1367 MEMORIAL MEMORIAL Journal Officiel du Grand-Duché de Luxembourg Amtsblatt des Großherzogtums Luxemburg RECUEIL DE LEGISLATION A _ N° 75 12 décembre 1985 Sommaire Arrêté grand-ducal du 14 novembre 1985 concernant la publication des modifications apportées à l´Annexe 16, Volume I, Bruit des aéronefs, à la Convention relative à l´Aviation Civile Internationale . . . . . . . page 1368 Table générale des matières de l´Annexe 16,VolumeI,Bruit des aéronefs, à la Convention relative à l´Aviation Civile Internationale . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1369 Pages des amendements Nos 1 et 2(qui remplacent les pages respectives de l´Annexe 16 publiée au Mémorial_ A-Annexe 2 du 21 mars 1983) . . . . . . 1419 1368 Arrêté grand-ducal du 14 novembre 1985 concernant la publication des modifications apportées à l´Annexe 16, Volume I, Bruit des aéronefs, à la Convention relative à l´Aviation Civile Internationale. Nous JEAN, par la grâce de Dieu, Grand-Duc de Luxembourg, Duc de Nassau; Vu l´article 37 de la Constitution; Vu la loi modifiée du 31 janvier 1948 relative à la réglementation de la navigation aérienne; Vu la loi du 25 mars 1948 relative à l´adhésion du Grand-Duché de Luxembourg à la Convention relative à l´Aviation Civile Internationale; Vu son annexe 16; Vu l´amendement N° 1 adopté par le Conseil de l´O.A.C.I. le 30 mars 1983, ainsi que l´amendement N° 2 adopté par ledit Conseil le 6 mars 1985; Sur le rapport de Notre Ministre des Transports et après délibération du Gouvernement en Conseil; Arrêtons: L´amendement N° 1 adopté par le Conseil de l´Organisation de l´Aviation Civile Internationale le 30 mars 1983, ainsi que l´amendement N° 2 adopté par ledit Conseil le 6 mars 1985 sont publiés au Mémorial pour sortir leurs effets. Art. 2. Les pages des amendements Nos 1 et 2 remplacent les pages respectives de l´Annexe 16 publiée au Mémorial A _ Annexe 2 du 21 mars 1983. Art. 3. Notre Ministre des Transports est chargé de l´exécution du présent arrêté qui sera publié au Mémorial. Art. 1er . Le Ministre des Transports, Marcel Schlechter  Palais de Luxembourg, le 14 novembre 1985. Jean 1369 TABLE DES MATIÈRES AVANT-PROPOS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5 1ère PARTIE.  Définitions . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9 2ème PARTIE.  Certification acoustique des aéronefs . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 CHAPITRE 1er.  Dispositions administratives . . 10 CHAPITRE 2.  Avions à réaction subsoniques  Demande de certificat de navigabilité pour le prototype acceptée avant le 6 octobre 1977 . . . . 11 2.1 Application . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.2 Mesure d’évaluation du bruit . . . . . . . . . . . 2.3 Points de mesure du bruit . . . . . . . . . . . . . 2.4 Niveaux maximaux de bruit . . . . . . . . . . . 2.5 Compensations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.6 Procédures d’essai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11 11 11 11 12 12 CHAPITRE 3.  Avions à réaction subsoniques  Demande de certificat de navigabilité pour le prototype acceptée à compter du 6 octobre 1977 13 3.1 Application . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.2 Mesure du bruit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.3 Points de référence de mesure du bruit . . . 3.4 Niveaux maximaux de bruit . . . . . . . . . . . 3.5 Compensations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.6 Procédures de référence de la certification acoustique . . . . . . . . . . . . . . . . 3.7 Procédures d’essai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13 13 13 13 14 CHAPITRE 4.  Avions supersoniques . . . . . . . . 16 4.1 Avions supersoniques  Demande de certificat de navigabilité pour le prototype acceptée avant le 1er janvier 1975 . . . . . . . 4.2 Avions supersoniques  Demande de certificat de navigabilité pour le prototype acceptée à compter du 1er janvier 1975 . . . CHAPITRE 6.  Avions à hélices dont la masse ne dépasse pas 5 700 kg . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5.1 Application . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5.2 Mesure du bruit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5.3 Points de référence de détermination du bruit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5.4 Niveaux maximaux de bruit . . . . . . . . . . . . 5.5 Compensations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5.6 Procédures de référence de la certification acoustique . . . . . . . . . . . . . . . . 5.7 Procédures d’essai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ANNEXE 16  VOLUME I 20 20 20 CHAPITRE 7.  Adacs à hélices . . . . . . . . . . . . . 21 CHAPITRE 8.  Hélicoptères . . . . . . . . . . . . . . . . 22 8.1 Application . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8.2 Mesure d’évaluation du bruit . . . . . . . . . . 8.3 Points de référence de mesure du bruit . . . 8.4 Niveaux maximaux de bruit . . . . . . . . . . . 8.5 Compensations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8.6 Procédures de référence pour la certification acoustique . . . . . . . . . . . . . . . 8.7 Procédures de référence au décollage . . . . 22 22 22 22 23 CHAPITRE 9.  Groupes auxiliaires de puissance (GAP) installés et équipements de bord associés en utilisation au sol . . . . . . . . . . . . . . . 20 20 23 24 25 PARTIE.  Mesure 14 15 du bruit aux fins de la 3ème surveillance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26 4ème PARTIE.  Unité internationale de référence de l’exposition au bruit aux fins de la planification de l’utilisation des terrains . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27 Sème PARTIE.  Critères pour l’application de procédures d’exploitation à moindre bruit . . . . . . . . 28 16 APPENDICES À L’ANNEXE 16  VOLUME I 16 APPENDICE 1.  Méthode d’évaluation du bruit aux fins de la certification acoustique des avions à réaction subsoniques  Demande de certificat de navigabilité pour le prototype acceptée avant le 6 octobre 1977 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5.  Avions à hélices d’une masse CHAPITRE supérieure à 5 700 kg . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20 6.1 Application . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6.2 Mesure d’évaluation du bruit . . . . . . . . . . 6.3 Niveaux maximaux de bruit . . . . . . . . . . . 6.4 Procédures de référence pour la certification acoustique . . . . . . . . . . . . . . . . 6.5 Procédures d’essai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17 1.  2.  17 17 3.  17 17 18 4.  5.  18 19 3 Introduction ..... . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Essai de certification acoustique et conditions de mesure . . . . . . . . . . . . . . . . Mesure du bruit des avions perçu au sol . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Calcul du niveau effectif de bruit perçu à partir des mesures de bruit . . . . . . . . . . Communication de données aux services de certification et correction des données mesurées . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29 29 29 30 32 39 21/11/85 N° 2 1370 Annexe 16 Protection de l’environnement 6.  Nomenclature ..... . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7.  Formulation mathématique des tables de bruyance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8.  Atténuation du son par l’air . . . . . . . . . . 9.  Méthodes de correction détaillées . . . . . . APPENDICE 2.  Méthode d’évaluation du bruit aux fins de la certification acoustique 1.  Des avions à réaction subsoniques  Demande de certificat de navigabilité pour le prototype acceptée à compter du 6 octobre 1977 2.  Des avions à hélices d’une masse supérieure à 5 700 kg . . . . . . . . . . . 1.  Introduction . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.  Essai de certification acoustique et conditions de mesure . . . . . . . . . . . . . . . . 3.  Mesure du bruit des avions perçu au sol . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.  Calcul du niveau effectif de bruit perçu à partir des mesures de bruit . . . . . . . . . . 5.  Communication de données aux services de certification . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6.  Nomenclature . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7.  Formulation mathématique des tables de bruyance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8.  Atténuation du son par l’air . . . . . . . . . . .  Ajustement des résultats d’essais . . . . . . 9. APPENDICE 3.  Méthode d’évaluation du bruit aux fins de la certification acoustique des avions à hélices dont la masse ne dépasse pas 5 700 kg . . . . Volume I 44 46 46 53 53 54 83 84 85 85 85 90 Introduction . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Définitions . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Appareillage de mesure . . . . . . . . . . . . . . Installation de l’appareillage sur le terrain . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90 90 90 92 APPENDICE 6.  Indice d’exposition au bruit (TNEL) produit par une succession d’aéronefs . . . 58 65 66 93 SUPPLÉMENTS À L’ANNEXE 16  VOLUME I SUPPLÉMENT A.  Équation pour le calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69 69 69 95 SUPPLÉMENT B.  Éléments indicatifs sur l’emploi de procédures équivalentes pour la cerlification acoustique des avions à réaction subsoniques . . . . 78 APPENDICE 4.  Méthode d’évaluation du bruit aux fins de la certification acoustique des hélicoptères . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81 N° 2 1.  2.  3.  4.  53 79 21/11/85 82 APPENDICE 5.  Surveillance du bruit des aéronefs aux aérodromes et dans leur voisinage . . . . . . . . . 1.  Introduction . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.  Essai de certification acoustique et conditions de mesure . . . . . . . . . . . . . . . . 3.  Mesure du bruit des avions perçu au sol . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.  Communication de données aux services de certification et correction des données mesurées . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1.  Introduction . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2. Conditions d’essai et de mesure pour la certification acoustique . . . . . . . . . . . . . . 3.  Mesure du bruit d’hélicoptère perçu au sol . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.  Calcul du niveau effectif de bruit perçu à partir des données de mesure du bruit. 5.  Communication des données aux services de certification . . . . . . . . . . . . . . 6.  Nomenclature . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7.  Formulation mathématique des tables de bruyance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8.  Atténuation du son dans l’air . . . . . . . . . 9.  Ajustement des résultats des essais en vol . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41 SUPPLÉMENT C.  Principes directeurs 78 78 78 98 pour la certification acoustique des adacs à hélices . . . . . . 100 SUPPLÉMENT D.  Principes directeurs pour la certification acoustique des groupes auxiliaires de puissance (GAP) et des équipements de bord associés en utilisation au sol . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102 SUPPLÉMENT E.  Méthodes approchées de détermination du niveau effectif de bruit perçu (EPNL ) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109 SUPPLÉMENT F. Projet de méthodes de pondé- 81 81 82 4 ration des indices d’exposition totale au bruit en fonction de facteurs quotidiens et saisonniers . . . . 111 SUPPLÉMENT G.  Élémems indicatifs sur la méthode à utiliser pour éliminer les effets du bruit ambiant sur la mesure du bruit des avions . . . . . . . 112 1371 NORMES ET PRATIQUES RECOMMANDÉES INTERNATIONALES 1ère PARTIE.  DÉFINITIONS Aéronef. Tout appareil qui peut se soutenir dans l’atmosphère grâce à des réactions de l’air autres que les réactions de l’air sur la surface de la terre. Hélicoptère. Aérodyne dont la sustentation en vol est obtenue principalement par la réaction de l’air sur un ou plusieurs rotors, qui tournent, entraînés par un organe moteur, autour d’axes sensiblement verticaux. Avion. Aérodyne entraîné par un organe moteur et dont la sustentation en vol est obtenue principalement par des réactions aérodynamiques sur des surfaces qui restent fixes dans des conditions données de vol. Taux de dilution. Rapport entre la masse d’air qui passe par les conduits de dérivation d’une turbine à gaz et la masse d’air qui passe par les chambres de combustion, calculé à la poussée maximale lorsque la turbine est immobile en atmosphère type internationale au niveau de la mer. Avion subsonique. Avion ne pouvant maintenir un vol en palier à des vitesses dépassant Mach 1. Version dérivée d’un aéronef. Aéronef qui, du point de vue de la navigabilité, est semblable au prototype qui a obtenu une certification acoustique, mais qui comporte des modifications de type susceptibles d’affecter ses caractéristiques de bruit. Équipements de bord associés. Dispositifs, à bord d’un aéronef, qui sont alimentés en énergie électrique ou en air comprimé par un groupe auxiliaire de puissance au cours des opérations au sol. Note.  Si le service de certification estime que la modification de conception, de configuration, de puissance ou de masse qui est proposée est d’une ampleur suffisante pour exiger une nouvelle vérification relativement complète de la conformité aux règlements de navigabilité applicables, l’aéronef devrait être considéré comme un type nouveau et non comme une version dérivée. Groupe auxiliaire de puissance (GAP). Groupe de puissance autonome, à bord d’un aéronef, qui alimente des équipements de bord en énergie électrique ou en air comprimé au cours des opérations au sol. ANNEXE 16 _ VOLUME I 9 21/11/85 N° 2 1372 2ème PARTIE.  CERTIFICATION ACOUSTIQUE DES AÉRONEFS CHAPITRE 1er.  DISPOSITIONS ADMINISTRATIVES 1.1 Les dispositions de 1.2 à 1.5 s’appliquent à tous les aéronefs compris dans les catégories définies aux fins de certification acoustique aux Chapitres 2, 3, 4, 5, 6 et 8 de la présente Partie, lorsque lesdits aéronefs effectuent des vols internationaux. niveaux de bruit moyens aux points de référence, pour lesquels il a été démontré que les normes applicables de certification acoustique sont respectées. 1.4 Les États contractants reconnaîtront la validité d’une certification acoustique délivrée par un autre État contractant à condition que les spécifications en vertu desquelles elle a été délivrée soient au moins égales aux normes applicables qui figurent dans la présente Annexe. 1.2 La certification acoustique est accordée par l’État d’immatriculation d’un aéronef sur la base de la production de preuves satisfaisantes selon lesquelles l’aéronef répond à des spécifications au moins égales aux normes applicables qui figurent dans la présente Annexe. 1.5 Un État contractant suspendra ou révoquera la certification acoustique d’un aéronef immatriculé par lui si ledit aéronef ne répond plus aux normes acoustiques applicables. L’État d’immatriculation n’annulera pas la suspension d’une certification acoustique ni n’accordera une nouvelle certification tant que l’aéronef en question ne sera pas jugé, après un nouvel examen, conforme aux normes acoustiques applicables. Note.  Les pièces justificatives de la certification acoustique pourront prendre la forme d’un certificat acoustique distinct ou d’une déclaration appropriée contenue dans un autre document approuvé par l’État d’immatriculation et dont cet État exige le transport à bord de l’aéronef. 1.6 À moins de spécifications contraires dans le présent Volume de l’Annexe et sous réserve des dispositions de 1.6.1, la date à utiliser par les États contractants pour l’application des normes de l’Annexe sera la date à laquelle la demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été acceptée, ou à laquelle une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée par les services de certification. 1.3 Les pièces justificatives de la certification acoustique d’un aéronef contiendront au minimum les renseignements suivants :

1. a)État d’immatriculation;
2. b)numéro de série du constructeur;
3. c)désignation de type et de modèle du constructeur; 1.6.1 Lorsqu’un délai de plus de cinq ans interviendra entre l’acceptation de la demande de certificat de navigabilité pour le prototype et la délivrance de ce certificat ou, lorsque cette procédure ne sera pas appliquée, la délivrance du certificat de navigabilité pour le premier aéronef du type en question, la date à utiliser par les services de certification pour déterminer l’application des normes appropriées de la présente Annexe précédera de cinq ans la date de délivrance du certificat de navigabilité pour le prototype ou, lorsque cette procédure ne sera pas appliquée, la date de délivrance du certificat de navigabilité pour le premier aéronef du type en question. Toutefois, dans des cas exceptionnels, les services de certification pourront accepter que ce délai de cinq ans soit prolongé.
