RESOLUCIÓN 3592 DE 2015 

(Diciembre 28)

“Por la cual se adoptan 3 apéndices al RAC 36 “Estándares de ruido” de los reglamentos aeronáuticos de Colombia”.

en uso de sus facultades legales y en especial las que le confieren los artículos 1782 y 1790 del Código de Comercio, en concordancia con lo establecido en los artículos 2º y 5º numerales 3º, 4º, 8º y 10, y artículo 9º numeral 4º del Decreto 260 de 2004, y

CONSIDERANDO:

Que la República de Colombia es miembro de la Organización de Aviación Civil Internacional al haber suscrito el Convenio sobre Aviación Civil Internacional de Chicago 1944, aprobado mediante Ley 12 de 1947, y, como tal, debe dar cumplimiento a dicho convenio y a las normas contenidas en sus anexos técnicos.

Que de acuerdo con lo previsto en el artículo 1782 del Código de Comercio, a la Unidad Administrativa Especial de Aeronáutica Civil, en su calidad de autoridad aeronáutica de la República de Colombia, le corresponde dictar los reglamentos aeronáuticos de Colombia (RAC).

Que de conformidad con lo previsto en el artículo 5º, numeral 8º del Decreto 260 de 2004, corresponde a la Unidad Administrativa Especial de Aeronáutica Civil desarrollar, en todos sus aspectos, las normas sobre aviación civil y ejercer vigilancia sobre su cumplimiento.

Que de conformidad con lo establecido en los artículos 1778 y 1790 del Código de Comercio, corresponde a la UAEAC, en su condición de autoridad aeronáutica, establecer requisitos técnicos que deban reunir las aeronaves, dictar las normas sobre operación de las mismas.

Que igualmente, es función de la Unidad Administrativa Especial de Aeronáutica Civil (UAEAC) armonizar los reglamentos aeronáuticos colombianos (RAC) con las disposiciones que al efecto promulgue la Organización de Aviación Civil Internacional y garantizar el cumplimiento del Convenio sobre Aviación Civil Internacional junto con sus Anexos, tal y como se dispone en el artículo 5º del Decreto 260 de 2004.

Que la Unidad Administrativa Especial de Aeronáutica Civil (UAEAC), como autoridad aeronáutica de la República de Colombia, en cumplimiento del mandato contenido en el mencionado artículo 37 del Convenio sobre Aviación Civil Internacional, y debidamente facultada por los artículos 1778, 1782 y 1790 del Código de Comercio, el artículo 68 de la Ley 336 de 1996 y el artículo 5º del Decreto 260 de 2004, ha expedido los Reglamentos Aeronáuticos de Colombia (RAC) con fundamento en los referidos Anexos técnicos al Convenio sobre Aviación Civil Internacional.

Que mediante Resolución 2130 del 7 de junio de 2004, la Unidad Administrativa Especial de Aeronáutica Civil (UAEAC), en uso de sus facultades legales, adoptó e incorporó a los reglamentos aeronáuticos de Colombia la parte décimo primera de dichos reglamentos denominada “Normas ambientales para la aviación civil”, desarrollando para Colombia los estándares técnicos contenidos en el anexo 16 al Convenio sobre Aviación Civil Internacional, “Protección del medio ambiente”, desarrollando para Colombia dichos estándares, particularmente en matrería de ruido de las aeronaves.

Que de conformidad con lo previsto en el artículo 37 del Convenio sobre Aviación Civil Internacional del cual es parte Colombia, los Estados Parte se comprometieron a colaborar a fin de lograr el más alto grado de uniformidad posible en sus reglamentaciones, normas, procedimientos y organización relativos a las aeronaves, personal, aerovías y servicios auxiliares y en todas las cuestiones en que tal uniformidad facilite y mejore la navegación aérea; para lo cual, la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI) adopta y enmienda las normas, métodos recomendados y procedimientos internacionales correspondientes, contenidos en los anexos técnicos a dicho convenio.

Que para facilitar el logro del propósito de uniformidad en sus reglamentaciones aeronáuticas, según el citado artículo 37 del Convenio de Chicago de 1944, los Estados miembros de la Comisión Latinoamericana de Aviación Civil (CLAC), a través de sus respectivas autoridades aeronáuticas implementaron el sistema regional de cooperación para la vigilancia de la seguridad operacional (SRVSOP), mediante el cual vienen preparando los reglamentos aeronáuticos latinoamericanos (LAR) y en igual forma, con fundamento en los anexos técnicos, los estados miembros desarrollen y armonicen sus reglamentos nacionales en torno a los mismos.

Que la UAEAC es miembro del sistema regional de cooperación para la vigilancia de la seguridad operacional (SRVSOP), conforme al convenio suscrito por la dirección general de la entidad, el 26 de julio del año 2011, acordando la armonización de los reglamentos aeronáuticos de Colombia con los reglamentos aeronáuticos latinoamericanos (LAR), propuestos por el sistema a sus miembros; con lo cual se lograría también, mantenerlos armonizados con los anexos técnicos promulgados por la Organización de Aviación Civil Internacional y con los reglamentos aeronáuticos de los demás Estados.

Que mediante Resolución 6352 del 14 de noviembre de 2013 de la UAEAC, se adoptó una nueva metodología y sistema de nomenclatura para los reglamentos aeronáuticos de Colombia, en aras de su armonización con los reglamentos aeronáuticos latinoamericanos (LAR), con lo cual, la parte décimo primera de los RAC pasó a denominarse RAC 11, sobre “Normas ambientales para la aviación civil”.

Que el sistema regional de cooperación para la vigilancia de la seguridad operacional propuso a sus miembros la norma LAR 36 sobre “Estándares de ruido” a partir del anexo 16 de OACI, al igual que el RAC 11 y también a partir de la norma FAR 36 de los Estados Unidos de Norteamérica.

Que el RAC 11 previamente adoptado por Colombia había incluido algunas disposiciones procedentes del anexo 16 OACI, las cuales no están reflejadas en la norma FAR 36 que le da vida al LAR 36 y, en consecuencia, estarían ausentes en esta última, así como algunas pautas en materia de política ambiental para la aviación.

Que es necesario conservar esas disposiciones, por cuanto, más allá de los estándares de ruido para las aeronaves, los aspectos ambientales contemplados en ellas han sido indispensables y convenientes para el desarrollo de la aviación colombiana; resultando en consecuencia necesario incorporar al RAC 36 dichas disposiciones, contenidas en apéndices del mismo, con lo cual se derogaría en su totalidad el actual RAC 11 que las contenía.

Que además de lo anterior, es necesario liberar la posición RAC 11, actualmente ocupada por las mencionadas normas ambientales para la aviación civil, para asignarla a las “Reglas para el desarrollo, aprobación y enmienda de los RAC” como corresponde dentro de trabajo de armonización con los reglamentos aeronáuticos latinoamericanos (LAR).

Que en mérito de lo expuesto,

RESUELVE:

ART. 1º—Adóptense los siguientes tres (3) apéndices a la norma RAC 36 “Estándares de ruido”:

Apéndice 1. Política ambiental

1. Adóptanse como política ambiental en la Unidad Administrativa Especial de la Aeronáutica Civil los siguientes postulados:

(a) Es política de la Aeronáutica Civil de Colombia ejecutar sus actividades y servicios minimizando los riesgos para la salud, la seguridad o el medio ambiente, en concordancia con las políticas, planes y programas gubernamentales nacionales y normas nacionales e internacionales aeronáuticas; además, cumplirá y hará cumplir la normatividad ambiental aplicable a sus operaciones y servicios y a las actividades que cumplan las personas naturales y jurídicas que intervienen en el desarrollo de la aviación civil colombiana.

Para ello, la UAEAC:

(1) Establece y mantiene procedimientos para la ejecución de sus actividades que garantizan y difunden el cumplimiento de las leyes, convenios y reglamentos nacionales e internacionales que sean aplicados a sus operaciones.

(2) Adopta sus propios estándares cuando las leyes o reglamentos no existan o no sean lo suficientemente estrictos.

(3) Racionaliza el consumo de los recursos naturales, minimizando el uso de materiales peligrosos y reduciendo la generación de residuos (sólidos, líquidos, emisiones y ruido).

(4) Incluye en todos sus proyectos, obras, actividades y servicios criterios ambientales bajo los principios de desarrollo sostenible, prevención de la contaminación y mejoramiento continuo.

(5) Controla todas sus operaciones y las del sector aeronáutico en cuanto al riesgo sobre la salud, la seguridad o el medio ambiente.

(6) Provee la tecnología, los recursos humanos y económicos apropiados para el cumplimiento de los objetivos, metas y compromisos ambientales.

(b) Para llevar a cabo esta política, la UAEAC:

(1) Identifica y controla cualquier riesgo sobre la salud, la seguridad o el medio que esté relacionado con sus operaciones y servicios.

(2) Mantiene protegidos a los empleados, usuarios y al público de daños personales o peligros para la salud; protegerá los bienes de la entidad y la continuidad de las operaciones.

(3) Implanta su política ambiental en cada aeropuerto o instalaciones aeronáuticas, programas específicos de protección ambiental, salud, seguridad y atención de emergencias.

(4) Comparte con los empleados, el público, los contratistas y proveedores, los usuarios, las entidades públicas, la comunidad científica y otras entidades, la importancia de los riesgos de salud, seguridad o ambientales que involucran sus actividades y operaciones.

(5) Integra a operadores, usuarios y contratistas a su sistema de gestión ambiental, quienes deben ejecutar sus actividades de acuerdo con las políticas y objetivos ambientales de la Aeronáutica Civil, siendo responsables ante la entidad y autoridades ambientales de la protección ambiental.

(c) La UAEAC espera que cada empleado usuarios y contratista se adhieran al espíritu de esta política ambiental. Los directores tendrán la especial obligación de mantenerse informados sobre los riesgos y estándares de la salud, la seguridad y el medio ambiente, de manera que puedan ejecutar sus operaciones y actividades de forma segura, mostrando respeto por el medio ambiente y asesorando a la dirección general eficientemente sobre cualquier situación adversa que se les presente. Esta política se convierte en el marco de referencia para la definición de los objetivos y metas ambientales de la entidad.

(d) Es obligación de todos los funcionarios aeronáuticos, empresas aéreas, Omas, talleres, centros de formación y usuarios del transporte aéreo en general, cumplir y hacer cumplir la normatividad ambiental en concordancia con la política aquí fijada.

(e) El comité de asuntos ambientales tendrá a su cargo la divulgación y desarrollo de esta política, así como la tarea de recomendar la normatividad necesaria para eficacia y efectividad de sus postulados.

Apéndice 2. Homologación de aeronaves en cuanto al ruido

(a) Las disposiciones de 2 al 5, se aplicarán a todas las aeronaves incluidas en las clasificaciones definidas para fines de homologación en cuanto al ruido.

(a) La homologación en cuanto al ruido será concedida o convalidada por la UAEAC como autoridad del Estado de matrícula de las aeronaves, o por la autoridad competente del respectivo Estado de matrícula, si estuviese matriculada en otro Estado, a base de pruebas satisfactorias de que la aeronave cumple con ciertos requisitos que sean por lo menos iguales a las normas aplicables especificadas en este Apéndice.

(b) El documento acreditativo de la homologación puede consistir en un certificado expedido por separado, o en una declaración adecuada que figure en otro documento aprobado por la UAEAC o por la autoridad competente del Estado de matrícula, según el caso, y se exigirá que se lleve a bordo de la aeronave.

(c) Ninguna aeronave de las comprendidas en este Apéndice podrá operar en Colombia, si no porta a bordo el correspondiente certificado de homologación de ruido, emitido por la UAEAC o por la autoridad competente de otro Estado miembro de la OACI, como Estado de matrícula o como Estado de certificación de tipo de dicho producto aeronáutico.

(a) Si se solicita la rehomologación en cuanto al ruido de una aeronave, la UAEAC la concederá o convalidará basada en pruebas satisfactorias de que la aeronave cumple por lo menos requisitos iguales a las normas aplicables especificadas en este apéndice. La fecha utilizada para determinar la base de la rehomologación será la fecha de aceptación de la primera solicitud de rehomologación.

(a) Los documentos acreditativos de la homologación en cuanto al ruido de una aeronave contendrán como mínimo los siguientes datos:

(1) Estado de matrícula; marcas de nacionalidad y de matrícula;

(2) Número de serie dado por el constructor de la aeronave;

(3) Designación de tipo y modelo que haya dado el constructor; tipo y modelo de motor; tipo y modelo de hélice (si correspondiere);

(4) Declaración de toda modificación incorporada con objeto de satisfacer las normas aplicables de homologación en cuanto al ruido;

(5) La masa máxima de la aeronave respecto a la cual se haya demostrado que cumple con las normas aplicables de homologación en cuanto al ruido;

(6) En el caso de aviones para los cuales se haya presentado la solicitud de certificación del prototipo el 6 de octubre de 1977 o después de esa fecha, y en el caso de helicópteros para los cuales se haya presentado la solicitud de certificación del prototipo el 1º de enero de 1985 o después de esa fecha: el promedio de niveles de ruido en el punto o puntos de referencia, en los que se hubiese demostrado que se cumplen las normas aplicables a juicio de las autoridades encargadas de la homologación.

(7) Este apéndice y el capítulo del Anexo 16 Volumen 1 de conformidad con lo cual se concedió la homologación de la aeronave.

(8) La altura por encima de la pista a la cual se reduce el empuje o la potencia después de un despegue con empuje o potencia máximos.

(a) Se incluirá en el manual de vuelo la información requerida en virtud de (2) a (7) precedentes. En lo tocante a (8) se añadirá una nota indicando que la altura a la que se reduzca el empuje o la potencia está relacionada con el procedimiento de demostración para homologación en cuanto al ruido y no se aplicará en operaciones normales.

