WO2011099276A1 - 高揚力発生装置、翼、スラット - Google Patents

高揚力発生装置、翼、スラット Download PDF

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slat
main wing
front edge
plate body
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PCT/JP2011/000715
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賢亮 林
賢哉 石原
勇作 八幡
誠 平井
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三菱航空機株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • noise generated when aircraft take off and land is a major problem for the environment around the airport.
  • noise include engine noise generated from the engine, aerodynamic noise generated from a high lift device (for example, slats and flaps) and legs.
  • the high lift device which is one of the above noise sources, is a device for obtaining the aerodynamic characteristics required for takeoff and landing of an aircraft. The design was not made.
  • Patent Document 1 describes a technique in which a balloon that can be inflated and deflated is disposed in a recess facing a main wing in a slat. By doing so, when the slat is deployed (separated) from the main wing, the balloon is inflated to fill the recess, thereby suppressing the generation of aerodynamic noise due to the flow disturbance caused by the recess.
  • the concave portion described above is for forming a space that avoids interference with the tip of the main wing when the slat is accommodated in the main wing (in contact with the main wing).
  • the present invention has been made to solve the above-described problem, and even in a small machine or a medium-sized machine, the high lift that can suppress the generation of aerodynamic noise while suppressing an increase in the weight of the machine. It aims at providing a generator and a wing
  • the high lift generator of the present invention is arranged along the front edge of the main wing, and has a position close to the front edge of the main wing and a position spaced forward from the front edge.
  • a slat that is movable between the slat and the bottom surface plate of the slat, and is provided integrally with the slat and extends rearward, and when the slat is close to the front edge of the main wing, Aerodynamic sound suppression that suppresses aerodynamic noise caused by vortices that are formed at the rear end of the plate body and flow from the front to the rear in the traveling direction along the lower surface of the slat
  • the aerodynamic sound suppression unit makes the vortex separation position from the rear end of the plate member non-uniform in the wing width direction where the front edge of the main wing is continuous to make a vortex with a short correlation ,
  • the convex portion and the concave portion can be any one of a semicircular shape, a rectangular shape, and a triangular shape. Of course, other shapes can be used.
  • a strip-shaped strip portion extending rearward at the rear end portion of the plate body may be arranged at intervals in the wing width direction to form a concave portion and a convex portion.
  • the present invention also provides a slat that is disposed along the front edge of the main wing and is movable between a position close to the front edge of the main wing and a position spaced forward from the front edge.
  • a plate body provided integrally with the lower surface plate of the slat and extending rearward and provided so as to close the space between the slat and the mother wing in a state where the slat is close to the front edge of the mother wing,
  • An aerodynamic sound suppression unit that is formed at the rear end portion of the plate body and suppresses aerodynamic noise caused by vortices generated by an airflow flowing from the front to the back in the traveling direction along the lower surface of the slat;
  • a high lift generator characterized in that it has an airflow passage section that passes through the top and bottom of the plate body and allows a part of the airflow flowing along the slats and the bottom surface of the plate body to pass above the plate body.
  • the airflow passage portion can be a plurality of holes or slits formed in the plate. According to such a configuration, a part of the airflow that flows along the slats and the lower surface of the plate passes through the airflow passage and flows above the plate. As a result, the shear force of the boundary layer is reduced, the strength of the vortex generated by the airflow flowing from the front to the back in the traveling direction along the lower surface of the slat is weakened, and the pressure fluctuation on the plate surface is reduced. With such an effect, it is possible to suppress aerodynamic noise generated by the airflow flowing from the front to the rear in the traveling direction along the lower surface of the slat.
  • the present invention may be a wing characterized by including a main wing and the high lift generating device according to any one of claims 1 to 6.
  • the present invention provides a slat that is disposed along the front edge of a main wing of an aircraft and is movable between a position close to the front edge of the main wing and a position spaced forward from the front edge.
  • the slat is formed integrally with the bottom plate of the slat so as to extend rearward and close the space between the slat and the main wing when the slat is close to the front edge of the main wing.
  • An aerodynamic sound suppression unit that is formed at the rear end of the plate body and suppresses aerodynamic noise caused by vortices generated by an airflow flowing from the front to the back in the traveling direction along the lower surface of the slat.
  • the sound suppression part protrudes backward from the slats in order to make the vortex separation position from the rear end of the plate body non-uniform and to have a short correlation in the blade width direction where the front edge of the main wing continues.
  • the convex part and the concave part recessed forward with respect to the convex part intersect in the wing span direction. Be formed in it may also be characterized.
  • the present invention provides a slat that is disposed along the front edge of a main wing of an aircraft and is movable between a position close to the front edge of the main wing and a position spaced forward from the front edge.
  • the aerodynamic sound suppressing member mounted on the slat is formed integrally with the lower surface plate of the slat and extends rearward, and when the slat is close to the front edge of the main wing, the slat and the main wing
  • Aerodynamic noise suppression characterized by being formed alternately in the span direction It may be a member
  • the aerodynamic sound suppressing portion formed at the rear end portion of the plate body reduces the strength of the vortex generated by the airflow flowing from the front to the back in the traveling direction along the lower surface of the slat.