4. d)mention de toute modification supplémentaire apportée en vue de respecter les normes applicables de certification acoustique;
5. e)masse maximale à laquelle il a été démontré que les normes applicables de certification acoustique sont respectées;
6. f)dans le cas des avions pour lesquels la demande de certificat pour le prototype aura été présenté à compter du 6 octobre 1977, et dans le cas des hélicoptères pour lesquels la demande de certificat pour le prototype aura été présentée à compter du 1er janvier 1985 : 21/11/85 N° 2 10 ANNEXE 16  VOLUME I 1373 CHAPITRE 2.  AVIONS À RÉACTION SUBSONIQUES  DEMANDE DE CERTIFICAT DE NAVIGABILITÉ POUR LE PROTOTYPE ACCEPTÉE AVANT LE 6 OCTOBRE 1977
7. a)Point de mesure latéral  Point situé sur une parallèle à l’axe de piste à 650 m de cet axe ou de son prolongement, où le niveau de bruit au décollage est maximal. 2.1.  Application Note.  Voir également le Chapitre 1er, 1.6. 2.1.1 Les normes du présent chapitre seront applicables à tous les avions à réaction subsoniques pour lesquels la demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été acceptée ou au sujet desquels une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée par les services de certification avant le 6 octobre 1977, à l’exception des avions :
8. b)Point de mesure survolé au décollage  Point situé sur le prolongement de l’axe de piste, à une distance de 6,5 km du début du roulement au décollage.
9. c)Point de mesure à l’approche  Point au sol, situé sur le prolongement de l’axe de piste, à 120 m (395 pieds) au-dessous d’un axe de descente de 3° ayant son origine en un point situé à 300 m au-de là du seuil. Sur terrain plat, ce point de mesure est situé à 2 000 m du seuil.
10. a)qui exigent une longueur de piste* inférieure ou égale à 610 m à la masse maximale portée au certificat de navigabilité;
11. b)qui sont équipés de moteurs dont le taux de dilution est égal ou supérieur à 2 et pour lesquels un certificat de navigabilité individuel a été émis pour la première fois avant le 1er mars 1972; ou 2.4.  Niveaux maximaux de bruit 2.4.1 Les niveaux maximaux de bruit des avions visés en 2.1.1 ci-dessus, déterminés conformément à la méthode d’évaluation du bruit exposée à l’Appendice 1, ne dépasseront pas les valeurs ci-après :
12. c)qui sont équipés de moteurs dont le taux de dilution est inférieur à 2 et pour lesquels la demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été acceptée ou au sujet desquels une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée par les services de certification avant le 1er janvier 1969 et enfin pour lesquels un certificat de navigabilité individuel a été émis pour la première fois avant le 1er janvier 1976.
13. a)Au point de mesure latéral et au point de mesure à l’approche.  108 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est supérieure ou égale à 272 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion, à raison de 2 EPNdB chaque fois que la masse diminue de moitié, pour atteindre la limite inférieure de 102 EPNdB à 34 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante. 2.1.2 Les normes du présent chapitre seront également applicables aux versions dérivées de tous les avions visés en 2.1.1 ci-dessus, pour lesquels la demande de certification du type modifié aura été acceptée, ou une autre procédure équivalente aura été appliquée par les services de certification à compter du 26 novembre 1981.
14. b)Au point de mesure survolé au décollage.  108 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est supérieure ou égale à 272 000 kg, celte valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion, à raison de 5 EPNdB chaque fois que la masse diminue de moitié, pour atteindre la limite inférieure de 93 EPNdB à 34 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante. 2.2.  Mesure d’évaluation du bruit 2.2.1 La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau effectif de bruit perçu exprimé en EPNdB, comme il est indiqué à l’Appendice 1. Note.  Voir au Supplément A les équations utilisées pour le calcul desniveaux de bruit en fonction de la masse au décollage. 2.3.  Points de mesure du bruit 2.4.2 Les niveaux maximaux de bruit des avions visés en 2.1.2 ci-dessus, déterminés conformément à la méthode d’évaluation du bruit exposée à l’Appendice 1, ne dépasseront pas les valeurs ci-après : 2.3.1 Lors des essais effectués conformément aux procédures d’essai en vol spécifiées en 2.6, les niveaux de bruit engendrés par un avion n’excéderont pas les niveaux spécifiés en 2.4 aux points de mesure ci-après : 2.4.2.1 106 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est supérieure ou égale à 400 000 kg, celle valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la * Sans prolongement d’arrêt ni prolongement dégagé. ANNEXE 16  VOLUME I Au point de mesure latéral 11 21/11/85 N° 2 1374 Annexe 16  Protection de l’environnement Volume I masse de l’avion, pour atteindre la limite inférieure de 97 EPNdB à 35 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante. 2.4.2.2
15. a)la somme des dépassements n’excédera pas 4 EPNdB; toutefois dans le cas des avions quadrimoteurs propulsés par des moteurs dont le taux de dilution est égal ou supérieur à 2 et pour lesquels la demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été acceptée ou au sujet desquels une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée par les services de certification avant le 1er décembre 1969, la somme des dépassements éventuels n’excédera pas 5 EPNdB; Au point de mesure au survol
16. a)Avions monomoteurs ou bimoteurs : 104 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est supérieure ou égale à 325 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion, à raison de 4 EPNdB chaque fois que la masse diminue de moitié, pour atteindre la limite inférieure de 93 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante.
17. b)le dépassement éventuel en un point donné ne sera pas supérieur à 3 EPNdB;
18. c)les dépassements éventuels seront compensés par une diminution correspondante à l’autre ou aux autres points de mesure.
19. b)Avions trimoteurs : Comme en a), mais 107 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est supérieure ou égale à 325 000 kg 2.6.  Procédures d’essai ou 2.6.1.  Procédure d’essai au décollage comme en 2.4.1 b), si la limite ainsi définie est inférieure. 2.6.1.1 La poussée de décollage sera utilisée à partir du début du décollage jusqu’au point où l’avion atteint une hauteur d’au moins 210 m (690 pieds) au-dessus de la piste et cette poussée ne sera pas ramenée à une valeur inférieure à la poussée nécessaire pour maintenir une pente de montée d’au moins 4%.
20. c)Avions équipés de quatre moteurs ou plus : Comme en a), mais 108 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est supérieure ou égale à 325 000 kg 2.6.1.2 Une vitesse égale à au moins V2 + 19 km/h (V2 + 10 noeuds) sera atteinte dès que possible après l’envol et maintenue pendant toute la durée de l’essai de certification acoustique au décollage. ou comme en 2.4.1 b), si la limite ainsi définie est inférieure. 2.4.2.3 2.6.1.3 Une configuration de décollage constante, choisie par le postulant, sera maintenue pendant toute la durée de l’essai de certification acoustique au décollage, mais le train d’atterrissage peut être rentré. Au point de mesure à l’approche 108 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est supérieure ou égale à 280 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion pour atteindre la limite inférieure de 101 EPNdB à 35 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante. 2.6.2.  Procédure d’essai à l’approche 2.6.2.1 L’avion volera en régime stabilisé et suivant une trajectoire de descente de 3° ± 0,5°. 2.6.2.2 L’approche sera effectuée à une vitesse stabilisée égale ou supérieure à 1,3 V s + 19 km/h (1,3 V s + 10 noeuds) en régime stabilisé pendant l’approche et audessus du point de mesure et cette vitesse sera maintenue jusqu’à l’atterrissage normal. Note.  Voir au Supplément A les équations utilisées pour le calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage. 2.5.  Compensations 2.6.2.3 La configuration de l’avion sera celle qui correspond au braquage maximal admissible des volets hypersustentateurs. 2.5.1 Si le niveau de bruit maximal en un ou deux points de mesure excède le niveau maximal : 21/11/85 N° 2 12 1375 CHAPITRE 3.  AVIONS À RÉACTION SUBSONIQUES  DEMANDE DE CERTIFICAT DE NAVIGABILITÉ POUR LE PROTOTYPE ACCEPTÉE À COMPTER DU 6 OCTOBRE 1977 3.1.  Application corrections concernant les différences entre les trajectoires d’essais et les trajectoires de référence. Note.  Voir également le Chapitre 1er, 1.6. 3.3.2.2 Un nombre suffisant de points de mesure du bruit latéral seront utilisés pour démontrer aux services de certification que le niveau de bruit maximal sur l’axe latéral approprié a été déterminé clairement. Il sera procédé à des mesures simultanées en un point de mesure du bruit occupant une position symétrique par rapport à l’axe de piste. 3.1.1 Les normes du présent chapitre seront applicables à tous les avions à réaction subsoniques, y compris leurs versions dérivées, à l’exception des avions qui exigent une longueur de piste* inférieure ou égale à 610 m à la masse maximale de certification de navigabilité, pour lesquels la demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été acceptée ou au sujet de laquelle une autre procédure règlementaire équivalente a été appliquée par les services de certification depuis le 6 octobre 1977. 3.3.2.3 Le postulant devra démontrer aux services de certification que durant les essais les niveaux de bruit en latéral et au cours du survol ne sont pas optimisés séparément. 3.2.  Mesure du bruit 3.4.  Niveaux maximaux de bruit 3.2.1.  Mesure d’évaluation du bruit 3.4.1 Les niveaux maximaux de bruit, déterminés conformément à la méthode d’évaluation exposée à l’Appendice 2, ne dépasseront pas les valeurs ci-après. 3.2.1.1 La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau de bruit perçu exprimé en EPNdB, comme il est indiqué à l’Appendice 2. 3.4.1.1 3.3.  Points de référence de mesure du bruit 103 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage, pour laquelle la certification acoustique cst demandée, est supérieure ou égale à 400 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion pour atteindre la limite inférieure de 94 EPNdB à 35 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante. 3.3.1 Les niveaux de bruit engendrés par un avion et mesurés conformément aux présentes normes n’excéderont pas les niveaux spécifiés en 3.4, aux points ci-après :
21. a)Point de référence de mesure du bruit latéral : point situé sur une parallèle à l’axe de piste à 450 m de cet axe ou de son prolongement, où le niveau de bruit au décollage est maximal. 3.4.1.2 Au point de référence de mesure du bruit au survol
22. a)Avions monomoteurs ou bimoteurs :
23. b)Point de référence de mesure du bruit au survol : point situé sur le prolongement de l’axe de piste, à une distance de 6,5 km du début du roulement au décollage. 101 EPNdB pour les avions dont la masse masimale de certification au décollage, pour laquelle la certification acoustique est demandée, est supérieure ou égale a 385 000 kg, cette valeur decroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion à raison de 4 EPNdB chaque fois que la masse diminue de moitié, pout atteindre la limite inférieure de 89 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante.
