JP2022182285A - 前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材 - Google Patents

Abstract

【課題】スラット内舷端部やスラット支持機構から発生する騒音を低減させることができる前縁高揚力装置に関する技術を提供する。【解決手段】本発明の一形態に係る前縁高揚力装置は、機体の母翼前縁に対して展開収納可能な前縁高揚力装置であって、スラット本体と、緩衝部とを具備する。前記スラット本体は、前縁部と、展開時に前記母翼との間に隙間を形成する後縁部と、前記前縁部の下縁に形成されたカスプ部と、前記カスプ部と前記後縁部との間に形成されたコブ部と、前記前縁部と前記コブ部との間に形成され前記機体の胴体側に位置する内舷端面と、を有する。前記緩衝部は、前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面を含む前記スラット本体の内舷端部に設けられ、前記内舷端面または前記コブ部の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する。【選択図】図１２

Description

本発明は、航空機の翼に設置される前縁高揚力装置、並びにこれを備えた翼および航空機に関する。

航空機が空港を離発着する際の低速飛行を実現するために主翼から高揚力装置が展開される。特に旅客機などでは主翼前縁にスラットをはじめとする前縁高揚力装置が取り付けられ、低速飛行時に大きな揚力を発生する。

スラットは、母翼前縁との間に隙間を設けることにより、主翼の揚力の上限（最大揚力）を増加させる機能を有する反面、着陸進入時の飛行条件において大きな空力騒音も発生する。主翼に収納するための制約からスラットの下面には凹み（コブ）があり、そこに形成される逆流領域の乱流が騒音を発生する原因となる。

そこで、スラット下面のコブ内に形成される逆流領域の乱流による騒音を抑える代表的な技術として、例えば、スラット下面に逆流領域のせん断層に沿った曲面形状を付加することでコブの逆流領域を無くす「コブフィラー」という概念が知られている（特許文献１参照）。また、逆流領域の発生個所となるスラット下面のカスプに「セレーション」を設置してコブのせん断層を積極的に混合させ大きな圧力変動の発生を抑制する方法が提案されている（特許文献２参照）。

米国特許第６４５７６８０号明細書 特開２０１１－１６２１５４号公報

一方、旅客機実機や風洞実験模型の音源探査を行うと、スラット下面のコブ内のせん断層の乱流によってもたらされる騒音のほかに、スラット内舷端部や、スラットを母翼前縁から展開可能に支持するスラット支持機構から大きな騒音が発生していることが確認されている。これらの騒音は、上記特許文献１，２の構成では抑えることができない。また、スラット内舷端部やスラット支持機構からの騒音は前述のコブ内に形成される逆流領域によってもたらされる騒音よりも周波数帯によっては大きくなることがある。したがって、スラット内舷端部等の低騒音化を実現できないと、航空機全体としての騒音レベルを低下させることができないことになる。

以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、スラット内舷端部やスラット支持機構から発生する騒音を低減させることができる前縁高揚力装置に関する技術を提供することにある。

本発明の一形態に係る前縁高揚力装置は、機体の母翼前縁に対して展開収納可能な前縁高揚力装置であって、スラット本体と、緩衝部とを具備する。
前記スラット本体は、前縁部と、展開時に前記母翼との間に隙間を形成する後縁部と、前記前縁部の下縁に形成されたカスプ部と、前記カスプ部と前記後縁部との間に形成されたコブ部と、前記前縁部と前記コブ部との間に形成され前記機体の胴体側に位置する内舷端面と、を有する。
前記緩衝部は、前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面を含む前記スラット本体の内舷端部に設けられ、前記内舷端面または前記コブ部の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する。

前記緩衝部は、前記内舷端面に当接する第１外面部と、前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む第２外面部と、を有する構造体であってもよい。

前記構造体は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成されてもよい。

前記緩衝部は、前記内舷端面に設けられ前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む曲面部であってもよい。

前記緩衝部は、前記内舷端部に設けられたフェンス部材であり、前記フェンス部材は、前記内舷端面よりも前記機体の胴体側に延びる第１延出部と、前記第１延出部の先端に設けられ前記前縁部側に向かって延びる第２延出部と、を有してもよい。

前記フェンス部材は、前記内舷端面と前記コブ部の内舷側表面との境界である縁部の一部または全領域に設けられてもよい。

前記フェンス部材は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成されてもよい。

前記緩衝部は、前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面の少なくとも一方に配置された多孔質層であってもよい。

