegungsstatistiken einer Bevölkerung, die in einem elften Schritt S11 vom externen Modul 118 bezogen werden, in einem zwölften Schritt S12 Lärmbelastungskarten erstellt. Basierend auf den Lärmbelastungskarten kann eine Diskussion von Bahnen, insbesondere Flugrouten mit Hilfe eines Verfahrens nach der vorliegenden Erfindung versachlicht werden, so dass alle beteiligten Parteien wie Betreiber, Fluglinien, die Öffentlichkeit sowie Politiker umsetzbare und akzeptable Lösungen für die Planung und Steuerung von Verkehr, insbesondere Luftverkehr, finden können.

BEZUGSZEICHEN [0256]

Standort Mikrofon eins

Standort Mikrofon zwei

Standort Mikrofon drei

Standort Mikrofon vier

Standort Mikrofon fünf

Standort Mikrofon sechs

Standort Mikrofon sieben

Standort Mikrofon acht

Standort Mikrofon neun

Standort Mikrofon zehn

CH 713 630 A1

16	Erste Landebahn (Abflüge)
28	Erste Landebahn (Landungen)
34	Zweite Landebahn
111	Fahrzeug
112	Teilraum
113	Teilraumecke
114	Standort der Quelle
115	Erwartete Bahnkurve
116	Definierte Bahnkurve
117	System
118	Externes Modul
119	Internes Modul
120	Rechnerverbund/Zentralrechner
121	Client-Gerät
S	Quelle
R	Empfänger
X	Längsrichtung
J	Querrichtung
z	Höhenrichtung
θ	Polarwinkel
<P P	Azimutwinkel Mediumdichte

Claims (42)

1. Patentansprüche

   1. Verfahren zum Errechnen eines Lärmpegels, der von einer Schallquelle (S, 111), insbesondere einem Flugzeug, das sich bezogen auf den wenigstens einen Empfangspunkt (R) entlang einer definierten Bahnkurve (116) bewegt, erzeugt wird, für wenigstens einen Empfangspunkt (R), wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst: Bereitstellen eines Schallausbreitungsmodells für einen Luftraum, der sich zwischen dem wenigstens einen Empfangspunkt und wenigstens einer erwarteten Bahnkurve (115), entlang welcher die Schallquelle sich bezogen auf den Empfangspunkt voraussichtlich bewegt, erstreckt;

   Errechnen des Lärmpegels durch Eingeben der definierten Bahnkurve (116) in das Schallausbreitungsmodell und Berechnen einer Schallausbreitung zwischen der Schallquelle (S, 111) und dem wenigstens einen Empfangspunkt (R) für jeden von einer Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten (114), die entlang der definierten Bahnkurve angeordnet sind.
2. 2. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Schallausbreitung basierend auf wenigstens einem Schallemissionswert der Schallquelle (S, 111) berechnet wird.
3. 3. Verfahren nach Anspruch 2, wobei der wenigstens eine Schallemissionswert in Abhängigkeit von einem Schallabstrahlungsmuster, das einem Typ der Schallquelle (S, 111) für jeden einer Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten (114), die entlang der definierten Bahnkurve (116) angeordnet sind, zugeordnet ist, berechnet wird.
4. 4. Verfahren nach Anspruch 3, wobei das Schallabstrahlungsmuster auf einem Schallleistungspegel, der dem Typ der Schallquelle (S, 111) zugeordnet ist, basiert.
5. 5. Verfahren nach Anspruch 4, wobei der Schallleistungspegel basierend auf Verlaufsparametern der Schallquelle (s, 111), die aus der definierten Bahnkurve (116) abgeleitet werden, geschätzt wird.

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6. 6. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 3 bis 5, wobei das Schallabstrahlungsmuster auf einer Richtcharakteristik, die dem Typ der Schallquelle (S, 111) zugeordnet ist, basiert.
7. 7. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei das Schallausbreitungsmodell ein Direktschall-Ausbreitungsszenario und ein komplexes Ausbreitungsszenario umfasst;

   wobei beim Direktschall-Ausbreitungsszenario eine Direktschallausbreitung zwischen der Schallquelle (S, 111) und dem wenigstens einen Empfangspunkt (R) angenommen wird; und wobei beim komplexen Ausbreitungsszenario eine komplexe Schallausbreitung zwischen der Schallquelle (S, 111) und dem wenigstens einen Empfangspunkt (R) angenommen wird.
8. 8. Verfahren nach Anspruch 7, wobei für jeden der Anzahl an verschiedenen Schallquellenstandorten (114) ein Sichtlinienwinkel zwischen der Schallquelle (S, 111) und einem Horizont bestimmt wird;