  • the pressure fluctuations at the bottom are also reduced, and the generation of aerodynamic noise is suppressed.
  • Such an aerodynamic sound suppression part can be realized by forming the aerodynamic sound suppression part on a plate constituting a part of the existing lower surface plate without providing a new addition to the slat. It does not affect strength, maintainability, reliability, etc., and is low cost.
  • a wing 1 of an aircraft is provided with a mother wing 2 and a slat (high lift generating device) 3.
  • the left side is the flight direction (traveling direction) of the aircraft, and the left side is the front and the right side is the back.
  • the slat 3 is disposed along the front edge 2 a of the main wing 2.
  • a drive mechanism (not shown) for storing and deploying the slats 3 is provided inside the main wing 2.
  • the wing 1 may be composed only of the above-described main wing 2 and slat 3, or another high lift generating device such as a flap may be disposed on the rear edge of the main wing 2, and is not particularly limited. Absent.
  • the slat 3 When the aircraft equipped with the wing 1 is in a cruising state, the slat 3 is housed in the main wing 2 as shown in FIG. In the state in which the slat 3 is housed, the slat 3 is close to the front edge 2a of the main wing 2, and the main wing 2 and the slat 3 are substantially integrated to form the wing 1.
  • the slats 3 When the aircraft equipped with the wings 1 enters a landing posture, the slats 3 are deployed from the main wings 2 as shown in FIG. 1B in order to realize the aerodynamic characteristics required at the time of landing. Specifically, the slats 3 are deployed so as to increase the angle of attack at which the wing 1 causes a stall, that is, not to a large angle of attack.
  • the slat 3 When the slat 3 is deployed, the slat 3 descends obliquely forward from the front edge 2 a of the main wing 2, and a space is formed between the main wing 2 and the slat 3. Note that the degree to which the slats 3 are deployed differs between takeoff and landing, and the slats 3 may be deployed larger when landing compared to takeoff.
  • Such a slat 3 is formed of an outer skin 4 and a COVE (concave portion) 5.
  • the outer skin 4 is formed with an upper surface 4b and a lower surface 4c that flow along the airflow, continuous to the front edge 4a that is the upstream end of the airflow.
  • the upper surface 4b is a surface smoothly connected from the front edge 4a, and is formed so as to protrude and extend to the main wing 2 side from the lower surface 4c.
  • the lower surface 4c forms a surface smoothly connected to the front edge 4a, and a lower surface plate (plate body) 7 protruding toward the downstream side is integrally formed at the downstream end portion.
  • the COVE 5 is a recess formed in a region of the slat 3 that faces the main wing 2, and is a portion in which the front edge 2 a of the main wing 2 is stored when the slat 3 is stored.
  • the surface 5 a is orthogonal to the upper surface of the main wing 2, and is opposed to the upper surface 4 b of the outer skin 4.
  • the COVE 5 is not limited to the above-described configuration, and may be configured from a single curved surface, and is not particularly limited.
  • the lower surface plate 7 is a plate-like member extending toward the main wing 2 from the ridge line portion 13 where the lower surface 4c and the COVE 5 intersect, and is formed in a fixed state integrally with the outer skin 4 continuously to the lower surface 4c.
  • the lower surface plate 7 can be formed of, for example, an aluminum alloy, CFRP, GFRP, stainless steel, or the like.
  • an uneven portion (aerodynamic sound suppressing portion, aerodynamic sound suppressing member) 20 that is continuous in the direction in which the front edge portion 2 a of the main wing 2 continues is formed.
  • an uneven portion 20A and semicircular convex portions 20B are alternately and continuously formed along the direction in which the front edge portion 2a of the main wing 2 continues.
  • the concavo-convex portion 20 is configured.
  • Such a long-correlation vortex is strong and induces large pressure fluctuations on the surface of the object, generating aerodynamic sound (noise). Further, the vortex generated on the lower surface of the slat 100 enters between the slat 100 and the main wing 2 from between the rear end of the slat 100 and the main wing 2, and when the vortex collides with the COVE 5 of the slat 100. Deforms or collapses to induce pressure fluctuations, particularly on the facing surface 5b of the COVE 5, and generate aerodynamic sound.
  • the correlation between the vortices is short and the vortices are not easily connected to each other. Become.
  • the strength of the vortex is weak, pressure fluctuation on the object surface is reduced, and generation of aerodynamic sound is suppressed.
  • the generation of vortices on the downstream side of the lower surface plate 7 can be suppressed in this way, the vortex can be prevented from entering between the slat 3 and the main wing 2 from between the rear end of the slat 3 and the main wing 2. Further, generation of aerodynamic sound generated when colliding with the COVE 5 of the slat 3 can be suppressed.