24. c)Point de référence de mesure du bruit à l’approche : point au sol, situé sur le prolongement de l’axe de la piste à 2 000 m du seuil; sur terrain plat, ce point est situé à 120 m (395 pieds) au-dessous d’un axe de descente de 3°ayant son origine en un point situé à 300 m au-delà du seuil.
25. b)Avions trimoteurs : 3.3.2.  Points de mesure du bruit pendant les essais Comme en a), mais 104 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est égale ou supérieure à 385 000 kg. 3.3.2.1 Si les points de mesure du bruit ne sont pas situés aux points de référence de détermination du bruit, les corrections dues aux différences de position de ces points devront être effectuées de la même manière que les
26. c)Avions équipés de quatre moteurs ou plus : Comme en a), mais 106 EPNdB pour les avions dont la masse maximale de certification au décollage est égale ou supérieure à 385 000 kg. * Sans prolongement d’arrêt ni prolongement dégagé. ANNEXE 16  VOLUME I Au point de référence de mesure du bruit latéral 13 21/11/85 N° 2 1376 Volume I Annexe 16  Protection de l’environnement
27. b)température de l’air ambiant : 25 °C (soit ATI + 10 °C); toutefois, à la discrétion des services de certification, la température de 15 °C (soit ATI) peut être utilisée comme autre température ambiante de référence; 3.4.1.3 Au point de référence de mesure du bruit à l’approche 105 EPNdB pour les avions dont la masse maximale au décollage, pour laquelle la certification acoustique est demandée, est supérieure ou égale à 280 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion pour atteindre la limite inférieure de 98 EPNdB à 35 000 kg, cette limite demeurant ensuite constante.
28. c)humidité relative : 70%;
29. d)vent nul. Note.  Voir au Supplément A les équations utilisées pour le calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage. Note.  L’atmosphère de référence est homogène en ce qui concerne la température et l’humidité relative lorsqu’elle est utilisée pour le calcul des coefficients d’absorption atmosphérique. 3.4.2 Si l’on utilise une température ambiante de référence de 15 °C [voir 3.6.1.5 b)], on ajoutera 1 EPNdB au niveau de bruit mesuré (et corrigé) au point de mesure survolé au décollage avant de le comparer au niveau maximal de bruit spécifié en 3.4.1.2. 3.6.2.  Procédure de référence au décollage 3.6.2.1 La trajectoire de décollage de référence sera calculée comme suit : 3.5.  Compensations
30. a)la poussée au décollage sera utilisée à partir du début du décollage jusqu’au point où l’avion atteint au moins la hauteur suivante au-dessus du niveau de la piste : 3.5.1 Si le niveau de bruit maximal en un ou deux points de mesure excède le niveau maximal : monomoteurs ou bimoteurs  300 m (985 pieds)  avions trimoteurs  260 m (855 pieds)  avions équipés de quatre moteurs ou plus  210 m (690 pieds);  avions
31. a)la somme des dépassements n’excédera pas 3 EPNdB;
32. b)le dépassement éventuel en un point donné ne sera pas supérieur à 2 EPNdB;
33. c)les dépassements éventuels seront compensés par une diminution correspondante à l’autre ou aux autres points de mesure.
34. b)une fois que l’avion a atteint la hauteur spécifiée en
35. a)ci-dessus, la poussée ne sera pas réduite à une valeur inférieure à celle qui permet de maintenir : 1) une pente de montée de 4%; ou 3.6.  Procédures de référence de la certification acoustique 2) dans le cas desavions multimoteurs, le vol en palier avec un moteur hors de fonctionnement; 3.6.1.  Conditions générales si cette dernière valeur est supérieure à la précédente; 3.6.1.1 Les procédures de référence devront satisfaire aux exigences des règlements de navigabilité.
36. c)la vitesse sera la vitesse de montée au décollage avec tous les moteurs en fonctionnement qui sera choisie par le postulant pour être utilisée en vol normal, elle sera au moins égale à V2 + 19 km/h (V 2 + 10 noeuds) sans dépasser V2 + 37 km/h (V2 + 20 noeuds), sera atteinte aussitôt que possible après le déjaugeage et sera maintenue tout au long de l’essai de certification acoustique au décollage; 3.6.1.2 Les calculs des procédures et des trajectoires de référence seront approuvés par les services de certification. 3.6.1.3 Les procédures de référence au décollage et à l’approche seront respectivement celles qui sont définies en 3.6.2 et 3.6.3 sauf pour le cas envisagé en 3.6.1.4. 3.6.1.4 Si le postulant montre que les caractéristiques de conception de l’avion sont telles que l’avion ne peut pas voler en accord avec 3.6.2 et 3.6.3 les procédures de référence devront :
37. d)une configuration de décollage constante choisie par le postulant, sera maintenue pendant toute la durée de la procédure de référence de décollage; le train d’atterrissage peut toutefois être relevé;
38. a)ne s’écarter des procédures de référence définies en 3.6.2 et 3.6.3 que dans la mesure où les caractéristiques de conception rendent impossible l’emploi de ces procédures;
39. e)la masse de l’avion au moment du lâcher des freins sera la masse maximale au décollage à laquelle la certification acoustique est demandée. 3.6.3.
40. b)être approuvées par les services de certification. 3.6.3.1 La trajectoire de référence à l’approche sera calculée comme suit : 3.6.1.5 Les procédures de référence seront calculées dans les conditions atmosphériques de référence suivantes :
41. a)pression atmosphérique au 1013,25 hPa (1013,25 mb); 21/11/85 N° 2 Procédure de référence à l’approche
42. a)l’avion vole en régime stabilisé, suivant un angle de descente de 3°; niveau de la mer : 14 1377 CHAPITRE 5.  AVIONS À HÉLICES D’UNE MASSE SUPÉRIEURE À 5 700 kg 5.1.  Application 5.3.  Points de référence de détermination du bruit Note.  Voir également le Chapitre 1er, 1.6. pas 5.3.1 Les niveaux de bruit engendrés par un avion et mesurés conformément aux présentes normes n’excéderont pas les niveaux spécifiés en 5.4, aux points ci-après
43. a)aux avions qui exigent une longueur de piste* inférieure ou égale à 610 m à la masse maximale de certification de navigabilité;
44. a)Point de référence de détermination du bruit latéral : point situé sur une parallèle à l’axe de piste à 450 m de cet axe ou de son prolongement, où le niveau de bruit au décollage est maximal. 5.1.1 Les applicables : normes définies ci-après ne sont
45. b)aux avions spécialement conçus pour la lutte contre l’incendie;
46. b)Point de référence de détermination du bruit en survol : point situé sur le prolongement de l’axe de piste, à une distance de 6,5 km du début du roulement au décollage.
47. c)aux avions spécialement conçus pour l’agriculture. 5.1.2 Les normes du présent chapitre seront applicables à tous les avions à hélices, y compris leurs versions dérivées, dont la masse maximale de certification au décollage dépasse 5 700 kg et pour lesquels la demande de certificat de navigabilité pour le prototype aura été acceptée, ou au sujet desquels une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée par les services de certification à compter du 6 octobre 1977 mais avant le 1er janvier 1985.
48. c)Point de référence de détermination du bruit en approche : point au sol, situé sur le prolongement de l’axe de la piste à 2 000 m du seuil; sur terrain plat, ce point est situé à 120 m (395 pieds) au-dessous d’un axe de descente de 3° ayant son origine en un point situé à 300 m au-delà du seuil. 5.1.3 Les normes du Chapitre 2, à l’exception des dispositions des sections 2.1 et 2.4.2, seront applicables aux versions dérivées et aux avions individuels dont la masse maximale de certification au décollage dépasse 5 700 kg et que ne visent pas les normes du Chapitre 6, des types pour lesquels la demande de certification de navigabilité pour le prototype a été acceptée, ou une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée par les services de certifical avant le 6 octobre 1977 et pour lesquels le premier certificat de navigabilité individuel aura été délivré à compter du 26 novembre 1981. 5.3.2.1 Si les points de mesure du bruit ne sont pas situés aux points de référence de détermination du bruit, les corrections dues aux différences de position de ces points devront être effectuées de la même manière que les corrections concernant les différences entre les trajectoires d’essai et les trajectoires de référence. 5.3.2. 5.3.2.2 Un nombre suffisant de points de mesure du bruit latéral seront utilisés pour démontrer aux services de certification que le niveau maximal de bruit sur l’axe latéral approprié a été déterminé clairement. Il sera procédé à des mesures simultanées en un point de mesure du bruit pendant les essais occupant une position symétrique par rapport à l’axe de piste. 5.1.4 Lcs normes du Chapitre 3, à l’exception des dispositions de la section 3.1, seront applicables à tous les avions à hélices. y compris leurs versions dérivées, d’une masse maximale au décollage supérieure à 5 700 kg, pour lesquels la demande de certificat de navigabilité pour le prototype aura été acceptée, ou au sujet desquels une autre procédure réglementaire équivalente aura été appliquée par les services de certification à compter du 1er janvier 1985. 5.3.2.3 Le postulant devra démontrer aux services de certification que durant les essais les niveaux de bruit en latéral et au cours du survol ne sont pas optimisés séparément. 5.4.  Niveaux maximaux de bruit Note.  Bien qu’elles aient été conçues antérieurement pour les avions à réaction subsoniques, les normes des Chapitres 2 et 3 sont jugées applicables à d’autres types d’avion, quel que soit leur mode de propulsion. 5.4.1 Les niveaux maximaux de bruit, déterminés conformément à la méthode d’évaluation du bruit exposée à l’Appendice 2, ne dépasseront pas les valeurs ci-après : 5.2.  Mesure du bruit
49. a)Au point de référence de détermination du bruit latéral : limite constante de 96 EPNdB pour les avions dont la masse maximale au décollage pour laquelle la certification acoustique est demandée est égale ou inférieure à 34 000 kg, cette valeur augmentant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion, à raison de 2 EPNdB chaque fois que la masse est doublée, pour atteindre la limite supérieure de 103 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante. 5.2.1.  Mesure d’évaluation du bruit 5.2.1.1 La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau de bruit perçu exprimé en EPNdB, comme il est indiqué à l’Appendice 2. * Sans prolongement d’arrêt ni prolongement dégagé. ANNEXE 16  VOLUME I Points de mesure du bruit pendant les essais 17 21/11/85 N° 2 1378 Annexe 16  Protection de l’environnement Volume I
50. b)Au point de référence de détermination du bruit au survol : limite constante de 89 EPNdB pour les avions dont la masse maximale au décollage pour laquelle la certification acoustique est demandée est égale ou inférieure à 34 000 kg, cette valeur augmentant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion, à raison de 5 EPNdB chaque fois que la masse est doublée, pour atteindre la limite supérieure de 106 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante.