(a) La UAEAC reconocerá como válida una homologación en cuanto al ruido concedida por otro Estado contratante de la OACI —ya sea como Estado de certificación de la aeronave, o como Estado de matrícula actual o anterior—, siempre que los requisitos de acuerdo con los cuales se haya concedido dicha homologación sean por lo menos iguales a las normas aplicables especificadas en este apéndice y dichos requisitos se conserven.

(a) La UAEAC suspenderá o revocará la homologación en cuanto al ruido de una aeronave inscrita en su registro o impedirá el vuelo de una aeronave con matrícula extranjera operada en Colombia, si esta deja de cumplir las normas aplicables sobre ruido. La UAEAC no levantará la suspensión de una homologación ni concederá nuevo certificado o permiso para actividades de vuelo, a menos que al hacer una nueva evaluación de la aeronave se compruebe que esta cumple con las normas aplicables de ruido.

(a) Salvo que se indique de otro modo en este apéndice y teniendo en cuenta las disposiciones del numeral siguiente, la fecha que ha de utilizarse para determinar la aplicación de las normas de este apéndice será la fecha en la cual se hubiese aceptado la solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo o en la cual las autoridades encargadas de la certificación hubieren llevado a cabo un procedimiento equivalente.

(a) Cuando transcurra un período superior a cinco años entre la aceptación de la solicitud del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo y su otorgamiento o, si no se aplicara este procedimiento, entre la aceptación y el otorgamiento del certificado de aeronavegabilidad para la primera aeronave del tipo en cuestión, la fecha determinante para la aplicación de las normas pertinentes de este apéndice precederá en cinco años a la fecha de otorgamiento del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo o, cuando no se aplique este procedimiento, a la fecha de otorgamiento del certificado de aeronavegabilidad para la primera aeronave del tipo en cuestión, salvo casos especiales en que se acepte prolongar este plazo de cinco años.

Apéndice 3. Método de evaluación para la homologación en cuanto al ruido de:

(a) Solicitud del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo aceptada el 6 de octubre de 1977 o después de esa fecha.

(b) Los aviones a reacción, subsónicos cuya solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo haya sido aceptada antes del 6 de octubre de 1977, no podrán operar en Colombia, a menos que estén equipados y sean operados, de modo que no excedan los niveles de ruido admisibles en este apéndice, concordante con el capítulo III del anexo 16 al Convenio sobre Aviación Civil Internacional de acuerdo a lo siguiente:

(1) Sus plantas motrices habrán sido reemplazadas o equipadas con hushkit para disminuir la emisión de ruido a niveles aceptables, según el capítulo III del anexo 16 de OACI, encontrándose debidamente certificada dicha alteración.

(2) Tales aeronaves serán configuradas y operadas en la forma que haya sido prescrita para minimizar emisión de ruido.

(3) Deberán dar estricto cumplimiento a los procedimientos previstos para abatimiento de ruido en el espacio aéreo colombiano.

(4) Tales aeronaves deberán contar con el correspondiente certificado de homologación.

(a) Solicitud del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo aceptada el 1º de enero de 1985 o entre esa fecha y el 17 de noviembre de 1988.

(a) Las normas definidas a continuación no se aplicarán a:

(1) Los aviones que solo necesitan pistas de 610 m de longitud, o menos, con la masa máxima certificada para fines de aeronavegabilidad;

(2) Los aviones específicamente proyectados para extinción de incendios;

(3) Los aviones específicamente proyectados para trabajos agrícolas;

(4) (Reservado)

(5) (Reservado)

(b) Las normas de este capítulo se aplicarán a todos los aviones propulsados por hélice, comprendidas sus versiones derivadas, cuya masa máxima certificada de despegue sea superior a 5.700 kg, con respecto a los cuales se hubiese aceptado la solicitud del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo, o las autoridades encargadas de la certificación hubieren llevado a cabo otro procedimiento prescrito equivalente el 6 de octubre de 1977 o entre esa fecha y el 1º de enero de 1985.

(c) Las normas de este apéndice se aplicarán a las versiones derivadas y a los aviones cuya masa máxima certificada de despegue sea superior a 5.700 kg y a los cuales no se apliquen las normas de la sección 6 y con respecto a los cuales se hubiese aceptado la solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo, o las autoridades encargadas de la certificación hubieren llevado a cabo otro procedimiento prescrito equivalente antes del 6 de octubre de 1977 y respecto a los cuales se hubiere otorgado al avión en cuestión el certificado de aeronavegabilidad el 26 de noviembre de 1981 o después de esa fecha.

(d) Las normas de 42 se aplicarán a todos los aviones propulsados por hélice, comprendidas sus versiones derivadas, cuya masa máxima de despegue sea superior a 5.700 kg, con respecto a los cuales se hubiere aceptado la solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo o las autoridades encargadas de la certificación hubieren llevado a cabo otro procedimiento prescrito equivalente al 1º de enero de 1985 o después de esa fecha.

(a) Medida de la evaluación del ruido. La medida de la evaluación del ruido será el nivel efectivo de ruido percibido, expresado en EPNdB, según se describe en este apéndice.

(a) En los ensayos en vuelo que se lleven a cabo de conformidad con estas normas, el avión no excederá de los niveles de ruido especificados en 9 en los puntos siguientes:

(1) Punto de referencia de medición del ruido lateral: punto en una paralela al eje de pista, a 450 m del eje de pista o de su prolongación, en el que el nivel de ruido de despegue sea máximo;

(2) Punto de referencia de medición del ruido de sobrevuelo: punto en la prolongación del eje de pista, a una distancia de 6,5 km del comienzo del recorrido de despegue;

(3) Punto de referencia de medición del ruido de aproximación: punto sobre el terreno, en la prolongación del eje de pista, a 2.000 m del umbral. En terreno horizontal, este punto se encuentra a 120 m (395 ft) por debajo de la trayectoria de descenso de 30, que intercepta la pista a 300 m más allá del umbral.

(a) Si los puntos de medición del ruido durante los ensayos no son los puntos de referencia mencionados, las correcciones correspondientes a las diferencias de posición se efectuarán de la misma manera que las correcciones de las diferencias entre las trayectorias de ensayo y las de referencia.

(b) Durante los ensayos de ruido lateral se utilizarán puntos de medición suficientes para demostrar a la UAEAC u otra autoridad encargada de la homologación que el nivel máximo de ruido en la línea lateral apropiada ha sido determinado con claridad. Simultáneamente se efectuarán mediciones en un punto de medición del ruido y en la posición simétrica al otro lado de la pista.

(c) El solicitante demostrará a las autoridades encargadas de la homologación que durante los ensayos en vuelo los niveles de ruido lateral y los de sobrevuelo no han sido optimizados separadamente, uno a expensas del otro.

(a) Los niveles máximos de ruido, cuando se determinen de conformidad con el método de evaluación del ruido expuesto en este apéndice, no excederán de los valores siguientes:

(a) Si se exceden los niveles máximos de ruido en uno o dos puntos de medición:

(1) La suma de los excesos no será superior a 3 EPNdB;

(2) Todo exceso en un solo punto no será superior a 2 EPNdB; y

(3) Los excesos se compensarán por las reducciones correspondientes en otro u otros puntos de medición.

(a) Condiciones generales

(b) En los procedimientos de referencia se satisfarán los requisitos correspondientes de aeronavegabilidad.

(c) Los cálculos de los procedimientos y de las trayectorias de vuelo de referencia serán aprobados por las autoridades encargadas de la homologación.

(d) Los procedimientos de referencia para el despegue y la aproximación serán los descritos en 10 y 11 respectivamente, excepto las condiciones especificadas en (e).

(e) Si el solicitante demuestra que las características de diseño del avión no permiten que este vuele de conformidad con 10 y 11, los procedimientos de referencia:

(1) Se apartarán de los descritos en 10 y 11 únicamente en cuanto esas características imposibiliten el empleo de esos procedimientos; y

(2) Serán aprobados por las autoridades encargadas de la homologación.

(f) Los procedimientos de referencia se calcularán en las condiciones atmosféricas de referencia siguientes:

(1) A la presión atmosférica al nivel del mar de 1013,25 hPa;

(2) A la temperatura del aire ambiente de 25 ºC, es decir, ISA + 10 º C, salvo que a discreción de las autoridades encargadas de la homologación, estará permitido utilizar la temperatura de 15 ºC, o sea ISA, como otra temperatura de referencia del aire ambiente;

(3) A la humedad relativa de 70%; y

(4) Sin viento.

(1) Se utilizará la potencia media de despegue desde el comienzo del mismo hasta el punto en que se alcance por lo menos la altura sobre la pista que se indica a continuación. La potencia de despegue que se utilice será la máxima disponible para las operaciones normales, según se indica en la sección sobre performance del manual de vuelo del avión en las condiciones atmosféricas de referencia.

(i) Aviones de dos motores o menos - 300 m (985 ft);

(ii) Aviones de tres motores - 260 m (855 ft);

(iii) Aviones de cuatro motores o más - 210 m (690 ft);

(2) Una vez que el avión haya alcanzado la altura indicada en (a), la potencia no se reducirá a un valor inferior al que permita mantener:

(i) Una pendiente ascensional del 4%; o

(ii) En el caso de aviones multimotores, el vuelo horizontal con un motor inactivo; adaptándose la mayor de estas dos potencias;

(3) La velocidad será la de ascenso en el despegue con todos los motores en funcionamiento seleccionada por el solicitante en condiciones normales de operación, es decir, por lo menos V2 + 19 km/h (V2 + 10 kt), se alcanzará lo antes posible después del despegue y se mantendrá durante todo el ensayo para la homologación en cuanto al ruido de despegue;

(4) Durante todo el procedimiento de referencia para el despegue se mantendrá constantemente la configuración de despegue elegida por el solicitante; salvo que estará permitido replegar el tren de aterrizaje; y

(5) La masa del avión en el momento de soltar los frenos será la masa máxima de despegue en relación con la cual se solicita la homologación en cuanto al ruido.

(a) La trayectoria de referencia para la aproximación se calculará del modo siguiente:

(1) El avión se mantendrá en régimen estabilizado y seguirá una trayectoria de planeo de 3º;

(2) La aproximación se efectuará a una velocidad aerodinámica constante no inferior a 1,3 Vs + 19 km/h (1,3 Vs + 10 kt), con empuje estabilizado durante la aproximación y por encima del punto de medición y se mantendrá dicha velocidad hasta la toma normal de contacto;

(3) La configuración constante de aproximación, que se utiliza en los ensayos de certificación de la aeronavegabilidad, pero con el tren de aterrizaje desplegado, se mantendrá durante el procedimiento de referencia para la aproximación;

(4) La masa del avión, en el momento de la toma de contacto, será la masa máxima de aterrizaje permitida en la configuración de aproximación descrita en (a).

(5) En relación con la cual se solicita la homologación en cuanto al ruido; y

(6) Se utilizará la configuración más crítica (la que produce los mayores niveles de ruido) correspondiente a la masa en relación con la cual se solicita la homologación.

(a) Los procedimientos de ensayo serán aceptables tanto para las autoridades de aeronavegabilidad como para las encargadas de la homologación en cuanto al ruido del Estado que expide el certificado.

(b) Los procedimientos de ensayo y las mediciones del ruido se llevarán a cabo y se tramitarán en una forma aprobada para obtener la medida de evaluación del ruido denominada nivel efectivo de ruido percibido EPNL, en unidades EPNdB, según se describe en este apéndice.

(c) Los datos acústicos se ajustarán siguiendo los métodos indicados en este apéndice, a las condiciones de referencia de este capítulo. Se efectuarán los ajustes de velocidad y de empuje, del modo que se indica en este apéndice.

(d) Si la masa durante el ensayo es diferente de la masa en relación con la cual se solicita la homologación en cuanto al ruido, el ajuste necesario del EPNL no excederá de 2 EPNdB para el despegue y de 1 EPNdB para la aproximación. Se utilizarán datos aprobados por las autoridades encargadas de la homologación para determinar la variación de EPNL en función de la masa, tanto en las condiciones de ensayo de despegue como en las de aproximación. De modo similar, el ajuste necesario del EPNL para tener en cuenta las diferencias entre la trayectoria de aproximación y la de referencia no excederá de 2 EPNdB.

(e) En lo que respecta a las condiciones durante la aproximación, se aceptarán los procedimientos de ensayo si el avión sigue un ángulo constante de trayectoria de planeo de 3º ± 0,5º.

(f) Si se utilizan procedimientos de ensayos equivalentes, diferentes de los procedimientos de referencia, los procedimientos de ensayo y todos los métodos que se utilicen para ajustar los resultados a los procedimientos de referencia, serán aprobados por las autoridades encargadas de la homologación. Los ajustes no excederán de 16 EPNdB en el despegue y de 8 EPNdB en la aproximación y, si excedieren de 8 EPNdB y de 4 EPNdB respectivamente, los niveles de ruido obtenidos serán inferiores en 2 EPNdB por lo menos a los niveles límites de ruido especificados en 7.

(a) Solicitud del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo aceptada el 17 de noviembre de 1988 o después de esa fecha.

(a) Las normas de este apéndice se aplicarán:

(1) A todos los aviones a reacción subsónicos, comprendidas sus versiones derivadas, con excepción de los aviones que solo necesiten pistas de 610 m de longitud o menos (sin zonas de parada ni libre de obstáculos) con la masa máxima certificada para fines de aeronavegabilidad, con respecto a los cuales se hubiere aceptado la solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo o las autoridades encargadas de la certificación hubieren llevado a cabo otro procedimiento prescrito equivalente el 6 de octubre de 1977 o después de esa fecha; y antes del primero de enero de 2006.

(2) A todos los aviones propulsados por hélice, comprendidas sus versiones derivadas, cuya masa máxima certificada de despegue sea superior a 5.700 kg (exceptuados los del 9. (b)) con respecto a los cuales se hubiere aceptado la solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo, o las autoridades encargadas de la certificación hubieren llevado a cabo otro procedimiento prescrito equivalente el 1 de enero de 1985 o entre esa fecha y el 17 de noviembre de 1988.

