Europäische Union

Delegierte Richtlinie (EU) 2021/1226 der Kommission vom 21. Dezember 2020 zur Änderung des Anhangs II der Richtlinie 2002/49/EG des Europäischen Parlaments und des Rates hinsichtlich gemeinsamer Methoden zur Lärmbewertung zwecks Anpassung an den wissenschaftlichen und technischen Fortschritt (Text von Bedeutung für den EWR)

Amtliche Ursprungsfassung

Quellenkennung: 32021L1226. Spätere Änderungen sind nicht automatisch in dieser Fassung enthalten.

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riebs beherrscht wird. Lediglich dann, wenn eine Start-/Landebahn ausschließlich für den Landebetrieb genutzt wird, kann der Beitrag der Schubumkehr zu den Konturen signifikant sein. Physikalisch ist der Schubumkehrlärm ein sehr komplexer Prozess, doch lässt er sich aufgrund seiner relativ geringen Bedeutung für die Fluglärmkonturen grob vereinfachend modellieren, indem der rasche Wechsel der Triebwerksleistung durch eine geeignete Segmentierung berücksichtigt wird. Es liegt auf der Hand, dass die Modellierung des Landerolllärms nicht so unkompliziert ist wie beim Startlauflärm. Die folgenden vereinfachten Modellierungsannahmen werden zur allgemeinen Verwendung empfohlen, wenn keine detaillierten Informationen zur Verfügung stehen (siehe Abbildung 2.7.h.1). Abbildung 2.7.h.1 Modellierung des Landerollens Das Flugzeug überfliegt die Landeschwelle (Koordinate s = 0 auf dem Flugweg beim Anflug) in einer Höhe von 50 Fuß (ca. 15 m) und setzt dann seinen Sinkflug im Gleitweg fort, bis es auf der Landebahn aufsetzt. Bei einem Gleitwegwinkel von 3° liegt der Aufsetzpunkt 291 m hinter der Landeschwelle (siehe Abbildung 2.7.h.1). Anschließend wird das Flugzeug über eine Landerollstrecke sstop – flugzeugspezifische Werte dafür enthält die ANP-Datenbank – von der Endanfluggeschwindigkeit Vfinal auf 15 m/s abgebremst. Aufgrund der raschen Geschwindigkeitsänderungen in diesem Segment sollte es mithilfe der verallgemeinerten Gleichungen (2.7.13) (da die Rollgeschwindigkeit nicht gleich null ist) ebenso wie beim Startlauf (oder bei Flugsegmenten mit raschen Geschwindigkeitsänderungen) in Teilsegmente zerlegt werden. Die Triebwerksleistung ändert sich von der Endanflugleistung beim Aufsetzen zur Schubumkehreinstellung Prev über eine Strecke 0,1•sstop und verringert sich dann über die restlichen 90 % der Ausrollstrecke auf 10 % der verfügbaren Volllast. Bis zum Ende der Landebahn (bei s = -s RWY) bleibt die Flugzeuggeschwindigkeit konstant. Da sich derzeit keine NPD-Kurven für die Schubumkehr in der ANP-Datenbank befinden, müssen die konventionellen Kurven für die Modellierung dieses Effekts zugrunde gelegt werden. Typischerweise ist die Schubumkehrleistung P rev etwa 20 % der Volllasteinstellung, und dieser Wert wird empfohlen, wenn keine Betriebsinformationen verfügbar sind. Bei einer bestimmten Leistungseinstellung erzeugt die Schubumkehr jedoch tendenziell mehr Lärm als der Vorwärtsschub, sodass auf den NPD-hergeleiteten Ereigniswert ein Inkrement ΔL anzuwenden ist, das entlang 0,1•sstop von null auf einen Wert ΔLrev (vorläufig werden 5 dB empfohlen (***)) steigt und danach über die verbleibende Ausrollstrecke linear auf null sinkt. Segmentierung des Anfangssteigflug- und des Endanflugsegments Vergleiche mit Berechnungen für sehr kleine Segmente zeigen, dass die Verwendung eines einzigen Steigflug- oder Anflugsegments (oder einer begrenzten Anzahl solcher Segmente) unterhalb einer bestimmten Höhe (in Bezug zur Start-/Landebahn) eine unzureichende