51. c)Au point de référence de détermination du bruit à l’approche : limite constante de 98 EPNdB pour les avions dont la masse maximale au décollage pour laquelle la certification acoustique est demandée est égale ou inférieure à 34 000 kg, cette valeur augmentant linéairement avec le logarithme de la masse de l’avion, à raison de 2 EPNdB chaque fois que la masse est doublée, pour atteindre la limite supérieure de 105 EPNdB, cette limite demeurant ensuite constante. Note.  Voir au Supplément A les équations utilisées pour le calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage. 5.6.1.5 Les procédures de référence seront calculées dans les conditions atmosphériques de référence ci-après :
52. a)pression atmosphérique au niveau de la mer : 1 013,25 hPa (1 013,25 mb);
53. b)température ambiante de l’air : 25 °C (soit ATI + 10 °C) mais à la discrétion des autorités de certification, on peut utiliser une température de référence de l’air ambiant de 15°C (soit ATI);
54. c)humidité relative : 70 pour cent;
55. d)vent nul. 5.6.2.  Procédure de référence de décollage 5.6.2.1 suit : La trajectoire de décollage sera calculée comme
56. a)La puissance de décollage sera utilisée à partir du début du décollage jusqu’au point où l’avion atteint au moins la hauteur suivante au-dessus de la piste :  avions monomoteurs 5.5.  Compensations 5.5.1 Si le niveau de bruit maximal en un ou deux points de mesure excède le niveau maximal :
57. a)la somme des dépassements n’excédera pas 3 EPNdB;
58. b)le dépassement éventuel en un point donné ne sera pas supérieur à 2 EPNdB;
59. c)les dépassements éventuels seront compensés par une diminution correspondante à l’autre ou aux autres points de mesure. 5.6.  Procédures de référence de la certification acoustique ou bimoteurs  300 m (985 pieds)  avions trimoteurs  260 m (855 pieds)  avions équipés de quatre moteurs ou plus  210 m (690 pieds)
60. b)une fois que l’avion aura atteint la hauteur spécifiée en
61. a)ci-dessus, la puissance ne sera pas réduite à une valeur inférieure : 1) à celle qui permet de maintenir une pente de montée d’au moins 4%; ou 2) dans le cas des avions multimoteurs, à celle qui permet de voler en palier avec un moteur hors de fonctionnement; si cette dernière valeur est supérieure à la précédente: 5.6.1.  Conditions générales 5.6.1.1 Les procédures de référence devront satisfaire aux exigences des règlements de navigabilité. 5.6.1.2 Les calculs des procédures et des trajectoires de référence seront approuvés par les services de certification. 5.6.1.3 Les procédures de référence de décollage et d’approche seront respectivement celles qui sont définies en 5.6.2 et 5.6.3, sauf pour le cas envisagé en 5.6.1.4. 5.6.1.4 Si le postulant montre que les caractéristiques de conception de l’avion sont telles que l’avion ne peut pas voler en accord avec 5.6.2 et 5.6.3 les procédures de référence devront :
62. c)la vitesse sera la vitesse de montée au décollage avec tous les moteurs en fonctionnement qui sera choisie par le postulant pour être utilisée en vol normal, sera au moins égale à V2 + 19 km/h (V 2 + 10 noeuds), sera atteinte aussitôt que possible après le déjaugeage et sera maintenue tout au long de l’essai de certification acoustique au décollage;
63. d)une configuration de décollage constante choisie par le postulant, sera maintenue pendant toute la durée de la procédure de référence de décollage; le train d’atterrissage pourra toutefois être relevé;
64. e)la masse de l’avion au moment du lâcher des freins sera la masse maximale au décollage à laquelle la certification acoustique est demandée. 5.6.3.  Procédure de référence d’approche
65. a)ne s’écarter des procédures de référence définies en 5.6.2 et 5.6.3 que dans la mesure où les caractéristiques de conception rendent impossible l’emploi de ces procédures;
66. a)l’avion vole en régime stabilisé, suivant un angle de descente de 3°;
67. b)être approuvées par les services de certification. 21/11/85 N° 2 5.6.3.1 La trajectoire de référence d’approche sera calculée comme suit : 18 1379 Annexe 16  Protection de l’environnement Chapitre 5
68. b)l’approche sera effectuée à une vitesse constante au moins égale à 1,3 V S + 19 km/h (1,3 V s + 10 noeuds), à puissance constante pendant l’approche et au-dessus du point de mesure et elle sera poursuivie jusqu’à l’atterrissage normal; 5.7.3 Les données acoustiques seront ramenées, par les méthodes exposées dans l’Appendice 2, aux conditions de référence spécifiées dans le présent chapitre. Les ajustements de vitesse et de poussée seront effectués de la façon décrite à la Section 9 de l’Appendice 2.
69. c)la configuration constante de l’avion à l’approche, utilisée dans les essais de certification de navigabilité, train sorti, sera maintenue pendant la procédure de référence d’approche; 5.7.4 Si la masse pendant l’essai est différente de la masse pour laquelle la certification acoustique est demandée, l’ajustement du niveau effectif de bruit perçu nécessaire ne dépassera pas 2 EPNdB au décollage et 1 EPNdB à l’approche. Les données approuvées par les services de certification seront utilisées pour déterminer la variation du niveau effectif de bruit perçu en fonction de la masse pour les conditions d’essais au décollage et à l’approche. De même, l’ajustement nécessaire pour les écarts de la trajectoire d’approche par rapport à la trajectoire de référence ne dépassera pas 2 EPNdB.
70. d)la masse de l’avion au toucher des roues sera la masse maximale à l’atterrissage permise par la configuration d’approche définie en 5.6.3.1 c), pour laquelle la certification acoustique est demandée;
71. e)la configuration la plus critique (celle qui produit les niveaux de bruit les plus élevés) à la masse pour laquelle la certification est demandée, devrait être utilisée. 5.7.5 Pour les conditions d’approche, les procédures d’essai seront acceptées si l’avion suit un angle de descente constant de 3° ± 0,5° 5.7.6 Si on utilise des procédures d’essai équivalentes qui diffèrent des procédures de référence, les procédures d’essai et toutes les méthodes d’ajustement des résultats aux procédures de référence seront approuvées par les services de certification. Les ajustements ne dépasseront pas 16 EPNdB au décollage et 8 EPNdB à l’approche, et s’ils dépassent respectivement 8 EPNdB à l’approche, et s’ils dépassent respectivement 8 EPNdB et 4 EPNdB, les valeurs résultantes ne seront pas inférieures de moins de 2 EPNdB aux niveaux de bruit limites spécifiés en 5.4. 5.7.  Procédures d’essai 5.7.1 Les procédures d’essai devront être acceptables pour les services de certification de navigabilité et de certification acoustique de l’État qui délivre le certificat. 5.7.2 Les procédures d’essai et les mesures de bruit seront effectuées et traitées d’une manière approuvée, pour fournir la mesure d’évaluation de bruit appelée «niveau effectif de bruit perçu, en unités EPNdB» comme le décrit l’Appendice 2. Note.  Des éléments indicatifs sur l’emploi de procédures équivalentes figurent au Supplément B. 19 21/11/85 N° 2 1380 CHAPITRE 6.  AVIONS À HÉLICES DONT LA MASSE NE DÉPASSE PAS 5 700 kg 6.1.  Application 6.3.  Niveaux maximaux de bruit Note.  Voir également le Chapitre 1er, 1.6. 6.3.1 Dans le cas des avions visés en 6.1.1
72. a)et 6.1.1 b), les niveaux maximaux de bruit, déterminés conformément à la méthode d’évaluation du bruit exposée à l’Appendice 3, ne dépasseront pas les niveaux suivants : 6.1.1 Les normes du présent Chapitre seront applicables à tous les avions à hélices dont la masse maximale au décollage ne dépasse pas 5 700 kg, à l’exception des avions spécialement conçus pour l’acrobatie ou affectés au travail agricole ou à la lutte contre les incendies; (toutefois, dans le cas d’une demande concernant une modification de conception de type, la masse maximale certifiée au décollage ne doit pas dépasser 6 500 kg si le prototype a été certifié à une masse maximale au décollage ne dépassant pas 5 700 kg), et pour lesquels :  Une limite constante de 68 dB(A) pour les avions dont la masse ne dépasse pas 600 kg, cette limite variant linéairement avec la masse à partir de ce point jusqu’au poids de 1 500 kg, la limite devenant alors constante à 80 dB(A) jusqu’au poids de 5 700 kg; (toutefois, dans le cas d’une demande concernant une modification de conception de type, la masse maximale certifiée au décollage ne doit pas dépasser 6 500 kg si le prototype a été certifié à une masse maximale au décollage ne dépassant pas 5 700 kg).
73. a)la demande de certificat de navigabilité pour le prototype a été acceptée ou une autre procédure réglementaire équivalente a été appliquée par les services de certification le 1er janvier 1975 ou à une date ultérieure; ou 6.4.  Procédure de référence pour la certification acoustique
74. b)un premier certificat de navigabilité individuel a été délivré le 1er janvier 1980 ou à une date ultérieure. 6.4.1 La procédure de référence sera calculée dans les conditions atmosphériques de référence suivantes : 6.2.  Mesure d’évaluation du bruit
75. a)pression atmosphérique au niveau de la mer de 1 013,25 hPa (1 013,25 mb); 6.2.1 On utilisera, pour la mesure d’évaluation du bruit, le niveau global pondéré de pression acoustique défini dans la publication n° 179* de la Commission électrotechnique internationale (CEI). La pondération appliquée à chaque composante sinusoïdale de pression acoustique sera donnée en fonction de la fréquence par la courbe type de référence dite «A».
76. b)température de l’air ambiant de 25 °C (soit ATI + 10°C). 6.5.  Procédures d’essai en vol 6.5.1 On utilisera soit les procédures d’essai décrites en 6.5.2 et 6.5.3, soit des procédures d’essai équivalentes approuvées par les services de certification. 6.2.2 On fournira également, lorsque les services de certification le demanderont, les données acoustiques exprimées en EPNdB conformément à la définition de l’Appendice 1 de la présente Annexe. Pour le calcul de la correction de durée spécifiée en 4.5 de l’Appendice 1, l’intervalle de temps sera dans chaque cas la période, à la seconde près, pendant laquelle PNLT( k ) est égal ou supérieur à PNLTM _ l0 la limite inférieure de 90 TPNdB n’étant pas appliquée. 6.5.2 Les essais destinés à démontrer la conformité avec les niveaux maximaux de bruit de 6.3.1 comprendront une série de passages en palier à la verticale de la station, à une hauteur de : 300 m _+10 m (985 pieds _+30 pieds) 30 100 L’avion passera au-dessus du point de mesure à ± 10° de la verticale. 6.5.3 Le survol sera exécuté à la puissance maximale dans la gamme des puissances normales d’utilisation**, à vitesse anémométrique stabilisée et en configuration de croisière. * Amendée. On peut se la procurer au Bureau central de la Commission électrotechnique internationale, 1, rue de Varembé, Genève (Suisse). ** Celle-ci devrait être indiquée dans le Manuel de vol de l’avion et sur les instruments de bord. 26/11/81 20 ANNEXE 16  VOLUME I 1381 CHAPITRE 7.  ADACS À HÉLICES Note.  Les normes et pratiques recommandées destinées au présent chapitre n’ont pas encore été élaborées. En attendant, les éléments indicatifs du Supplément C peuvent être utilisés pour la certification acoustique des adacs à hélices pour lesquels le premier certificat individuel de navigabilité a été délivré depuis le 1er janvier 1976. ANNEXE 16  VOLUME I 21 26/11/81 1382 CHAPITRE 8.  HÉLICOPTÈRES 8.1.  Application 1) Un point de référence de la trajectoire de vol situé au sol sur la projection de la trajectoire de vol définie dans la procédure de décollage de référence (voir 8.6.2.1) et horizontalement à 500 m dans la direction du vol, du point auquel la montée est amorcée dans la procédure de référence (voir 8.6.2.1 b). Noie.  Voir également le Chapitre 1er, 1.6. 8.1.1 Les normes du présent chapitre seront applicables à tous les hélicoptères, à l’exception de ceux qui sont spécialement conçus pour des travaux agricoles, pour la lutte contre l’incendie ou pour le transport de charge par élingue, et pour lesquels : 2) Deux autres points au sol disposés symétriquement à 150 m de part et d’autre de la trajectoire de vol définie dans la procédure de décollage de référence et situés sur une ligne passant par le point de référence de la trajectoire de vol.
