WO2019172072A1 - 高揚力装置及び航空機の翼 - Google Patents

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WO2019172072A1
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point
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aircraft
rear surface
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信祐 西村
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三菱重工業株式会社
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
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    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a high lift device including slats and an aircraft wing.
  • an elongated slat is deployed from the stationary leading edge of the aircraft wing to fill the gap between the elongated lamella and the fixed leading edge upper surface. It is known that the upper surface of the aircraft wing is made a continuous aerodynamic surface by sliding and deploying (see, for example, Patent Document 1).
  • a slat provided in a high lift device is formed such that the rear surface (rear surface) is complementary to the front surface (front surface) of the main wing so as not to interfere with the main wing during storage. . Further, the slat is formed to be a continuous surface on the upper surface and the lower surface of the main wing.
  • the slat of Patent Document 1 since the slat of Patent Document 1 has a shape for reducing aircraft noise, the rear surface of the slat is complementary to the main wing and the front surface in a cross section cut by a plane orthogonal to the pitch axis. It is not a simple shape, but has a shape that interferes with the main wing during storage. For this reason, the slat of patent document 1 will perform a big design change from a general slat.
  • the present invention provides a high-lift device and an aircraft wing that can suppress physical interference between the slat and the main wing and can reduce noise without significantly changing the design of the slat. Let it be an issue.
  • the high lift device of the present invention is a high lift device provided on a main wing of an aircraft, wherein a slat provided on the front side of the main wing, a deployment position where the slat is deployed forward, and the slat is stored rearward.
  • a fillet surface formed between the front surface of the slat and the rear surface of the slat on the lower surface side of the main wing and continuous with each of the front surface of the slat and the rear surface of the slat.
  • the rear surface of the slat is a curved surface that is concave toward the inner side of the slat and has a shape that is complementary to the main wing, and the fillet surface is outside the slat.
  • the inflection point between the rear surface of the slat and the fillet surface when the slat is retracted is In the yaw axis direction of the aircraft, the aircraft is located below the apex on the front side of the main wing.
  • the airflow flowing from the front surface of the slat to the rear surface of the slat through the fillet surface can be made difficult to peel off from the slat. For this reason, formation of turbulent flow generated by separation of airflow flowing into the rear surface of the slat can be suppressed, and noise of the aircraft caused by pressure fluctuation of turbulent flow can be reduced.
  • an inflection point between the rear surface of the slat and the fillet surface is positioned below the apex on the front side of the main wing in the aircraft yaw axis direction, so that the fillet surface is a part of a general slat.
  • an average curvature radius that averages the curvature radius over the fillet surface is R1
  • an average curvature that averages the curvature radius over the slat rear surface is R2
  • the average curvature radius R1 is smaller than the average curvature radius R2.
  • the portion where the fillet surface is formed can be made smaller than the portion where the slat rear surface is formed, the noise reduction effect is high while minimizing design changes. It can be a shape.
  • the apex on the front side of the main wing in the roll axis direction of the aircraft is a vertex P1
  • An inflection point between the rear surface and the fillet surface is an inflection point P2
  • a point where the front surface of the slat and the rear surface of the slat intersect on the rear side of the slat is a point p100
  • a point that intersects the front surface of the slat with respect to a straight line connecting to the slat is a point p101
  • a point on the front surface of the slat that is the same position as the vertex P1 in the yaw axis direction of the aircraft is a point p102
  • the length of the line is the length L1 and the length of the straight line connecting the point p102 and the point p103 is the length Lref1
  • the length L1 and the length Lref1 are “L1 ⁇ Lref1”. It is preferable that
  • the length L1 is the same as the conventional shape, and the length L1 that exhibits the noise reduction effect is about “0.1Lref1 ⁇ L1”.
  • Lref1 is more preferably in a range of “0.1 Lref1 ⁇ L1 ⁇ Lref1”.
  • the length L1 is longer than the length Lref1, the gap between the slat and the main wing formed at the time of storage is widened. Therefore, in order to prevent the gap from becoming too wide, “L1 ⁇ 0.5Lref1
  • the length L1 and the length Lref1 are more preferably in the range of “0.1Lref1 ⁇ L1 ⁇ 0.5Lref1”.
  • the lower surface of the slat and the main wing can be made continuous by closing the gap between the slat and the main wing formed during storage by the closing member. For this reason, resistance on the lower surface of the wing during cruise of the aircraft can be suppressed.
  • the aircraft wing of the present invention includes a mother wing and the high lift device provided on the mother wing.
  • This configuration can reduce noise generated from aircraft wings.
  • FIG. 1 is a schematic diagram at the time of takeoff and landing around the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic diagram when cruising around the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic view of a slat of the high lift device according to the present embodiment.
  • FIG. 4 is a diagram illustrating a noise level generated by a slat of a conventional high lift device.