Approximation des Lärms seitlich der Flugstrecke für integrierte Maße zur Folge hat. Dies ist auf die Anwendung einer einzelnen Anpassung der seitlichen Dämpfung für jedes Segment zurückzuführen, die einem einzelnen segmentspezifischen Wert des Höhenwinkels entspricht, während die rasche Änderung dieses Parameters zu erheblichen Schwankungen des seitlichen Dämpfungseffekts entlang der einzelnen Segmente führt. Die Genauigkeit der Berechnung wird verbessert, indem das Anfangssteigflugsegment und das Endanflugsegment in Teilsegmente zerlegt werden. Die Anzahl dieser Teilsegmente und ihre jeweilige Länge bestimmen die ‚Granularität‘ der Änderung der seitlichen Dämpfung, der Rechnung zu tragen ist. Unter Angabe des Ausdrucks der gesamten seitlichen Dämpfung für Flugzeuge mit am Rumpf montierten Triebwerken lässt sich zeigen, dass für eine begrenzende Änderung der Dämpfung zur Seite von 1,5 dB je Teilsegment das Steigflug- und das Anflugsegment, die sich in einer Höhe von weniger als 1 289,6 m (4 231 ft) über der Start-/Landebahn befinden, auf der Basis der folgenden Menge von Höhenwerten in Teilsegmente zerlegt werden sollten: z = {18,9, 41,5, 68,3, 102,1, 147,5, 214,9, 334,9, 609,6, 1 289,6} Meter bzw. z = {62, 136, 224, 335, 484, 705, 1 099, 2 000, 4 231} Fuß Für jedes Originalsegment unterhalb von 1 289,6 m (4 231 ft) werden die oben genannten Höhenwerte verwendet, indem festgestellt wird, welcher Höhenwert in der oben stehenden Wertemenge der ursprünglichen Endpunkthöhe (für ein Steigsegment) oder der ursprünglichen Startpunkthöhe (für ein Anflugsegment) am nächsten liegt. Anschließend werden die tatsächlichen Flughöhen über Grund zi wie folgt berechnet: zi = ze [z’i / z’N] (i = k..N) Dabei gilt: ze ist die Endpunkthöhe (Steigflug) oder Startpunkthöhe (Anflug) des Originalsegments z′i ist das i-te Element der oben angegebenen Menge von Höhenwerten z′N ist der Höhenwert aus der oben angegebenen Menge von Höhenwerten, der der Höhe ze am nächsten liegt k bezeichnet den Index des ersten Elements der Menge der Höhenwerte, für das der berechnete Wert zk strikt größer als die Endpunkthöhe des vorhergehenden Originalsteigsegments oder als die Startpunkthöhe des nächsten Originalanflugsegments ist, das in Teilsegmente zu zerlegen ist. Im Sonderfall eines Anfangssteigflugsegments oder Endanflugsegments ist k = 1, aber im allgemeineren Fall von Flugsegmenten, die nicht mit der Start-/Landebahn in Bezug stehen, ist k größer als 1. Beispiel für ein Anfangssteigsegment: Ist die Endpunkthöhe des Originalsegments ze = 304,8 m, dann ist aus der Menge der Höhenwerte 214,9 m < ze < 334,9 m der ze am nächsten liegende Höhenwert aus der Menge gleich z′7 = 334,9 m. Die Endpunkthöhen der Teilsegmente werden dann berechnet mit: zi = 304,8 [z′i/334,9] wobei i = 1 bis 7 (Es ist zu beachten, dass in diesem Fall k = 1, da es sich um ein Anfangssteigflugsegment handelt.) Es wäre also z1 17,2 m, z2 37,8 m usw. Segmentierung von Flugsegmenten Bei Flugsegmenten mit erheblicher Geschwindigkeitsänderung entlang eines Segments erfolgt eine Unterteilung wie beim Startlauf, d. h. nseg = int (1 + |V2 - V1|/10) (2.7.14) wobei V1 und V2 die Anfangs- bzw. Endgeschwindigkeit des Segments bezeichnen. Die entsprechenden Teilsegmentparameter werden in gleicher Weise wie beim Startlauf unter Verwendung der Gleichungen (2.7.9) bis (2.7.11) berechnet. Flugweg Ein Flugweg wird unabhängig davon, ob es sich um die Kernstrecke oder verstreute Unterstrecke handelt, durch eine Reihe von (x,y)-Koordinaten