77. a)la demande de certificat de navigabilité pour le prototype aura été acceptée, ou toute autre procédure réglementaire équivalente aura été appliquée par les services de certification à compter du 1er janvier 1985; ou
78. b)Points de référence de mesure du bruit au survol 1) Un point de référence de la trajectoire de vol situé à 150 m (490 pieds) au-dessous de la trajectoire de vol définie dans la procédure de survol de référence
79. b)une demande de changement de type qui a une influence notable sur les caractéristiques acoustiques de l’hélicoptère aura été acceptée, ou toute autre procédure réglementaire équivalente aura été appliquée par les services de certification à compter du 1er janvier 1985. (voir 8.6.3.1). 2) Deux autres points au sol disposés symétriquement à 150 m de part et d’autre de la trajectoire de vol définie dans la procédure d’approche de référence et situés sur une ligne passant par le point de référence de la trajectoire de vol. Note 1.  La certification des hélicoptères qui sont capables de transporter par élingue des charges ou de l’équipement dans un but spécifique comme l’épandage agricole devrait être effectuée sans charge ni équipement.
80. c)Points de référence de mesure du bruit à l’approche Note 2.  Si, dans le cas des types d’hélicoptère pour lesquels il n’existe pas de prototype civil, il a été démontré à la satisfaction des services de certification que le niveau de sécurité de ces hélicoptères est équivalent à celui qui est exigé pour la certification civile avant le 1er janvier 1985, cette preuve devrait être acceptée comme base d’une demande ultérieure de modification de conception de type. 1) Un point de référence de la trajectoire de vol situe au sol à 120 m (395 pieds) au-dessous de la trajectoire de vol définie dans la procédure d’approche de référence (voir 8.6.4.1). Sur terrain plat, le point est situé à 1 140 m de l’intersection de la pente d’approche de 6° et du plan du sol. 2) Deux autres points au sol disposés symétriquement à 150 m de part et d’autre de la trajectoire de vol définie dans la procédure de survol de référence et situés sur une ligne passant par le point de référence de la trajectoire de vol. Note 3.  Les hélicoptères qui se conforment à la norme lorsqu’ils transportent des charges intérieures peuvent bénéficier d’une exemption lorsqu’ils transportent des charges par élingue, si ce transport se fait dans des conditions telles que la masse brute ou d’autres paramètres d’exploitation dépassent ceux qui font l’objet du certificat de navigabilité pour le transport de charges intérieures. 8.4.  Niveaux maximaux de bruit 8.2.  Mesure d’évaluation du bruit 8.2.1 La mesure d’évaluation du bruit sera le niveau effectif de bruit perçu, exprimé en EPNdB, décrit à l’Appendice 4. 8.4.1 Pour les hélicoptères vises en 8.1.1, les niveaux maximaux de bruit déterminés conformément à la méthode d’évaluation de l’Appendice 4, ne dépasseront pas les valeurs ci-après. 8.3.  Points de référence de mesure du bruit 8.4.1.1 Au point de référence sous trajectoire de décollage : 109 EPNdB pour les hélicoptères dont la masse maximale de certification au décollage pour laquelle une certification acoustique est demandée est supérieure ou égale à 80 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la niasse de l’hélicoptère à raison de 3 EPNdB chaque fois que la masse est réduite de moitié jusqu’à ce que la limite de 89 EPNdB soit atteinte, cette limite demeurant ensuite constante. 8.3.1 Les niveaux de bruit engendré par un hélicoptère et mesurés conformément aux présentes normes n’excéderont pas les niveaux spécifiés en 8.4, aux points ci-après :
81. a)Points de référence de mesure du bruit au décollage 21/11/85 N" 2 22 ANNEXE 16  VOLUME I 1383 Annexe 16  Protection de l’environnement Chapitre 8
82. b)être approuvées par les services de certification. 8.4.1.2 Au point de référence sous trajectoire de survol : 108 EPNdB pour les hélicoptères dont la masse maximale de certification au décollage pour laquelie une certification acoustique est demandée est supérieure ou égale à 80 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’hélicoptère à raison de 3 EPNdB chaque fois que la masse est réduite de moitié jusqu’à ce que la limite de 88 EPNdB soit atteinte, cette limite demeurant ensuite constante. 8.6.1.5 Les procédures de référence seront établies pour les conditions atmosphériques de référence suivantes :
83. a)pression atmosphérique au niveau de la mer de 1 013,25 hPa (1 013,25
84. mb);
85. b)température de l’air ambiant de 25 °C (soit ATI + 10 °C); toutefois, si des services de certification le désirent, la température de 15 °C (soit ATI) pourra être utilisée comme température ambiante de référence ; 8.4.1.3 Au point de référence sous trajectoire d’approche : 110 EPNdB pour les hélicoptères dont la masse maximale de certification au décollage pour laquelle une certification acoustique est demandée est supérieure ou égale à 80 000 kg, cette valeur décroissant linéairement avec le logarithme de la masse de l’hélicoptère à raison de 3 EPNdB chaque fois que la masse est réduite de moitié jusqu’à ce que la limite de 90 EPNdB soit atteinte, cette limite demeurant ensuite constante.
86. c)humidité relative de 70%;
87. d)vent nul. 8.6.1.6 La valeur maximale d’utilisation normale dont il est question aux alinéas 8.6.2.1 d), 8.6.3.1
88. c)et 8.6.4.1 c), sera égale à la «valeur maximale du régime dans la plage d’utilisation normale» compte tenu des limites qui sont imposées du point de vue de la navigabilité au régime maximal continu du rotor (c’est-à-dire moteur en marche). Note.  Voir au Supplément A les équations utilisées pour le calcul des niveaux de bruit en fonction de la masse au décollage. 8.5.  Compensations 8.6.2.  Procédure de référence au décollage 8.5.1 Si les limites de niveau de bruit sont dépassées en un ou deux points de mesure : 8.6.2.1 La trajectoire de vol de référence au décollage sera établie comme suit :
89. a)la somme des dépassements ne sera pas supérieure à 4 EPNdB;
90. a)l’hélicoptère sera stabilisé à la puissance maximale au décollage et à la vitesse optimale de montée sur une trajectoire commençant en un point situé à 500 m en avant du point de référence de la trajectoire de vol, à 20 m (65 pieds) au-dessus du sol;
91. b)tout dépassement éventuel en un seul point ne sera pas supérieur à 3 EPNdB; et
92. c)il faudra compenser tout dépassement éventuel par une diminution correspondante à l’autre ou aux autres point(s).
93. h)pendant toute la procédure de référence au décollage on maintiendra la vitesse Vy correspondant à la vitesse ascensionnelle optimale, ou la vitesse minimale approuvée pour la montée après décollage, si cette dernière est supérieure à Vy ; 8.6.  Procédures de référence pour la certification acoustique
94. c)pour la montée en régime stabilisé, le régime du rotor sera stabilisé à la valeur maximale d’utilisation normale certifiée pour le décollage; 8.6.1.  Conditions générales 8.6.1.1 Les procédures de référence devront répondre aux spécifications de navigabilité appropriées.
95. d)une configuration constante de décollage choisie par le postulant sera maintenue pendant toute la procédure de référence au décollage, toutefois, le train d’atterrissage pourra être rentré; 8.6.1.2 Les procédures et trajectoires de vol de référence seront approuvées par les services de certification.
96. e)la masse de l’hélicoptère sera la masse maximale au décollage pour laquelle la certification acoustique est demandée. 8.6.1.3 Sauf dans le cas envisagé en 8.6.1.4, les procédures de référence au décollage, au survol et à l’approche seront respectivement celles qui sont définies en 8.6.2, 8.6.3 ou 8.6.4. 8.6.1.4 Si le postulant montre que les caractéristiques de conception de l’hélicoptère ne permettent pas que le vol soit exécuté conformément aux paragraphes 8.6.2, 8.6.3 ou 8.6.4, les procédures de référence devront : 8.6.3.  Procédure de référence au survol 8.6.3.1 La procédure de référence au survol sera établie comme suit :
97. a)ne s’écarter des procédures de référence définies en 8.6.2, 8.6.3 ou 8.6.4 que dans la mesure où des caractéristiques de conception rendent impossible
98. a)l’hélicoptère sera stabilisé en vol en palier à la verticale du point de référence de la trajectoire de vol à une hauteur de 150 m (490 pieds); l’application des procédures de référence; et 23 21/11/85 N° 2 1384 Volume I Annexe 16  Protection de l’environnement
99. b)la plus faible des vitesses ci-après sera maintenue pendant toute la procédure de référence au survol : 0,9 VH, 0,9 VNE , 0,45 VH + 120 km/h (0,45 VH + 65 noeuds), ou 0,45 V NE + 120 km/h (0,45 VNE + 65 noeuds).
100. e)la masse de l’hélicoptère au toucher des roues sera la masse maximale à l’atterrissage pour laquelle la certification est demandée. Note.  V H est la vitesse maximale en palier à une puissance qui ne dépasse pas la puissance maximale continue. V NE est la vitesse à ne jamais dépasser. 8.7.1 Les procédures d’essai devront être acceptables pour les services de certification de navigabilité et les services de certification acoustique de l’État qui délivre le certificat. 8.7.  Procédures d’essai
101. c)au survol, le régime du rotor sera stabilisé à la valeur maximale d’utilisation normale certifiée pour le vol en 8.7.2 Les procédures d’essai seront appliquées et les mesures du bruit exploitées d’une manière approuvée pour donner la mesure d’évaluation du bruit désignée sous le nom de niveau effectif de bruit perçu (EPNL), exprimé en unités EPNdB, comme le décrit l’Appendice 4. palier;
102. d)l’hélicoptère sera en configuration de croisière;
103. e)la masse de l’hélicoptère sera la masse maximale au décollage pour laquelle la certification acoustique est demandée. 8.7.3 Les conditions et procédures d’essai seront analogues aux conditions et procédures de référence, sinon les données acoustiques seront ramenées par les méthodes décrites dans l’Appendice 4 aux conditions et procédures de référence spécifiées dans le présent chapitre. 8.6.4.  Procédure de référence à l’approche 8.7.4 Pendant la procédure d’essai au survol, la différence moyenne entre la vitesse aérodynamique et la vitesse-sol ne dépassera pas 7 km/h (4 noeuds) dans l’intervalle entre les instants correspondant à une atténuation de 10 dB. 8.6.4.1 La procédure de référence à l’approche sera établie comme suit :
104. a)l’hélicoptère sera stabilisé et d’approche de 6°; suivra une pente Note.  En cas de vent constant pendant l’essai, la conformité avec cette condition peut être réalisée en exécutant un nombre égal de survols en palier avec vent debout et vent arrière.
105. b)l’approche sera effectuée à une vitesse stabilisée égale à la vitesse optimale de montée VY ou à la vitesse minimale approuvée pour l’approche, si cette dernière est supérieure à VY. La puissance sera stabilisée pendant l’approche et au-dessus du point de référence de la trajectoire de vol, et l’approche se poursuivra jusqu’au toucher des roues normal; 8.7.5 Les ajustements pour les différences entre les procédures d’essai et les procédures de référence ne dépasseront pas 4 EPNdB au décollage ou 2 EPNdB au survol ou à l’approche.
106. c)pendant l’approche, le régime du rotor sera stabilisé à la valeur maximale d’utilisation normale certifiée pour l’approche; 8.7.6 Les ajustements pour les différences entre les points de mesure d’essai et les points de mesure de référence seront inclus dans les ajustements du paragraphe 8.7.5 et seront astreints aux mêmes limites.