  • FIG. 5 is a diagram showing a noise level generated by the slat of the high lift device of the present embodiment.
  • the high lift device 11 is a device provided on the wing of the aircraft 1 and generates lift at a low speed such as takeoff and landing.
  • the high lift device 11 is provided on the main wing 5 as a wing of the aircraft 1.
  • FIG. 1 is a schematic diagram at the time of takeoff and landing around the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic diagram when cruising around the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic view of a slat of the high lift device according to the present embodiment.
  • FIG. 4 is a diagram illustrating a noise level generated by a slat of a conventional high lift device.
  • FIG. 5 is a diagram showing a noise level generated by the slat of the high lift device of the present embodiment.
  • the aircraft 1 has a fuselage 3, a main wing 5, a horizontal tail, and a vertical tail.
  • the fuselage 3 is a cylindrical part that extends in the roll axis direction, which is the direction connecting the nose side and the tail side of the aircraft 1.
  • the main wing 5 is provided in the vicinity of the center portion of the fuselage 3, and is a wing that extends outward from the fuselage 3 in the pitch axis direction orthogonal to the roll axis direction.
  • the horizontal tail is provided on the tail side of the fuselage 3 and is a wing extending outward from the fuselage 3 in the pitch axis direction.
  • the wing body is provided on the tail side and extends outward from the body 3 in the yaw axis direction orthogonal to the roll axis direction and the pitch axis direction.
  • the main wing 5 includes a main wing 10 and a high lift device 11.
  • the main wing 10 is a structure that mainly constitutes the main wing 5.
  • the main wing 10 is formed in a wing shape in a cross section cut by a plane orthogonal to the pitch axis direction, and the outer surface of the main wing 10 is an upper surface of the upper wing in the yaw axis direction, and a lower side in the yaw axis direction.
  • a blade front surface 25 (see FIG. 3) on the front side in the roll axis direction.
  • the high lift device 11 is a device that increases the lift of the main wing 5 in order to suppress the stall of the aircraft 1 when the aircraft 1 is low speed, for example, when the aircraft 1 is taking off and landing.
  • the high lift device 11 includes a slat device provided on the front side of the main wing 10 and a flap device provided on the rear side of the main wing 10.
  • the high lift device 11 includes a slat 15, a slat moving mechanism 16, a flap 17, a closing member 18, and a closing member moving mechanism 19.
  • the slat 15 constitutes the front edge of the main wing 5 and is provided on the front side of the main wing 10. Further, the slat 15 is provided extending in the pitch axis direction. As shown in FIG. 3, the outer surface of the slat 15 is a cross-section cut by a plane orthogonal to the pitch axis direction, a slat front surface 21 on the front side in the roll axis direction, a slat rear surface 22 on the rear side in the roll axis direction, and a blade. It includes a fillet surface 23 between the front surface of the slat and the rear surface of the slat on the lower surface side. The detailed shape of the slat 15 will be described later.
  • the slat moving mechanism 16 moves the slat 15 between the front deployment position and the rear storage position.
  • the deployed position is a position where the slat 15 is deployed forward when the aircraft 1 is taking off and landing (at low speed).
  • the storage position is a position where the slat 15 is stored rearward when the aircraft 1 is cruising (at high speed). For this reason, the slat moving mechanism 16 moves the slat 15 to the deployed position when the aircraft 1 is taking off and landing, while moving the slat 15 to the retracted position when the aircraft 1 is cruising.
  • the slat 15 that has moved to the deployed position forms a gap with the main wing 10.
  • a part of the airflow hitting the slat 15 flows from the front surface 21 of the slat toward the upper surface of the main wing 10.
  • the other part of the airflow hitting the slat 15 flows from the slat front surface 21 through the fillet surface 23 along the slat rear surface 22 and flows between the slat 15 and the main wing 10.
  • the other part of the airflow hitting the slat 15 flows from the front surface 21 of the slat toward the lower surface of the main wing 10.
  • the slat 15 that has moved to the retracted position is accommodated in the wing front surface 25 of the main wing 10 so that the slat front surface 21 and the wing upper surface of the main wing 10 are continuous.
  • the shape of the slat 15 in a cross section cut by a plane orthogonal to the pitch axis direction will be described.
  • the portion on the blade lower surface side is a corner formed by the slat front surface 21 and the slat rear surface 22.
  • the airflow flowing along the rear surface 22 of the slat from the front surface 21 of the slat through the corner portion causes separation of the airflow at the corner portion. For this reason, turbulent flow is generated on the rear surface 22 of the slat due to separation of the air flow, and noise is generated due to pressure fluctuation due to turbulent flow.
  • the fillet surface 23 is formed on the blade lower surface side of the slat 15.