前記緩衝部は、前記カスプ部を形成し前記機体の胴体側で前記機体の前記母翼側の隅部が切り欠かれたブレード部材であってもよい。

前記緩衝部は、前記カスプ部を形成するブレード部材であり、前記ブレード部材は、前記機体の胴体側で当該ブレード部材の内舷側端部に設けられた多孔質層を有してもよい。

本発明によれば、スラット内舷端部やスラット支持展開機構から発生する騒音を低減させることができる。

航空機の一方の主翼の一構成例であって上面側から見た部分斜視図である。 上記主翼の下面側から見た部分斜視図である。 母翼の翼長方向に垂直なスラットの概略断面図である。 図３に示すスラットにおける着陸時の流れ場の数値シミュレーション結果を示す図である。 着陸時における右翼側のスラットの内舷端部近傍の非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。 左翼側のスラットの内舷端部近傍を概略的に示す斜視図である。 図６の矢印方向に流れが作用したときの非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。 図７においてスラットの後方側から見た非定常流れ場の数値シミュレーション結果である。 図６に示すスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図であり、スラットの内舷端に生じる渦の発生の様子を示している。 本発明の一実施形態である構成例１－１に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側のスラット本体の一構成例を示す図であり、左上は、スラット本体の内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラット本体の内舷側から見た側面図、左下は、スラット本体の内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラット本体の後方側から見た部分背面図である。 上記構成例１－１に係るスラットの構成を示す図であって、左上は、スラットの内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラットの内舷側からみ側面図、左下は、スラットの内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラットの後方側から見た部分背面図である。 本発明の一実施形態である構成例１－２に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側の上記スラットの内舷側から見た側面図である。 フェンス部材の概略断面図である。 本発明の一実施形態である構成例１－３に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側の上記スラットの内舷側から見た側面図である。 構成例１－３の変形例を示すスラットの内舷側から見た側面図である。 構成例１－３の変形例を示すスラットの図１６に対応する模式図である。 本発明の一実施形態である構成例１－４に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側の上記スラットの内舷後方側から見た部分斜視図である。 図２１に示すスラットの他の構成例を示す部分斜視図である。 内舷スラットの内舷端部の機体直下方向の低騒音化効果の周波数特性を示す一実験結果である。 本発明の一実施形態である構成例２－１に係るスラットの構成を示す図であり、左翼側のスラットの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。 上記スラットの一作用を説明する図８と同様な数値シミュレーション結果である。 図２４に示すスラットにおいて緩衝部材の有無による低騒音化効果を比較した風洞実験結果である。 本発明の一実施形態である構成例２－２に係るスラットの構成を示す図であり、左翼側のスラットの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。 低騒音化対策前の基本形状のスラットを基準とした構成例１－１、構成例２－１、および構成例１－１と２－１の組み合わせ（図２４）について、内舷スラット内舷端領域の機体直下方向のＯＡＳＰＬ（Over-All Sound Pressure Level）を比較した風洞実験結果である。 本発明のその他の実施形態に係るスラットの概略構成図である。 本発明のその他の実施形態に係るスラットの概略構成図である。 本発明のその他の実施形態を説明するカスプ部の内舷端部の概略構成図である。

以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。

［高揚力装置の概要］
図１は航空機の一方の主翼（左翼）１００の一構成例であって上面側から見た部分斜視図、図２は主翼１００の下面側から見た部分斜視図である。
主翼１００は、母翼１０と、母翼１０の前縁１０ａ側に配置されたスラット２０と、母翼１０の後縁１０ｂ側に配置されたフラップ３０とを有する。
なお、上記航空機の他方の主翼（右翼）についても主翼１００と同様に構成される。

スラット２０は、母翼１０の前縁１０ａに展開収納可能に構成される。スラット２０は、巡航時は、図示するように母翼１０の前縁１０ａに収納され、着陸時あるいは離陸時は、スラット支持装置１１によって母翼１０の前縁１０ａに対して展開される。母翼１０の前縁１０ａとは、スラット２０の翼弦線方向においてスラット２０と対向する領域をいう。なお、以下の説明では、前縁１０ａを、母翼前縁１０ａとも称する。

フラップ３０は、母翼１０の後縁１０ｂに展開収納可能に構成される。フラップ３０は、巡航時は、図示するように母翼１０の後縁１０ｂに収納され、着陸時あるいは離陸時は、フラップ支持装置１２によって母翼１０の後縁１０ｂに対して展開される。

スラット２０は、通常、エンジン４０を挟んで母翼前縁１０ａに沿って複数に分割されていることが多い。翼長方向における各スラット２０の長さは、配置領域に応じて必要な長さに任意に設定される。フラップ３０も同様に、通常、母翼１０の後縁１０ｂに沿って各々任意の長さで複数に分割して配置されることが多い。スラット２０およびフラップ３０は、例えば、アルミニウム合金やステンレス鋼等の金属材料、あるいは、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）やＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）等の複合材料で構成される。

スラット２０は、前縁高揚力装置の一つであり、展開時において母翼１０との間に気流が通過できる隙間を設けることにより、主翼１００の最大揚力（揚力の上限）を増加させるとともに、主翼１００が失速を起こす迎角を増大させる。スラット２０と母翼１０との間の隙間の大きさは、母翼１０に対するスラット２０の展開の大きさ（角度）によって調整される。典型的には、離陸時と比較して、着陸時の方がスラット２０はより大きく展開される。

［スラットの技術的課題］
次に、図３に示す断面形状のスラット２０１および図６に示す構成のスラット２０２を用いてスラットの技術的課題について説明する。なお、スラット２０１およびスラット２０２は、後述する数値シミュレーションに用いたモデルであるため、ここでは各部の詳細な説明については省略する。

図３は、母翼１０の翼長方向に垂直なスラット２０１の概略断面図であり、スラット２０１が母翼前縁１０ａに対して最大に展開（全開）した着陸時の状態を示す。
スラット２０１は、前縁部２１と、後縁部２２と、カスプ部２３と、コブ部２４と、上面部２６とを有する。図３に示すようにスラット２０１の断面形状は、前縁部２１と、後縁部２２と、カスプ部２３と、コブ部２４と、上面部２６との間で囲まれる閉空間の形状をなす。ここで、上面部２６とは、概ね、スラット２０１の翼厚方向にコブ部２４と対向する領域を意味する。

スラット２０１は、母翼前縁１０ａとの間に隙間Ｇを設けることにより、主翼１００の揚力の上限（最大揚力）を増加させる機能を有する。その反面、スラット２０１は、着陸進入時の飛行条件において大きな空力騒音を発生させる。その騒音の発生源の一つは、スラット２０１のコブ部２４であり、そのコブ部２４に形成される逆流領域の乱流が騒音を発生させる。