in der Bezugsebene (z. B. anhand von Radarinformationen) oder durch eine Folge von Führungsbefehlen zur Beschreibung gerader Segmente und Kreisbogen (Kurven mit festgelegtem Radius r und Steuerkursänderung Δξ) definiert. Für die Segmentierungsmodellierung wird ein Bogen durch eine Folge in Teilbogen eingepasster gerader Segmente dargestellt. Obwohl sie in den Flugwegsegmenten nicht ausdrücklich erscheinen, beeinflusst die Querlage des Flugzeugs beim Kurvenflug ihre Definition. In Anlage B4 wird die Berechnung von Querneigungswinkeln während einer stationären Vollkurve erläutert, doch werden diese Winkel natürlich nicht unverzögert angelegt oder zurückgesetzt. Wie der Übergang zwischen Geradeaus- und Kurvenflug oder zwischen einer Kurve und einer unmittelbar anschließenden Kurve behandelt werden soll, ist nicht vorgeschrieben. In der Regel wirken sich Einzelheiten, die dem Benutzer überlassen bleiben (siehe Abschnitt 2.7.11), nur unwesentlich auf die endgültigen Konturen aus. Es besteht überwiegend die Anforderung, starke Brüche am Ende der Kurve zu vermeiden, was sich beispielsweise problemlos dadurch erreichen lässt, dass kurze Übergangssegmente eingefügt werden, im Laufe derer sich der Querneigungswinkel linear mit der zurückgelegten Strecke verändert. Nur in dem besonderen Fall, dass sich eine bestimmte Kurve wahrscheinlich dominierend auf die endgültigen Konturen auswirken würde, wäre eine realistischere Modellierung der Übergangsdynamik notwendig, sodass ein Querneigungswinkel bestimmten Luftfahrzeugmustern zugeordnet und geeignete Rollwinkelgeschwindigkeiten übernommen werden müssten. Es sei lediglich vermerkt, dass die Endteilbogen Δξtrans in einer Kurve von den Änderungsanforderungen für den Querneigungswinkel bestimmt werden. Der übrige Teil des Bogens mit der Steuerkursänderung Δξ – 2 Δξtrans Grad wird in nsub Teilbogen geteilt, und zwar nach der Gleichung: nsub = int (1 + (Δξ – 2•Δξ trans ) / 10 (2.7.15) Dabei ist int(x) eine Funktion, die den ganzzahligen Teil von x ergibt. Die Steuerkursänderung Δξ sub jedes Teilbogens errechnet sich dann als Δξ = (ξ-2•Δξ trans ) / nsub (2.7.16) wobei nsub groß genug sein muss, damit Δξ sub ≤ 10 Grad. Die Segmentierung eines Bogens (ohne die abschließenden Übergangsteilsegmente) wird in Abbildung 2.7.h.2 (****) veranschaulicht. Abbildung 2.7.h.2 Konstruktion von Flugbahnsegmenten zur Teilung der Kurve in Segmente der Länge Δs (obere Ansicht in horizontaler Ebene, untere Ansicht in vertikaler Ebene) s Sobald die Flugwegsegmente in der x-y-Ebene festgelegt sind, werden die Flugprofilsegmente (in der s-z-Ebene) überlagert, um die dreidimensionalen (x,y,z)-Flugwegsegmente zu generieren. Der Flugweg sollte sich stets von der Start-/Landebahn bis über die Ausdehnung des Berechnungsgitters hinaus erstrecken. Dies lässt sich gegebenenfalls erreichen, indem dem letzten Segment des Flugwegs ein gerades Segment geeigneter Länge hinzugefügt wird. Die Gesamtlänge des Flugprofils muss sich nach seiner Zusammenführung mit dem Flugweg ebenfalls von der Start-/Landebahn bis über die Ausdehnung des Berechnungsgitters hinaus erstrecken. Dies kann gegebenenfalls erreicht werden durch Hinzufügen eines zusätzlichen Profilpunkts — am Ende eines Abflugprofils mit Geschwindigkeits- und Schubwerten, die denen des letzten Abflugprofilpunkts entsprechen, wobei die Höhe ausgehend vom letzten und vorletzten Profilpunkt linear extrapoliert wird, oder — am Anfang eines Anflugprofils mit Geschwindigkeits- und Schubwerten, die denen