  • the fillet surface 23 is a surface which cuts off the corner
  • the front surface 21 of the slat is a curved surface that is curved in an arc shape that is convex toward the outer side in front of the slat 15.
  • the upper surface thereof is a surface continuous with the upper surface of the main wing 10.
  • the lower surface of the slat front surface 21 is a surface separated from the lower surface of the main wing 10 with a gap when the slat 15 is retracted.
  • the slat rear surface 22 is a curved surface that is curved in an arcuate shape that becomes concave toward the front inner side of the slat 15.
  • the slat rear surface 22 is a surface facing the wing front surface 25 of the main wing 10 and has a curved surface that is complementary to the wing front surface 25 of the main wing 10. For this reason, the slat rear surface 22 is a surface that can avoid physical interference with the blade front surface 25 of the main wing 10 when the slat 15 is retracted.
  • the slat front surface 21 and the slat rear surface 22 are discontinuous surfaces on the upper side of the slat 15 in the yaw axis direction, and form corners that are acute angles.
  • the fillet surface 23 is a surface continuous with the slat front surface 21 and the slat rear surface 22 on the lower side of the slat 15 in the yaw axis direction, and is curved into an arcuate shape that protrudes toward the rear outside of the slat 15. It is a curved surface.
  • the fillet surface 23 is a surface separated from the front surface and the lower surface of the main wing 10 with a gap therebetween.
  • the boundary between the slat front surface 21 and the fillet surface 23 is the lowest point in the yaw axis direction, and the boundary between the fillet surface 23 and the slat rear surface 22 is an inflection point P2. That is, the fillet surface 23 is a surface between the lowest point and the inflection point P2 in a cross section cut by a surface orthogonal to the pitch axis direction.
  • the inflection point P2 is a point that changes from the direction in which the fillet surface 23 that is convex toward the outside of the slat 15 is bent to the direction in which the slat rear surface 22 that is concave toward the inside of the slat 15 is bent.
  • the inflection point P2 is located below the apex P1 in the yaw axis direction. ing. Further, the inflection point P2 is located in front of the vertex P1 in the roll axis direction.
  • an average curvature radius of the fillet surface 23 averaged over the entire surface is R1.
  • the average radius of curvature of the slat rear surface 22 averaged over the entire surface is R2, and the radius of curvature of the slat front surface 21 is averaged over the entire surface R3.
  • the average curvature radius R2 of the slat rear surface 22 is smaller than the average curvature radius R3 of the slat front surface 21, and the average curvature radius R1 of the fillet surface 23 is smaller than the average curvature radius R2 of the slat rear surface 22. It has become a thing. That is, the slat front surface 21, the slat rear surface 22 and the fillet surface 23 have a relationship of “R1 ⁇ R2 ⁇ R3”.
  • the shape of the slat 15 when the average curvature radius R1 and the average curvature radius R2 are replaced with line segments will be described.
  • the length of the line segment when the average curvature radius R1 is replaced with a line segment is the length L1
  • the length of the line segment when the average curvature radius R2 is replaced with the line segment is a length L2.
  • the point where the slat front surface 21 and the slat rear surface 22 intersect on the rear side of the slat 15 in a cross section cut by a plane orthogonal to the pitch axis direction is a point p100, which is different from the point p100.
  • a point that intersects the slat front surface 21 with respect to a straight line (solid line) connecting the bending point P2 is a point p101.
  • a point on the slat front surface 21 at the same position as the vertex P1 is a point p102, and a point that intersects the slat rear surface 22 with respect to a straight line (dotted line) connecting the point p100 and the point p102 is a point p103.
  • the length L1 is the length of a straight line connecting the points p101 and P2
  • the length L2 is the length of a straight line connecting the points p100 and P2.
  • the length of the straight line connecting the points p102 and p103 is defined as a length Lref1
  • the length of the straight line connecting the points p100 and p103 is defined as a length Lref2.
  • the length L1 and the length Lref1 are in a relationship of “L1 ⁇ Lref1”.
  • the length L1 when the length L1 is 0, the length L1 is the same as the conventional shape (dotted line), and the length L1 that exhibits the noise reduction effect is about “0.1 Lref1 ⁇ L1”.
  • L1 and length Lref1 are more preferably in the range of “0.1 Lref1 ⁇ L1 ⁇ Lref1”. Further, when the length L1 is increased with respect to the length Lref1, the gap between the slat 15 and the main wing 10 formed at the time of storage is widened.
  • “L1 ⁇ 0 .5Lref1 ", and the length L1 and the length Lref1 are more preferably in the range of" 0.1Lref1 ⁇ L1 ⁇ 0.5Lref1 ". If the length L1 is determined, the length L2 corresponding to the length L1 is determined.
  • the closing member 18 is provided on the lower surface side of the main wing 10 and closes the gap between the slat 15 stored in the storage position and the main wing 10.