107. d)la configuration d’approche constante utilisée pour les essais de certification de navigabilité, train d’atterrissage sorti, sera maintenue pendant toute la procédure de référence à l’approche ; 8.7.7 La vitesse aérodynamique de l’hélicoptère ne s’écartera pas de la vitesse de référence appropriée à la démonstration en vol de plus de ±9 km/h (5 noeuds) pendant le temps qu’il faudra pour obtenir une diminution de 10 dB. 21/11/85 N° 2 24 1385 4ème PARTIE.  UNITÉ INTERNATIONALE DE RÉFÉRENCE DE L’EXPOSITION AU BRUIT AUX FINS DE LA PLANIFICATION DE L’UTILISATION DES TERRAINS Note.  Les recommandations ci-après ont pour objet d’encourager une certaine corrélation et une certaine liaison, à l’échelon international, entre les États qui ont adopté diverses méthodes de calcul d’un indice d’exposition au bruit représentatif des réactions des collectivités au bruit, aux fins de la planification de l’utilisation des terrains et aussi dans l’intérêt des États qui n’ont pas encore mis au point ou décidé d’utiliser un tel indice d’exposition au bruit. La 2ème Partie du Manuel de planification d’aéroport (Doc 9184-AN/902 ) contient des éléments indicatifs sur la planification de l’utilisation des terrains au voisinage des aéroports. 1. Recommandation.  Il est recommandé que l’exposition totale au bruit, exprimée au moyen du niveau de bruit perçu équivalent mentionné à l’Appendice 6, soit adoptée et utilisée sur le plan international et soit désignée sous le nom d’«unité internationale de référence de l’exposition au bruit». 2. Recommandation.  Il est recommandé que les États qui ont adopté ou qui pourraient adopter dans l’avenir une unité d’exposition au bruit différente de l’unité internationale de référence de l’exposition au bruit communiquent aux autres États des renseignements qui permettraient d’exprimer l’exposition au bruit en termes équivalant ou correspondant à l’unité internationale de référence de l’exposition au bruit. ANNEXE 16 _ VOLUME I 27 26/11/81 1386 5 ème PARTIE.  CRITÈRES POUR L’APPLICATION DE PROCÉDURES D’EXPLOITATION À MOINDRE BRUIT 1. Des procédures d’exploitation à moindre bruit ne seront prescrites que si l’autorité chargée de la réglementation établit, sur la base d’études et de consultations appropriées, qu’il existe un problème de bruit. 2. Recommandation.  Il est recommandé que les procédures d’exploitation à moindre bruit soient élaborées en coopération avec les exploitants qui utilisent l’aérodrome en cause. 3. Recommandation.  Il est recommandé que les facteurs à prendre en compte dans l’élaboration des procédures appropriées d’exploitation à moindre bruit comprennent :
108. a)la nature et l’importance du problème de bruit, notamment : I) l’emplacement des zones sensibles au bruit; 2) les heures critiques.
109. b)les types de trafic en cause, notamment la masse des aéronefs, l’altitude de l’aérodrome, les questions de température;
110. c)les types de procédures susceptibles d’être les plus efficaces. Note.  Voir l’Annexe 6, 1ère Partie, Chapitre 4, au sujet des procédures d’exploitation à moindre bruit. 1/11/83 N° 1 28 ANNEXE 16  VOLUME I 1387 Annexe 16  Protection de l’environnement Appendice 1 FIGURE 1-7.  PROFIL D’APPROCHE MESURÉ FIGURE 1-8.  COMPARAISON DES PROFILS D’APPROCHE MESURÉS ET CORRIGÉS FIGURE 1-9.  CARACTÉRISTIQUES DU PROFIL D’APPROCHE QUI INFLUENT SUR LE NIVEAU ACOUSTIQUE 49 26/11/81 1388 Annexe 16 Volume I Protection de l’environnement 9.4.1.2 Approche
111. e)Le point S représente la position de l’avion sur la trajectoire d’approche mesurée où le PNLTM est observé au point de mesure du bruit N, et Sr est la position correspondante sur la trajectoire d’approche de référence. Les trajets de propagation du bruit mesurés et corrigés sont représentés respectivement par les segments NS et NSr qui forment le même angle λ avec les trajectoires de vol correspondantes. 9.4.1.2.1 On utilise la même méthode pour la trajectoire d’approche mais dans ces cas les valeurs du SPLic se rapportent aux trajets du bruit à l’approche représentés sur la Figure 1-9 comme suit:
112. f)Le point T est le point de la trajectoire d’approche mesurée le plus proche du point de mesure du bruit N, et Tr est le point correspondant de la trajectoire d’approche de référence. Les distances minimales du point N à la trajectoire d’approche mesurée et à la trajectoire d’approche de référence sont représentées respectivement par les segments NT et NTr qui sont perpendiculaires aux trajectoires de vol correspondantes. NS et NSr représentant respectivement le trajet du bruit mesuré à l’approche et le trajet du bruit de référence à l’approche. Le rest des calculs est le même dans le cas de la trajectoire de décollage. SPLic = SPL i + 0,01 (α i _ α i 0 ) NS + 0,01 α i 0 (NS _ NS
113. r)20 log (NS/NS r ) 9.4.1.3 9.4.1.3.1 La même méthode est utilisée pour les trajectoires latérales de vol mais, dans ce cas, les valeurs du SPL ic se rapportent uniquement aux trajets latéraux du bruit, comme suit: 9.4.  Corrections du PNLT 9.4.1 Lorsque les conditions atmosphériques ambientes de température et d’humidité relative différent des conditions de référence et(
114. ou)lorsque les trajectoires de décollage et d’approche mesurées diffèrent des trajectoires correspondantes de référence, les valeurs de l’EPNL calculées seront corrigées à partir des données mesurées. Ces corrections seront calculées comme il est indiqué cidessous. 9.4.1.1 SPL ic = SPLi + 0,01 (α i _ α i 0 ) LX LX étant le trajet latéral du bruit du point de mesure L (Figure 1-4) à la position X de l’avion où le PNLTM est observé au point L. La seule correction prise en considération est celle qui se rapporte à l’effet des variations d’absorption du son par l’atmosphère. La différence entre les longueurs des trajets du bruit mesurés et corrigés est considerée comme négligeable pour les trajectoires latérales de vol. Le reste des calculs est le même que pour le cas de la trajectoire de décollage. Décollage 9.4.1.1.1 Si l’on se reporte à la trajectoire type de décollage indiquée sur la Figure 1-6, le spectre du PNLTM observé au point K, lorsque l’avion se trouve au point Q, est décomposé en ses valeurs élémentaires SPLi. Les valeurs corrigées sont alors calculées comme suit: 9.5.  Corrections du durée SPL ic = SPL i + 0,01( α i _ α i 0) KQ + 0,01 α i0 (KQ = KQc) + 20 log (KQ/KQc) 9.5.1 Lorsque les trajectoires de décollage et d’approche mesurées diffèrent des trajectoires corrigées et des trajectoires de référence correspondantes, on apportera des corrections de durée aux valeurs de l’EPNL calculées à partir des données mesurées. Ces corrections seront calculées comme il est indiqué ci-dessous. terme 0,01 ( α i _ α i0 ) KQ est destiné à tenir compte de l’effect des différences d’absorption du son par l’atmosphère, a i et α i0 étant respectivement les coefficientes d’absorption du son pour les conditions d’essai et les conditions de référence pour la bande i de tiers d’octave, et KQ élan la trajectoire de bruit mesurée au décollage.  le  9.5.1.1 Décollage 9.5.1.1.1 Si nous nous reportons à la trajectoire de décollage représentée à la Figure 1-6, la correction est comme suit: _ 7,5 log (KR/KRc) ∆2 = le terme 0,01 α i0 (KQ  KQc) est destiné à tenir compte de l’effect de l’absorption du son par l’atmosphère sur les variations de longueur du traject du bruit, KQc représentant le traject du bruit corrigé au décollage; où ∆ 2 représente la correction à ajouter algébriquement à l’EPNL calculé à partir des données mesurées. Les segments KR et KRc représentent respectivement les distances minimales du point de mesure du bruit K aux trajectoires de décollage mesurées et corrigées. Le signe  indique que, pour le cas particulier d’une correction de durée, l’EPNL calculé à partir des données mesurées est diminué si la trajectoire de vol mesurée se trouve au-dessus de la trajectoire de vol corrigée. 20 log (KQ/KQc) est destiné à tenir compte de l’effect de la loi de l’inverse du carré sur les variations de longueur du traject du bruit.  le terme 9.4.1.1.2 Les valeurs corrigées de SPLic sont ensuite transformées en PNLT, et une correction est calculée comme suit: ∆ 1 = PNLT  PNLTM 9.5.1.2 où ∆ 1 représente la correction à ajouter algébriquement à l’EPNL calculé à partir des données mesurées. 21/11/85 N° 2 Trajectoires latérales Approche 9.5.1.2.1 La même méthode est utilisée pour la trajectoire d’approche mais dans ce cas la correction se 50 1389 Annexe 16 _ Protection de l’environnement Appendice 1 FIGURE 1-10.  CORRECTION DE MASSE AU DÉCOLLAGE À APPORTER À L´EPNL FIGURE 1-11.  CORRECTION DE MASSE À L´ATTERRISSAGE À APPORTER À L´EPNL FIGURE 1-12.  CORRECTION D´ANGLE D´APPROCHE À APPORTER À L´EPNL 51 26/11/81 1390 Annexe 16 - Protection de l’environnement Volume I rapporte aux distances minimales d’approche indiquées sur la Figure 1-9 comme suit: partir des données mesurées sera corrigée. Les corrections seront déterminées à partir des données du constructeur (agréées par les services de certification) présentées sous forme de tableaux ou de courbes, comme il est indiqué schématiquement sur les Figures 1-10 et 1-11. Les données du constructeur seront applicables aux conditions atmosphériques de référence de la certification acoustique. ∆ 2 = -7,5 log (NT/NT
115. r)NT étant la distance minimale du point de mesure du bruit N à la trajectoire d’approche mesurée. 9.5.1.3 Trajectoires latérales 9.7.  Correction d’angle d’approche 9.5.1.3.1 Aucune correction de durée n’est calculée pour le trajet latéral du bruit car la différence entre la trajectoire de vol mesurée et la trajectoire de vol corrigée est considérée comme négligeable. 9.7.1 Lorsque l’angle d’approche de l’avion au cours d’un essai de certification acoustique à l’approche est différent de l’angle d’approche de référence, la valeur de l’EPNL calculée à partir des données mesurées sera corrigée. Les corrections seront déterminées à partir des données du constructeur (agréées par les services de certification) présentées sous forme de tableaux ou de courbes telles que celles qui sont indiquées schématiquement sur la Figure 112. Les données du constructeur seront applicables aux conditions atmosphériques de référence pour la certification acoustique à la masse d’essai à l’atterrissage. 9.6.  Correction de masse 9.6.1 Lorsque la masse de l’avion au cours des essais de certification acoustique au décollage ou à l’approche est différente de la masse maximale au décollage ou à l’aterrissage correspondante, la valeur de l’EPNL calculée à 21/11/85  N° 2 52 1391 APPENDICE 2 MÉTHODE D’ÉVALUATION DU BRUIT AUX FINS DE LA CERTIFICATION ACOUSTIQUE 1.  DES AVIONS À RÉACTION SUBSONIQUES  DEMANDE DE CERTIFICAT DE NAVIGABILITÉ POUR LE PROTOTYPE ACCEPTÉE À COMPTER DU 6 OCTOBRE 1977 Note.  Voir Chapitre 3, 2ème Partie 2.  DES AVIONS À HÉLICES D’UNE MASSE SUPÉRIEURE À 5 700 kg Note.  Voir Chapitre 5, 2ème Partie 1.  INTRODUCTION éléments peuvent aussi servir à établir des procédures équivalentes pour la certification acoustique des avions à hélices d’une masse supérieure à 5 700 kg. Note 1.  Cette méthode d’évaluation du bruit compred les rubriques suivantes :
116. a)essai de certification acoustique et conditions de mesure; 2.2.  Environnement d’essai
117. b)mesure du bruit des avions perçu au sol;
118. c)calcul du niveau effectif de bruit perçu à partir de mesures de bruit;