  • the uneven portion 20 that is very effective for reducing aerodynamic noise can be realized by merely forming the uneven portion 20 on the existing lower surface plate 7 without providing a new addition to the slat 3.
  • the function, strength, maintainability, reliability, etc. of the slat 3 are not affected, and the cost is low.
  • the uneven portion 20 does not collide with the main wing 2, and there is no need to change the operation structure of the slat 3.
  • the slat 3 provided with such a concavo-convex portion 20 can be easily attached to the wing 1 of an existing aircraft by exchanging the slat 3, and the above effect can be obtained at low cost.
  • the concavo-convex portion 20 may have a shape other than that shown in FIG.
  • the concave and convex portions 20 may be configured by alternately continuing the triangular concave portions 20C and the convex portions 20D. it can.
  • the concave and convex portion 20 can be configured by alternately continuing rectangular concave portions 20E and convex portions 20F.
  • grooved part 20 can also be formed by arranging the comb-tooth-like permite
  • the protrusions 20B, 20D, and 20F, the protrusion dimensions of the protrusions 20G, and the depth dimensions of the recesses 20A, 20C, and 20E be uniform in the blade width direction, and they can be different from each other.
  • a shear force suppressing portion (aerodynamics) that suppresses the shear force in the boundary layer of the airflow flowing along the lower surface of the lower surface plate 7.
  • a sound suppression part, an aerodynamic sound suppression member) 30 is formed.
  • a mesh portion (airflow passage portion) 31 having a large number of holes penetrating the upper and lower sides of the lower surface plate 7 is provided at the rear end portion of the lower surface plate 7.
  • the mesh portion 31 can be a mesh material formed by assembling a large number of wire rods in a net shape.
  • a large number of wires (airflow passage portions) 33 extending along the airflow direction are arranged at regular intervals in the direction in which the front edge portion 2a of the main wing 2 is continuous.
  • the shear force suppression part 30 can also be comprised by setting it as a brush shape.
  • a slit portion 34 having a large number of slits (airflow passage portions) 34 a penetrating the upper and lower sides of the lower surface plate 7 can be formed at the rear end portion of the lower surface plate 7.
  • the airflow flowing along the surface of the slat is separated at the downstream end of the lower surface plate 7 to generate a vortex corresponding to the thickness of the boundary layer.
  • the shearing force in the boundary layer of the airflow flowing along the lower surface of can be suppressed.
  • the strength of the generated vortex is weak, the pressure fluctuation on the object surface is reduced, and the generation of aerodynamic sound is suppressed.
  • the shear force suppression unit 30 that is very effective for reducing aerodynamic noise can be obtained by forming the shear force suppression unit 30 on the existing lower surface plate 7 without providing a new addition to the slat 3. Since it can be realized, the function, strength, maintainability, reliability, etc. of the slat 3 are not affected, and the cost is low. Further, even when the slat 3 is retracted, the shearing force suppression unit 30 does not collide with the main wing 2, and there is no need to change the operation structure of the slat 3.
  • the concavo-convex portion 20 and the shear force suppressing portion 30 are formed on the lower surface plate 7, but as shown in FIG.
  • the seal member 40 that narrows the gap between the lower surface plate 7 and the main wing 2 is provided, the uneven portion 20 and the shear force suppressing portion 30 can be formed on the seal member 40.
  • the seal member 40 can be formed of, for example, a rubber material, CFRP, GFRP, stainless steel, aluminum alloy, or the like. The sealing member 40 formed of such a material can be attached later to the existing slat 3.
  • the slat 3 can also be provided with an anti-icing mechanism for preventing the slat 3 from icing.
  • An example of the anti-icing mechanism is shown in FIG.
  • the anti-icing mechanism shown in FIG. 9 includes a tube 50 for supplying warm air inside the slat 3.
  • the tube 50 feeds air heated by a heat source in the blade width direction of the slat 3 and blows out air from a plurality of blowing holes 51 provided at intervals toward the inside of the front edge of the slat 3. It is. The blown air needs to flow outside.
  • FIG. 9 includes a tube 50 for supplying warm air inside the slat 3.
  • the tube 50 feeds air heated by a heat source in the blade width direction of the slat 3 and blows out air from a plurality of blowing holes 51 provided at intervals toward the inside of the front edge of the slat 3. It is.
  • the blown air needs to flow outside.
  • the exhaust port 52 is provided in the facing surface 5 b of the COVE 5 of the slat 3, and the air is provided between the slat 3 and the main wing 2.
  • the space between the bottom plate 7 and the main wing 2 of the slat 3 flows out to the outside.
  • the concavo-convex portion 20 and the shear force suppressing portion 30 of the above-described embodiment of the present invention can also function as part of the air outflow path. Then, it is not necessary to provide a separate air discharge port.