(3) A todos los aviones propulsados por hélice, comprendidas sus versiones derivadas, cuya masa máxima certificada de despegue sea superior a 9.000 kg con respecto a los cuales se hubiere aceptado la solicitud del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo, o las autoridades encargadas de la certificación hubieren llevado a cabo otro procedimiento prescrito equivalente el 17 de noviembre de 1988 o después de esa fecha y antes del 1º de enero de 2006.

(a) Medida de la evaluación del ruido:

La medida de la evaluación del ruido será el nivel efectivo de ruido percibido expresado en EPNdB.

(a) En los ensayos en vuelo que se lleven a cabo de conformidad con estas normas, el avión no excederá de los niveles de ruido especificados en 7 en los puntos siguientes:

(a) Para aviones a reacción: punto en una paralela al eje de pista, a 450 m del eje o de su prolongación, en el que el nivel de ruido de despegue sea máximo;

(b) Para aviones propulsados por hélice: punto en la prolongación del eje de pista, a 650 verticalmente bajo la trayectoria de ascenso inicial a plena potencia de despegue.

(a) Si los puntos de medición del ruido durante los ensayos no son los puntos de referencia mencionados, las correcciones correspondientes a las diferencias de posición se efectuarán de la misma manera que las correcciones de las diferencias entre las trayectorias de ensayo y las de referencia.

(b) Durante los ensayos de ruido lateral se utilizarán puntos de medición suficientes para demostrar que el nivel máximo de ruido en la línea lateral apropiada ha sido determinado con claridad. Para los aviones a reacción se efectuarán mediciones simultáneas en un punto de medición del ruido y en la posición simétrica al otro lado de la pista. En el caso de los aviones propulsados por hélice, debido a la asimetría inherente del ruido lateral, se efectuarán mediciones simultáneas en todos los puntos de medición del ruido en la posición simétrica (en una paralela a ± 10m del eje de la pista) al lado opuesto de la pista.

(a) Los niveles máximos de ruido, cuando se determinen de conformidad con el método de evaluación del ruido expuesto en este apéndice, no excederán de los valores siguientes.

(b) En el punto de referencia de medición del ruido lateral a plena potencia 103 EPNdB para aviones cuya masa máxima certificada de despegue, en relación con la cual se solicita la homologación en cuanto al ruido, sea igual o superior a 400.000 kg, valor que decrecerá linealmente con el logaritmo de la masa hasta 94 EPNdB que corresponde a aviones de una masa de 35.000 kg, después de lo cual el límite se mantendrá constante.

(c) En el punto de referencia de medición del ruido de sobrevuelo:

(d) En el punto de referencia de medición del ruido de aproximación 105 EPNdB para aviones cuya masa máxima certificada de despegue, en relación con la cual se solicita la homologación en cuanto al ruido, sea igual o superior a 280.000 kg, valor que decrecerá linealmente con el logaritmo de la masa hasta 98 EPNdB que corresponde a aviones de una masa de 35.000 kg, después de lo cual el límite se mantendrá constante.

(a) Si se exceden los niveles máximos en ruido en uno o dos puntos de medición:

(1) La suma de los excesos no será superior a 3 EPNdB

(2) Todo exceso en un solo punto no será superior a 2 EPNdB; y

(3) Los excesos se compensarán por las reducciones correspondientes en otro u otros puntos de medición.

(a) Condiciones generales:

(1) En los procedimientos de referencia se satisfarán los requisitos correspondientes de aeronavegabilidad.

(2) Los cálculos de los procedimientos y de las trayectorias de vuelo de referencia serán aprobados por la UAEAC o por la autoridad encargada de la homologación.

(3) Los procedimientos de referencia para el despegue y la aproximación serán los descritos en (b) y (c) respectivamente, excepto las condiciones especificadas en (4).

(4) Si el solicitante demuestra que las características de diseño del avión no permiten que este vuelo de conformidad con (b) y (c) los procedimientos de referencia:

(i) Se apartarán de los descritos en (b) y (c) únicamente en cuanto esas características imposibiliten el empleo de esos procedimientos;

(ii) Serán aprobados por la UAEAC o por la autoridad encargada de la homologación.

(5) Los procedimientos de referencia se calcularán en las condiciones de referencia siguientes:

(i) A la presión atmosférica al nivel del mar de 1013,25 hPa;

(ii) A la temperatura del aire ambiente de 25.C, es decir ISA + 1O.C,

(iii) A la humedad relativa de 70%; y

(iv) Sin viento.

(v) Para fines de determinar los perfiles de despegue de referencia tanto para mediciones de ruido de despegue como las mediciones de ruido lateral, la pendiente será de cero.

(b) Procedimientos de referencia para el despegue

(1) La trayectoria de referencia para el despegue se calculará del modo siguiente:

(i) Se utilizarán el empuje o potencia de despegue del motor de tipo promedio desde el comienzo del mismo hasta el punto en que se alcance una altura sobre la pista de por lo menos;

A. Aviones de dos motores o menos -300 m (984 ft);

B. Aviones de tres motores -260 m (853 ft);

C. Aviones de cuatro motores o más -210 m (689 ft);

(ii) Una vez que el avión haya alcanzado la altura indicada en a), no se reducirán el empuje o potencia a un valor inferior al que permita mantener:

A. Una pendiente ascensional del 4%; y

B. En el caso de aviones multimotores, el vuelo horizontal con un motor inactivo; adoptándose de ambos valores de empuje o potencia el mayor;

(iii) Para determinar el nivel del ruido lateral a plena potencia, la trayectoria de vuelo de referencia se calculará utilizando la potencia máxima de despegue durante todo el ensayo, sin reducir el empuje o la potencia;

(iv) La velocidad será la de ascenso en el despegue con todos los motores en funcionamiento seleccionada por el solicitante en condiciones normales de operación, es decir, por lo menos V2 + 19 km/h (V2 + 10 kt), sin exceder V2 + 37 km/h (V2 + 20 kt), se alcanzará lo antes posible después del despegue, y se mantendrá durante todo el ensayo para la homologación en cuanto al ruido de despegue;

(v) Durante todo el procedimiento de referencia para el despegue se mantendrá constantemente la configuración de despegue elegida por el solicitante, salvo que estará permitido replegar el tren de aterrizaje. El término configuración se interpretará como la condición de los sistemas y la posición del centro de gravedad y comprenderá la posición de los dispositivos hipersustentadores que se utilicen, el hecho que el APU y el hecho de que los dispositivos de abducción, las tomas de aire del motor y las tomas de potencia del motor estén funcionando;

(vi) La masa del avión en el momento de soltar los frenos será la masa máxima de despegue en relación con la cual se solicita la homologación en cuanto a ruido, y;

(vii) El motor de tipo promedio se define como el promedio de todos los motores que cumplen con la homologación que se utilizaron durante los ensayos en vuelo del avión y durante ella dentro de los límites y procedimientos que se especifican en el manual de vuelo. Esto establecerá una norma técnica que comprende la relación entre empuje/potencia y parámetros de control (por ejemplo, N1 o EPR). Las mediciones de ruido que efectúe durante los ensayos de homologación se corregirán de acuerdo con esta norma.

(c) Procedimiento de referencia para la aproximación

(1) La trayectoria de referencia para la aproximación se calculará del modo siguiente:

(i) El avión se mantendrá en régimen estabilizado y seguirá una trayectoria de planeo de 3º;

(ii) Se mantendrá una velocidad de aproximación constante de Vref mas 19Km/h (Vref más 10 Kt),

(iii) La configuración constante de aproximación, como se utiliza en los ensayos de certificación de la aeronavegabilidad, pero con el tren de aterrizaje desplegado, se mantendrá durante el procedimiento de referencia para la aproximación;

(iv) La masa del avión en el momento de la toma de contacto, será la masa máxima de aterrizaje permitida en la configuración de aproximación descrita en (iii) en relación con la cual se solicita la homologación en cuanto al ruido; y

(v) Se utilizará la configuración más crítica (la que produce los mayores niveles de ruido) con la deflexión normal de las superficies aerodinámicas de mando, comprendidos los dispositivos de sustentación y resistencia al avance, para la masa respecto a la cual se solicita la homologación. Esta configuración comprende todos los elementos que se enumeran en este Apéndice que contribuirán al estado continuo más ruidoso con la masa máxima de aterrizaje en operaciones normales.

(a) Los procedimientos de ensayo serán aceptables tanto para las autoridades de aeronavegabilidad (UAEAC en Colombia) como para las encargadas de la medición u homologación en cuanto al ruido, del Estado que expide el certificado.

(b) Los procedimientos de ensayo y las mediciones del ruido se llevarán a cabo y se tramitarán en una forma aprobada para obtener la medida de evaluación del ruido denominada nivel efectivo de ruido percibido EPNL, en unidades EPNdB, según se describe en este Apéndice.

(c) Los datos acústicos se ajustarán, siguiendo los métodos indicados en este Apéndice a las condiciones de referencia de este capítulo. Se efectuarán los ajustes de velocidad y de empuje, del modo que se indica en este apéndice.

(d) Si la masa durante el ensayo es diferente de la masa en relación con la cual se solicita la homologación en cuanto al ruido, el ajuste necesario del EPNL no excederá de 2 EPNdB para el despegue y de 1 EPNdB para la aproximación. Se utilizarán datos aprobados por las autoridades encargadas de la homologación, para determinar la variación de EPNL en función de la masa, tanto en las condiciones de ensayo de despegue, como en las de aproximación. De modo similar, el ajuste necesario del EPNL para tener en cuenta las diferencias entre la trayectoria de aproximación y la de referencia no excederá de 2 EPNdB.

(e) En lo que respecta a las condiciones durante la aproximación, se aceptarán los procedimientos de ensayo si el avión sigue un ángulo constante de trayectoria de planeo de 3º + 0,5º.

(f) Si se utilizan procedimientos de ensayos equivalentes, diferentes de los procedimientos de referencia, los procedimientos de ensayo y todos los métodos que se utilicen para ajustar los resultados a los procedimientos de referencia, serán aprobados por las autoridades encargadas de la homologación. Los ajustes no excederán de 16 EPNdB en el despegue y de 8 EPNdB en la aproximación y si excedieran de 8 EPNdB y de EPNdB respectivamente, los niveles de ruido obtenidos serán inferiores en 2 EPNdB por lo menos a los niveles límites de ruido especificados en 21.

(g) Para las condiciones de despegue, lateral y aproximación, la variación del avión en velocidad indicada instantánea, debe mantenerse en + 3% de la velocidad aerodinámica media, media entre los 10 dB de atenuación. Esto lo determinará el anemómetro del piloto. Sin embargo, cuando la velocidad indicada instantánea exceda en + 5.5. Km/h (+ 3 Kt) a la velocidad aerodinámica, media sobre los 10 dB de atenuación y el inspector (o representante de la autoridad homologadora) en la cabina de pilotaje juzgue que eso se debe a turbulencia atmosférica, entonces el vuelo así efectuado será rechazado para fines de homologación en cuanto al ruido.

(a) Solicitud del certificado de aeronavegabilidad para el prototipo aceptada el 1º de enero de 2006 o después de esa fecha. Estas normas se aplican:

(1) A todos los aviones de reacción subsónicos, comprendidas sus versiones derivadas con excepción de los aviones que solo necesitan pistas de 610 m de longitud o menos (sin zonas de parada o libres de obstáculos) con masa máxima certificada para fines de aeronavegabilidad, con respecto a los cuales se hubiera aceptado la solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo o las autoridades encargadas de la certificación hubiesen llevado a cabo otro procedimiento escrito equivalente el primero de enero de 2006 o después de esa fecha.

(2) A todos los aviones propulsados por hélice, comprendidas sus versiones derivadas, cuya masa máxima certificada de despegue sea superior a 8618 Kg con respecto a los cuales se hubiese aceptado la solicitud de certificado de aeronavegabilidad para el prototipo o las autoridades encargadas de la certificación hubiesen llevado a cabo otro procedimiento escrito equivalente el primero de enero de 2006 o después de esa fecha.

(3) A todos los aviones de reacción subsónicos y a todos los aviones propulsados por hélice que hubiesen sido originalmente homologados en el sentido de que satisfacían el anexo 16 - Vol. 1 al Convenio Sobre Aviación Civil Internacional).

(1) En los ensayos en vuelo que se lleven a cabo, de conformidad con estas normas, el avión no excederá de los niveles de ruido máximos especificados en (d) del ruido medido en los puntos especificados en 15.

(2) Puntos de medición del ruido durante los ensayos se aplicarán las disposiciones de 15. Relativas a los puntos para la medición del ruido.

(1) Los niveles máximos de ruido permitido se definen en 21. (b), (c) y (d) y no excederán de los valores prescritos en ninguno de los puntos de medición.

(2) La suma de las diferencias en dos puntos de medición cualquiera entre los niveles máximos de ruido y los niveles máximos de ruido permitido correspondientes especificados en 21. (b), (c) y (d) no será inferior a 2 EPNdB.

(e) Procedimiento de referencia para la homologación en cuanto al ruido. Los procedimientos de referencia de homologación en cuanto al ruido corresponderán a lo prescrito en 23.

(f) Procedimientos de ensayo corresponderán a lo prescrito en 24.

(g) Rehomologación. Para los aviones especificados en 15 (3), se otorgará rehomologación basándose en que las pruebas utilizadas para determinar este cumplimiento, son tan satisfactorias como las pruebas correspondientes a los aviones que se especifican en 15 (1) y (2).

(a) El equipo de medición deberá consistir en aparatos medidores portátiles de lectura directa, o en aparatos situados en una o más posiciones fijas en el aeródromo y enlazados por transmisiones de radio o por un sistema de cables (por ejemplo, línea telefónica, etc.) con un dispositivo registrador situado en un punto central.