des ersten Anflugprofilpunkts entsprechen, wobei die Höhe ausgehend vom ersten und zweiten Profilpunkt linear rückwärts extrapoliert wird. Segmentierungsanpassungen von Flugsegmenten Nach der Herleitung der 3-D-Flugbahnsegmente nach dem in Abschnitt 2.7.13 beschriebenen Verfahren können weitere Segmentierungsanpassungen erforderlich sein, um zu nahe beieinanderliegende Flugbahnpunkte zu entfernen. Wenn benachbarte Punkte weniger als 10 m voneinander entfernt liegen und die dazugehörigen Geschwindigkeits- und Schubwerte gleich sind, sollte einer der Punkte entfernt werden. (*) Dazu sollte die Gesamtlänge des Flugwegs stets größer sein als die Gesamtlänge des Flugprofils. Dies lässt sich gegebenenfalls erreichen, indem dem letzten Segment des Flugwegs gerade Segmente geeigneter Länge hinzugefügt werden." (**) Selbst wenn die Triebwerksleistungseinstellungen entlang eines Segments konstant bleiben, können sich Vortriebskraft und Beschleunigung aufgrund einer Luftdichteänderung mit zu- oder abnehmender Höhe verändern. Für die Zwecke der Lärmmodellierung sind diese Änderungen jedoch in der Regel unerheblich." (***) Dieser Wert wurde in der vorigen Ausgabe des ECAC Doc. 29 empfohlen, gilt jedoch nach wie vor als vorläufig, bis weitere experimentelle Belegdaten vorliegen." (****) Auf diese einfache Weise definiert, ist die Gesamtlänge der segmentierten Bahn etwas kleiner als die der kreisförmigen Bahn. Der sich daraus ergebende Konturenfehler ist jedoch unerheblich, wenn die Winkelschritte unter 30° liegen.“ " (14) Abschnitt 2.7.16. „Bestimmung von Ereignispegeln anhand von NPD-Daten“ erhält folgende Fassung: „2.7.16 Bestimmung von Ereignispegeln anhand von NPD-Daten Die Hauptquelle für Fluglärmdaten ist die internationale Aircraft Noise and Performance Database (ANP-Datenbank). Darin sind Lmax und LE als Funktionen der Ausbreitungsentfernung d für spezifische Luftfahrzeugmuster und -varianten, Flugkonfigurationen (Anflug, Abflug, Klappenstellungen) und Leistungseinstellungen P tabellarisch aufgeführt. Sie beziehen sich auf einen stationären Flug bei bestimmten Referenzgeschwindigkeiten Vref auf einer theoretisch unendlichen, geraden Flugbahn (*). Wie die Angabe der Werte der unabhängigen Variablen P und d erfolgt, wird später beschrieben. Beim einmaligen Nachschlagen mit den Eingabewerten P und d sind die erforderlichen Ausgabewerte die Basispegel Lmax(P,d) und/oder LE ∞(P,d) (anwendbar auf eine unendliche Flugbahn). Sollten in der Tabelle keine genauen Werte für P und/oder d angegeben sein, ist es generell notwendig, die benötigten Ereignislärmpegel durch Interpolation abzuschätzen. Dabei kommt zwischen tabellarisierten Leistungseinstellungen eine lineare Interpolation und zwischen tabellarisierten Abständen eine logarithmische Interpolation zur Anwendung (siehe Abbildung 2.7.i). Abbildung 2.7.i Interpolation bei Lärm-Leistung-Abstand-Kurven Wenn Pi und Pi+ 1 Triebwerksleistungswerte sind, für die Lärmpegel zu Abstandsdaten tabellarisiert sind, errechnet sich der Lärmpegel L(P) in einem bestimmten Abstand für die mittlere Leistung P zwischen Pi und Pi+ 1 wie folgt: (2.7.19) Wenn bei einer beliebigen Leistungseinstellung di und di+ 1 Abstände sind, für die Lärmdaten tabellarisiert sind, errechnet sich der Lärmpegel L(d) für einen mittleren Abstand d zwischen di und di+ 1 wie folgt: (2.7.20) Mit den Gleichungen (2.7.19) und (2.7.20) lässt sich ein Lärmpegel L(P,d) für eine beliebige Leistungseinstellung P und einen beliebigen Abstand d errechnen, der