  • mesh part (airflow passage part), 32 ... punching metal material, 32a ... hole (airflow passage part), 33 ... wire (Airflow passage part), 34 ... slit part, 34a ... slit (airflow passage part), 100 ... slat

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Abstract

　機体重量の増加を抑制しつつ、空力騒音の発生を抑制することができる高揚力発生装置、翼を提供することを目的とする。　スラット３の下面において後方に延びる下面板７に、凹凸部２０を有し、スラット３の表面に沿って流れる気流が下面板７から剥離して渦を生成する位置が、気流の方向において不均一になるようにした。これにより、凹部２０Ａで生じた渦と、凸部２０Ｂで生じた渦とで、互いの相関が短く、渦同士が繋がりにくく独立した渦となるので、生成された渦の強さが弱く、物体表面での圧力変動も軽減され、空力音の発生を抑える。

Description

高揚力発生装置、翼、スラット
　航空機における空力騒音の発生を抑制するのに適した高揚力発生装置、翼、スラットに関する。
　航空機が離着陸時に発生する騒音は、空港周辺環境にとって大きな問題となっている。このような騒音としては、エンジンから発生するエンジン騒音や、高揚力装置（例えばスラットやフラップ等）や脚などから発生する空力騒音などが挙げられる。
　上記騒音の発生源の一つである高揚力装置に関しては、航空機の離着陸時に必要な空力特性を得るための装置であるため、空力特性を重視した設計がなされている一方で、騒音低減を考慮した設計はなされていなかった。
　しかし、上述のように騒音が大きな問題となっていることから、高揚力装置に関しても騒音低減の取り組みがなされている。例えば、高揚力装置であるスラットから発生する騒音の低減を図る技術などが提案されている（例えば、特許文献１参照。）。
　特許文献１には、スラットにおける母翼と対向する凹部に、膨張および収縮の可能な風船を配置する技術が記載されている。このようにすることで、スラットが母翼から展開された（離間した）際に、風船を膨張させて凹部を埋めることにより、凹部に起因する流れの乱れによる空力騒音の発生を抑制する。なお、上述の凹部は、スラットが母翼に収納された（母翼と接触した）際に、母翼の先端との干渉を避ける空間を形成するためのものである。
米国特許第６３９４３９６号明細書
　しかしながら、特許文献１に記載の技術では、母翼に対してスラットを接近離間させる機構の他に、上述の風船を膨張および収縮させる機構をスラット又は母翼などの内部に配置する必要があった。スラット又は母翼などの内部には空間的な余裕が少なく、このような機構を配置するには、構造的（空間的）に問題があった。
　特に、上述の風船を膨らませるためには、高圧空気を風船に送り込む必要がある。この高圧空気を確保するためには、専用の圧縮機を備えるか、エンジンから高圧空気を導く配管等を備える必要があった。このような機構を配置するには、構造的（空間的）に問題があった。
　さらに、これらの機構を追加することにより、航空機の機体重量が増大するというという問題があった。
　また、スラットを格納した状態において、風船を母翼とスラットとの間に収容するための空間が必要であるが、特に小型機や中型機においては、そのような空間の確保が困難である。
　本発明は、上記の課題を解決するためになされたものであって、小型機や中型機であっても、機体重量の増加を抑制しつつ、空力騒音の発生を抑制することができる高揚力発生装置、翼を提供することを目的とする。
　かかる目的のもと、本発明の高揚力発生装置は、母翼の前縁部に沿って配置され、母翼の前縁部に近接した位置と、前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットと、スラットの下面板に連続して一体に設けられ、後方に向けて延びるとともに、スラットが母翼の前縁部に近接した状態では、スラットと母翼との間を塞ぐように設けられる板体と、板体の後端部に形成され、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって生成される渦による空力音を抑制する空力音抑制部と、を備え、空力音抑制部は、母翼の前縁部が連続する翼幅方向において、板体の後端部からの渦の剥離位置を不均一化して相関の短い渦とするため、スラット下面に設けられた板体から後方に突出する凸部と、凸部に対して前方に凹となる凹部とが、翼幅方向に交互に形成されていることを特徴とする。
　ここで、凸部および凹部は、半円形、矩形、三角形状のいずれかとすることができる。もちろん、これ以外の形状とすることもできる。
　また、板体の後端部に、後方に向けて延びる短冊状の短冊部が、翼幅方向に互いに間隔を隔てて配列されることで、凹部と凸部とを形成しても良い。