(c) Puede obtenerse otro método de determinación de aproximaciones de los niveles de ruido percibido, mediante la medición del ruido utilizando un sonómetro que incorpore la red de ponderación A (descrita en la publicación CEI 179), sumándose una corrección K, que normalmente oscila entre 9 y 14 dB, según el espectro de frecuencias del ruido. Al comunicar los resultados, debería especificarse el valor de K y el método utilizado por las autoridades encargadas de las mediciones.

(d) La instalación sobre el terreno de micrófonos para vigilar el ruido producido por las aeronaves, debería prever que los micrófonos estén convenientemente protegidos de la lluvia, y otros fenómenos meteorológicos perjudiciales. Debería aplicarse a los datos obtenidos en la medición, la corrección adecuada por cualquier pérdida de inserción, en función de la frecuencia y de las condiciones meteorológicas, producida por pantallas u otras cercas de protección.

El equipo registrador e indicador debería ajustarse a la publicación CEI 179, con respecto a la característica dinámica del instrumento indicador denominada “lenta”.

(e) El sistema microfónico debería calibrarse originalmente en un laboratorio provisto de equipo para calibración en campo libre y su calibración debería verificarse por lo menos cada seis meses.

(f) El sistema de medición completo, debería calibrarse en un laboratorio antes de su instalación en el terreno y, posteriormente, a intervalos periódicos, a fin de cerciorarse de que la respuesta de frecuencia y los requisitos relativos a la gama dinámica del sistema reúnen las especificaciones descritas en este documento.

(a) Los micrófonos utilizados para vigilar los niveles de ruido producido por las aeronaves, deberían instalarse en lugares apropiados, con el eje de sensibilidad de cada micrófono orientado en una dirección tal que se logre la sensibilidad máxima a las ondas sonoras. La posición del micrófono debería elegirse de modo que no haya ningún obstáculo por encima del plano horizontal que pase por el centro activo del micrófono, que pueda influir en el campo sonoro producido por una aeronave.

(b) La vigilancia se refiere al ruido producido por el vuelo de una sola aeronave, por una serie de vuelos, por el tipo determinado de aeronave o por un gran número de operaciones de aeronaves diferentes. Estos niveles varían, en un punto de vigilancia determinado, de acuerdo con los procedimientos de vuelo o las condiciones meteorológicas. Por lo tanto, al interpretar los resultados de un procedimiento de vigilancia debería tomarse en consideración la distribución estadística de los niveles de ruido medidos. Cuando se informe de estos resultados, debería facilitarse una descripción adecuada de la distribución de los niveles de ruido observados.

(a) Sin perjuicio de las instrucciones específicas que para cada aeropuerto sean implementadas, conforme a sus respectivos manuales de atenuación de ruido adoptados para la operación de aeronaves, en superficie o en vuelo sobre el territorio nacional, todo explotador de aeronave, responsable de operaciones, y piloto al mando y demás tripulantes de vuelo, se cerciorarán de que se dé cumplimiento a las siguientes instrucciones.

(1) Las aeronaves que cumplan con lo previsto en el Capítulo II de esta parte y generen niveles de ruido aceptables según el capítulo III.

(2) Las aeronaves de Estado

(3) Las aeronaves en misiones sanitarias o humanitarias esporádicas.

(4) Las aeronaves en situación de emergencia.

(5) Aeronaves que cuenten con un permiso especial de la secretaría de sistemas operacionales de la UAE de Aeronáutica Civil, en cuyo caso deberá cancelar unos derechos equivalentes a veinte (20) salarios mínimos mensuales legales vigentes.

(c) Los explotadores responsables de los vuelos enumerados en los literales b), c) y d) deberán justificar su operación posteriormente, y por escrito, ante la secretaría de seguridad aérea de la UAEAC, en un plazo de cuarenta y ocho (48) horas, quien a su vez, en un plazo no mayor a cinco (5) días hábiles notificará el hecho al Ministerio de Ambiente y Desarrollo Sostenible.

(a) Un programa de sensibilización deberá ser impartido a los responsables de operaciones y tripulantes de vuelo de cada explotador de aeronaves a las cuales les aplique esta parte, a fin de que conozcan el impacto y consecuencias del ruido de las aeronaves en la comunidad, y los procedimientos establecidos para atenuarlo y respeten tales procedimientos.

(b) Todo explotador deberá publicar en sus MANUALES DE OPERACIÓN, las instrucciones relativas a la operación de la aeronave tendientes a reducir al mínimo el impacto sonoro de los aterrizajes y despegues.

(a) Está totalmente prohibido el uso de reversibles en las calles de rodaje o en las plataformas con el fin de abandonar la posición de parqueo.

(a) Toda prueba de motores se efectuará exclusivamente en el punto que haya sido designado al efecto, en el respectivo aeropuerto y dentro de los horarios señalados a continuación.

(1) Las pruebas de motores, más allá de la mínima potencia, se efectuarán únicamente entre las 06H00 y las 20H00 locales.

(2) Las pruebas de motores a mínima potencia, se efectuarán únicamente entre las 06H00 y las 22H00 locales.

(3) Excepcionalmente se podrán autorizar pruebas de motores a mínima potencia, en un punto diferente al establecido conforme al literal a) cuando este se encuentre inhabilitado o congestionado.

(4) Las calibraciones de brújula de los turborreactores podrán ser efectuadas entre las 06H00 y las 22H00 locales, en los puntos establecidos para prueba de motores.

(5) Las pruebas de motores podrán realizarse en las plataformas de mantenimiento que cuenten con barreras de protección, debidamente autorizadas por la UAEAC, que permitan mitigar el impacto del ruido, en un horario comprendido entre las 06H00 y las 24H00 locales.

(6) Está totalmente prohibido realizar cualquier prueba de motores en hangares o sitios cerrados, a menos que se cumpla con lo estipulado en el punto anterior.

(7) Está totalmente prohibido iniciar, correr o efectuar pruebas de motores en las posiciones de estacionamiento de los muelles de pasajeros y de carga.

(8) Las pruebas de motores para aeronaves de ala rotatoria, podrán realizarse sin ningún tipo de restricción, siempre que se cuente con los elementos de seguridad y la debida demarcación, con el fin de garantizar los niveles de seguridad. En caso contrario, estas deberán ser realizadas en los puntos señalados en los literales b) y c), del presente numeral, en cuyo caso, solo podrán ser realizadas entre las 06H00 y las 18H00 locales.

(9) En caso de contingencia o fuerza mayor, la dirección de servicios a la navegación aérea de la UAEAC, podrá autorizar las pruebas de motores en horarios o sitios diferentes a los establecidos en los literales anteriores, previa solicitud que lo justifique.

(d) Queda prohibido el uso del APU, por períodos superiores a los cinco (5) minutos, en las plataformas, hangares o sitios cerrados. Se exceptúa de la presente disposición a las aeronaves de Estado ubicadas en plataformas militares o de policía (en aeropuertos civiles) cuando lo requieran durante vuelos de orden público.

(a) Toda aeronave impulsada por hélices, iniciará turbinas o motores, en su posición de estacionamiento, tan pronto haya copiado autorización de control, siempre y cuando su rodaje se ajuste a la hora prevista de rodaje asignada por el ATC en la respectiva frecuencia excepto cuando su posición de parqueo se encuentre demarcada con las letras B o C.

(b) Las aeronaves equipadas con turborreactores que se encuentren ubicadas en los muelles, nacional o internacional, bien sea de carga o pasajeros, encenderán de ser posible, sus turbinas durante el remolque y solo cuando la tobera de las mismas hayan dejado de apuntar hacia los terminales y que, a juicio del personal de tierra, con esta maniobra no se atente contra la seguridad de otras aeronaves, vehículos o la infraestructura. No obstante, dependiendo de las características del respectivo aeropuerto, se podrá exceptuar de la aplicación de esta norma a ciertas aeronaves para que puedan iniciar turbinas, una vez se haya iniciado el remolque, o en la posición de estacionamiento, previa autorización del ATC, siempre y cuando se haya retirado el puente de abordaje y tomado las demás medidas de seguridad que sean necesarias. Tales procedimientos excepcionales estarán desarrollados en el manual de atenuación o en el manual de operación de cada aeropuerto.

(a) A menos que, existiera una restricción sobre la disponibilidad de la total longitud de la pista, NO se autorizará, entre las 23H01 y las 05H59 locales del día siguiente, el despegue de aeronaves desde cualquiera de las intersecciones de las pistas, si el sentido en que se efectúe dicho despegue implica el sobrevuelo de áreas urbanas.

(a) Los procedimientos de abatimiento de ruido a que haya lugar durante la fase inicial del despegue, se elaborarán con el fin de reducir al mínimo los niveles de ruido en tierra, garantizando la seguridad necesaria en las operaciones de vuelo.

(b) Tales procedimientos una vez adoptados y aprobados deberán cumplirse obligatoriamente en todo despegue, a menos que la tripulación, con el ánimo de salvaguardar la aeronave y sus pasajeros, considere apartarse del mismo, caso en el cual, la tripulación conducirá la aeronave según los procedimientos estipulados por el fabricante y/o la respectiva compañía.

(c) Las razones que motivaron a incumplir el procedimiento deberán ser justificadas, en un plazo de cuarenta y ocho (48) horas por el comandante, ante la Secretaría de Sistemas Operacionales de la UAE de Aeronáutica Civil quién a su vez, en un plazo no mayor a cinco (5) días hábiles notificará el hecho al Ministerio de Ambiente y Desarrollo Sostenible.

(a) Los vuelos de prueba deberán, en cuanto sea posible, considerar para su despegue y aterrizaje las pistas opuestas a las áreas urbanas de la localidad en que se encuentre el aeropuerto y solo se efectuarán entre las 06H00 y las 16H00 locales, con el permiso de la dirección de servicios a la navegación aérea, previo concepto operacional favorable de la secretaría de seguridad de la UAE de Aeronáutica Civil. Esta autorización deberá ser notificada al servicio de información aeronáutica y a la torre de control del aeropuerto respectivo.

(b) No se autorizarán vuelos de prueba entre las 16H01 y las 05H59 locales del día siguiente.

(a) Mientras que una aeronave permanezca estacionada en los muelles de pasajeros o de carga, no podrá tener encendidos los motores.

(a) Con el fin de reducir al máximo posible el sobrevuelo de zonas habitadas, siempre garantizando los niveles de SEGURIDAD AÉREA, la dirección de servicios a la navegación aérea de la UAE de Aeronáutica Civil, por intermedio del grupo de procedimientos y gestión de tránsito aéreo, continuará estudiando todas las posibilidades técnicas que permitan mejorar los procedimientos usados en la actualidad.

(a) La secretaría de sistemas operacionales la UAE de Aeronáutica Civil, deberá informar, en un plazo no mayor a cinco (5) días hábiles, de la fecha de su conocimiento, o al Ministerio de Ambiente y Desarrollo Sostenible de toda violación a las normas o procedimientos relativos a la generación y atenuación del ruido de las aeronaves.

(1) Condiciones de ensayo y medición para la homologación en cuanto al ruido;

(2) Medición del ruido de aviones y helicópteros percibido en tierra;

(3) Cálculo del nivel efectivo del ruido percibido a partir de los datos de ruido medidos; y

(4) Notificación de los datos a las autoridades encargadas de la homologación y corrección de los datos medidos.

(1) En este apéndice se prescriben las condiciones en las que se llevará a cabo la homologación en cuanto al ruido, así como también los procedimientos que corresponde usar.

(c) Excepto en el caso que se especifica en (d), los ensayos se llevarán a cabo en las siguientes condiciones atmosféricas:

(1) Ausencia de precipitación.

(2) Temperatura del aire ambiente no superior a 35º C ni inferior a -10º C y humedad relativa no superior al 95% ni inferior al 20% en toda la trayectoria del ruido entre un punto a 10 m (33 ft) sobre el terreno y la aeronave;

(3) Humedad relativa y temperatura del aire ambiente en toda la trayectoria del ruido entre un punto a 10 m (33 ft) sobre el terreno y la aeronave, con valores tales que la atenuación del sonido en la banda de un tercio de octava centrada en 8 kHz no exceda de 12 dB/100 m;

(4) Si los coeficientes de absorción atmosférica varían a lo largo de la trayectoria de propagación del sonido PNLTM en más de + 0,5 dB/100 m en la banda de un tercio de octava centrada en 3150 Hz en comparación con el valor del coeficiente de absorción derivado de las mediciones meteorológicas obtenidas a 10 m sobre la superficie, para calcular las atenuaciones del sonido ponderadas equivalentes en cada banda de un tercio de octava, la atmósfera deberá subdividirse en capas, con subdivisiones que sean suficientes a juicio de las autoridades encargadas de la homologación-, y, si no fuera necesario subdividir la atmósfera en capas, la atenuación del sonido equivalente, en cada banda de un tercio de octava, se obtendrá promediando los coeficientes de absorción atmosférica en cada una de dichas bandas a 10 m (33 ft) por encima del nivel del terreno y al nivel de vuelo de la aeronave de ensayo en el instante correspondiente al PNTLM, para cada medición;

(5) Velocidad del viento no superior a 22 km/h (12 kt) y componente transversal del viento no superior a 13 km/h (7 kt) a 10 m (33 ft) por encima del terreno durante el tiempo de atenuación de 10 dB con excepción de los helicópteros, en cuyo caso la velocidad del viento no puede exceder de 19 km/h (10 kt) y el componente transversal del viento no puede exceder de 9 km/h (5 kt) a 10 m (33 ft) por encima del terreno;

(6) Ausencia de condiciones anómalas meteorológicas de viento que influirían notablemente en los niveles de ruido medidos en el momento de registro en los puntos de medición especificados por las autoridades encargadas de la homologación; y

(7) Deben tomarse mediciones meteorológicas dentro de los 30 minutos posteriores a cada ensayo de medición del ruido; los datos meteorológicos se interpelarán a horas reales correspondientes a cada medición del ruido.