innerhalb des Rahmens der NPD-Datenbank liegt. Für Abstände d außerhalb des NPD-Rahmens wird Gleichung (2.7.20) verwendet, um von den letzten beiden Werten zu extrapolieren, d. h. nach innen von L(d1) und L(d2) oder nach außen von L(dI-1) und L(dI), wobei I die Gesamtzahl der NPD-Punkte in der Kurve bezeichnet. Somit ergibt sich: Nach innen: (2.7.21) Nach außen: (2.7.22) Da sich bei kurzen Abständen d die Lärmpegel sehr rasch mit abnehmender Ausbreitungsentfernung erhöhen, wird empfohlen, für d eine niedrigere Obergrenze von 30 m anzusetzen, d. h. d = max(d, 30 m). Impedanzanpassung von Standard-NPD-Daten Die in der ANP-Datenbank angegebenen NPD-Daten sind auf atmosphärische Bedingungen normalisiert (Temperatur 25 °C und Druck 101,325 kPa). Vor Anwendung der oben beschriebenen Interpolations-/Extrapolationsmethode ist für diese Daten eine akustische Impedanzanpassung vorzunehmen. Die akustische Impedanz bezieht sich auf die Ausbreitung von Schallwellen in einem akustischen Medium und ist definiert als Produkt aus Luftdichte und Schallgeschwindigkeit. Bei einer in einem bestimmten Abstand von der Quelle empfangenen Schallintensität (Schallleistung je Flächeneinheit) hängt der zugehörige Schalldruck (zur Definition der Maße SEL und LAmax) von der akustischen Impedanz der Luft am Messort ab. Er ist eine Funktion der Temperatur, des Luftdrucks (und indirekt der Höhe). Daher müssen die Standard-NPD-Daten der ANP-Datenbank so angepasst werden, dass Temperatur und Druckbedingungen in ihren tatsächlichen Werten am Empfängerpunkt berücksichtigt werden, die sich im Allgemeinen von den normalisierten Bedingungen der ANP-Daten unterscheiden. Die auf die Standard-NPD-Pegel anzuwendende Impedanzanpassung wird wie folgt ausgedrückt: (2.7.23) Hierbei gilt: Δ Impedance Impedanzanpassung zur Berücksichtigung der tatsächlichen atmosphärischen Bedingungen am Empfängerpunkt (dB) ρ·c akustische Impedanz (Newton • Sekunden/m3) der Luft auf Flugplatzhöhe (wobei 409,81 die mit den atmosphärischen Referenzbedingungen der NPD-Daten in der ANP-Datenbank zusammenhängende Luftimpedanz ist) Die Impedanz ρ·c wird wie folgt berechnet: (2.7.24) δ p/po, das Verhältnis des Umgebungsluftdrucks auf Beobachtungshöhe zum Standardluftdruck auf Meereshöhe: p0 = 101,325 kPa (oder 1 013,25 mb) θ (T + 273,15)/(T0 + 273,15), das Verhältnis der Lufttemperatur auf Beobachtungshöhe zur Standardlufttemperatur auf Meereshöhe: T0 = 15,0 °C Die akustische Impedanzanpassung beträgt in der Regel weniger als einige Zehntel dB. Es sei insbesondere darauf hingewiesen, dass unter den atmosphärischen Standardbedingungen (p0 = 101,325 kPa und T0 = 15,0 °C) die Impedanzanpassung weniger als 0,1 dB (0,074 dB) beträgt. Bei einer signifikanten Abweichung der Temperatur und des Luftdrucks gegenüber den atmosphärischen Referenzbedingungen der NPD-Daten kann die Anpassung jedoch erheblicher sein. (*) Obwohl der Begriff einer unendlich langen Flugbahn für die Definition des Ereignis-Lärmexpositionspegels LE eine Rolle spielt, ist er weniger relevant im Falle des Ereignis-Maximalpegels Lmax , der vom abgestrahlten Lärm des Flugzeugs an einer bestimmten Position oder nahe des kleinsten Vorbeiflugabstands bestimmt wird. Für Modellierungszwecke wird der NPD-Abstandsparameter als Mindestabstand zwischen dem Beobachter und dem Segment definiert.