  • the closing member 18 extends in the pitch axis direction and is formed on a thin plate. The closing member 18 closes the gap between the slat 15 and the main wing 10 so that the slat front surface 21 of the slat 15 and the lower wing surface of the main wing 10 become a continuous surface. Form the surface between.
  • the closing member moving mechanism 19 moves the closing member 18 between the front closing position and the rear receiving position.
  • the closing position is a position where the closing member 18 is deployed forward when the aircraft 1 is cruising (at high speed), that is, when the slat 15 is retracted.
  • the accommodation position is a position where the closing member 18 is accommodated rearward when the aircraft 1 is taking off and landing (at low speed), that is, when the slat 15 is deployed. For this reason, the blocking member moving mechanism 19 moves the blocking member 18 to the closed position when the aircraft 1 is taking off and landing, while moving the blocking member 18 to the closed position when the aircraft 1 is cruising.
  • the closing member 18 Since the closing member 18 that has moved to the accommodation position opens the gap between the slat 15 and the main wing 10, the closing member 18 does not hinder the generation of lift when the aircraft 1 takes off and landing. Since the closing member 18 moved to the closing position closes the gap between the slat 15 and the main wing 10, the air resistance to the main wing 5 due to the gap between the slat 15 and the main wing 10 is reduced during the cruise of the aircraft 1. .
  • FIG. 4 is a diagram of the volume level generated by the conventional slat 31
  • FIG. 5 is a diagram of the volume level generated by the slat 15 of the present embodiment.
  • a turbulent flow is generated on the rear side of the slat rear surface of the slat 31, and this turbulent flow passes through the gap between the slat 31 and the main wing 10, and then the main wing. It continues to the top of 10 wings.
  • a noise region having a predetermined sound volume level is widely formed above the gap between the slat 31 and the main wing 10.
  • the airflow flowing from the slat front surface 21 through the fillet surface 23 to the slat rear surface 22 is made difficult to separate from the slat 15. Can do. For this reason, formation of the turbulent flow which generate
  • an inflection point P2 between the rear surface 22 of the slat and the fillet surface 23 is positioned below the apex P1 on the front side of the main wing 10 in the lower side in the yaw axis direction.