　このように、スラット下面に設けられた板体から後方に突出する凸部と、凸部に対して前方に凹となる凹部とを、翼幅方向に交互に形成することで、母翼の前縁部が連続する翼幅方向において板体の後端部からの渦の剥離位置を凸部と凹部とで不均一化して相関の短い渦とすることができる。その結果、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって生成される渦の強さが弱まり、板体表面の圧力変動が軽減される。このような効果により、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって発生する空力音を抑制することができる。
　また、本発明は、母翼の前縁部に沿って配置され、母翼の前縁部に近接した位置と、前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットと、スラットの下面板に一体に設けられ、後方に向けて延びるとともに、スラットが母翼の前縁部に近接した状態では、スラットと母翼との間を塞ぐように設けられる板体と、板体の後端部に形成され、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって生成される渦による空力音を抑制する空力音抑制部と、を備え、空力音抑制部は、板体の上下を貫通し、スラットおよび板体の下面に沿って流れる気流の一部を、板体の上方に通過させる気流通過部を有していることを特徴とする高揚力発生装置とすることもできる。
　気流通過部は、板体に複数形成された孔、またはスリットとすることができる。
　このような構成によれば、スラットおよび板体の下面に沿って流れる気流の一部が、気流通過部を通過して板体の上方に流れる。これにより、境界層の剪断力が低下し、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって生成される渦の強さが弱まり、板体表面の圧力変動が軽減される。このような効果により、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって発生する空力音を抑制することができる。
　また、本発明は、母翼と、請求項１から６のいずれか一項に記載の高揚力発生装置と、を備えることを特徴とする翼とすることもできる。
　本発明は、航空機の母翼の前縁部に沿って配置され、母翼の前縁部に近接した位置と、前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットであって、スラットの下面板に連続して一体に形成され、後方に向けて延びるとともに、スラットが母翼の前縁部に近接した状態では、スラットと母翼との間を塞ぐように設けられる板体と、板体の後端部に形成され、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって生成される渦による空力音を抑制する空力音抑制部と、を備え、空力音抑制部は、母翼の前縁部が連続する翼幅方向において、板体の後端部からの渦の剥離位置を不均一化して相関の短い渦とするため、スラットから後方に突出する凸部と、凸部に対して前方に凹となる凹部とが、翼幅方向に交互に形成されていることを特徴とすることもできる。
　本発明は、航空機の母翼の前縁部に沿って配置され、母翼の前縁部に近接した位置と、前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットに装着される空力音抑制部材であって、スラットの下面板に連続して一体に形成され、後方に向けて延びるとともに、スラットが母翼の前縁部に近接した状態では、スラットと母翼との間を塞ぐように設けられる板体の後端部に形成され、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流に生成される渦による空力音を抑制するため、母翼の前縁部が連続する翼幅方向において、スラットから後方に突出し、板体の後端部からの渦の剥離位置を互いに異ならせる凸部と、凸部に対して前方に凹となる凹部とが、翼幅方向に交互に形成されていることを特徴とする空力音抑制部材とすることもできる。
　本発明によれば、板体の後端部に形成された空力音抑制部により、スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流によって生成される渦の強さが弱くなり、物体表面での圧力変動も軽減され、空力音の発生が抑えられる。
　このような空力音抑制部は、スラットに新たな付加物を設けることなく、既存の下面板の一部を構成する板体に空力音抑制部を形成するのみで実現できることから、スラットの機能や強度、整備性、信頼性等に影響を与えることがなく、しかも低コストである。
本実施の形態における翼の構成を示す断面図である。 スラットの斜視図である。 スラットに備えた凹凸部の複数の例を示す図である。 凹凸部の無いスラットにおける渦の発生状況を示す図であり、（ａ）は断面図、（ｂ）はスラットを下方から見た状態の図である。 第一の実施形態におけるスラットにおける渦の発生状況を示す図であり、（ａ）は断面図、（ｂ）はスラットを下方から見た状態の図である。 第二の実施形態におけるスラットに備えた気流通過部の複数の例を示す図である。 第二の実施形態のスラットにおける渦の発生状況を示す図であり、（ａ）は断面図、（ｂ）はスラットを下方から見た状態の図である。 下面板にシール部材を備えた翼の構成を示す断面図である。 スラットの防氷機構を備えた翼の構成を示す断面図である。
　以下、添付図面に示す実施の形態に基づいてこの発明を詳細に説明する。
［第一の実施形態］