“ " (15) In Abschnitt 2.7.18 „Flugbahnsegmentparameter“ erhält der Absatz unter der Überschrift „Segmentleistung P“ folgende Fassung: „ Segmentleistung P Die tabellarisierten NPD-Daten beschreiben den Lärm eines Flugzeugs im stationären Geradeausflug auf einer unendlichen Flugbahn, d. h. bei konstanter Triebwerksleistung P. Mit der empfohlenen Methodik werden tatsächliche Flugbahnen, auf denen Geschwindigkeit und Richtung variieren, in eine Anzahl endlicher Segmente unterteilt, die jeweils als Teil einer einheitlichen unendlichen Flugbahn betrachtet werden, für die die NPD-Daten gültig sind. Die Methodik sieht jedoch Leistungsänderungen entlang eines Segments vor; es wird angenommen, dass sie sich mit zunehmendem Abstand von P1 am Anfang zu P2 am Ende des Segments quadratisch ändert. Daher muss ein äquivalenter stationärer Segmentwert P definiert werden. Dieser wird als Wert an dem Punkt des Segments angenommen, der dem Beobachter am nächsten liegt. Befindet sich der Beobachter längs des Segments (Abbildung 2.7.k), errechnet sich der Wert durch Interpolation gemäß Gleichung (2.7.8) zwischen den Endwerten, d. h. (2.7.31) Befindet sich der Beobachter hinter oder vor dem Segment, ist der Wert derjenige am nächstgelegenen Endpunkt P1 oder P2 .“ (16) Abschnitt 2.7.19 wird wie folgt geändert: (a) Der Absatz unter der Überschrift „Dauerkorrektur ΔV (nur Expositionspegel LE)“ bis einschließlich Gleichung (2.7.34) erhält folgende Fassung: „ Dauerkorrektur ΔV (nur Expositionspegel LE) Diese Korrektur (*) dient der Berücksichtigung der Änderung der Expositionspegel, wenn die Momentangeschwindigkeit über Grund im Segment von der Flugzeugreferenzgeschwindigkeit Vref , auf die sich die NPD-Basisdaten beziehen, abweicht. Wie die Triebwerksleistung schwankt auch die Geschwindigkeit entlang des Flugbahnsegments (zwischen VT1 und VT2, wobei es sich hier um die Geschwindigkeiten handelt, die aus Anlage B oder aus einem zuvor vorberechneten Flugprofil resultieren). Für Flugsegmente ist Vseg die Segmentgeschwindigkeit am Punkt des kleinsten Vorbeiflugabstands S, interpoliert zwischen den Segmentendpunktwerten unter Annahme einer quadratischen Änderung im Zeitverlauf, d. h., wenn sich der Beobachter neben dem Segment befindet: (2.7.32) (*) Die Korrektur heißt Dauerkorrektur, weil sie die Wirkungen der Geschwindigkeit des Flugzeugs auf die Dauer des Schallereignisses berücksichtigt, wobei von der einfachen Annahme ausgegangen wird, dass bei sonst gleichen Bedingungen die Dauer, und somit die empfangene Ereignisschallenergie, umgekehrt proportional zur Quellgeschwindigkeit ist.“ " (b) Die Gleichungen „(2.7.35)“, „(2.7.36)“ und „(2.7.37)“ erhalten die folgenden Nummern: „(2.7.33)“, „(2.7.34)“ und „(2.7.35)“. (c) Die ersten beiden Wörter im Absatz unter der Überschrift „Geometrie der Schallausbreitung“ erhalten folgende Fassung: „ Abbildung 2.7.m “; (d) Die Tabelle in Unterabsatz 3 erhält folgende Fassung: „a = 0,00384, b = 0,0621, c = 0,8786 bei Triebwerken unterhalb der Tragflächen und (2.7.36) a = 0,1225, b = 0,3290, c = 1 bei Triebwerken am Rumpf. (2.7.37)“ (e) Der Text unterhalb Abbildung 2.7.p erhält folgende Fassung: „Zur Berechnung der seitlichen Dämpfung anhand der Gleichung (2.7.40) (wobei β in einer vertikalen Ebene gemessen wird), wird eine verlängerte horizontale Flugbahn empfohlen. Eine verlängerte horizontale Flugbahn wird in der vertikalen Ebene durch S1S2 und mit gleichem rechtwinkligen Schrägabstand dp vom Beobachter definiert. Deren Visualisierung erfolgt durch Drehung des Dreiecks ORS und seiner angebundenen Flugbahn um OR (siehe Abbildung 2.7p) im Winkel γ, sodass sich das Dreieck ORS′ bildet. Der Höhenwinkel dieser äquivalenten horiz