119. d)communication de données aux services de certification et correction des données mesurées. 2.2.1 Les points de mesure du bruit d’un avion en vol seront entourés d’un terrain relativement plat ne présentant pas de caractéristiques d’absorption excessive du son telles que celles que peuvent causer de l’herbe dense, de hautes herbes, des broussailles ou des bois. Il n’y aura aucun obstacle qui puisse influencer sensiblement le champ sonore de l’avion, à l’intérieur d’un volume conique ayant son sommet en un point du sol situé verticalement au-dessous du microphone, son axe normal au sol et un demi-angle au sommet de 80°. Note 2. − Les instructions et les procédures qui figurent dans cette méthode sont nettement délimitées afin d’assurer l’uniformité des essais de certification et de permettre la comparaison entre des essais effectués sur des types différents d’avions à des emplacements géographiques différents. Cette méthode ne s’applique qu’aux avions visés par les dispositions d’application de la 2ème Partie, Chapitres 3 et 5 de la présente Annexe. Note 3.  Une liste complète de symboles et d’unités, la formulation mathématique de la bruyance perçue, une procédure de détermination de l’absorption du son par l’atmosphère et des procédures détaillées pour ramener aux conditions de référence les niveaux de bruit déterminés dans d’autres conditions figurent aux Sections 6 à 9 du présent Appendice. Note.  Les personnes qui effectuent les mesures sont susceptibles de constituer de tels obstacles. 2.2.2 Les essais seront effectués dans les conditions atmosphériques suivantes :
120. a)absence de précipitation;
121. b)température atmosphérique ambiante comprise entre 2 °C et 35 °C sur la totalité de la trajectoire du bruit entre l’avion et le sol; 2.  ESSAI DE CERTIFICATION ACOUSTIQUE
122. c)humidité relative comprise entre 20% et 95% sur la totalité de la trajectoire du bruit entre l’avion et le sol; ET CONDITIONS DE MESURE 2.1.  Généralités
123. d)humidité relative et température ambiante sur la totalité de la trajectoire du bruit entre l’avion et le sol ayant des valeurs telles que l’atténuation du son dans la bande de tiers d’octave centrée sur 8 kHz ne dépasse pas 12 dB/100 m; cependant, lorsque l’humidité relative est déterminée à l’aide d’un dispositif qui mesure la température du point de rosée et la température du thermomètre sec avec une précision de 0,5 °C, le taux d’atténuation du son ne dépassera pas 14 dB/100 m dans la bande de tiers d’octave centrée sur 8 kHz. 2.1.1 La présente section stipule les conditions dans lesquelles la certification acoustique aura lieu ainsi que les procédures de mesure à utiliser. Note.  Un grand nombre de demandes de certification acoustique ne portent que sur des modifications mineures dans la conception de type de l’avion. Les changements acoustiques qui en résultent peuvent souvent être évalués d’une façon fiable sans qu’il soit nécessaire de recourir à un essai complet, comme celui qui est décrit dans le présent Appendice. Pour cette raison, les services de certification sont encouragés à permettre l’utilisation de «procédures équivalentes» appropriées. De plus, il existe des procédures équivalentes qui peuvent être utilisées pour des essais complets de certification en vue de réduire les coûts et d’obtenir des résultats fiables. Le Supplément B contient des éléments indicatifs sur l’utilisation des procédures équivalentes lors de la certification acoustique des avions à réaction subsoniques. Ces ANNEXE 16  VOLUME I
124. e)variation du coefficient d’absorption atmosphérique dans la bande de tiers d’octave à fréquence centrale de 3 150 Hz, sur la trajectoire de propagation du son relative au PNLTM, pouvant dépasser ± 0,5 dB/ 100 m, pourvu que l’on considère l’atmosphère comme subdivisée en sections (couches) pour le calcul des atténuations pondérées équivalentes du son dans 53 21/11/85  N° 2 1392 Annexe 16 - Protection de l’environnement Volume I 3.1.1 L’appareillage de mesure consistera équipement équivalent à l’équipement suivant : chaque bande de tiers d’octave, et que le nombre de ces sections donne satisfaction aux services de certification;
125. a)un système microphonique (voir 3.2);
126. f)vent moyen, inférieur ou égal à 22 km/h (12 noeuds) avec composante de vent traversier inférieure ou égale à 12 km/h (7 noeuds) à 10 m (33 pieds) au-dessus du sol. La moyenne sera calculée sur une période de 30 secondes couvrant l’intervalle entre les instants qui correspondent à une atténuation de 10 dB;
127. b)un équipement d’enregistrement et de reproduction (lorsqu’une méthode autre qu’une analyse directe est employée) pour emmagasiner les données sur le bruit mesuré, en vue de leur analyse ultérieure (voir 3.3);
128. c)un appareillage d’analyse pour fournir les résultats nécessaires au calcul du niveau effectif du bruit perçu (voir 3.4);
129. g)absence de toute condition de vent anormale qui influerait sensiblement sur le niveau de bruit de l’avion lorsque le bruit est enregistré aux points de mesure spécifiés par les services de certification.
130. d)un équipement d’étalonnage pour assurer la précision continue de l’appareillage ci-dessus (voir 3.5). 2.2.3 La tour de contrôle ou une autre installation de l’aérodrome sera adoptée comme emplacement central où les mesures des paramétres atmosphériques sont représentatives des conditions de la zone géographique dans laquelle les mesures de bruit sont effectuées. Toutefois, la vitesse du vent et la température de l’air ambiant à la surface seront mesurées près des emplacements de microphones au point de mesure à l’approche, au point de mesure survolé au décollage et à au moins un point de mesure latérale, et les essais ne seront pas acceptables si ces conditions ne sont pas également conformes aux dispositions de 2,2.2 ci-dessus. 3.1.2 Les constructeurs ou les utilisateurs de l’équipement employé devront montrer que cet équipement répond aux spécifications des normes internationales ISO 3891* et CEI 561** et 651** sur lesquelles sont basés les paragraphes 3.2, 3.3 et 3.4 ou que cet équipement présente des performances électro-acoustiques équivalentes et ledit équipement sera agréé par les services responsables de la certification. 3.1.3 Il sera démontré que les procédures d’étalonnage et de vérification à utiliser au cours de chaque série d’essais de certification satisfont aux spécifications correspondantes qui figurent en 3.5, ou à un équivalent de ces spécifications et lesdites procédures seront agréées par les services responsables de la certification. 2.3.  Mesure de la trajectoire de vol 2.3.1 La hauteur de l’avion et son écart latéral par rapport au prolongement de l’axe de piste seront déterminés par une méthode indépendante des instruments de bord ordinaires, telle que la poursuite radar, la triangulation au théodolite ou des techniques photographiques, cette méthode devant être agréée par les services de certification. 3.2.  Système microphonique 3.2.1 Le système microphonique sera constitué par un microphone, un préamplificateur et un écran pare-vent, l’ensemble répondant aux spécifications de 3.2.2, 3.2.3, 3.2.4, 3.2.5, 3.2.6, 3.2.7 et 3.2.8. D’autres systèmes pourront être agréés comme équivalents par les services responsables de la certification s’il est démontré qu’ils présentent des performances acoustiques générales équivalentes. Lorsque deux ou plusieurs systèmes microphoniques du même type seront employés, il suffira de démontrer que l’un des systèmes au moins satisfait aux spécifications dans leur totalité pour établir la conformité de type. 2.3.2 La position de l’avion sur sa trajectoire sera rapportée au bruit enregistré aux points de mesure au moyen de signaux de synchronisation, sur une distance suffisante pour fournir les données nécessaires pendant le laps de temps où le bruit correspond, à 10 dB près, à la valeur maximale du PNLT. 2.3.3 Les données sur la position et sur les performances nécessaires pour effectuer les ajustements mentionnés à la Section 9 du présent Appendice seront enregistrées automatiquement à un taux d’échantillonnage agréé. L’appareillage de mesure sera agréé par les services de certification. Note.  Cela n’élimine pas la nécessité d’étalonner chaque système comme il est indiqué en 3.5. 3.2.2 Le microphone sera du type sensible à la pression conçu pour fournir une réponse à peu prés uniforme sous incidence rasante. 3.  MESURE DU BRUIT DES AVIONS PERÇU AU SOL 3.2.3 Le microphone sera monté de façon que le centre de l’élément détecteur soit situé à 1,2 m (4 pieds) au-dessus du niveau local du sol et il sera orienté pour une incidence rasante, c’est-à-dire que l’élément détecteur se trouvera a peu près dans le plan défini par la trajectoire nominale de vol de l’avion et l’emplacement de mesure, comme le montre la Figure 2-1. Le microphone sera monté de manière à réduire le plus possible les perturbations que le support pourrait introduire dans le bruit à mesurer. 3.1.  Généralités Note.  Les mesures permettent de déterminer, par bandes de tiers d’octave et en fonction du temps, le bruit observé à chaque point de mesure, en vue du calcul du niveau effectif de bruit perçu selon la méthode décrite en 4.  * On peut se procurer cette norme à l’Organisation internationale de Normalisation 1 rue de Varembé, Genève (Suisse). ** On peut se procurer cette publication au Bureau central de la Commission électrotechnique internationale, 1 rue de Varembé, Genève (Suisse) 21/11/85  N° 2 en un 3.2.4 Après une période de réchauffage suffisante, au moins égale à celle qui est spécifiée par le constructeur de l’équipement, le signal de sortie du système, pour un niveau 54 1393 Annexe 16 - Protection de l’environnement Appendice 2 et 3.4.5 parce que le temps global Ta de détermination de la moyenne est supérieur à l’intervalle Ts d’échantillonnage (voir 3.4.7). La conformité à ces dispositions devra par conséquent être démontrée sur le résultat de sortie du dispositif de traitement des données. De plus, si la lecture de résultat et le recalage de l’intégrateur exigent un temps mort pendant l’acquisition, le pourcentage de perte sur la totalité des données ne doit pas dépasser 1%. une conversion sous forme logarithmique et à une mise sous forme numérique. L’appareillage d’analyse sera conforme aux spécifications de 3.4.2, 3.4.3, 3.4.4, 3.4.5, 3.4.6, 3.4.7 et 3.4.8. 3.4.2 Les filtres de bande de tiers d’octave devront satisfaire aux spécifications de la publication 225 de la CEI* et de plus, l’ondulation devra être inférieure à 0,5 dB. 3.4.7 L’intervalle d’échantillonnage Ts entre lectures successives des résultats de données ne dépassera pas 500 ms et sa valeur précise sera déterminée à ± 1% près. L’instant auquel une lecture est caractérisée sera le point central de la période servant au calcul de la moyenne. La correction de largeur effective de bande correspondant à la réponse pour la fréquence du dispositif d’étalonnage acoustique utilisé (voir 3.5.5) sera déterminée pour le filtre de bande de tiers d’octave approprié au moyen de mesures de la réponse du filtre à des signaux sinusoidaux pour un minimum de 20 fréquences également espacées entre les deux fréquences préférentielles adjacentes de tiers d’octave ou en utilisant des procédures équivalentes approuvées par le service de certification. Note.  Une définition de cet instant est nécessaire pour établir une corrélation entre le bruit enregistré et la position de l’avion au moment où ce bruit a été émis. une précision d’ensemble 3.4.8 Afin d’obtenir satisfaisante, le pouvoir séparateur de la sortie du système de numérisation sera égal à 0,25 dB, ou meilleur que cette valeur. 3.4.3 Le ou les détecteur(