　図１に示すように、航空機の翼１には、母翼２と、スラット（高揚力発生装置）３と、が設けられている。なお、図１において左方が航空機の飛行方向（進行方向）であり、左方を前方、右方を後方として説明を行う。
　スラット３は、母翼２の前縁部２ａに沿って配置されている。母翼２の内部にはスラット３を収納および展開する駆動機構（図示せず）が設けられている。
　なお、上述の母翼２およびスラット３のみから翼１を構成してもよいし、母翼２の後縁にフラップ等の他の高揚力発生装置を配置してもよく、特に限定するものではない。
　翼１を備えた航空機が巡航状態にある場合には、図１（ａ）に示すように、スラット３は母翼２に収納される。スラット３が収納された状態では、スラット３が母翼２の前縁部２ａに近接し、母翼２とスラット３とがほぼ一体となって翼１を構成する。
　翼１を備えた航空機が着陸態勢に入ると、着陸時に必要となる空力特性を実現するため、母翼２からスラット３が、図１（ｂ）に示すように展開される。具体的には、スラット３は、翼１が失速を起こす迎角を増大させる、つまり大きな迎角まで失速させないように展開される。スラット３が展開された場合には、スラット３は母翼２の前縁部２ａから斜め前方に下がり、母翼２とスラット３との間に間隔が形成される。なお、離陸時と着陸時とではスラット３を展開する程度が異なり、離陸時と比較して着陸時の方がスラット３はより大きく展開されることもある。
　このようなスラット３は、外皮４と、ＣＯＶＥ（凹部）５とから形成されている。
　外皮４は、気流の上流側端部である前縁４ａに連続して、気流が沿って流れる上面４ｂおよび下面４ｃが形成されている。上面４ｂは、前縁４ａから滑らかに繋がる面であり、下面４ｃよりも母翼２側に突出して延びるように形成されている。下面４ｃは前縁４ａから滑らかに繋がる面を形成し、下流側の端部には下流側に向けて突出する下面板（板体）７が一体に形成されている。
　ＣＯＶＥ５は、スラット３における母翼２と対向する領域に形成された凹部であって、スラット３が収納された際に母翼２の前縁部２ａが収納される部分であり、中心軸線ＣＬに対して直交する面５ａと、母翼２の上面に対向し、外皮４の上面４ｂに漸次近づく対向面５ｂとから構成されている。なお、ＣＯＶＥ５は、上述の構成に限られることなく、一つの曲面から構成されたものであってもよく、特に限定するものではない。
　下面板７は、下面４ｃとＣＯＶＥ５とが交わる稜線部１３から母翼２に向かって延びる板状の部材であり、下面４ｃに連続して外皮４と一体に固定状態で形成されている。この下面板７は、例えば、アルミニウム合金、ＣＦＲＰ、ＧＦＲＰ、ステンレス鋼等によって形成することができる。
　さて、図２に示すように。下面板７の後縁側には、母翼２の前縁部２ａが連続する方向において連続する凹凸部（空力音抑制部、空力音抑制部材）２０が形成されている。例えば図３（ａ）に示すように、母翼２の前縁部２ａが連続する方向に沿って、半円状の凹部２０Ａと半円状の凸部２０Ｂとが交互に連続して形成されることで、凹凸部２０が構成されている。
　このような凹凸部２０においては、以下のような作用効果を奏する。
　すなわち、図４（ａ）に示すように、凹凸部２０のない従来からのスラット１００の場合、スラット展開時には、スラット１００の表面に沿って気流が流れると、下面において境界層が形成される。そして、下面板７の下流端で剥離した気流は、境界層の厚さ相当の渦を生成する。このとき、図４（ｂ）に示すように、生成される渦は、スラット１００のスパン方向（母翼２が連続する方向）の全域で相関の長い二次元的なものとなる。このような相関の長い渦は渦が強く、物体表面に大きな圧力変動を誘起し、空力音（騒音）を発生させる。
　また、スラット１００の下面で生成された渦は、スラット１００の後端と母翼２との間からスラット１００と母翼２との間に入り込み、スラット１００のＣＯＶＥ５に衝突する際に、渦が変形したり崩壊して、ＣＯＶＥ５の特に対向面５ｂに圧力変動を誘起し、空力音を発生させる。
　一方、図５に示すように、凹凸部２０を有する場合、スラット展開時には、スラット３の表面に沿って流れる気流は、下面板７の下流端で剥離し、境界層の厚さ相当の渦を生成するが、凹凸部２０により、下面板７から剥離して渦を生成する位置が、気流の方向において不均一となる。凹部２０Ａの下流端で生じた渦Ａと、凸部２０Ｂの下流端で生じた渦Ｂのように、渦の発生位置が異なるため、互いの相関は短く、渦同士が繋がりにくい独立した渦となる。その結果、渦の強さが弱く、物体表面での圧力変動も軽減され、空力音の発生が抑えられる。また、このように下面板７の下流側における渦の発生が抑制できるため、スラット３の後端と母翼２との間からスラット３と母翼２との間に渦が入り込むのを抑制し、スラット３のＣＯＶＥ５に衝突する際に生じる空力音も発生を抑制できる。
　このように、空力音低減に対して非常に効果的な凹凸部２０は、スラット３に新たな付加物を設けることなく、既存の下面板７に凹凸部２０を形成するのみで実現できることから、スラット３の機能や強度、整備性、信頼性等に影響を与えることがなく、しかも低コストである。また、スラット３の格納時にも、凹凸部２０が母翼２に衝突することなく、スラット３の動作構造も何ら変更する必要がない。
　また、このような凹凸部２０を備えたスラット３は、既存の航空機の翼１に対しても、スラット３の交換により容易に装着でき、低コストで上記効果を得ることができる。