  • a part of the slat 15 can be handled as a surface to be cut off. For this reason, since it can be made the shape which cut off the corner
  • the portion where the fillet surface 23 is formed is smaller than the portion where the slat rear surface 22 is formed. Can be. For this reason, it can be set as the shape of the slat 15 with a high noise reduction effect, making the design change of the slat 15 small.
  • the shape of the slat 15 can be made to be a more optimal shape, so that the noise can be further increased. Can be reduced.
  • the air resistance on the lower surface of the wing during cruise of the aircraft 2 can be suppressed by moving the closing member 18 to the closing position.

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Abstract

航空機１の母翼１０に設けられる高揚力装置１１において、スラット１５と、スラット１５を展開位置と格納位置との間で移動させるスラット移動機構１６とを備え、スラット１５は、スラット前面２１と、スラット後面２２と、スラット前面２１とスラット後面２２との間のフィレット面２３とを有し、スラット後面２２は、スラット１５の内部側に向かって凹となる曲面となっており、フィレット面２３は、スラット１５の外部側に向かって凸となる曲面となっており、航空機のピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、スラット後面２２とフィレット面２３との変曲点Ｐ２は、格納時における母翼１０の前方側の頂点Ｐ１よりも下方側に位置している。

Description

高揚力装置及び航空機の翼
　本発明は、スラットを備える高揚力装置及び航空機の翼に関するものである。
　従来、航空機ノイズを減少させる方法として、離陸時において、航空機翼の固定最先端から細長い薄板（スラット）を展開し、細長い薄板と固定最先端の上部表面の間のギャップを埋めるように上部ブリッジ要素を滑らせて展開することで、航空機翼の上部表面を連続的な航空力学表面とするものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
米国特許第８８６４０８３号明細書
　一般的に、高揚力装置に設けられるスラットは、格納時において主翼に干渉しないように、後方側の面（後面）が主翼の前方側の面（前面）と相補的な形状に形成されている。また、スラットは、主翼の上面及び下面において連続な面となるように形成されている。これに対し、特許文献１のスラットは、航空機の騒音を減少させるための形状となっていることから、ピッチ軸に直交する面で切った断面において、スラットの後面が、主翼と前面と相補的な形状とはなっておらず、格納時において主翼に干渉する形状となっている。このため、特許文献１のスラットは、一般的なスラットから大幅な設計変更を行うこととなる。
　そこで、本発明は、スラットの大幅な設計変更を行うことなく、スラットと母翼との物理的な干渉を抑制し、騒音を低減することができる高揚力装置及び航空機の翼を提供することを課題とする。
　本発明の高揚力装置は、航空機の母翼に設けられる高揚力装置において、前記母翼の前方側に設けられるスラットと、前記スラットが前方に展開される展開位置と、前記スラットが後方に格納される格納位置との間で、前記スラットを移動させるスラット移動機構と、を備え、前記スラットは、前方側の面となるスラット前面と、前記母翼の前方と対向し、後方側の面となるスラット後面と、前記母翼の下面側において、前記スラット前面と前記スラット後面との間に亘って形成され、前記スラット前面及び前記スラット後面のそれぞれと連続する面となるフィレット面と、を有し、前記スラット後面は、前記スラットの内部側に向かって凹となる、前記母翼と相補的な形状の曲面となっており、前記フィレット面は、前記スラットの外部側に向かって凸となる曲面となっており、前記スラットを前記航空機のピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、前記スラットの格納時における前記スラット後面と前記フィレット面との変曲点は、前記航空機のヨー軸方向において、前記母翼の前方側の頂点よりも下方側に位置していることを特徴とする。
　この構成によれば、スラットにフィレット面を形成することで、スラット前面からフィレット面を介してスラット後面に流れ込む気流を、スラットからはく離し難くすることができる。このため、スラット後面に流れ込む気流のはく離によって発生する乱流の形成を抑制することができ、乱流の圧力変動による生じる航空機の騒音を低減することができる。このとき、スラット後面とフィレット面との変曲点を、航空機のヨー軸方向において、母翼の前方側の頂点よりも下方側に位置させることで、フィレット面を、一般的なスラットの一部を切り落とす面として取り扱うことができる。このため、一般的なスラットの一部を切り落とした形状にできることから、大幅な設計変更を行う必要がない。さらに、スラット後面は、母翼と相補的な形状の曲面となっていることから、スラットの格納時において、母翼との物理的な干渉を抑制することができる。