131. s)fonctionneront sur une gamme dynamique minimale de 60 dB et agiront comme dispositif donnant une moyenne quadratique vraie pour des trains de tonalités sinusoïdales avec des facteurs de crête atteignant 3 sur la gamme dynamique de 0 dB à 30 dB; audessous de la lecture maximale, avec une précision de ± 0,5 dB; la précision sera de ± 1 dB entre 30 dB et 40 dB audessous de la lecture maximale et de ± 2,5 dB sur la tranche restante de 10 dB de la gamme. 3.4.9 L’appareillage d’analyse sera étalonné selon la méthode décrite en 3.5. 3.5.  Étalonnage et vérification du système 3.5.1 L’ensemble complet du système de mesure et d’analyse utilisé pendant les essais de certification acoustique sera étalonné et vérifié, d’une manière qui donne satisfaction aux services responsables de la certification, à des moments appropriés pendant les essais, ainsi qu’avant ou après les essais, par les méthodes décrites en 3.5.2, 3.5.3, 3.5.4, 3.5.5, 3.5.6 et 3.5.7. La conformité à cette spécification sera vérifiée par la méthode décrite à l’Appendice B de la publication 197A de la CEI**, les signaux étant appliqués directement à l’entrée de chaque détecteur tour à tour. 3.4.4 Les performances de détermination de la moyenne par l’intégrateur seront vérifiées comme suit. Un bruit blanc sera injecté à l’entrée d’un filtre de bande de tiers d’octave centré sur la fréquence de 200 Hz et ayant une largeur de bande statistique de 46 Hz ± 1 Hz, la sortie étant branchée tour à tour sur chaque détecteur /intégrateur. L’écart caractéristique des niveaux mesurés sera déterminé à partir d’un grand nombre d’échantillons de bruit blanc filtré, prélevés à intervalles d’au moins 5 secondes. La valeur de l’écart type sera à l’intérieur de l’intervalle 0,48 dB ± 0,06 dB pour une limite de probabilité de 95%. 3.5.2 Si l’on utilise un système microphonique dont on connaît la réponse en fréquence (voir 3.2.5), la réponse en fréquence de l’ensemble du système est étalonnée au moyen d’une méthode d’insertion d’un signal de tension, et la réponse en fréquence du système électrique sera déterminée au cours de chaque série d’essais, à un niveau qui diffère d’au plus 10 dB de la lecture maximale utilisée au cours des essais, au moyen d’un bruit rose ou pseudo-aléatoire. La sortie du générateur de bruit devra avoir été vérifiée par un laboratoire de normalisation dans les six mois précédant la série d’essais; les variations admissibles sur la sortie relative à chaque bande de tiers d’octave ne devront pas dépasser 0,2 dB. Les mesures seront faites en nombre suffisant pour garantir que l’étalonnage global du système est connu pour chaque essai. 3.4.5 Pour chaque détecteur /intégrateur, la réponse à une application ou interruption subite d’un signal sinusoïdal constant à la fréquence centrale de la bande de tiers d’octave correspondante sera mesurée par échantillonnage 0,5 s et 1 s après l’application ou l’interruption du signal. La réponse en montée à 0,5 s sera inférieure de 4 dB ± 1 dB au niveau en régime permanent et à 1 s elle sera inférieure de 1,75 dB ± 0,75 dB à ce niveau. La réponse en descente sera telle que la somme des lectures en décibels (au-dessous du niveau initial en régime permanent) et de la lecture correspondante pour la réponse en montée soit de 6,5 dB ± 1 dB, à la fois pour 0,5 s et pour 1 s. Lorsqu’un enregistreur à bande magnétique fera partie de la chaîne de mesure, chaque bobine de bande magnétique devra comporter dans ce but, au début et à la fin de la bobine, 30 s de ce signal d’étalonnage électrique. En outre, les données obtenues à partir de signaux enregistrés sur bande ne seront considérées comme acceptables que si la différence entre les niveaux filtrés de bande de tiers d’octave de 10 kHz pour les deux signaux ne dépasse pas 0,75 dB. 3.4.6 Les analyseurs fondés sur une technique d’intégration vraie ne peuvent satisfaire directement à 3.4.4  3.5.3 La réponse de chaque dispositif détecteur/ intégrateur sera déterminée conformément à 3.4.5. * Amendée. Cette publication a élé publiée pour la première fois en 1966 par le Bureau central de la Commission électrotechnique internationale, 1 rue de Varembé, Genève (Suisse). ** Amendée. Cette publication a été publiée pour la premiere fois en 1973 en tant que supplément à la publication 179 de la CEI. 3.5.4 Les performances des atténuateurs insérés par commutation dans l’équipement utilisé au cours des 57 26/11/81 1394 Annexe 16  Protection de l’environnement Volume I niveau effectif de bruit perçu (EPNL), exprimé en unités, EPNdB, qui représente l’expression numérique des effets subjectifs du bruit des avions sur l’être humain. L’EPNL sera égal au niveau instantané de bruit perçu, PNL, corrigé des irrégularités spectrales (la correction, appelée «facteur correctif de ton», est calculée uniquement pour le niveau maximal à chaque intervalle de temps), et de la durée. mesures de certification acoustique et des étalonnages seront vérifiées pour chaque série d’essais en utilisant la partie la plus précise du dispositif de lecture, afin de s’assurer que l’erreur maximale ne dépasse pas le pouvoir séparateur. 3.5.5 La réponse de l’ensemble du système électroacoustique sera déterminée au moyen d’un dispositif d’étalonnage acoustique fournissant un niveau de pression acoustique connu à une fréquence connue. La sortie du dispositif d’étalonnage acoustique devra avoir été vérifiée par un laboratoire de normalisation dans les six mois précédant la série d’essais; les variations admissibles sur la sortie ne devront pas dépasser 0,2 dB. Un pistonphone fonctionnant au niveau nominal de 124 dB (référence 20 mPa) et à 250 Hz est généralement utilisé à cette fin. Des mesures seront faites pendant la journée de travail en nombre suffisant pour garantir que la réponse de l’équipement est connue pour chaque essai. 4.1.2 Trois propriétés physiques fondamentales de la pression acoustique seront mesurées : niveau, distribution des fréquences et variation avec le temps. Pour être plus précis, il sera nécessaire de connaître le niveau de pression acoustique instantané dans chacune des 24 bandes de tiers d’octave du bruit pour chaque intervalle de temps de 500 millisecondes lors du passage de l’avion. 4.1.3 La méthode de calcul de l’EPNL, en tant qu’évaluation de la réaction subjective à partir des mesures physiques du bruit comprendra les cinq phases suivantes : L’équipement sera considéré comme satisfaisant si la variation pendant la période qui précède immédiatement et qui suit immédiatement chaque série d’essais au cours d’une journée déterminée ne dépasse pas 0,5 dB.
132. a)les 24 bandes de tiers d’octave du niveau de pression acoustique sont converties en bruyance perçue au moyen d’une table de bruyance*. Les valeurs de la bruyance en noys sont combinées puis transformées en niveaux instantanés de bruit perçu PNL ( k ); La perte due à l’insertion de l’écran pare-vent sur la gamme de fréquences de 40 Hz à 12,5 kHz devra également avoir été déterminée à la satisfaction des services de certification.
133. b)on calcule pour chaque spectre un facteur de correction de son pur C (k ) pour tenir compte de la réaction subjective à la présence d’irrégularités spectrales; Note.  La perte due à l’insertion d’un nouvel écran parevent peut être déterminée à partir des données du constructeur.
134. c)on ajoute le facteur de correction de son pur au niveau de bruit perçu pour obtenir le niveau de bruit perçu corrigé pour les sons purs PNLT (
135. k)pour chaque intervalle d’une demi-seconde : 3.5.6 Le bruit ambiant, comprenant à la fois le fond sonore et le bruit électrique de l’équipement de mesure, sera enregistré aux points de mesure à des moments appropriés au cours de chaque journée d’essai, avec l’amplification réglée au niveau utilisé pour les mesures du bruit des avions. Les données relatives au bruit enregistré des avions ne seront acceptées que si les niveaux de bruit ambiant, une fois analysés de la même manière et traduits en PNL [voir 4.1.3, alinéa a)], sont inférieurs d’au moins 20 dB au PNL maximal de l’avion. PNLT ( k ) = PNL( k ) + C( k ) Les valeurs instantanées du niveau de bruit perçu corrigées pour les sons purs sont obtenues et la valeur maximale PNLTM est déterminée;
136. d)un facteur de correction de durée D est calculé par intégration à partir de la courbe des niveaux de bruit perçu corrigés pour les sons purs en fonction du temps; Les niveaux de pression acoustique émis par les avions dans l’intervalle entre les instants correspondant à une atténuation de 10 dB dépasseront les niveaux moyens de bruit ambiant déterminés ci-dessus d’au moins 3 dB dans chaque bande de tiers d’octave ou seront ajustés au moyen d’une méthode analogue à celle qui est indiquée au Supplément G.
137. e)le niveau effectif de bruit perçu EPNL est déterminé en faisant la somme algébrique du niveau maximal de bruit perçu corrigé pour les sons purs et du facteur de correction de durée : Si l’écart par rapport aux niveaux de bruit ambiant est inférieur à 3 dB pour plus de 7 tiers d’octave consécutifs on fera une interpolation des données de bruit dans les domaines de la fréquence et du temps en utilisant la méthode qui est décrite en 2.2 du Supplément G ou toute autre méthode équivalente agréée par les services de certification. EPNL = PNLTM + D 4.2.  Niveau de bruit perçu 4.2.1 Les niveaux instantanés de bruit perçu PNL (k ) seront calculés à partir des niveaux de pression acoustique de bande de tiers d’octave SPL ( i, k ) de la façon suivante : 4.  CALCUL DU NIVEAU EFFECTIF DE BRUIT PERÇU À PARTIR DES MESURES DE BRUIT 4.1.  Généralités Phase 1. Convertir le niveau de pression acoustique de chaque bande de tiers d’octave SPL ( i,
138. k)de 50 Hz à 10 000 Hz en bruyance perçue n(i,
139. k)au moyen du Tableau 2-1 ou de la formule mathématique de la table de bruyance qui figure à la 4.1.1 L’élément fondamental des critères de certification acoustique sera la mesure de bruit appelée  Section 7. * Voir Tableau 2.1. 21/11/85  N° 2 58 1395 Annexe 16  Protection de l’environnement Appendice 2 Phase 2. Combiner les valeurs de la bruyance perçue n (i,
140. k)calculées dans la phase 1 au moyen de la formule suivante: Phase 1. En partant du niveau de pression acoustique corrigé de la bande de tiers d’octave des 80 Hz (bande n° 3), calculer les variations du niveau de pression acoustique (ou "pentes") des autres bandes de tiers d’octave comme suit: s(3,
141. k)= néant s(4, k ) = SPL(4 , k ) _ SPL(3, k ) _ dans laquelle n (
142. k)est la plus grande des 24 valeurs de n (i,
143. k)et N(
144. k)la bruyance totale perçue. s(i,
145. k)= SPL(i,
146. k)_ SPL[(i _ 1), k] Phase 3. Convertir la bruyance totale perçue N (
147. k)en niveau de bruit perçu PNL(
148. k)au moyen de la formule suivante: s (24,
149. k)= SPL(24,
150. k)_ SPL(23,
151. k)qui est représentée graphiquement sur la Figure 2-4. On peut également obtenir PNL(
152. k)en choisissant N (
153. k)dans la colonne des 1 000 Hz du Tableau 2-1 et en lisant la valeur correspondante de SPL( i, k ) qui, à 1 000 Hz, est égale à PNL( k). Phase 2. Entourer d’un cercle la valeur de la pente s(i, k ) pour laquelle la valeur absolue du changement de pente est supérieure à cinq, c’est-à-dire pour laquelle Phase 3.
154. a)Si la valeur de la pente s ( i,
155. k)entourée d’un cercle est positive et supérieure en valeur algébrique à la pente s[(i _ 1), k ], entourer d’un cercle SPL(i, k). 4.3.  Correction des irrégularités spectrales |∆ s(i, k )| = | s(i,
156. k)_ s[(i _ 1), k ]| > 5 4.3.1 Le bruit présentant des irrégularités spectrales marquées (par exemple la valeur maximale des fréquences discrètes ou sons purs) sera corrigé au moyen du facteur C (k ) calculé comme suit :
157. b)Si la valeur de la pente s(i,
158. k)entourée d’un cercle est nulle ou négative et si la pente s[(i _ 1), k] est positive, entourer d’un cercle SPL[( i _ 1), k ]. FIGURE 2-4.  NIVEAU DE BRUIT PERÇU EN FONCTION DE LA BRUYANCE TOTALE PERÇUE 61 21/11/85  N° 2 1396 Annexe 16 - Protection de l’environnement Volume I
159. c)Pour tous les autres cas, aucune valeur du niveau de pression acoustique ne doit être entourée d’un cercle. s’(3,
160. k)= s’(4,
161. k)s’(4,
162. k)= SPL’(4,
163. k)_ SPL’(3,
164. k)Phase 4. Calculer les nouveaux niveaux corrigés de pression acoustique SPL’(i,
165. k)de la façon suivante:
166. a)pour les niveaux de pression acoustique non entourés d’un cercle, les nouveaux niveaux de pression acoustique sont égaux aux niveaux de pression acoustique originaux SPL’(i,
167. k)= SPL(i, k); s’(i,
168. k)= SPL’(i,
169. k)_ SPL’[(i _ 1), k]
170. b)pour les niveaux de pression acoustique entourés d’un cercle dans les bandes 1 à 23 inclusivement; le nouveau niveau de pression acoustique est égal à la moyenne arithmétique du niveau de pression acoustique qui précède et de celui qui suit: SPL’(i, k ) = (½) s’(24,
171. k)= SPL’(24,
172. k)_ SPL’(23,
173. k)s’(25,
174. k)= s’(24,
175. k)[SPL| (i _ 1), k] + SPL[(i + 1), k |] Phase 6. En prenant pour i les valeurs de 3 à 23, calculer la moyenne arithmétique de trois pentes successives de la façon
176. c)si le niveau de pression acoustique dans la bande des fréquences les plus élevées (i = 24) est entouré d’un cercle, le nouveau niveau de pression acoustique dans cette bande devient: suivante: 1_ ( i, k ) =