その一例として図４に、図３に示すスラット２０１における着陸時の流れ場の数値シミュレーション結果を示す。同図に示すように、カスプ部２３から剥離したせん断層は、コブ部２４に渦状の逆流領域を形成し、この逆流領域の形成に伴い、せん断層の乱流が生成される。生成された乱流せん断層は、コブ部２４に再付着した後、スラット２０１と母翼１０との間の隙間Ｇを通過する。乱流せん断層が隙間Ｇを通過する際、地上および上空に向けて騒音を発生させる。騒音は主に、乱流せん断層が付着するコブ部２４の再付着点における圧力変動と、後縁部２２における圧力変動とによって発生し、地上および上空に向けて伝播される。

カスプ部２３から剥離したせん断層に起因する騒音の発生を抑える方法としては、上述のように、コブ部２４に「コブフィラー」を設置して逆流領域のせん断層に沿った曲面形状を付加する方法（特許文献１）や、逆流領域の発生個所となるスラット下面のカスプ部２３に「セレーション」を設置してコブ部２４のせん断層を積極的に混合させる方法（特許文献２）などが知られている。

一方、旅客機実機や風洞実験模型の音源探査を行うと、コブ部内のせん断層の乱流によってもたらされる騒音のほかに、スラット内舷端部や、スラットを母翼前縁から展開可能に支持するスラット支持機構から大きな騒音が発生していることが確認されている。例えば図５に、着陸時における右翼側のスラット２０２の内舷端部近傍の非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果を示す。同図は、物体表面の圧力係数分布と渦度の大きさの等値面を可視化したものである（後述する図７および図８についても同様）。

図５に示すように、スラット２０２の内舷端付近の流れ場を見ると、以下のような流れの剥離や干渉が大きな圧力変動を引き起こして、騒音発生の原因になっていると考えられる。
（１）スラット２０２の内舷端面２５からの流れの剥離（領域Ｃ１参照）
（２）カスプ部２３の内舷側角部からスパン方向（翼長方向）への渦生成（矢印Ｃ２参照）
（３）上記（１），（２）とスラット支持装置１１との干渉（領域Ｃ３参照）

図６は、左翼側のスラット２０２の内舷端部近傍を概略的に示す斜視図、図７は、図６の矢印方向に流れが作用したときの非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果、そして、図８は、図７においてスラット２０２の後方側から見た非定常流れ場の数値シミュレーション結果である。
ここで、図５の領域Ｃ１は、図７において矢印Ｃ１で示す渦、および図８において破線で囲った領域Ｃ１の渦にそれぞれ相当する。図５の矢印Ｃ２は、図７において矢印Ｃ２で示す渦、および図８において破線で示す矢印Ｃ２にそれぞれ相当する。そして、図５の領域Ｃ３は、図７において破線で囲った領域Ｃ３の渦、および図８において破線で囲った領域Ｃ３の渦にそれぞれ相当する。

図９は、スラット２０２の翼厚方向に垂直な概略断面図であり、スラット２０２の内舷端に生じる渦Ｖ１，Ｖ２の発生の様子を示している。渦Ｖ１と渦Ｖ２の集合は、図５、図７および図８に示すＣ１の渦に相当する。
渦Ｖ１は、図７の矢印Ｃ１のうち右列側（手前側）の４つの黒色矢印に相当する。渦Ｖ１は、内舷端面２５がその周縁部の一部に内舷側に張り出したスキン部２５ｓを有する場合により顕著に発生しやすい。
一方、渦Ｖ２は、図５と図８の領域Ｃ１および、図７の矢印Ｃ１のうち左列側（奥側）の２つの白抜き矢印に相当する。渦Ｖ２は、渦Ｖ１の流れと合わさって形成されるものとも考えらえる。
また、図８において矢印Ｃ２で示す渦は、カスプ部２３の内舷側角部２３ｃから剥離した流れに起因して、スパン方向へ向けて生成される。
さらに、図８において領域Ｃ１および矢印Ｃ２で示す渦、特にＣ２で示す渦が、スラットコブ部２４を通ってスラット支持装置１１に衝突し、Ｃ１およびＣ２で示す渦とスラット支持装置１１との干渉により騒音源となる乱流を引き起こす。

以上のようなスラット内舷側の騒音は、上記特許文献１，２の記載の「コブフィラー」あるいは「セレーション」では抑えることができない。また、スラット内舷端部やスラット支持機構からの騒音は前述のコブ内に形成される逆流領域によってもたらされる騒音よりも周波数帯によっては大きくなることがある。したがって、スラット内舷端部等の低騒音化を実現できないと、航空機全体としての騒音レベルを低下させることができないことになる。

そこで、スラット内舷端部の低騒音化を実現するため、本実施形態の前縁高揚力装置は、以下の手段を備える。
（１）スラット内舷端面からの剥離による圧力変動を減らす。具体的には、
（１－１）スラット内舷端部の整流化により剥離そのものを減らす。
（１－２）剥離領域をコブ部表面から離す。
（１－３）剥離する流れの流速を落とす。
（１－４）コブ部表面に圧力変動を与える流体速度を落とす。
（２）カスプ部２３の内舷側角部からの強い渦の発生を抑える、または、干渉を避けるように渦生成の経路を変更することで、スラット内舷端部に生じる圧力変動を減らす。具体的には、
（２－１）カスプ部２３の内舷側端部の形状変更
（２－２）カスプ部２３の内舷側端部の材質変更

以下、実施形態を分けて、本発明の前縁高揚力装置であるスラットの詳細について説明する。

［第１の実施形態］
（構成例１－１）
図１０は、構成例１－１を説明する本実施形態のスラット２０Ａの模式図であり、左翼側のスラット２０Ａの翼厚方向に垂直な概略断面図である。なお、右翼側のスラットについては、左翼側のスラットと左右対称に構成される。