　また、前記スラットを前記航空機のピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、前記フィレット面に亘る曲率半径を平均した平均曲率半径をＲ１とし、前記スラット後面に亘る曲率半径を平均した平均曲率半径をＲ２とすると、前記平均曲率半径Ｒ１は、前記平均曲率半径Ｒ２に比して小さいことが、好ましい。
　この構成によれば、フィレット面が形成される部位を、スラット後面が形成される部位に比して小さいものとすることができるため、設計変更を軽微なものとしつつ、騒音の低減効果が高い形状とすることができる。
　また、前記スラットを前記航空機のピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、前記航空機のロール軸方向における前記母翼の前方側の頂点を、頂点Ｐ１とし、前記スラットの格納時における前記スラット後面と前記フィレット面との変曲点を、変曲点Ｐ２とし、前記スラットの後方側における前記スラット前面と前記スラット後面とが交わる点を、点ｐ１００とし、前記点ｐ１００と前記変曲点Ｐ２とを結ぶ直線に対して、前記スラット前面と交わる点を、点ｐ１０１とし、前記航空機のヨー軸方向において前記頂点Ｐ１と同じ位置となる前記スラット前面の点を、点ｐ１０２とし、前記点ｐ１００と前記点ｐ１０２とを結ぶ直線に対して、前記スラット後面と交わる点を、点ｐ１０３とし、前記点ｐ１０１と前記点Ｐ２とを結ぶ直線の長さを、長さＬ１とし、前記点ｐ１０２と前記点ｐ１０３とを結ぶ直線の長さを、長さＬｒｅｆ１とすると、前記長さＬ１と前記長さＬｒｅｆ１とは、「Ｌ１≦Ｌｒｅｆ１」であることが、好ましい。
　この構成によれば、スラットの形状を、最適な形状とすることができるため、騒音をより低減することができる。なお、長さＬ１が０の場合には、従来の形状と同様となり、騒音の低減効果を発揮する長さＬ１は、「０．１Ｌｒｅｆ１≦Ｌ１」程度であることから、長さＬ１と長さＬｒｅｆ１は、「０．１Ｌｒｅｆ１≦Ｌ１≦Ｌｒｅｆ１」の範囲がより好ましい。また、長さＬｒｅｆ１に対して長さＬ１が長くなると、格納時において形成されるスラットと母翼との隙間が広くなることから、隙間が広くなり過ぎないためには、「Ｌ１≦０．５Ｌｒｅｆ１」がよく、長さＬ１と長さＬｒｅｆ１は、「０．１Ｌｒｅｆ１≦Ｌ１≦０．５Ｌｒｅｆ１」の範囲がより好ましい。
　また、前記母翼の下面側に設けられ、前記格納位置に格納された前記スラットと、前記母翼との間の隙間を閉塞する閉塞部材と、前記スラットの格納時において前記閉塞部材が前記隙間を閉塞する閉塞位置と、前記スラットの展開時において前記閉塞部材が収容される収容位置との間で、前記閉塞部材を移動させる閉塞部材移動機構と、をさらに備えることが、好ましい。
　この構成によれば、格納時において形成されるスラットと母翼との間の隙間を閉塞部材により閉塞させることで、スラット及び母翼の下面を連続する面とすることができる。このため、航空機の巡航時における翼下面での抵抗を抑制することができる。
　本発明の航空機の翼は、母翼と、前記母翼に設けられる上記の高揚力装置と、を備えることを特徴とする。
　この構成によれば、航空機の翼から発生する騒音を低減することができる。
図１は、本実施形態に係る航空機の主翼周りの離着陸時における模式図である。 図２は、本実施形態に係る航空機の主翼周りの巡航時における模式図である。 図３は、本実施形態に係る高揚力装置のスラットの模式図である。 図４は、従来の高揚力装置のスラットにより発生する騒音レベルを示す図である。 図５は、本実施形態の高揚力装置のスラットにより発生する騒音レベルを示す図である。
　以下に、本発明に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能であり、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせることも可能である。
［本実施形態］
　本実施形態に係る高揚力装置１１は、航空機１の翼に設けられる装置であり、離着陸等の低速時において揚力を発生させるものである。高揚力装置１１は、航空機１の翼として、主翼５に設けられている。ここで、図１は、本実施形態に係る航空機の主翼周りの離着陸時における模式図である。図２は、本実施形態に係る航空機の主翼周りの巡航時における模式図である。図３は、本実施形態に係る高揚力装置のスラットの模式図である。図４は、従来の高揚力装置のスラットにより発生する騒音レベルを示す図である。図５は、本実施形態の高揚力装置のスラットにより発生する騒音レベルを示す図である。
　先ず、航空機１について説明する。航空機１は、胴体３、主翼５、水平尾翼及び垂直尾翼を有している。胴体３は、航空機１の機首側と機尾側とを結ぶ方向であるロール軸方向に延在して設けられる筒状の部位である。主翼５は、胴体３の中央部近傍に設けられ、ロール軸方向に直交するピッチ軸方向において、胴体３から外側に延在する翼体となっている。図示は省略するが、水平尾翼は、胴体３の機尾側に設けられ、ピッチ軸方向において、胴体３から外側に延在する翼体となっており、また、垂直尾翼は、胴体３の機尾側に設けられ、ロール軸方向及びピッチ軸方向に直交するヨー軸方向において、胴体３から外側に延在する翼体となっている。