   wobei das Direktschallausbreitungsmodell auf Sichtlinienwinkel, die eine Geringfügigkeitsschwelle überschreiten, angewendet wird; und wobei angenommen wird, dass bei Sichtlinienwinkeln, die die Geringfügigkeitsschwelle überschreiten, eine komplexe Schallausbreitung vernachlässigbar wird.
9. 9. Verfahren nach Anspruch 7 oder 8, wobei beim Direktschall-Ausbreitungsszenario eine homogene Atmosphäre innerhalb des Luftraums angenommen wird.
10. 10. Verfahren nach Anspruch 9, wobei das Direktschall-Ausbreitungsszenario wenigstens eines von einem Modell der geometrischen Abweichung, einem Dissipationsmodell, einem Barrierewirkungsmodell, einem Bewuchsdämpfungsmodell und einem Bodeneffektmodell für den Luftraum umfasst.
11. 11. Verfahren nach Anspruch 10, wobei das Bodeneffektmodell wenigstens eines von einer Kugelwellen-Ausbreitungsbestimmung, einem Modell für unebenes Gelände, einer Oberflächenbeschaffenheitsvariation und einem Kohärenzverlustmodell zum Modellieren eines Kohärenzverlusts verschiedener Schallwege zwischen der Schallquelle (S, 111) und dem Empfangspunkt (R) umfasst.
12. 12. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 7 bis 11, wobei das komplexe Ausbreitungsszenario wenigstens eines von einem Witterungseinflüsse-Korrekturmodell, einem Hindernisreflexionsmodell und einem Walddiffusionsmodell für den Luftraum umfasst.
13. 13. Verfahren nach Anspruch 12, wobei das Witterungseinflüsse-Korrekturmodell eine Berechnung von Schalldissipation innerhalb des Luftraums an lokale Temperatur und Feuchtewerte des Luftraums adaptiert.
14. 14. Verfahren nach Anspruch 12 oder 13, wobei das Witterungseinflüsse-Korrekturmodell eine Berechnung von Barrierewirkungen innerhalb des Luftraums an Vertikalgradienten von wenigstens einem von Windgeschwindigkeitswerten und Temperaturwerten des Luftraums adaptiert.
15. 15. Verfahren nach Anspruch 14, wobei die Barrierewirkungen eine Schallschattenzonenwirkung für wenigstens einen Schallschattenbereich innerhalb des Luftraums, in dem von der Schallquelle direkt und/oder indirekt ausgesendete Schallstrahlen den wenigstens einen Empfangspunkt aufgrund von Aufwindbedingungen, die basierend auf den Vertikalgradienten des wenigstens einen Windgeschwindigkeitswerts identifiziert wurden, nicht direkt erreichen, einschliessen.
16. 16. Verfahren nach Anspruch 15, wobei eine Restschallexposition des wenigstens einen Empfangspunkts, der sich innerhalb des wenigstens einen Schallschattenbereichs befindet, basierend auf wenigstens einem von einem Beugungswirkungsmodell und einem Streuwirkungsmodell, die auf einen Schallstrahl, der entlang des wenigstens einen Schallschattenbereichs vorbeiläuft, angewendet werden, berechnet wird.
17. 17. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 16, das weiterhin die folgenden Schritte umfasst

    Aufteilen des Luftraums in aneinander angrenzende Teilräume (112);

    Errechnen eines Teilraummodells für jeden der Teilräume (112) zum Bestimmen einer endlichen Schallausbreitung innerhalb jedes der Teilräume (112);

    Zusammensetzen des Schallausbreitungsmodells aus den Teilraummodellen, wobei wenigstens ein Grenzbereich zwischen aneinander angrenzenden Teilräumen (112) wenigstens eines von einer virtuellen Schallquelle und einem virtuellen Empfangspunkt für einen virtuellen Schallübertragungswert, der einen zwischen wenigstens zwei aneinander angrenzenden Teilräumen (112) übertragenen virtuellen Schallleistungspegel wiedergibt, wiedergibt.
18. 18. Verfahren nach Anspruch 17, wobei eine Übertragung von virtuellen Schallleistungswerten für eine Anzahl möglicher Kombinationen von virtuellen Schallquellen und virtuellen Empfangspunkten berechnet wird.
19. 19. Verfahren nach Anspruch 17 oder 18, wobei eine virtuelle Abschwächung für jede bzw. jeden der virtuellen Schallquellen und/oder virtuellen Empfangspunkte berechnet wird, wobei die virtuelle Abschwächung eine Abschwächung des virtuellen Schallleistungswerts bei Übertragung zwischen den virtuellen Schallquellen und/oder virtuellen Empfangspunkten wiedergibt.
20. 20. Verfahren nach Anspruch 19, wobei virtuelle Abschwächungen in einer Teilraum-Datenbank gespeichert werden.