本実施形態のスラット２０Ａは、スラット本体２１０と、その内舷側の端部に配置された緩衝部としての緩衝部材３１とを備える。

スラット本体２１０は、前縁部２２１と、後縁部２２２と、カスプ部２２３と、コブ部２２４と、内舷端面２２５と、上面部２２６とを有する（図１１参照）。スラット本体２１０は、例えば、アルミニウム合金やステンレス鋼等の金属材料、あるいは、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）やＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）等の複合材料で構成される。スラット本体２１０は、空力性能のみに対して最適化された従来構造のスラットに相当する。

緩衝部材３１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面を含むスラット本体２１０の内舷端部２３０（図１１参照）に設けられ、内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する。本実施形態では、緩衝部材３１は、スラット本体２１０の前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を整流することでスラット２１０の内舷端部における流れの剥離を防止し、これによりスラット２１０の内舷端部における圧力変動を抑制する。

図１１は、右翼側のスラット本体２１０の一構成例を示す図であり、左上は、スラット本体２１０の内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラット本体２１０の内舷側から見た側面図、左下は、スラット本体２１０の内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラット本体２１０の後方側から見た部分背面図である。

前縁部２２１は、前方（母翼１０側とは反対側）へ凸なる流線形状を有し、上面部２２６と連続的に形成される。
後縁部２２２は、コブ部２２４の後方端部と上面部２２６の後方端部とにより形成されるエッジの先端部であり、展開時において母翼１０との間に隙間Ｇ（図３参照）を形成する。
カスプ部２２３は、前縁部２２１の下縁に配置された、母翼前縁１０ａに向かって突出するブレードシールＢＳの先端部で形成される。ブレードシールＢＳは、カスプ部２２３を形成する延伸部として構成され、母翼１０へのスラット収納時において母翼１０とスラット前縁部下縁との間の隙間を遮蔽する機能をも有する。

コブ部２２４は、スラット本体２１０の下面であって、カスプ部２２３と後縁部２２２との間に形成された凹面である。コブ部２２４は、収納時に母翼前縁１０ａに近接する部位であり、ここでは図１１に示すように第１平面部２２４ａ、第２平面部２２４ｂおよび第３平面部２２４ｃを有する多面体形状で形成される。第１平面部２２４ａは、前縁部２２１の下縁側に形成される平面部であり、第３平面部２２４ｃは後縁部２２２側に形成される平面部であり、第２平面部２２４ｂは第１平面部２２４ａと第３平面部２２４ｃとの間を連結する平面部である。なお、コブ部２２４は図示する多面体形状に形成される例に限られず、前方へ凸なる曲面形状に形成されてもよい。

スラット本体２１０の内舷端面２２５は、スラット本体２１０の内舷側の側面をいい、エンジン４０（図１、２参照）よりも内舷側に位置するスラット（以下、内舷スラットともいう）の場合は機体の胴体１側の側面をいい、エンジン４０よりも外舷側に位置するスラットの場合はエンジン側の側面をいう。内舷端面２２５は、前縁部２２１とコブ部２２４と上面部２２６との間で囲まれたほぼ平坦な平面部で形成される。内舷端面２２５は、その周縁部の一部に内舷側に張り出したスキン部２２５ｓを有する。スキン部２２５ｓは、ブレードシールＢＳから前縁部２２１および上面部２２６を介して後縁部２２２に至る周縁部に形成される。

スラット本体２１０の内舷端部２３０は、内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓを含む領域をいう。コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓは、コブ部２２４の第１～第３平面部２２４ａ～２２４ｃの内舷側の領域であり、その範囲は、図８に示す領域Ｃ１に相当する領域と、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側の表面領域をも含む。

図１２は、上述のスラット本体２１０に緩衝部材３１が装着された本実施形態のスラット２０Ａの構成を示す図であって、左上は、スラット２０Ａの内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラット２０Ａの内舷側からみ側面図、左下は、スラット２０Ａの内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラット２０Ａの後方側から見た部分背面図である。

図１２に示すように、緩衝部材３１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５とその周縁部のスキン部２２５ｓとの間に形成された空間を埋めるように、内舷端面２２５に設置される。緩衝部材３１は、スラット２０Ａの内舷側から見た側面形状が、スラット本体２１０の内舷端面２２５の形状と同一又はほぼ同一の形状に形成される。

緩衝部材３１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５に当接する第１外面部３１０と、スラット本体２１０の前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を図１０において矢印Ａ１で示すように整流する第２外面部３２０とを有する。

第１外面部３１０は、内舷端面２２５に対向する緩衝部材３１の側面部であり、スラット本体２１０の内舷端面２２５に対応する平面形状に形成される。緩衝部材３１は、ボルト等の適宜の締結具を用いて第１外面部３１０と内舷端面２２５が相互に固定される。緩衝部材３１の翼長方向に沿った厚みは、内舷端面２２５からのスキン部２２５ｓの突出高さと同等以下の大きさとされる。

第２外面部３２０は、スラット２０Ａの内舷の外観を形成する表面領域であり、平坦部３２１と、第１湾曲面部３２２と、第２湾曲面部３２３とを有する。平坦部３２１は、スラット本体２１０の前縁部２２１の内舷側に位置し翼弦線方向に平行な平面部で形成される。第１湾曲面部３２２は、平坦部３２１とコブ部２２４の第１平面部２２４ａとの間を滑らかに（連続的に）接続する曲面部で形成される。第２湾曲面部３２３は、平坦部３２１とコブ部２２４の第２平面部２２４ｂとの間を滑らかに（連続的に）接続する曲面部で形成される。第１湾曲部３２２および第２湾曲部３２３は、前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を整流する湾曲面を形成する。