　図１及び図２に示すように、主翼５は、母翼１０と、高揚力装置１１とを備えている。母翼１０は、主として、主翼５を構成する構造体である。母翼１０は、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、翼形状に形成されており、母翼１０の翼外面は、ヨー軸方向の上方側の翼上面、ヨー軸方向の下方側の翼下面、及びロール軸方向の前方側の翼前面２５（図３参照）を含んでいる。
　高揚力装置１１は、航空機１の低速時、例えば、航空機１の離着陸時において、航空機１の失速を抑制すべく、主翼５の揚力を増大させる装置である。高揚力装置１１は、母翼１０の前方側に設けられるスラット装置と、母翼１０の後方側に設けられるフラップ装置とを含んで構成されている。具体的に、高揚力装置１１は、スラット１５と、スラット移動機構１６と、フラップ１７と、閉塞部材１８と、閉塞部材移動機構１９とを有している。
　スラット１５は、主翼５の前縁部を構成しており、母翼１０の前方側に設けられている。また、スラット１５は、ピッチ軸方向に延在して設けられている。図３に示すように、スラット１５の外面は、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、ロール軸方向の前方側のスラット前面２１、ロール軸方向の後方側のスラット後面２２、及び翼下面側におけるスラット前面とスラット後面との間のフィレット面２３を含んでいる。なお、スラット１５の詳細な形状については、後述する。
　スラット移動機構１６は、前方の展開位置と後方の格納位置との間で、スラット１５を移動させる。展開位置は、航空機１の離着陸時（低速時）において、スラット１５を前方に展開する位置となっている。格納位置は、航空機１の巡航時（高速時）において、スラット１５を後方に格納する位置となっている。このため、スラット移動機構１６は、航空機１の離着陸時において、スラット１５を展開位置に移動させる一方で、航空機１の巡航時において、スラット１５を格納位置に移動させる。展開位置に移動したスラット１５は、母翼１０との間に隙間を形成している。このため、スラット１５に当たる気流は、その一部が、スラット前面２１から母翼１０の翼上面に向かって流れる。また、スラット１５に当たる気流は、その他の一部が、スラット前面２１からフィレット面２３を介してスラット後面２２に沿って流れ、スラット１５と母翼１０との間を流れる。さらに、スラット１５に当たる気流は、その他の一部が、スラット前面２１から母翼１０の翼下面に向かって流れる。一方で、格納位置に移動したスラット１５は、母翼１０の翼前面２５に収められることで、スラット前面２１と母翼１０の翼上面とが連続する面となる。
　ここで、図３を参照して、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面におけるスラット１５の形状について説明する。従来の一般的なスラットの形状は、図３の点線で示すように、翼下面側における部位が、スラット前面２１とスラット後面２２とにより形成される角部となっている。このような形状の場合、スラット前面２１から角部を介してスラット後面２２に沿って流れる気流は、角部において気流のはく離が生じる。このため、スラット後面２２において、気流のはく離による乱流が生じ、乱流による圧力変動によって騒音が発生する。このため、本実施形態では、スラット１５の翼下面側において、上記のフィレット面２３を形成している。ここで、図３に示すように、フィレット面２３は、従来のスラットの角部を切り落とすような面となっている。
　スラット前面２１は、スラット１５の前方の外部側に向かって凸となる弓形に湾曲する曲面となっている。スラット前面２１は、スラット１５の格納時において、その上方側の面が、母翼１０の翼上面と連続する面となる。一方で、スラット前面２１は、スラット１５の格納時において、その下方側の面が、母翼１０の翼下面と隙間を挟んで離れた面となる。
　スラット後面２２は、スラット１５の前方の内部側に向かって凹となる弓形に湾曲する曲面となっている。また、スラット後面２２は、母翼１０の翼前面２５と対向する面となっており、母翼１０の翼前面２５と相補的な形状となる曲面となっている。このため、スラット後面２２は、スラット１５の格納時において、母翼１０の翼前面２５との物理的な干渉を回避可能な面となっている。このスラット前面２１とスラット後面２２とは、スラット１５のヨー軸方向の上方側において、不連続な面となっており、鋭角となる角部を形成している。
　フィレット面２３は、スラット１５のヨー軸方向の下方側において、スラット前面２１及びスラット後面２２にそれぞれ連続する面となっており、スラット１５の後方の外部側に向かって凸となる弓形に湾曲する曲面となっている。フィレット面２３は、スラット１５の格納時において、母翼１０の翼前面及び翼下面と隙間を挟んで離れた面となる。
　ここで、スラット前面２１とフィレット面２３との境界は、ヨー軸方向の最下点となっており、フィレット面２３とスラット後面２２との境界は、変曲点Ｐ２となっている。つまり、フィレット面２３は、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、最下点と変曲点Ｐ２との間の面となっている。
　変曲点Ｐ２は、スラット１５の外部側に向かって凸となるフィレット面２３の曲がる方向から、スラット１５の内部側に向かって凹となるスラット後面２２の曲がる方向へ変わる点である。このとき、母翼１０の前方側の頂点を、すなわち母翼１０のロール軸方向における最前点を、Ｐ１とすると、変曲点Ｐ２は、ヨー軸方向において、頂点Ｐ１よりも下方側に位置している。また、変曲点Ｐ２は、ロール軸方向において、頂点Ｐ１よりも前方側に位置している。