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21. 21. Verfahren nach Anspruch 20, wobei während des Errechnens des Lärmpegels die virtuellen Abschwächungen aus der Teilraum-Datenbank ausgelesen werden.
22. 22. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 17 bis 21, wobei das Ausbreitungsmodell eine Zwischenabschwächung einschliesst, die zwischen der definierten Bahnkurve (116) und dem wenigstens einen Grenzbereich interpoliert wird.
23. 23. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 17 bis 22, wobei der Luftraum entlang eines homogenen horizontalen Gitters in die Teilräume aufgeteilt wird und die Teilräume in einer Längsrichtung (X) und einer Querrichtung (Y) des Luftraums feste Abstände aufweisen.
24. 24. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 17 bis 24, wobei der Luftraum entlang eines heterogenen vertikalen Gitters in die Teilräume aufgeteilt wird und die Höhe der Teilräume entlang einer Höhenrichtung (Z) des Luftraums zunimmt.
25. 25. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 17 bis 24, wobei die Teilräume (112) eine quaderartige Form aufweisen.
26. 26. Verfahren nach Anspruch 25, wobei die Grenzbereiche durch acht Ecken (113) von jedem der quaderartigen Teilräume (112) gebildet sind.
27. 27. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 26, wobei eine Schallausbreitung zwischen der Schallquelle (S, 111) und dem wenigstens einen Empfangspunkt (R) sowohl im Zeitbereich als auch im Frequenzbereich berechnet wird.
28. 28. Verfahren nach Anspruch 27, wobei ein Frequenzspektrum der Schallausbreitung im Frequenzbereich in Frequenzbänder aufgeteilt ist und die Schallausbreitung für jedes der Frequenzbänder berechnet wird.
29. 29. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 28, wobei die Schallausbreitung mit unbewerteten Schalldruckpegeln berechnet wird und der Lärmpegel mit A-bewerteten Schalldruckpegeln angezeigt wird.
30. 30. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 29, wobei der Lärmpegel mit einem Bevölkerungswert gewichtet wird, der eine geschätzte Bevölkerung des wenigstens einen Empfangspunkts mit einer Anzahl an Personen zu einem vordefinierten Zeitpunkt, an dem sich die Schallquelle (S, 111) entlang der definierten Bahnkurve (116) bewegt, wiedergibt.
31. 31. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 30, wobei ein Errechnen der Schallausbreitung zwischen einem Client-Gerät (121), das eine Anzahl an Client-FLOPs pro Zyklus bereitstellt, und einem Rechnerverbund (120), der eine Anzahl an Cluster-FLOPs pro Zyklus bereitstellt, verteilt ist und wobei die Anzahl an Client-FLOPs pro Zyklus kleiner als die Anzahl an Cluster-FLOPs pro Zyklus ist.
32. 32. Verfahren nach Anspruch 31, wobei wenigstens ein Gesamtschallabschwächung-Datensatz, der eine Abschwächung von Schall entlang wenigstens eines Schallwegs, der zwischen der Schallquelle (S, 111) und dem wenigstens einen Empfangspunkt (R) erstellt wurde, wiedergibt, aus einer Anzahl an Teilabschwächungswert-Datensätzen, die vom Rechnerverbund generiert wurden und verschiedene Schallabschwächungscharakteristiken des Luftraums für ein jeweiliges Szenario wiedergeben, berechnet wird.
33. 33. Verfahren nach Anspruch 32, wobei der Gesamtabschwächungswert-Datensatz vom Rechnerverbund (120) berechnet und an das Client-Gerät (121) übertragen wird oder am Client-Gerät (121) berechnet wird.
34. 34. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 31 bis 33, wobei ein Schallprofil bereitgestellt wird, das wenigstens einen mittleren Lärmpegel an dem wenigstens einen Empfangspunkt umfasst; und wobei der wenigstens eine mittlere Lärmpegel einem Bündel von Schallquellenbahnen zugeordnet ist.
35. 35. Verfahren nach Anspruch 34, wobei das Schallprofil vom Rechnerverbund (120) berechnet und an das Client-Gerät (121) übertragen wird.
36. 36. Verfahren nach Anspruch 34, wobei eine Überlagerung von wenigstens zwei Schallprofilen vom Client-Gerät (121) berechnet wird.
37. 37. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 36, das weiterhin einen Datenaufbereitungsschritt umfasst, in welchem eine Anzahl an Quellpunkten, die den verschiedenen Schallquellenstandorten (114) entlang der definierten Bahnkurve (115) entsprechen, definiert werden.
38. 38. Verfahren nach Anspruch 37, wobei die Quellpunkte (114) aus wenigstens einem von von einem Radarsystem erhaltenen Radardaten und von einem Transpondersystem erhaltenen Transponderdaten abgeleitet werden, wobei das Radarsystem und das Transpondersystem für das Lokalisieren und/oder Nachverfolgen der wenigstens einen Schallquelle (S, 111) ausgelegt sind.
39. 39. Verfahren nach Anspruch 37 oder 39, wobei das Schallausbreitungsmodell basierend auf wenigstens der Anzahl an Quellpunkten, einer Anzahl an Empfangspunkten und einem Geodatensatz, der eine geologische Umgebung des Luftraums wiedergibt, berechnet wird.
40. 40. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 39, wobei die wenigstens eine Schallquelle ein Luftfahrzeug ist.

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41. 41. Computerlesbares Medium, das computerlesbare Anweisungen umfasst, die einem Computersystem ermöglichen, ein Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 40 durchzuführen.
42. 42. Computersystem (117), das ausgelegt ist, um ein Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 40 durchzuführen.

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