　凹凸部２０は、図３（ａ）に示した以外の他の形状とすることもできる。
　例えば、図３（ｂ）に示すように、三角形状の凸部を複数連続して設けることで、三角形状の凹部２０Ｃと凸部２０Ｄとを交互に連続させて凹凸部２０を構成することもできる。
　また、図３（ｃ）に示すように、矩形状の凹部２０Ｅと凸部２０Ｆとを交互に連続させて凹凸部２０を構成することもできる。
　図３（ｄ）に示すように、気流方向に沿って伸びる櫛歯板状の突起（短冊部）２０Ｇを、翼幅方向に一定間隔ごとに配列することで、凹凸部２０を形成することもできる。
　さらに、凸部２０Ｂ、２０Ｄ、２０Ｆ、突起２０Ｇの突出寸法、凹部２０Ａ、２０Ｃ、２０Ｅの深さ寸法は、翼幅方向において統一させることが必須ではなく、互いに異ならせることも可能である。
［第二の実施形態］
　次に、本発明の第二の実施形態を示す。ここで、以下で説明する第二の実施形態と上記第一の実施形態との相違は、下面板７のみであり、翼１の他の構成については上記第一の実施形態と共通する。したがって、以下においては、本実施形態における下面板７の構成についてのみ説明し、上記第一の実施形態と共通する構成についてはその説明を省略する。
　図６に示すように、スラット３の下縁から後方に延びる下面板７の後端には、下面板７の下面に沿って流れる気流の境界層におけるせん断力を抑制するせん断力抑制部（空力音抑制部、空力音抑制部材）３０が形成されている。
　図６（ａ）に示すように、せん断力抑制部３０としては、下面板７の後端部に、下面板７の上下を貫通する多数の孔を有したメッシュ部（気流通過部）３１を形成することができる。このメッシュ部３１は、多数の線材を網状に組むことで形成されたメッシュ材を用いることができる。
　また、図６（ｂ）に示すように、メッシュ部３１に代えて、下面板７の上下を貫通する多数の孔（気流通過部）３２ａが板材３２ｂに配列形成された、いわゆるパンチングメタル材３２をせん断力抑制部３０として設けることもできる。
　この他、図６（ｃ）に示すように、気流方向に沿って伸びる多数の線材（気流通過部）３３を、母翼２の前縁部２ａが連続する方向に一定間隔ごとに配列してブラシ状とすることで、せん断力抑制部３０を構成することもできる。
　図６（ｄ）に示すように、下面板７の後端部に、下面板７の上下を貫通する多数のスリット（気流通過部）３４ａを有したスリット部３４を形成することができる。
　図７（ａ）、（ｂ）に示すように、このようなせん断力抑制部３０においては、メッシュ部３１、パンチングメタル材３２、線材３３、スリット部３４において、下面板７の下面から上面へと気流の一部が通過するため、これによって、下面板７の下面に沿って流れる気流の境界層におけるせん断力が低下する。
　スラット３の展開時には、スラットの表面に沿って流れる気流は、下面板７の下流端で剥離し、境界層の厚さ相当の渦を生成するが、せん断力抑制部３０においては、下面板７の下面に沿って流れる気流の境界層におけるせん断力を抑制することができる。その結果、発生した渦の強さが弱く、物体表面での圧力変動も軽減され、空力音の発生が抑えられる。
　このように、空力音低減に対して非常に効果的なせん断力抑制部３０は、スラット３に新たな付加物を設けることなく、既存の下面板７にせん断力抑制部３０を形成するのみで実現できることから、スラット３の機能や強度、整備性、信頼性等に影響を与えることがなく、しかも低コストである。また、スラット３の格納時にも、せん断力抑制部３０が母翼２に衝突することなく、スラット３の動作構造も何ら変更する必要がない。
　なお、上述した第一および第二実施形態においては、下面板７に凹凸部２０、せん断力抑制部３０を形成する構成としたが、図８に示すように、下面板７の後端部に下面板７と母翼２との隙間を狭めるシール部材４０が設けられている場合、このシール部材４０に凹凸部２０、せん断力抑制部３０を形成することもできる。このシール部材４０は、例えばゴム系材料、ＣＦＲＰ、ＧＦＲＰ、ステンレス鋼、アルミニウム合金等により形成することもできる。　このような材料から形成されるシール部材４０は、既存のスラット３に対し、後付けで装着することも可能である。
　また、上記において、凹凸部２０、せん断力抑制部３０として複数の具体例を示したが、同様の機能を発揮できるのであれば、上記した以外の構成を採用することもできる。
　また、スラット３は、スラット３への着氷を防止するための、防氷機構を備えることもできる。防氷機構の一例を図９に示す。図９に示す防氷機構は、スラット３の内部に、暖気を供給するチューブ５０を備えている。チューブ５０は、熱源により加熱されたエアを、スラット３の翼幅方向に送給し、間隔を隔てて設けられた複数の吹き出し孔５１からエアをスラット３の前縁の内側に向けて吹き出すものである。吹き出されたエアは、外部へ流出させる必要があり、図９に示すような防氷機構では、排気口５２をスラット３のＣＯＶＥ５の対向面５ｂに設け、エアをスラット３と母翼２との間の空間を流し、スラット３の下面板７の後端と母翼２との隙間から外部へ流出させている。
　この防氷機構を設けたスラット３に対しては、本発明の上記実施形態の凹凸部２０、せん断力抑制部３０をエアの流出路の一部として機能させることもできる。すると、別途エア排出口を設ける必要がなくなる。
　これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