緩衝部材３１は、典型的には、金属材料等の剛体で構成されるが、ゴム材料等の弾性体で構成されてもよいし、所定形状に変形可能な可撓性材料で構成されてもよい。特に、緩衝部材３１が可撓性材料で構成される場合、母翼１０へのスラット２０Ａの収納時において緩衝部材３１がスラット２０Ａの内舷端面２２５と母翼１０との間の隙間に収容可能に変形し、母翼１０へのスラット２０Ａの収納性を高めることができる。また、母翼１０への収納時においてスラット２０Ａの内舷端面２２５と母翼１０との間の隙間を緩衝部材３１で埋めることができるため、巡航時における主翼１０の目的とする空力性能を確保することができる。

この場合、緩衝部材３１は、例えば、展開時に目的とする形状に膨張し、収納時に潰れることが可能な材料（弾性材料、形状記憶合金など）あるいは各種機構部（リンク機構など）を内蔵する構造体で構成される。

以上のように構成される本実施形態のスラット２０Ａにおいては、スラット本体２１０の内舷端面２２５に上述した構成の緩衝部材３１が設置されているため、緩衝部材３１が設置されていない場合と比較して、スラット内舷端部の段差を極力減らすことが可能となる。特に、緩衝部材３１の第２外周面３２０がコブ部２４の内舷側表面に連続する第１湾曲面部３２２および第２湾曲面部３２３を有するため、スラット２０Ａの前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を円滑に整流することができる。これにより、母翼１０からの展開時においてスラット２０Ａの内舷端部における気流の剥離を防止でき、スラット２０Ａの内舷端部における圧力変動を減らして騒音の発生を抑えることができる。

さらに本実施形態によれば、スラット本体２１０の内舷端部２３０における気流の剥離を防止できるため、その内舷端部２３０で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できる。これにより、内舷端部２３０で剥離した気流（渦）とスラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。

［第２の実施形態］
（構成例１－２）
図１３は、構成例１－２を説明する本実施形態のスラット２０Ｂの模式図であり、左翼側のスラット２０Ｂの翼厚方向に垂直な概略断面図である。図１４は、右翼側のスラット２０Ｂの一構成例を示す図であり、内舷側から見た側面図である。

本実施形態のスラット２０Ｂは、スラット本体２１０と、その内舷端部２３０に設けられた緩衝部としてのフェンス部材４１とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。

フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端部２３０（図１１参照）に設けられ、内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する。本実施形態において、フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５とコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓとの境界である縁部の一部または全領域に設けられる。

図１５は、フェンス部材４１の概略断面図である。フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５よりも内舷側（機体の胴体１側）に延びる第１延出部４１１と、第１延出部４１１の先端に設けられ前縁部２１１側に向かって延びる第２延出部４１２と、内舷端面２２５に固定される固定部４１３とを有する。

第２延出部４１２は、典型的には、第１延出部４１１の先端部を前縁部２２１側に向けて屈曲させることで形成される。第１延出部４１１に対する第２延出部４１２の屈曲角度は特に限定されず、例えば９０度である。

なお、フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５に固定される場合に限られず、例えば、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓに固定されてもよい。この場合、固定部４１３は、第１延出部４１１と平行に形成される。

フェンス部材４１の第１延出部４１１および第２延出部４１２は、スラット本体２１０の内舷端面２２５のスキン部２２５ｓに対向する。これにより、内舷端面２２５とコブ部２２４との間がフェンス部材４１により仕切られる。その結果、スラット２０Ｂの展開時は、図１３に示すように、内舷端面２２５において剥離した気流（渦Ｖ１）がフェンス部材４１の外側を回り込む渦Ｖ１'に変換される。このようにフェンス部材４１によって気流の剥離領域をコブ部２２４から離すことで、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓでの圧力変動を低減し、騒音の発生を抑制することができる。

さらに本実施形態によれば、フェンス部材４１によって内舷端面２２５で剥離した気流がコブ部２２４の表面に到達することを阻止するとともにコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける気流の剥離を防ぐことができるため、内舷端面２２５およびコブ部２２４の表面で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できる。これにより、スラット本体２１０の内舷端部２３０で剥離した気流（渦）とスラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。

フェンス部材４１は、例えば、アルミニウム合金やステンレス鋼等の金属材料、あるいは、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）やＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）等の複合材料で構成される。フェンス部材４１は、スラット本体２１０と別部材で構成される例に限られず、スラット本体２１０の一部として一体的に形成されてもよい。

あるいは、フェンス部材４１は、母翼前縁１０ａへの収納時にスラット本体２１０と母翼１０との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成されてもよい。これにより、母翼１０へのスラット２０Ｂの収納性を高めることができる。

［第３の実施形態］
（構成例１－３）
図１６は、構成例１－３を説明する本実施形態のスラット２０Ｃの模式図であり、左翼側のスラット２０Ｃの翼厚方向に垂直な概略断面図である。図１７は、右翼側のスラット２０Ｃの一構成例を示す図であり、内舷側から見た側面図である。

本実施形態のスラット２０Ｃは、スラット本体２１０と、その内舷端面２２５に設けられた緩衝部としての多孔質層５１とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。

多孔質層５１は、複数の孔が層内において相互に連通した多孔質材料で構成される。多孔質材料は、典型的には、金属材料、金属酸化物材料などの無機材料で構成されるが、これに限られず、合成樹脂材料、セラミック材料などで構成されてもよい。多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５に設置される板状部材であってもよいし、内舷端面２２５を表面加工することで形成された多孔質の構造面であってもよい。

多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５の全域またはほぼ全域に設けられることで、多孔質層５１を通過する流れの速さを低下させる。これにより、内舷端面２２５における気流の圧力変動を低減することができる。また、内舷端面２２５における流速を低下できるため、コブ部２２４の表面における流れの剥離も低減でき、これによりコブ部２２４の表面における渦Ｖ２の発生を軽減できる。その結果、スラット本体２１０の内舷端部２３０における圧力変動が低減し、騒音の低下を実現することができる。