(8) Cuando en virtud del literal (c) (4) el cálculo deba hacerse por capas múltiples, la atmósfera entre la aeronave y una altura de 10 m (33 ft) sobre el suelo se subdividirá en capas de igual espesor. El espesor de las capas se fijará a un valor no superior al de la capa más delgada a través de la cual el coeficiente de absorción atmosférica en la banda de un tercio de octava de 3 150 Hz no sea superior a + 0,5 dB/100 m y dicho espesor no será inferior a 30 m (100 ft). Esto se aplicará en el trayecto de propagación en PNLTM. Para caracterizar las propiedades de absorción de cada capa puede utilizarse el promedio de los coeficientes de absorción atmosférica en la parte superior e inferior de cada capa.

(d) En los ensayos de helicópteros se aplicarán los requisitos de (c) (2), (3) y (4) solamente en un punto a 10 m (33 ft) de altura sobre el terreno.

(e) Se aprobará el uso de la torre de control del aeródromo u otra instalación como, emplazamiento central en el cual las mediciones de los parámetros atmosféricos sean representativos de las condiciones que reinan en la región geográfica en que se llevan a cabo las mediciones del ruido.

(a) La altura y posición lateral de la aeronave con respecto a la derrota de vuelo se determinarán mediante un método independiente de los instrumentos normales de a bordo, por ejemplo, por seguimiento radar, triangulación con teodolito o fototelemetría, que han de aprobar las autoridades encargadas de la homologación.

(b) Mediante señales de sincronización, se relacionará la posición de la aeronave a lo largo de la trayectoria de vuelo con el ruido registrado en los puntos de medición a una distancia suficiente para suministrar los datos necesarios durante el lapso en que el ruido difiera en menos de 10 dB del valor máximo de PNLT.

(c) Los datos de posición y de performance que se necesitan para hacer los ajustes descritos en este apéndice, se registrarán automáticamente a un ritmo de muestreo aprobado. El equipo de medición será aprobado por las autoridades encargadas de la homologación.

(1) Ángulo de incidencia del sonido. Un ángulo en grados entre el eje principal del micrófono, según lo definido en IEC 61094-31 e IEC 61094-41, en su forma enmendada, y una línea que va desde la fuente del ruido hasta el centro del diafragma del micrófono.

(1) Temperatura del aire 23’C

(2) Presión estática del aire 101,325 kPa

(3) Humedad relativa 50%

El sistema de medición constará de equipo aprobado por las autoridades encargadas de la certificación y será equivalente a lo siguiente:

(1) Una pantalla de viento (véase 45.).

(2) Un sistema de micrófonos (véase 46.).

(3) Un sistema de registro y reproducción a fin de almacenar las señales medidas de ruido de las aeronaves para un análisis subsiguiente (véase 47).

(4) Un sistema de análisis de banda de un tercio de octava y;

(5) Sistemas de calibración para mantener la sensibilidad acústica de los sistemas indicados dentro de los límites de tolerancia especificados (véase 49).

(d) Respecto a cualquier componente del sistema de medición por el que se realice la conversión de la señal analógica a forma digital, tal conversión se efectuará de forma que los niveles de cualesquiera pseudoseñales o artefactos posibles del proceso de digitalización, serán inferiores al límite superior de la gama de funcionamiento lineal por lo menos en 50 dB, a cualquier frecuencia inferior a 12,5 kHz. El régimen de muestreo será por lo menos de 28 kHz. Se incluirá antes del proceso de digitalización un filtro de pseudoseñales.

(a) De no haber viento y para sonidos sinusoidales a un ángulo de incidencia tangencial, la pérdida por inserción causada por la pantalla del viento de un tipo indicado que se haya instalado en tomo al micrófono no excederá de ± 1,5 dB a las frecuencias nominales de centro de banda de un tercio de octava, desde 50 Hz hasta 10 kHz inclusive.

(a) El sistema de micrófonos se conformará a las especificaciones de (b) a (d).La autoridad encargada de la certificación puede aprobar diversos sistemas de micrófonos en base a la actuación electroacústica general equivalente que se haya demostrado. Cuando se utilizan dos o más sistemas de micrófonos del mismo tipo, es suficiente para demostrar la conformidad que se efectúe la demostración de que por lo menos uno de los sistemas se conforma plenamente a las especificaciones.

(b) El micrófono se montará con el elemento censor a una altura de 1,2 m (4 ft) por encima de la superficie del terreno local y se orientará respecto a incidencia tangencial, es decir, con el elemento censor esencialmente en el plano definido por la trayectoria de vuelo de referencia prevista de la aeronave y la estación de medición. El arreglo de montaje del micrófono será tal que se reduzca a un mínimo la interferencia de los soportes en el sonido que haya de medirse. En la figura 2-1 se ilustran los ángulos de incidencia sonora en un micrófono.

(c) El nivel de sensibilidad de campo libre del micrófono y del preamplificador en la dirección de referencia, por lo menos por toda la gama de frecuencias nominales de centro de banda de un tercio de octava desde 50 Hz hasta 5 kHz inclusive, estará dentro de ± 1,0 dB de la frecuencia de verificación para calibración y dentro de ± 2,0 dB de las frecuencias nominales de centro de banda de 6,3 kHz, 8 kHz y 10 kHz.

(d) Respecto a ondas sonoras sinusoidales en cada frecuencia nominal de centro de banda de un tercio de octava por toda la gama desde 50 Hz hasta 10 kHz inclusive, los niveles de sensibilidad de campo libre del sistema de micrófonos a ángulos de incidencia sonora de 30º, 60º, 90º, 120º y 150º, no diferirán del nivel de sensibilidad de campo libre a un ángulo de incidencia sonora de 0º (“incidencia nominal”) en más de los valores indicados en la tabla 2-1. Las diferencias de nivel de sensibilidad de campo libre a ángulos de incidencias sonoras comprendidos entre cualesquiera dos ángulos de incidencia sonora adyacentes de la tabla 2-1 no excederán del límite de tolerancia correspondiente al mayor de los ángulos.

Se utilizarán un sistema de registro y reproducción tal como una grabadora de cinta magnética digital o analógica, un sistema por computadora u otros dispositivos de almacenamiento permanente de datos, para guardar en memoria las señales de presión acústica para análisis subsiguientes. El sonido producido por la aeronave será registrado de tal modo que se conserve un registro de la totalidad de la señal acústica. Los sistemas de registro y reproducción se conformarán a las especificaciones de (b) a (g) a las velocidades de registro o con los regímenes de muestreo de datos utilizados en los ensayos de homologación en cuanto al ruido. Se demostrará la conformidad respecto de las anchuras de banda de frecuencia y respecto a los canales de registro seleccionados en los ensayos.

(c) Respecto a las señales eléctricas sinusoidales estacionarias aplicadas a la entrada de todo el sistema de medición, excluido el sistema de micrófonos, pero incluido el preamplificador de los micrófonos, y cualesquiera otros elementos de acondicionamiento de la señal que se consideren ser parte del sistema de micrófonos, a un nivel de señal seleccionado dentro de 5 dB del correspondiente al nivel de presión acústica de calibración en la gama de niveles de referencia, el nivel de la señal promediado en el tiempo indicado por el dispositivo de lectura en cualquier frecuencia nominal de centro de banda de un tercio de octava desde 50 Hz hasta 10 kHz inclusive, estará dentro de ± 1,5 dB del correspondiente a la frecuencia de verificación para calibración. La respuesta de frecuencia de un sistema de medición en el que se incluyan componentes que realizan la conversión de señales analógicas a forma digital estará dentro de ± 0,3 dB de la respuesta a 10 kHz en toda la gama de frecuencias desde 10 kHz hasta 11,2 kHz.

(d) Para grabaciones en cinta analógica, las fluctuaciones de amplitud de una señal sinusoidal de 1 kHz registradas dentro de 5 dB del nivel correspondiente al nivel de presión acústica para calibración no variarán en más de ± 0,5 dB en cualquier carrete de tipo de cinta magnética utilizado. Se demostrará la conformidad con este requisito mediante un dispositivo que tenga características de promedio de tiempo equivalentes a las del analizador del espectro.

(e) En toda la gama adecuada de niveles y respecto a las señales eléctricas sinusoidales estacionarias aplicadas a la entrada del sistema de medición, excluido el sistema de los micrófonos, pero incluido el preamplificador de los micrófonos, y cualesquiera otros elementos de acondicionamiento de la señal que se consideren ser parte del sistema de micrófonos, en cualquiera de las frecuencias nominales de centro de banda de un tercio de octava de 50 Hz, 1 kHz y 10 kHz, y de la frecuencia de verificación para calibración que no sea ninguna de estas frecuencias, la no linearidad del nivel no excederá de ± 0,5 dB para una gama de funcionamiento lineal de por lo menos 50 dB por debajo del límite superior de la gama de niveles.

(f) En la gama de niveles de referencia, el nivel correspondiente al nivel de presión acústica para calibración será por lo menos de 5 dB, pero no inferior en menos de 30 dB al límite superior de la gama de niveles.

(g) Las gamas de funcionamiento linear en las gamas de niveles adyacentes, se superpondrán por lo menos 50 dB menos el cambio de atenuación introducido por una modificación de los controles de gama de niveles.

(h) Debe preverse que ocurra una indicación de sobrecarga durante una condición de sobrecarga en cualquier gama de niveles pertinente.

(i) Los atenuadores incluidos en el sistema de medición permitirán que funcionen modificaciones de la gama de niveles a intervalos conocidos de incrementos de decibeles.

(a) El sistema de análisis se conformará a las especificaciones de (b) a (e), para las anchuras de banda de frecuencias, configuraciones de canales y reglajes de ganancia utilizados en el análisis.

(b) La salida del sistema de análisis consistirá en niveles de presión acústica en la banda de un tercio de octava en función del tiempo obtenidos mediante el procesamiento de las señales de ruido (preferiblemente grabadas) mediante un sistema de análisis que tenga las características siguientes:

(1) Un conjunto de 24 filtros de banda de un tercio de octava o su equivalente, que tengan frecuencias nominales de centro de banda desde 50 Hz hasta 10 kHz inclusive;

(2) Características de respuesta y de promediación en las que en principio la salida desde cualquier banda de un tercio de octava se eleve al cuadrado, se promedie y presente en pantalla o almacene como niveles de presión acústica promediados en el tiempo;

(3) El intervalo entre muestras sucesivas de niveles de presión acústica será de 500 ms ± 5 ms para el análisis espectral, con o sin ponderación de tiempo LENTA;

(4) En el caso de sistemas de análisis en los que no se procesen las señales de presión acústica durante el período de tiempo requerido para la lectura o el cambio de reglaje del analizador, la pérdida de datos no excederá de una duración de 5 ms; y

(5) El sistema de análisis funcionará en tiempo real desde 50hz hasta por lo menos 12 kHz Inclusive. Este requisito se aplica a todos los canales en funcionamiento de un sistema de análisis espectral multicanal.

(c) El sistema de análisis de banda de tercio de octava se conformará por lo menos a los requisitos de actuación eléctrica de clase 2 de IEC 612604 en la forma enmendada, en toda la gama de frecuencias nominales de centro de banda de un tercio de octava desde 50 Hz hasta 10 kHz inclusive.

(d) Cuando se promedie en el analizador de tiempo LENTO, la respuesta del sistema de análisis de banda de un tercio de octava a una activación o interrupción repentina de una señal sinusoidal constante, a la frecuencia nominal de centro de banda de un tercio de octava respectiva, se medirá a instantes de muestreo 0,5, 1, 1,5 y 2 segundos después de la activación y de 0,5 y 1 segundos después de la interrupción. La respuesta de ascenso será de -4 ± 1 dB a 0,5 segundos, -1,75 ± 0,75 dB a 1 segundos, -1 ± 0,5 dB a 1,5 segundos y -0,5 ± 0,5 dB a 2 segundos relativa al nivel de estado estacionario. La respuesta de descenso será tal que la suma de los niveles de señal de salida relativa al nivel inicial de estado estacionario y la lectura correspondiente de respuesta de ascenso sea de -6,5 ± 1 dB, a ambos 0,5 y 1 segundos. Posteriormente la suma de las respuestas de ascenso y de descenso serán de -7,5 dB o menos. Esto equivale a un proceso de promedio exponencial (ponderación LENTA) con una constante nominal de tiempo de 1 segundo (es decir, tiempo promedio de 2 segundos).

(e) Cuando se determinen los niveles de presión acústica de banda de un tercio de octava desde la salida del analizador sin ponderación de tiempo LENTO, se simulará la ponderación de tiempo LENTO en el procesamiento subsiguiente. Pueden obtenerse los niveles simulados de presión acústica de ponderación LENTA mediante un proceso de promedio exponencial continuo aplicándose la siguiente ecuación:

(0,39347) 10 0,1L(i,k)]

siendo Ls(i,k) el nivel de presión acústica de ponderación LENTA simulado y L(i,k) el nivel de presión acústica en el promedio de tiempo medido de 0,5 segundos determinado desde la salida del analizador para el instante k de tiempo y para la banda i de un tercio de octava. Para k = 1, la presión acústica de ponderación LENTA Ls [i,(k-l = 0)] al lado derecho se pondrá a 0 dB.

Mediante la siguiente ecuación se representa una aproximación al promedio exponencial continuo en un proceso de promedio de cuatro muestras para k = 4:

Ls(i,k)=10 log[(0,13)10 0,1L[i,(k-3)]+

(0,21)10 0,1L[I,(k-2)]+(0,27) 10 0,1L[I,(k-1)] +

(0,39) 10 0,1L[I,k]]

siendo Ls(i,k) el nivel de presión acústica acumulado de ponderación LENTA y L(i,k) el nivel de presión acústica medido en un promedio de tiempo de 0,5 segundos, determinado desde la salida del analizador para el instante k de tiempo y la banda i de un tercio de octava.