　１…翼、２…母翼、２ａ…前縁部、３…スラット（高揚力発生装置）、４…外皮、４ａ…前縁、４ｂ…上面、４ｃ…下面、５…ＣＯＶＥ（凹部）、７…下面板（板体）、１３…稜線部、２０…凹凸部（空力音抑制部、空力音抑制部材）、２０Ａ、２０Ｃ、２０Ｅ…凹部、２０Ｂ、２０Ｄ，２０Ｆ…凸部、２０Ｇ…突起（短冊部）、３０…せん断力抑制部（空力音抑制部、空力音抑制部材）、３１…メッシュ部（気流通過部）、３２…パンチングメタル材、３２ａ…孔（気流通過部）、３３…線材（気流通過部）、３４…スリット部、３４ａ…スリット（気流通過部）、１００…スラット

Claims (9)

  1. 　母翼の前縁部に沿って配置され、前記母翼の前記前縁部に近接した位置と、前記前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットと、
    　前記スラットの下面板に連続して一体に形成され、後方に向けて延びるとともに、前記スラットが前記母翼の前記前縁部に近接した状態では、前記スラットと前記母翼との間を塞ぐように設けられる板体と、
    　前記板体の後端部に形成され、前記スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流に生成される渦による空力音を抑制する空力音抑制部と、を備え、
    　前記空力音抑制部は、前記母翼の前記前縁部が連続する翼幅方向において、前記板体の後端部からの前記渦の剥離位置を不均一にさせるため、前記スラットから後方に突出する凸部と、前記凸部に対して前方に凹となる凹部とが、前記翼幅方向に交互に形成されていることを特徴とする高揚力発生装置。
  2. 　前記凸部および前記凹部は、半円形、矩形、三角形状のいずれかであることを特徴とする請求項１に記載の高揚力発生装置。
  3. 　前記板体の後端部に、後方に向けて延びる短冊状の短冊部が、前記翼幅方向に互いに間隔を隔てて配列されることで、前記凹部と前記凸部とが形成されていることを特徴とする請求項１に記載の高揚力発生装置。
  4. 　母翼の前縁部に沿って配置され、前記母翼の前記前縁部に近接した位置と、前記前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットと、
    　前記スラットの下面板に連続して一体に形成され、後方に向けて延びるとともに、前記スラットが前記母翼の前記前縁部に近接した状態では、前記スラットと前記母翼との間を塞ぐように設けられる板体と、
    　前記板体の後端部に形成され、前記スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流に生成される渦による空力音を抑制する空力音抑制部と、を備え、
    　前記空力音抑制部は、前記板体の上下を貫通し、前記スラットおよび前記板体の下面に沿って流れる気流の一部を、前記板体の上方に通過させる気流通過部を有していることを特徴とする高揚力発生装置。
  5. 　前記気流通過部は、前記板体に複数形成された孔であることを特徴とする請求項４に記載の高揚力発生装置。
  6. 　前記気流通過部は、前記板体に複数形成されたスリットであることを特徴とする請求項４に記載の高揚力発生装置。
  7. 　母翼と、
    　請求項１から６のいずれか一項に記載の高揚力発生装置と、
    を備えることを特徴とする翼。
  8. 　航空機の母翼の前縁部に沿って配置され、前記母翼の前記前縁部に近接した位置と、前記前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットであって、
    　前記スラットの下面板に連続して一体に形成され、後方に向けて延びるとともに、前記スラットが前記母翼の前記前縁部に近接した状態では、前記スラットと前記母翼との間を塞ぐように設けられる板体と、
    　前記板体の後端部に形成され、前記スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流に生成される渦による空力音を抑制する空力音抑制部と、を備え、
    　前記空力音抑制部は、前記母翼の前記前縁部が連続する翼幅方向において、前記板体の後端部からの前記渦の剥離位置を互いに異ならせるため、前記スラットから後方に突出する凸部と、前記凸部に対して前方に凹となる凹部とが、前記翼幅方向に交互に形成されていることを特徴とするスラット。
  9. 　航空機の母翼の前縁部に沿って配置され、前記母翼の前記前縁部に近接した位置と、前記前縁部から前方に離間した位置との間で移動可能に設けられたスラットに装着される空力音抑制部材であって、
    　前記スラットの下面板に連続して一体に形成され、後方に向けて延びるとともに、前記スラットが前記母翼の前記前縁部に近接した状態では、前記スラットと前記母翼との間を塞ぐように設けられる板体の後端部に形成され、前記スラットの下面に沿って進行方向前方から後方に流れる気流に生成される渦による空力音を抑制するため、前記母翼の前記前縁部が連続する翼幅方向において、前記スラットから後方に突出し、前記板体の後端部からの前記渦の剥離位置を互いに異ならせる凸部と、前記凸部に対して前方に凹となる凹部とが、前記翼幅方向に交互に形成されていることを特徴とする空力音抑制部材。
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