さらに本実施形態によれば、内舷端面２２５およびコブ部２２４の表面で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できる。これにより、スラット本体２１０の内舷端部２３０で剥離した気流（渦）とスラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。

多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５の一部の領域にのみ選択的に設けられてもよい。この場合、スラット２０Ｃ（スラット本体２１０）の翼弦長をＣsとしたとき、例えば図１８および図１９に示すように、多孔質層５１は、内舷端面２２５において前縁部２２１からコード方向（翼弦線方向）に翼弦長Ｃsの８０％の長さの範囲内に設けられるのが好ましい。
この際、多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面とコブ部２２４との境界部を被覆するように設けられるのが好ましい。また、前縁部２２１側に関しては、多孔質層５１は、内舷端面２２５の周縁部からスキン部２２５ｓの突出量に相当する長さの約半分程度離れた位置に設けられてもよい。このように設定された多孔質層５１の配置領域は、内舷端面２２５における気流の圧力変動が発生しやすい領域である。このため、当該領域に多孔質層５１を設置することで、多孔質５２の設置領域を最小限に抑えつつ、内舷端面２２５における圧力変動を最も効果的に低減することができる。

［第４の実施形態］
（構成例１－４）
図２０は、構成例１－４を説明する本実施形態のスラット２０Ｄの模式図であり、左翼側のスラット２０Ｄの翼厚方向に垂直な概略断面図である。図２１は、右翼側のスラット２０Ｄの一構成例を示す図であり、内舷後方側から見た部分斜視図である。

本実施形態のスラット２０Ｄは、スラット本体２１０と、そのコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓに設けられた緩衝部としての多孔質層５２とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。

多孔質層５２は、上述の多孔質層５１と同様に、複数の孔が層内において相互に連通した多孔質材料で構成される。多孔質材料は、典型的には、金属材料、金属酸化物材料などの無機材料で構成されるが、これに限られず、合成樹脂材料、セラミック材料などで構成されてもよい。多孔質層５２は、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓに設置される板状部材であってもよいし、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓを表面加工することで形成された多孔質の構造面であってもよい。

多孔質層５２は、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓの全域またはその一部の領域に設けられることで、多孔質層５２を通過する流れの速さを低下させ、コブ部２２４の表面における渦Ｖ２の生成を軽減する。これにより、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動が低減するため、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける騒音の低下を実現することができる。

さらに本実施形態によれば、コブ部２２４の表面で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できるので、スラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。

さらに本実施形態は、上述の第３の実施形態と組み合わされてもよい。この場合、図２２に示すスラット２０Ｅのように、スラット本体２１０の内舷端面２２５に多孔質層５１が設けられる。これにより、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動だけでなく、内舷端面２２５における圧力変動を低減できるため、スラット２１０の内舷端部２３０における低騒音化効果をより一層向上させることができる。

多孔質層５２が設けられるコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓの領域は、任意に設定可能である。例えば図２１に示すように、コブ部２２４において内舷端面２２５からスパン方向（翼幅方向）にスラット２０Ｄの翼弦長（Ｃs）程度の長さの範囲を、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓと設定されてもよい。このようにして設定された領域は、コブ部２２４における気流の圧力変動が発生しやすい領域であるため、当該領域に多孔質層５２を設置することで、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動を最も効果的に低減することができる。この場合、多孔質層５２は、上記領域の全域に設けられる場合に限られず、同図に示すように、内舷端面２２５からスパン方向に０．５Ｃs程度の長さの領域に部分的に配置されることによっても、圧力変動の十分な低減効果を得ることができる。

なお、コブ部２２４のコード方向（翼弦線方向）に関しては、上述の構成例１－３（図１８）と同様に、コブ部２２４においてカスプ部２２３側から後縁部２２２に向かって、例えば翼弦長Ｃsの８０％の長さの範囲内の領域に多孔質層５２が設けられてもよい。当該領域に多孔質層５２を設置することで、多孔質５２の設置領域を最小限に抑えつつ、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動を最も効果的に低減することができる。

［特性評価１］
図２３に、上述した各構成例のスラットについて行った風洞実験の結果を示す。同図は、マイクロホンアレイシステムを用いた騒音源探査法により内舷スラットの内舷端部付近の騒音レベルの変化を調べた結果で、実機換算後の機体直下方向の低騒音化効果の周波数特性（比較基準形態からの差分）を示している。比較基準形態とは、スラット本体２１０単独でスラットが構成された形態をいう。

図２３において、構成例１－１は、第１の実施形態におけるスラット２０Ａ、構成例１－２は、第２の実施形態におけるスラット２０Ｂ、そして、構成例１－３と１－４の組み合わせは、第３の実施形態と第４の実施形態の組み合わせに係るスラット２０Ｅにそれぞれ相当する。同図に示すように、各構成例に係るスラットにおいては、一部の周波数帯域で騒音レベルの増加が見られるものの、全般的に低騒音化効果が得られていることが確認できる。特に、構成例１－３と１－４の組み合わせに係るスラット２０Ｅによれば、ほぼ全周波数帯域において低騒音化効果が認められた。

［第５の実施形態］
（構成例２－１）
図２４は、構成例２－１を説明する本実施形態のスラット２０Ｆの構成を示す図であり、左翼側のスラット２０Ｆの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。

本実施形態のスラット２０Ｆは、スラット本体２１０と、そのカスプ部２２３を形成する緩衝部としてのブレード部材６１とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。

ブレード部材６１は、ブレードシールＢＳに相当し、スラット本体２１０の前縁部２２１の下縁から母翼１０に向かって突出する板状の部材である。図２４において細い二点鎖線で示すように、通常のブレードシールＢＳにはその内舷側（機体の胴体１側）に直角な角部２２３ｃを有する。このため、当該角部２２３ｃが前縁部２２１からのカスプ部２２３へ向かう流れに比較的強い渦を生じさせて騒音源を形成する。そこで本実施形態では、ブレードシールＢＳの内舷側の隅部の形状を変更することにより、角部２２３ｃからの強い渦の発生を抑えるようにしている。