La suma de los factores de ponderación es 1,0 en las dos ecuaciones. Los niveles de presión acústica calculados mediante una u otra de las ecuaciones son válidos para la sexta y subsiguientes muestras de datos de 0,5 segundos o para tiempos superiores a 2,5 segundos después de iniciarse el análisis de datos.

(f) El instante de tiempo en el cual un nivel de presión acústica de ponderación de tiempo LENTA estará caracterizado por 0,75 segundos antes del tiempo real de lectura.

(g) La resolución de los niveles de presión acústica, presentados y almacenados, será de 0,1 dB o mejor.

(a) Se determinará la sensibilidad acústica del sistema de medición mediante un calibrador de sonido que genere un nivel conocido de presión acústica a una frecuencia conocida. El calibrador de sonido se conformará por lo menos a los requisitos de la clase 1L de IEC 609425 en su forma enmendada.

(a) Se realizará la calibración y verificación del sistema de medición y de sus componentes constituyentes a satisfacción de las autoridades encargadas de la certificación por los métodos especificados en (b) a (j). Los ajustes de calibración, incluidos los correspondientes a efectos ambientales en el nivel de salida del calibrador de sonido se notificarán a las autoridades encargadas de la certificación y se aplicarán a los niveles medidos de presión acústica de un tercio de octava determinados a la salida del analizador. Los datos recopilados durante una indicación de sobrecarga serán inválidos y no serán utilizados. Si la condición de sobrecarga ocurrió durante la grabación, se considerarán los datos de ensayos correspondientes como inválidos, mientras que si la sobrecarga ocurrió durante el análisis, este se repetirá con menor sensibilidad para eliminar la sobrecarga.

(b) La respuesta de frecuencia de campo libre del sistema de micrófonos puede determinarse utilizando un activador electroestático en combinación con los datos del fabricante o mediante ensayos en una instalación de campo libre sin ecos. Se determinará la corrección para respuesta de frecuencia dentro de 90 días de cada serie de ensayos. La corrección para respuesta de frecuencia no uniforme del sistema de micrófonos será notificada a las autoridades encargadas de la certificación y aplicada a los niveles medidos de presión acústica de banda de un tercio de octava determinados a la salida del analizador.

(c) Cuando los ángulos de incidencia del sonido emitido por la aeronave estén dentro de ± 30º del ángulo de incidencia tangencial en el micrófono (véase la figura 2-1), un solo conjunto de correcciones de campo libre basadas en el ángulo de incidencia tangencial se considerarán suficientes para la corrección de efectos de respuesta direccional. En los demás casos se determinará el ángulo de incidencia para cada muestra de 1/2 segundo y se aplicará para la corrección de efectos de incidencia.

(d) En el caso de registradores de cinta magnética analógica, cada carrete de cinta magnética portará por lo menos 30 segundos de ruido aleatorio rosa o de ruido pseudoaleatorio al principio y al fin. Se aceptarán los datos obtenidos de las señales registradas en cinta magnética analógica como fiables solamente si las diferencias de nivel en la banda de un tercio de octava de 10 kHz son de más de 0,75 dB para las señales registradas al principio y al fin.

(e) La respuesta de frecuencia de la totalidad del sistema de medición desplegado en el campo durante la serie de ensayos, excluido el micrófono, se determinará a un nivel dentro de 5 dB del nivel correspondiente al nivel de presión acústica para calibración en la gama de niveles utilizada durante los ensayos para cada frecuencia nominal de centro de banda de un tercio de octava desde 50 Hz hasta 10 kHz inclusive, utilizándose el ruido aleatorio rosa o el ruido pseudoaleatorio. La salida del generador de ruido se determinará mediante un método que pueda referirse a un laboratorio nacional de normas en un plazo de seis meses de cada serie de ensayos y los cambios admisibles en la salida relativa respecto a la calibración anterior en cada banda de un tercio de octava no serán de más de 0,2 dB. Se notificará la corrección para respuesta de frecuencia a la autoridad encargada de la certificación y se aplicará a los niveles medidos de presión acústica de un tercio de octava determinados a la salida del analizador.

(f) La actuación de los atenuadores conmutados en el equipo utilizado durante las mediciones y para la homologación en cuanto al ruido y la calibración se verificarán en un plazo de seis meses de cada serie de ensayos para asegurar que el error máximo no excede de 0,1 dB.

(g) El nivel de presión acústica producido en la cavidad del acoplador del calibrador de sonido se calculará en las condiciones ambientales de ensayo usándose la información proporcionada por el fabricante acerca del influjo de la presión atmosférica y de la temperatura del aire. Se utilizará el nivel de presión acústica para establecer la sensibilidad acústica del sistema de medición. Se determinará la salida del calibrador de sonido mediante un método que pueda referirse a un laboratorio nacional de normas en un plazo de seis meses de cada serie de ensayos, y los cambios admisibles a la salida respecto a la calibración anterior no serán de más de 0,2 dB.

(h) Se efectuará un número suficiente de calibraciones del nivel de presión acústica durante cada día de ensayo para asegurar que se conoce la sensibilidad acústica del sistema de medición en las condiciones ambientales reinantes que correspondan a cada serie de ensayos. El sistema de medición se considerará satisfactorio si no es superior a 0,5 dB la diferencia entre los niveles de sensibilidad acústica registrados inmediatamente antes e inmediatamente después de cada serie de ensayos en determinado día. Se aplica el límite de 0,5 dB después de que se hayan determinado, para el nivel de salida del calibrador, cualesquiera correcciones de la presión atmosférica. La media aritmética de las mediciones antes y después se utilizará para representar el nivel de sensibilidad acústica del sistema de medición correspondiente a esa serie de ensayos. Se notificarán las correcciones de calibración a las autoridades encargadas de la certificación y se aplicarán a los niveles medidos de presión acústica en la banda de un tercio de octava determinados a la salida del analizador.

(i) Cada medio de grabación tal como carrete, bobina, casete o disquete portará una calibración de nivel de presión acústica por lo menos de 10 segundos de duración al principio y al fin.

(j) La pérdida de campo libre por inserción de la pantalla de ruido, para cada frecuencia nominal de centro de banda de un tercio de octava desde 50 Hz hasta 10 kHz inclusive, será determinada con las señales sonoras sinusoidales a ángulos de incidencia adecuados en el micrófono insertado. Para una pantalla del viento que no esté dañada ni contaminada, la pérdida por inserción puede tomarse de los datos del fabricante. Además, la pérdida por inserción de la pantalla de ruido puede determinarse mediante un método que pueda referirse a un laboratorio nacional de normas en un plazo de seis meses de cada serie de ensayos y los cambios admisibles en la pérdida de inserción respecto a la calibración anterior en cada banda de frecuencia de un tercio de octava no será de más de 0,4 dB. La corrección para la pérdida por inserción de campo libre de la pantalla de viento se notificará a las autoridades encargadas de la certificación y se aplicará a los niveles medidos de presión acústica de un tercio de octava determinados a la salida del analizador.

(a) Se registrará (por lo menos durante 10 segundos) el ruido ambiente, incluidos el ruido de fondo acústico y el ruido eléctrico del sistema de medición en los puntos de medición, con la ganancia del sistema puesta a los niveles utilizados para las mediciones del ruido de aeronaves, en horas apropiadas durante cada día de ensayo. El ruido ambiente será representativo del ruido de fondo acústico que exista durante el recorrido de ensayo en sobrevuelo. Los datos de ruido registrados de la aeronave se aceptarán solamente si los niveles de ruido ambiente cuando se analizan del mismo modo y se citan en PNL están por lo menos a 20 dB por debajo del PNL máximo de la aeronave.

(b) Los niveles de presión acústica de la aeronave dentro de puntos de disminución de 10 dB excederán del promedio de niveles de ruido ambiente determinado anteriormente por lo menos en 3 dB en cada banda de un tercio de octava o se ajustarán mediante el método descrito en el apéndice 3 del manual técnico-ambiental sobre aplicación de los procedimientos de homologación de las aeronaves en cuanto al ruido (Doc. 9501), el cual se adopta para Colombia.

(b) Se medirán tres propiedades físicas básicas de la presión acústica: el nivel, la distribución de frecuencias y la variación en función del tiempo. Más concretamente, se requerirá el nivel de presión acústica instantáneo en cada una de las 24 bandas de tercio de octava para 500 ms de incremento de tiempo durante las mediciones del ruido de la aeronave.

(c) El procedimiento de cálculo, que se vale de mediciones físicas del ruido para deducir el EPNL a fin de evaluar la respuesta subjetiva, constará de las cinco operaciones siguientes:

(1) Los niveles de presión acústica en las 24 bandas de tercio de octava se convierten por medio de los métodos de tablas NOY en ruidosidad percibida. Primero se combinan los valores noy y luego se convierten en niveles instantáneos de ruido percibido PNL(k).

(2) Se calcula un factor de corrección por tono, C(k) para cada espectro, a fin de tener en cuenta la reacción subjetiva a la presencia de irregularidades espectrales.

(3) Se suma el factor de corrección por tono al nivel del ruido percibido para obtener niveles de ruido percibido corregidos por tono PNLT(k) cada incremento de tiempo de medio segundo:

Se obtienen los valores instantáneos del nivel de ruido percibido corregido por tono y se determina el valor máximo PNLTM;

(4) Integrando por debajo de la curva que representa el nivel de ruido percibido corregido por tono en función del tiempo, se calcula un factor de corrección por duración D; y

(5) El nivel efectivo de ruido percibido, EPNL, se determina mediante la suma algebraica del nivel máximo de ruido percibido corregido por tono y del factor de corrección por duración:

donde n(k) es el mayor de los 24 valores de n(k) y N(k) es la ruidosidad percibida total.

(1) El ruido que tenga marcadas irregularidades espectrales (por ejemplo, los componentes máximos de frecuencia discreta o tonos), se ajustará por medio del factor de corrección C(k), que se calcula como sigue:

(1) Si el valor de la pendiente s(i,k) encerrado en el círculo es positivo y algebraicamente es mayor que la pendiente, s(i-1, k) inclúyase en el círculo SPL (i,k).

(2) Si el valor de la pendiente s(i,k) encerrado en el círculo es 0 o negativo y la pendiente s(i-1,k) es positiva, trácese un círculo alrededor de SPL(i-1,k).

(3) En todos los demás casos, no se pondrá círculo alguno en los valores de nivel de presión acústica.

(1) Respecto a los niveles de presión acústica no encerrados en círculos, iguálense los nuevos niveles a los niveles originales: SPL´(i,k) = SPL(i,k).

(2) Por lo que toca a los niveles de presión acústica, encerrados en círculos correspondientes a las bandas 1 a 23 inclusive, iguálese el nuevo nivel de presión acústica a la media aritmética de los niveles procedente y subsiguiente:

(3) Si el nivel de presión acústica en la banda de la frecuencia más elevada (i =24) figura dentro de un círculo, el nuevo nivel de presión acústica, en esa banda resultará:

y anótense solo los valores iguales o mayores a uno y medio.

Los niveles de ruido percibido corregidos por tono PNL(k), se determinarán sumando los valores C(k) a los correspondientes valores PNL(k), es decir:

(f) Este procedimiento subestimará el EPNL si un tono importante tuviera una frecuencia tal que se encontrara registrado en dos bandas de tercio de octava adyacentes. Se demostrará de manera satisfactoria para las autoridades encargadas de la homologación:

O bien que esto no ha tenido lugar, o que, si aconteciera, la corrección por tono se ha llevado al valor que se hubiera tenido si el tono se hubiera registrado totalmente en una sola banda de tercio de octava.

(1) Este nivel, que se designa con las siglas PNLTM, será el valor máximo calculado del nivel de ruido percibido corregido por tono PNLT(k). Se calculará de acuerdo con el procedimiento de (f). Para obtener una evolución del ruido en función del tiempo que resulte satisfactoria, se harán mediciones a intervalos de 500 ms.

(2) Una vez obtenido el valor PNLTM, se indica la banda de frecuencias para el factor mayor de corrección por tono respecto a dos muestras de datos en los 500 ms precedentes y a dos en los 500 ms subsiguientes. Esto se hace para averiguar si es posible la supresión del tono en PNLTM compartiendo la banda de tercio de octava de este tono. Si el factor de corrección por tono C(k) correspondiente al PNLTM es menor que el promedio de C(k) para cinco intervalos de tiempo consecutivos se utilizará el promedio de C(k) para calcular el nuevo PNLTM.

(1) El factor de corrección por duración D, determinado por integración estará definido por la expresión:

(2) Como PNLT se calcula a partir de los valores medidos de SPL, por lo general no se dispondrá de ecuación apropiada para expresar PNLT en función del tiempo. En consecuencia, la ecuación anterior se escribirá de nuevo con el signo de suma en vez del de integración, como sigue:

(3) Para obtener un historial satisfactorio del nivel de ruido percibido, se usarán:

(ii) Un intervalo más corto, con límites y constantes aprobados.

(4) Al calcular D se usarán los siguientes valores para T y Δt, según el procedimiento indicado.

(5) Si en los procedimientos dados en (3), los límites de PNLTM - 10 se encuentran entre los valores PNLT(k) calculados (que será el caso corriente), los valores de PNLT(k) que definan los límites del intervalo de duración se elegirán de entre los valores de PNLT(k) más próximos a PNLTM - 10. En los casos en que exista más de un valor cresta del PNLT (k), se deberán elegir aquellos límites aplicables que produzcan el valor más elevado posible para el tiempo de duración.

donde PNLTM y D se calculan de acuerdo con los procedimientos indicados en

(d),(e) (f), (g), (h) (i).

(1) La relación entre el nivel de presión acústica (SPL) y el logaritmo de la ruidosidad percibido se ilustra en la tabla 2-3 y la figura 2-3.

(2) Los aspectos importantes de la formulación matemática son los siguientes:

(i) Las pendientes de las rectas [M(b), M(c), M(d) y M(e)];

(ii) Las intersecciones [SPL(b) y SPL(c)] de las rectas con el eje SPL; y

(iii) Las coordenadas de los puntos de discontinuidad, SPL(a) y log n(a); SPL (d) y log n = (a); SPL (d) = - 1,0; y SPL (e) y log n = log (0,3).

(3) Las ecuaciones son las siguientes:

(4) En la tabla 2-3 figuran los valores de las constantes necesarias para calcular la ruidosidad percibida en función del nivel de presión acústica.

(b) Todas las correcciones serán aprobadas por las autoridades encargadas de la homologación en especial las correcciones de mediciones que se refieran a desviaciones en la actuación del equipo.

(c) Se notificarán, cuando se requiera, los cálculos de los distintos errores inherentes a cada una de las operaciones realizadas para obtener los datos definitivos.

(a) Los niveles de presión acústica medidos y corregidos, se presentarán en forma de niveles de banda de tercio de octava obtenidos por medio de equipo que satisfaga las normas indicadas en este Apéndice.

(b) Se notificará el tipo de equipo usado para medir y analizar los datos acústicos en relación con la performance y los datos meteorológicos.

(c) Se notificarán los siguientes datos atmosféricos ambientales, medidos inmediatamente antes, después o durante cada ensayo, en los puntos de observación prescritos en la de este Apéndice:

(1) La temperatura del aire y la humedad relativa;

(2) Las velocidades máxima, mínima y media del viento; y

(3) La presión atmosférica.

(d) Se notificarán comentarios sobre la topografía local, la vegetación y fenómenos que puedan interferir en el registro del sonido.

(1) Tipo, modelo y números de serie (si los hubiere) de la aeronave, de los motores, de las hélices o de los rotores (según corresponda);

(2) Las dimensiones totales de la aeronave y ubicación de los motores y de los rotores (si corresponde);

(3) La masa total de la aeronave para cada pasada de ensayo y los límites del centro de gravedad para cada serie de pasadas de ensayo;

(4) La configuración de la aeronave por ejemplo, las posiciones de los flaps, de los frenos aerodinámicos y del tren de aterrizaje y los ángulos de paso de las hélices (si corresponde);

(5) Si los grupos auxiliares de energía (APU) están en funcionamiento;

(6) La condición de los dispositivos de purga de aire del motor y de las tomas de potencia del motor;

(7) La velocidad aerodinámica indicada en kilómetros por hora (nudos);

(8) La trayectoria de vuelo de la aeronave y la velocidad con respecto al suelo durante cada demostración; y

(9) Cualquier modificación o equipo no normalizado que pudiese afectar las características de ruido de la aeronave y aprobados por las autoridades encargadas de la homologación.

(a) Los datos de posición y performance de la aeronave, como también las mediciones de ruido, se ajustarán a las condiciones de referencia establecidas para la homologación en cuanto al ruido que se especifican en el capítulo pertinente de este Apéndice, notificándose esas condiciones, junto con los parámetros, procedimientos y configuraciones de referencia.

(a) De los resultados de los ensayos se deducirán y notificarán tres valores medios de EPNL de referencia y sus límites de confianza del 90%, siendo cada valor la media aritmética de las mediciones acústicas corregidas referentes a las pasadas válidas de los ensayos en el punto de medición apropiado (despegue, aproximación y línea lateral, o sobrevuelo en el caso de los helicópteros). Si se usara más de un sistema de medición acústica en cualquiera de los emplazamientos de medición, los resultados de cada pasada de ensayo se promediarán para que constituyan una sola medición. En el caso de los helicópteros, deberían promediarse los resultados de los ensayos con tres micrófonos en cada vuelo, para que constituyan una sola medición. El cálculo se efectuará mediante:

(1) El cálculo de la media aritmética para cada fase de vuelo con los valores de cada punto donde haya micrófono de referencia;

(2) El cálculo de la media aritmética general para cada condición de referencia apropiada (despegue, sobrevuelo, aproximación) con los valores de a) y los límites de confianza de 90% que corresponden.

(b) El tamaño mínimo de muestra aceptable para cada uno de los tres puntos de medición en la homologación de los aviones y para cada conjunto de tres micrófonos en la de los helicópteros será seis. Las muestras serán lo suficientemente amplias como para establecer estadísticamente, para cada uno de los tres niveles de homologación en cuanto al ruido, un límite de confianza del 90% que no exceda de ± 1,5 EPNdB. Del proceso de premediación no se omitirá ningún resultado de ensayo, a menos que lo especifiquen de otro modo las autoridades encargadas de la homologación.

(c) Los valores medios de EPNL, obtenidos mediante el proceso precedente, se usarán para evaluar la performance de la aeronave en relación con el ruido, comparándolos con los criterios de homologación en cuanto al ruido.

(a) La atenuación atmosférica del sonido se determinará de conformidad con el procedimiento que se indica a continuación.

(b) La relación entre la atenuación del sonido, la frecuencia, la temperatura y la humedad, se expresa con las ecuaciones siguientes:

en las que:

(c) Las ecuaciones que figuran en (b) del 48 prestan al cálculo con computadora.

(El capítulo ocho sobre helicópteros, en los reglamentos aeronáuticos de Colombia, ha sido reservado y en consecuencia las prescripciones aquí contenidas, referidas a la medición de ruido para helicópteros tendrán aplicación cuando sean adoptadas las disposiciones pertinentes a tales aeronaves).

(1) La trayectoria de vuelo y la velocidad relativa al punto de referencia de la trayectoria de vuelo del helicóptero;

(2) La atenuación del sonido en el aire; y

(3) En el caso de sobrevuelo, los parámetros que influyen en el mecanismo de producción del ruido, tales como los descritos en 62.

(b) Los ajustes de los datos de ruido medidos se efectuarán de conformidad con los métodos indicados en el 60 y 61 respecto a diferencias en los siguientes:

(1) La atenuación del ruido a lo largo de su trayectoria por aplicación de la ley de la inversa de los cuadrados y por atenuación atmosférica;

(2) La duración del ruido en función de la distancia y de la velocidad de la aeronave relativas al punto de referencia de la trayectoria de vuelo; y

(3) El procedimiento de ajuste descrito en esta sección se aplicará a los micrófonos laterales para los ruidos de despegue, de sobrevuelo y de aproximación. A pesar de que el ruido depende mucho del diagrama de directividad, que varía de un tipo de helicóptero a otro, el ángulo de propagación, definido en este apéndice, figura 2-1 1, será el mismo para la trayectoria de ensayo que para la de vuelo de referencia. El ángulo de elevación no se someterá a las limitaciones indicadas en la nota 3 de este apéndice, pero se tiene que calcular y notificar. Las autoridades encargadas de la homologación especificarán los límites aceptables de las correcciones de los datos obtenidos, cuando se excedan esos límites, se aplicarán utilizando los procedimientos aprobados por dichas autoridades. En el caso particular de la medición del ruido lateral, la propagación del sonido resulta afectada no sólo por la ley de la inversa de los cuadrados y la atenuación atmosférica, sino también por los efectos de absorción y reflexión de terreno que dependerá principalmente del ángulo ψ.

(1) Durante los ensayos reales, el helicóptero se estabiliza inicialmente en vuelo horizontal a la velocidad correspondiente al régimen óptimo de ascenso Vy en el punto A y se continúa hasta el punto B, en el que se aplica la potencia de despegue y se inicia el ascenso en régimen estabilizado. Se mantendrá el ascenso en régimen estabilizado durante el tiempo de atenuación de 10 dB y más allá hasta el extremo de la trayectoria de vuelo de homologación (punto F).

(2) El punto K es el punto de referencia de la trayectoria de despegue y NK, es la distancia entre el inicio del ascenso en régimen estabilizado y el punto de referencia de la trayectoria de despegue. Los puntos K1´ y K1´´ son los puntos de medición del ruido asociados, situados en la perpendicular a la derrota de despegue TM y a una distancia indicada de TM.

(3) La distancia TM es aquella respecto a la cual se mide la posición del helicóptero en sincronización con las mediciones del ruido (véase en 43 de este apéndice).

(1) El helicóptero se estabiliza en vuelo horizontal en el punto D y pasa por el punto W, en la vertical del punto de referencia de la trayectoria de vuelo hasta el punto E, que señala el fin de la trayectoria de sobrevuelo para la homologación.

(2) El punto K2 es el punto de referencia de la trayectoria de sobrevuelo y K2W es la altura del helicóptero en la vertical del punto de referencia de la trayectoria de sobrevuelo. Los puntos K2´ y K2´´ son los puntos de medición del ruido asociados, situados en la perpendicular a la derrota de sobrevuelo RS y a una distancia indicada de RS.

(3) La distancia RS es aquella respecto a la cual se mide la posición del helicóptero en sincronización con las mediciones del ruido (véase en 43 de este apéndice).

(1) El helicóptero se estabiliza primeramente en el ángulo indicado de la trayectoria de aproximación en el punto G y pasa por los puntos H e I para llegar finalmente al punto de toma de contacto.

(2) El punto K3 es el punto de referencia de la trayectoria de aproximación y K3 H es la altura del helicóptero en la vertical del punto de referencia de la trayectoria de aproximación. Los puntos K3´ y K3´´ son los puntos de medición del ruido asociados situados en una perpendicular a la derrota, de aproximación PU y a una distancia indicada de PU.

(3) La distancia PU es aquella respecto a la cual se mide la posición del helicóptero en sincronización con las mediciones del ruido (véase en 43 de este apéndice).

(a) XY representa la parte útil de la trayectoria de vuelo medida y XrYr la de la trayectoria de vuelo de referencia correspondiente.

(b) Q representa la posición del helicóptero en la trayectoria de vuelo medida en la que se emitió el ruido y se observó como PNLTM en el punto de medición del ruido K. Qr es la posición correspondiente en la trayectoria de vuelo de referencia, Kr es el punto de medición de referencia. QK y QrKr son, respectivamente, las trayectorias de propagación del ruido de medición y del de referencia. Qr se determina admitiendo por hipótesis que QK y QrKr forman el mismo ángulo q con sus trayectorias de vuelo respectivas.

(c) Los niveles de bandas de tercio de octava SPL(i) que comprenden PNL (el PNL en el momento de PNLTM observado en K), se ajustarán a los niveles de referencia SPL(i)r del modo siguiente:

En esta expresión:

(e) El término 0,01 [α (i) - α (i)o] QK es un ajuste para tener en cuenta la variación del coeficiente de atenuación del sonido, siendo α (i) y α (i)o los coeficientes de absorción atmosférica en las condiciones de ensayo y de referencia, respectivamente, obtenidos de este apéndice;

(f) El término 0,01 α (i)o (QK - QrKr) es un ajuste para tener en cuenta el influjo en la atenuación del sonido de las diferencias de longitud de la trayectoria del ruido;

(g) El término 20 log (QK/ QrKr) es un ajuste para tener en cuenta las diferencias de longitud de la trayectoria del ruido según la ley de la inversa de los cuadrados;

(h) QK y QrKr se miden en metros y α (i) y α (i) o en dB/l00 m.

Nota: Cuando SPL(i) es cero (por ejemplo, debido a la aplicación de las correcciones del ruido de fondo), SPL(i)r también debe mantenerse igual a cero en el proceso de ajuste.

(i) Los valores corregidos SPL(i)r. se convertirán en PNLT, y se calcula un término de corrección del modo siguiente:

Δr= PNLTr — PNLTM

(k) Si, durante un vuelo de ensayo, se observan valores de cresta de PNLT que se encuentren a menos de 2 dB del PNLTM, se aplicará el procedimiento definido en 60, 61, y 62 a cada valor de cresta y se sumará a cada cresta el término de ajuste así calculado para obtener los correspondientes valores de cresta ajustados del PNLT. Si alguno de estos valores de cresta excediera del que corresponde al instante del PNLTM, se sumará el valor máximo de ese excedente como ajuste complementario al EPNL calculado a partir de los datos medidos.

(a) Cuando las trayectorias de vuelo medidas y/o las velocidades respecto al suelo en las condiciones de ensayo difieran de las trayectorias de vuelo de referencia y/o de las velocidades respecto al suelo en las condiciones de referencia, los ajustes por duración se aplicarán a los valores de EPNL calculados a partir de los datos medidos. Estos ajustes se calcularán en la forma descrita a continuación.

(b) En lo que respecta a la trayectoria de vuelo de la figura 2-7, el término de ajuste se calculará del modo siguiente:

Δ2 = -7,5 log (QK/QrKr) + l0 log (V/Vr)

que representa el ajuste que se ha de sumar algebraicamente al EPNL calculado a partir de los datos medidos.

(a) Para el sobrevuelo, si cualquier combinación de los tres factores siguientes:

(1) Desviaciones de la velocidad aerodinámica respecto a la de referencia;

(2) Desviaciones de la velocidad de giro del rotor respecto a la de referencia;

(3) Desviaciones de la temperatura respecto a la de referencia;

(b) Diera como resultado un parámetro convenido de correlación del ruido cuyo valor fuera distinto al valor de referencia de este parámetro, se determinarán los ajustes del ruido en la fuente a base de datos del fabricante que hayan sido aprobados por las autoridades encargadas de la homologación. Esta corrección debería normalmente efectuarse utilizando una curva de sensibilidad del PNLTM en función del número de Mach en el extremo de la pala que avanza; no obstante, la corrección puede efectuarse a base de otro parámetro o parámetros que hayan aprobado las autoridades encargadas de la homologación.

(a) Cuando para la homologación en cuanto al ruido las condiciones de ensayo no sean idénticas a las de referencia, deberán ajustarse debidamente los datos del ruido medido, siguiendo el método de esta Sección.