具体的に、本実施形態のブレード部材６１は、その内舷側（機体の胴体１側）で機体の母翼１０側の隅部が切り欠かれた形状を有する。内舷側の隅部が切り欠かれた形状としては、本実施形態では図２４において実線で示すように、滑らかな曲線形状の曲線部２２３ｒで形成される。これ以外にも、図２４において太い二点鎖線で示すように、内角が鈍角である複数のコーナー部を組み合わせた多段形状の隅部２２３ｖであってもよいし、同図において破線で示すように、隅部を直線的に切り落とした直線部２２３ｓであってもよい。

さらに本実施形態では、図２４に示すように、スラット本体２１０の内舷端面に上述の第１の実施形態において説明した緩衝部材３１が設置されている。これは、本構成例２－１と上述の構成例１－１（第１の実施形態）との組み合わせに相当する。この場合、スラット本体２１０の内舷端部２３０における圧力変動を抑えることができるため、低騒音化効果をより一層高めることができる。

図２５は、本構成例に係るスラット２０Ｆについて行った図８と同様なシミュレーション結果である。ここでは、スラット本体２１０の内舷端面に構成例１－１に係る緩衝部材３１が設置されるとともに、ブレード部材６１の端部が直線部２２３ｓで形成された例を示す。同図に示すように、図８と比較して、領域Ｃ１における渦の発生が効果的に抑えられている。これは、緩衝部材３１の整流効果によるものである。また、図８と比較して、ブレード部材６１への直線部２２３ｓの形成により、カスプ部２２３の内舷側端部における渦（図８の矢印Ｃ２および領域Ｃ３で示す渦）の発生を軽減できるとともに、発生した当該渦とスラット支持装置１１との干渉も軽減できている。

例えば図２６に、本実施形態のスラット２０Ｆにおいて緩衝部材３１の有無による低騒音化効果を比較した風洞実験結果を示す。同図は、実機換算後の内舷スラットの内舷端部の機体直下方向の低騒音化効果の周波数特性を示している。同図において「構成例２－１」は、緩衝部材３１が無いときのスラット２０Ｆに相当し、「構成例２－１と１－１の組み合わせ」は、緩衝部材３１が有るときのスラット２０Ｆ（図２４参照）に相当する。

構成例２－１の実験結果より、ブレード部材６１の端部を直線部２２３ｓに変更することで、ほぼ全周波数帯域において低騒音化効果を得られることが確認された。また、これに緩衝部材３１を設置することで、特定の周波数帯域においてより大きな低騒音化効果が得られることが確認された。

［第５の実施形態］
（構成例２－２）
図２７は、構成例２－２を説明する本実施形態のスラット２０Ｇの構成を示す図であり、左翼側のスラット２０Ｇの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。

本実施形態のスラット２０Ｇは、スラット本体２１０と、そのブレードシールＢＳの内舷側（機体の胴体１側）に形成された緩衝部としての多孔質層６２とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。

多孔質層６２は、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側端部（機体の胴体１側の端部。以下同様）であって、当該ブレード部材ＢＳの内表面に設けられる。多孔質層６２は、上述の第３および第４の実施形態で説明した多孔質層５１，５２と同様に、複数の孔が層内において相互に連通した多孔質材料で構成される。多孔質材料は、典型的には、金属材料、金属酸化物材料などの無機材料で構成されるが、これに限られず、合成樹脂材料、セラミック材料などで構成されてもよい。多孔質層６２は、ブレードシールＢＳの内舷側表面に設置される板状部材であってもよいし、ブレードシールＢＳの内舷側表面を表面加工することで形成された多孔質の構造面であってもよい。

ブレードシールＢＳにはその内舷側（機体の胴体１側）に直角な角部２２３ｃを有する。このため、当該角部２２３ｃが前縁部２２１からのカスプ部２２３へ向かう流れに比較的強い渦を生じさせて騒音源を形成する。そこで本実施形態では、ブレードシールＢＳの内舷側の隅部の材質を多孔質材料に変更することにより、角部２２３ｃからの強い渦の発生を抑えるようにしている。

さらに本実施形態では、図２７に示すように、スラット本体２１０の内舷端面に上述の第１の実施形態において説明した緩衝部材３１が設置されている。これにより、スラット本体２１０の内舷端部２３０における圧力変動を抑えることができるため、低騒音化効果をより一層高めることができる。

［特性評価２］
図２８は、低騒音化対策前の基本形状のスラット（スラット本体２１０に相当）を基準とした構成例１－１、構成例２－１、および構成例１－１と２－１の組み合わせ（図２４）について、マイクロホンアレイシステムを用いた騒音源探査法により内舷スラットの内舷端部付近の騒音レベルの変化を調べた結果で、機体直下方向のＯＡＳＰＬ（Over-All Sound Pressure Level）を比較した風洞実験結果を示している。同図に示すように、各構成例について基本形状のスラットよりも１ｄＢ以上の低騒音化効果が確認された。また、構成例１－１よりも構成例２－１の方が大きな低騒音化効果が認められた。さらに、構成例１－１と２－１を組み合わせることで、大幅な低騒音化効果が得られることが確認された。

［その他の実施形態］
以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく種々変更を加え得ることは勿論である。

例えば以上の第１の実施形態（構成例１－１）では、緩衝部として、スラット本体２１０の内舷端面２２５に緩衝部材３１を設置したが、これに代えて、例えば図２９に示すスラット２０Ｈ１のように、スラット本体２１０の内舷端面２２５のコブ部２２４との境界面を湾曲させた曲面部２２５ｒが設けられてもよい。この場合においても、スラット２０Ｈ１の内舷端部における流れを整流化でき、当該部分における圧力変動を抑制して低騒音化を図ることができる。