(1) Trayectoria de vuelo y velocidad del avión relativas al punto de medición;

(2) Atenuación del sonido en el aire;

(3) Parámetros que influyen en el mecanismo de producción del ruido del motor.

(b) Se ajustarán los valores medidos del ruido según uno de los métodos descritos en 67 y 68 para diferencias en:

(c) La atenuación del ruido a lo largo de su trayectoria, en función de la ley de la “inversa de los cuadrados” y de la atenuación atmosférica;

(d) La duración del ruido, en función de la distancia y de la velocidad del avión, relativas al punto de medición;

(e) El ruido en la fuente emitido por el motor, en función de los parámetros pertinentes.

(f) El ruido procedente del avión/motor cuando sea alterado por grandes diferencias entre la velocidad aerodinámica de ensayo y la de referencia. Al margen del efecto que tenga sobre la duración, los efectos de la velocidad aerodinámica en los componentes que originan el ruido pueden también llegar a ser notables y hay que considerarlos; en el caso de las configuraciones ordinarias de avión, cuando las diferencias entre la velocidad aerodinámica de ensayo y la de referencia excedan en 28 km/h (15 kt) a la velocidad aerodinámica verdadera, se emplearán los datos de ensayo o los análisis aprobados por la autoridad homologadora para cuantificar los efectos del ajuste de la velocidad aerodinámica en los niveles resultantes de homologación del ruido.

(g) El método “integrado” descrito en 68, se utilizará en los sobrevuelos o aproximaciones en las condiciones siguientes:

(1) Cuando el valor del ajuste (empleando el método “simplificado”) sea superior a 8 dB en el sobrevuelo, o a 4 dB en la aproximación; o

(2) Cuando el valor resultante final del EPNL en el sobrevuelo o la aproximación (empleando el método “simplificado”) se sitúe en 1 dB o menos de los niveles límites de ruido prescritos en la (n) del 67.

(1) El avión empieza el recorrido de despegue en el punto A, se separa del suelo en el punto B, e inicia el primer ascenso con ángulo constante en el punto C. Cuando se aplica la disminución del empuje o de la potencia (como corresponda), este proceso comienza en el punto D y termina en el punto E. El avión comienza entonces un segundo ascenso con ángulo constante hasta el punto F, fin de la trayectoria de despegue para la homologación.

(2) El punto K1 representa la estación de medición del ruido de despegue y AK1 es la distancia entre el inicio del recorrido de despegue y el punto de medición de sobrevuelo. El punto K2 corresponde a la estación de medición del ruido lateral, situada en una línea paralela al eje de pista a la distancia especificada del mismo, donde es mayor el nivel de ruido de despegue.

(3) La distancia AF es aquella respecto a la cual se mide la posición del avión en sincronización con las mediciones del ruido (véase (b) del 43).

(1) El avión comienza su trayectoria de aproximación para la homologación en el punto G y toma contacto con la pista en el punto J y a la distancia OJ del umbral.

(2) El punto K3 representa la estación de medición del ruido de aproximación y K3O es la distancia del punto de medición del ruido de aproximación al umbral.

(3) La distancia GI es aquella respecto a la cual se mide la posición del avión en sincronización con las mediciones del ruido (véase (b) del 43).

Para las mediciones durante la aproximación, el punto de referencia del avión será la antena del ILS.

(1) XY representa la parte útil de la trayectoria de vuelo medida y XrYr la de la trayectoria de vuelo de referencia correspondiente.

(2) Q representa la posición del avión en la trayectoria de vuelo medida en la que se emitió el ruido, y se observó como PNLTM en la estación de medición del ruido K. Qr es la posición correspondiente en la trayectoria de vuelo de referencia y Kr es la estación de medición de referencia. QK y son las trayectorias de propagación del ruido de medición y del de referencia, respectivamente; Qr se determina admitiendo por hipótesis que QK y QrKr forman el mismo ángulo con sus trayectorias de vuelo respectivas.

(1) XY representa la parte útil de la trayectoria de vuelo medida [figura 2-11 a)], y XrYr, la de la trayectoria de vuelo de referencia correspondiente [figura 2-11 b)].

(2) Q representa la posición del avión en la trayectoria de vuelo medida en que se emitió el ruido, y se observó como PNLTM en la estación de medición del ruido K. Qr es la posición correspondiente en la trayectoria de vuelo de referencia, y Kr es la estación de medición de referencia. QK y QrKr. son, respectivamente, las trayectorias de propagación del ruido de medición y del de referencia. En este caso, Kr se indica únicamente en una línea lateral particular; en consecuencia, Kr y Qr. se determinan partiendo de las hipótesis de que QK y QrKr:

(ii) Forman el mismo ángulo θ con sus trayectorias de vuelo respectivas; y

(iii) Forman el mismo ángulo ψ con el suelo.

(c) Los niveles de banda de tercio de octava SPL(i) que comprenden PNL (el PNL en el momento de PNLTM observado en K), se ajustarán a los niveles de referencia SPL(i) del modo siguiente:

En esta expresión,

(d) El término 0,01[-α (i)-αi)o] QK es un ajuste para tener en cuenta la variación del coeficiente de atenuación del sonido, siendo α(i) y α(i)o los coeficientes de absorción atmosférica en las condiciones de ensayo y de referencia respectivamente, obtenidos de la sección 7;

(e) El término 0,01 α(i)o (QK - QrKr) es un ajuste para tener en cuenta el influjo en la atenuación del sonido de la diferencia de longitud de la trayectoria del ruido;

(f) El término 20 log (QK/QrKr) es un ajuste para tener en cuenta las diferencias de longitud de la trayectoria del ruido según la ley de la inversa de los cuadrados;

(g) QK y QrKr se miden en metros y α(i) y α(i) en dB/l00 m.

Nota: Cuando SPL(i) es cero (por ejemplo, debido a la aplicación de las correcciones del ruido de fondo), SPL(i)r también debe mantenerse igual a cero en el proceso de ajuste.

(h) Los valores corregidos SPL(i)r se convertirán en PNLT r, y se calculará un término de corrección del modo siguiente:

Δ1= PNLT r— PNLTM

(i) Δ1 se ha de sumar algebraicamente al EPNL calculado a partir de los datos medidos.

(j) Si durante un vuelo de ensayo se observan valores de cresta de PNLT que se encuentren a menos de 2 dB del PNLTM, se aplicará el procedimiento definido en.(b) de 67. a cada valor de cresta y se sumará a cada cresta el término de ajuste calculado según (b) de 67. para obtener los correspondientes valores de cresta ajustados de PNLT. Si algunos de estos valores de cresta excedieran del que corresponde al instante del PNLTM, se sumará el valor máximo de este excedente como ajuste complementario al EPNL calculado a partir de los datos medidos.

(l) Cuando las trayectorias de vuelo medidas y/o las velocidades respecto al suelo en las condiciones de ensayo difieran de las trayectorias de vuelo de referencia, y/o de las velocidades respecto al suelo en las condiciones de referencia, los ajustes por duración se aplicarán a los valores de EPNL calculados a partir de los datos medidos. Esos ajustes se calcularán en la forma descrita a continuación.

(m) En lo que respecta a la trayectoria de vuelo de la figura 2-10, el término de ajuste se calculará del modo siguiente:

Δ2 = 7,5 log (QK/QrKr) + 10 log (V/Vr )

que representa el ajuste que se ha de sumar algebraicamente al EPNL calculado a partir de los datos medidos.

(o) El término de ajuste Δ3 se obtendrá sustrayendo el valor EPNL correspondiente al parámetro μ del valor EPNL correspondiente al parámetro μr´ y se añadirá algebraicamente al valor EPNL calculado a partir de los datos medidos.

Nota: Véase la figura 2-12 en la cual μ es el valor del parámetro de control del motor en las condiciones de ensayo en vuelo y μr es el valor correspondiente en las condiciones de referencia.

(q) Para el ruido lateral se llevará a cabo un ajuste de simetría (véase (b) de 43) del modo siguiente:

(r) Si el punto de medición simétrica se halla opuesto al punto en el que se obtiene el mayor nivel de ruido en la línea principal de medición lateral, el nivel de ruido para la homologación será la media (aritmética) de los niveles de ruido medidos en estos dos puntos [la figura 2-13 a)];

(s) De no ser así, se supondrá que la variación de ruido en función de la altitud del avión es la misma a ambos lados (es decir, que hay una diferencia constante entre las líneas de ruido en función de la altitud a ambos lados) [Véase la figura 2-13 b)]. El nivel de ruido para la homologación será entonces el valor máximo de la media entre estas líneas.

(1) XY representa la parte útil de la trayectoria de vuelo medida y XrYr la parte útil correspondiente de la trayectoria de vuelo de referencia.

(2) Los puntos Qo´ Q1´ Qn representan las posiciones del avión en la trayectoria de vuelo medida en los instantes to´ t1´ tn respectivamente. Consideramos el punto Q1 en el cual se emitió el ruido y se observó en la estación K como tercio de octava SPL(i)1 en el instante t1. El punto Qr1 representa la posición correspondiente a la trayectoria de vuelo de referencia en el instante trl para el ruido percibido como SPL(i) r1 en la estación de medición de referencia Kr. Q1 K y Qr1 Kr son, respectivamente las trayectorias de propagación del ruido en las condiciones de medición y de referencia que forman en cada caso el ángulo θ1 con las trayectorias de vuelo respectivas. Qro y Qr n son, de modo similar, los puntos de trayectoria de vuelo de referencia correspondientes a Qo y Qn de la trayectoria de vuelo medida. Qo y Qn se seleccionan de modo que entre Qro y Q Qr n figuren todos los valores del PNLTr (calculados y descritos a continuación) que sean inferiores en menos de 10 dB al valor de cresta.

(3) XY representa la parte útil de la trayectoria de vuelo medida y XrYr, la parte útil correspondiente de la trayectoria de vuelo de referencia;

(4) Los puntos Qo´ Q1´ Qn representan las posiciones del avión en la trayectoria de vuelo medida en los instantes to´ t1´ tn respectivamente. Consideramos el punto Q1 en el cual se emitió el ruido y se observó en la estación K de medición de referencia como tercio de octava SPL(i)1 en el instante t1. El punto Qr1 representa la posición correspondiente a la trayectoria de vuelo de referencia en el instante t r1 para el ruido percibido como SPL(i) r1 en la estación de medición Kr. QrK y Qr1Kr son respectivamente las trayectorias de propagación del ruido en las condiciones de medición y de referencia. Qro y Qrn´ son de modo similar, los puntos de la trayectoria de vuelo de referencia correspondientes a Qo y Qn de la trayectoria de vuelo medida. Qo y Qn se seleccionan de modo que entre Qro y Qrn figuren todos los valores del PNLT (calculados y descritos a continuación) que difieran en menos de 10 dB del valor de cresta. En este caso, Kr se especifica solamente como si estuviera en una línea lateral particular. La posición de Kr y Q1r se determina a partir de la hipótesis de que:

(i) Q1K y Q1rKr formen el mismo ángulo θ1 con sus respectivas trayectorias de vuelo en todos los instantes t1; y

(ii) Las diferencias entre los ángulos ψ1 y ψ1r se reduzcan al mínimo durante la parte pertinente de la evolución en función del tiempo mediante un método aprobado por las autoridades encargadas de la homologación.

Nota 3: En el caso particular de la medición del ruido lateral, la propagación del sonido resulta afectada no solo por la ley de la inversa de los cuadrados y por la atenuación atmosférica, sino que por los efectos de absorción y reflexión del terreno que dependen principalmente del ángulo ψ. Por razones de geometría, generalmente no es posible elegir Kr de modo que se satisfaga la condición de 1) y al mismo tiempo ψ1 y ψ1r se mantengan iguales en todos los instantes t.

Nota 4: El momento tr1 es posterior (en el caso en que Qr1Kr> Q1K) al momento t1 y la diferencia entre ambos estriba en:

1. El tiempo que ha tomado el avión para cubrir la distancia Qr1Qro a la velocidad Vr menos el tiempo tomado para Qo a la velocidad V;

2. el tiempo transcurrido para que el sonido cubra la distancia Qr1Kr - Q1K

Los valores medidos de SPL(i)1 etc., se ajustarán a los valores de referencia SPL(i)r1 etc., para tener en cuenta las diferencias entre las longitudes de trayectoria de ruido medida y de referencia y, entre las condiciones atmosféricas medidas y de referencia, siguiendo los métodos del (b) de 60 de este apéndice. Se calcularán los valores correspondientes de PNLr1.

Para cada valor de PNLr1, se determinará una corrección por tono C1 mediante, un análisis de los valores de referencia SPL(i)r etc., siguiendo los métodos de (c) de 68 de este apéndice y se sumará a PNLr1 para obtener el PNLTr1.

(c) Corrección por duración. Los valores de PNLTr correspondientes a los de PNLT en cada intervalo de medio segundo, se registran en función del tiempo (PNLTr1 en el momento tr1 etc.). A continuación se determina la corrección por duración siguiendo este de este apéndice, para obtener el EPNLr.

(d) Corrección del ruido en la fuente. Finalmente, se determina una corrección del ruido en una fuente Δ3 siguiendo los métodos de ajustes de la fuente previsto en este apéndice.

ART. 2º—Deróguese la norma RAC 11 de los reglamentos aeronáuticos de Colombia y reservase su ubicación para ser utilizada por un nuevo RAC 11, sobre reglas para el desarrollo, aprobación y enmienda de los RAC.

ART. 3º—Previa su publicación en el Diario Oficial, incorpórense las presentes disposiciones en la versión oficial de los reglamentos aeronáuticos de Colombia publicada en la página web www.aerocivil.gov.co.

ART. 4º—La presente resolución rige a partir de su publicación en el Diario Oficial y deroga las normas que le sean contrarias.

Publíquese y cúmplase.

Dada en Bogotá, D.C., a 28 de diciembre de 2015.