また、図３０に示すスラット２０Ｈ２のように、緩衝部材３１の湾曲部３２２の下流側に内舷端面２２５の曲面部２２５ｒが設けられてもよい。この場合、緩衝部材３１により内舷端面２２５における流れの剥離を防止できるため、スラット内舷端部における低騒音化効果をより一層高めることができる。

さらに以上の第５の実施形態（構成例２－２）では、緩衝部として、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側端部の内表面に多孔質層６２を設置したが、これに代えて又はこれに加えて、ブレードシールＢＳの内舷側端部の外表面に多孔質層６２が設置されてもよい。多孔質層６２をブレードシールＢＳの内舷側端部の外表面に設置することで、ブレードシールＢＳの内舷側端部においてその外表面から内表面に向かって巻き上がる気流の速度を軽減し、ブレードシールＢＳの内舷側端部における圧力変動を低減することができる。

図３１は、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側端部への多孔質層６２の他の設置例を示す概略図である。
同図（Ａ）は、カスプ部２２３の内舷側端部２２３ｅの端面（内舷側の側面）Ｅ０に、多孔質層６２ａが設置された例を示している。
同図（Ｂ）は、内舷側端部２２３ｅの内表面Ｅ１および外表面Ｅ２に、端面Ｅ０を跨ぐように多孔質層６２ｂが設置された例を示している。
同図（Ｃ）は、内舷端部２２３ｅの内表面Ｅ１に、多孔質層６２ｃが一体形成された例を示しており、同図（Ｄ）は、内舷端部２２３ｅの端面Ｅ０、内表面Ｅ１および外表面Ｅ２に、多孔質層６２ｄが一体形成された例を示している。
そして、同図（Ｅ）は、内舷端部２２３ｅの全体が、端面Ｅ０、内表面Ｅ１および外表面Ｅ２を形成する多孔質材料（多孔質層６２ｅ）で構成された例を示している。
このような構成例においても、上述と同様の作用効果を得ることができる。

１０…母翼
２０，２０Ａ，２０Ｂ，２０Ｃ，２０Ｄ，２０Ｅ，２０Ｆ，２０Ｇ，２０Ｈ１，２０Ｈ２…スラット（前縁高揚力装置）
３１…緩衝部材
４１…フェンス部材
５１，５２，６２，６２ａ，６２ｂ，６２ｃ，６２ｄ，６２ｅ…多孔質層
６１…ブレード部材
１００…主翼
２２１…前縁部
２２２…後縁部
２２３…カスプ部
２２３ｅ…内舷端部
２２４…コブ部
２２４ｓ…（コブ部の）内舷側表面
２２５…内舷端面
２３０…内舷端部

Claims (13)

1. 機体の母翼前縁に対して展開収納可能な前縁高揚力装置であって、
   前縁部と、展開時に前記母翼との間に隙間を形成する後縁部と、前記前縁部の下縁に形成されたカスプ部と、前記カスプ部と前記後縁部との間に形成されたコブ部と、前記前縁部と前記コブ部との間に形成され前記機体の胴体側に位置する内舷端面と、を有するスラット本体と、
   前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面を含む前記スラット本体の内舷端部に設けられ、前記内舷端面または前記コブ部の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する緩衝部と
   を具備する前縁高揚力装置。
2. 請求項１に記載の前縁高揚力装置であって、
   前記緩衝部は、前記内舷端面に当接する第１外面部と、前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む第２外面部と、を有する構造体である
   前縁高揚力装置。
3. 請求項２に記載の前縁高揚力装置であって、
   前記構造体は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成される
   前縁高揚力装置。
4. 請求項１～３のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
   前記緩衝部は、前記内舷端面に設けられ前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む曲面部である
   前縁高揚力装置。
5. 請求項１に記載の前縁高揚力装置であって、
   前記緩衝部は、前記内舷端部に設けられたフェンス部材であり、
   前記フェンス部材は、前記内舷端面よりも前記機体の胴体側に延びる第１延出部と、前記第１延出部の先端に設けられ前記前縁部側に向かって延びる第２延出部と、を有する
   前縁高揚力装置。
6. 請求項５に記載の前縁高揚力装置であって、
   前記フェンス部材は、前記内舷端面と前記コブ部の内舷側表面との境界である縁部の一部または全領域に設けられる
   前縁高揚力装置。
7. 請求項５又は６に記載の前縁高揚力装置であって、
   前記フェンス部材は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成される
   前縁高揚力装置。
8. 請求項１に記載の前縁高揚力装置であって、
   前記緩衝部は、前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面の少なくとも一方に配置された多孔質層である
   前縁高揚力装置。
9. 請求項１～８のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
   前記緩衝部は、前記カスプ部を形成し前記機体の胴体側で前記機体の前記母翼側の隅部が切り欠かれたブレード部材である
   前縁高揚力装置。
10. 請求項１～８のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
    前記緩衝部は、前記カスプ部を形成するブレード部材であり、
    前記ブレード部材は、前記機体の胴体側で当該ブレード部材の内舷側端部に設けられた多孔質層を有する
    前縁高揚力装置。
11. 請求項１～１０のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置を備えた翼。
12. 請求項１～１０のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置を備えた航空機。
13. 機体の母翼前縁に対して展開収納可能な前縁高揚力装置の内舷端部に取り付けられる緩衝部材であって、
    前記高揚力装置の前縁部とコブ部との間に形成され前記機体の胴体側に位置する内舷端面に当接する第１外面部と、
    前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む第２外面部と
    を具備する緩衝部材。

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