　また、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、フィレット面２３に係る曲率半径を、面全体に亘って平均した平均曲率半径をＲ１とする。同様に、スラット後面２２に係る曲率半径を、面全体に亘って平均した平均曲率半径をＲ２とし、スラット前面２１に係る曲率半径を、面全体に亘って平均した平均曲率半径をＲ３とする。この場合、スラット後面２２の平均曲率半径Ｒ２は、スラット前面２１の平均曲率半径Ｒ３に比して小さく、フィレット面２３の平均曲率半径Ｒ１は、スラット後面２２の平均曲率半径Ｒ２に比して小さいものとなっている。つまり、スラット前面２１、スラット後面２２及びフィレット面２３は、「Ｒ１＜Ｒ２＜Ｒ３」の関係となっている。
　また、平均曲率半径Ｒ１及び平均曲率半径Ｒ２を線分に置き換えたときのスラット１５の形状について説明する。平均曲率半径Ｒ１を線分に置き換えたときの線分の長さを、長さＬ１とし、平均曲率半径Ｒ２を線分に置き換えたときの線分の長さを、長さＬ２とする。ここで、図４に示すように、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、スラット１５の後方側におけるスラット前面２１とスラット後面２２とが交わる点を、点ｐ１００とし、点ｐ１００と変曲点Ｐ２とを結ぶ直線（実線）に対して、スラット前面２１と交わる点を、点ｐ１０１とする。また、頂点Ｐ１と同じ位置となるスラット前面２１の点を、点ｐ１０２とし、点ｐ１００と点ｐ１０２とを結ぶ直線（点線）に対して、スラット後面２２と交わる点を、点ｐ１０３とする。このとき、上記の長さＬ１は、点ｐ１０１と点Ｐ２とを結ぶ直線の長さとなっており、上記の長さＬ２は、点ｐ１００と点Ｐ２とを結ぶ直線の長さとなっている。また、点ｐ１０２と点ｐ１０３とを結ぶ直線の長さを、長さＬｒｅｆ１とし、点ｐ１００と点ｐ１０３とを結ぶ直線の長さを、長さＬｒｅｆ２とする。この場合、スラット１５の形状は、長さＬ１と長さＬｒｅｆ１とが、「Ｌ１≦Ｌｒｅｆ１」の関係となっている。
　ここで、長さＬ１が０の場合には、従来の形状（点線）と同様となり、騒音の低減効果を発揮する長さＬ１は、「０．１Ｌｒｅｆ１≦Ｌ１」程度であることから、長さＬ１と長さＬｒｅｆ１は、「０．１Ｌｒｅｆ１≦Ｌ１≦Ｌｒｅｆ１」の範囲がより好ましい。また、長さＬｒｅｆ１に対して長さＬ１が長くなると、格納時において形成されるスラット１５と母翼１０との隙間が広くなることから、隙間が広くなり過ぎないためには、「Ｌ１≦０．５Ｌｒｅｆ１」がよく、長さＬ１と長さＬｒｅｆ１は、「０．１Ｌｒｅｆ１≦Ｌ１≦０．５Ｌｒｅｆ１」の範囲がより好ましい。なお、長さＬ１が決まれば、長さＬ１に対応する長さＬ２が決まる。
　閉塞部材１８は、図１及び図２に示すように、母翼１０の翼下面側に設けられ、格納位置に格納されたスラット１５と、母翼１０との間の隙間を閉塞している。閉塞部材１８は、ピッチ軸方向に延在して設けられおり、薄板上に形成されている。閉塞部材１８は、スラット１５と母翼１０との隙間を閉塞することで、スラット１５のスラット前面２１と母翼１０の翼下面とが連続した面となるように、スラット１５と母翼１０との間の面を形成する。
　閉塞部材移動機構１９は、前方の閉塞位置と後方の収容位置との間で、閉塞部材１８を移動させる。閉塞位置は、航空機１の巡航時（高速時）、つまり、スラット１５の格納時において、閉塞部材１８を前方に展開する位置となっている。収容位置は、航空機１の離着陸時（低速時）、つまり、スラット１５展開時において、閉塞部材１８を後方に収容する位置となっている。このため、閉塞部材移動機構１９は、航空機１の離着陸時において、閉塞部材１８を収容位置に移動させる一方で、航空機１の巡航時において、閉塞部材１８を閉塞位置に移動させる。収容位置に移動した閉塞部材１８は、スラット１５と母翼１０との隙間を開放するため、航空機１の離着陸時において、閉塞部材１８は、揚力の発生を阻害することがない。閉塞位置に移動した閉塞部材１８は、スラット１５と母翼１０との隙間を閉塞するため、航空機１の巡航時において、スラット１５と母翼１０との隙間による主翼５への空気抵抗を軽減する。
　次に、図４及び図５を参照して、従来のスラット３１により発生する騒音と、本実施形態のスラット１５により発生する騒音とについて比較する。図４は、従来のスラット３１により発生する音量レベルの図であり、図５は、本実施形態のスラット１５により発生する音量レベルの図である。図４に示すように、スラット３１のスラット後面の後方側では、乱流が発生していることが見てとれ、この乱流は、スラット３１と母翼１０との隙間を通って、母翼１０の翼上面まで続いている。そして、スラット３１と母翼１０との隙間の上方側に、所定の音量レベルとなる騒音領域が広く形成されている。これに対し、図５に示すように、スラット１５のスラット後面２２の後方側では、従来に比して乱流が発生しておらず、また、母翼１０の翼上面においても、従来に比して乱流が発生していない。このため、母翼１０の翼上面において形成される騒音領域が、従来に比して小さいものとなっている。
　以上のように、本実施形態によれば、スラット１５にフィレット面２３を形成することで、スラット前面２１からフィレット面２３を介してスラット後面２２に流れ込む気流を、スラット１５からはく離し難くすることができる。このため、気流のはく離によって発生する乱流の形成を抑制することができ、乱流の圧力変動による生じる航空機１の騒音を低減することができる。このとき、スラット後面２２とフィレット面２３との変曲点Ｐ２を、母翼１０の前方側の頂点Ｐ１よりも、ヨー軸方向の下方側に位置させることで、フィレット面２３を、一般的なスラット１５の一部を切り落とす面として取り扱うことができる。このため、従来の一般的なスラット３１の角部を切り落とした形状にできることから、スラット１５の大幅な設計変更を行う必要がない。さらに、スラット後面２２は、母翼１０と相補的な形状の曲面となっていることから、スラット１５の格納時において、母翼１０との物理的な干渉を抑制することができる。
　また、本実施形態によれば、平均曲率半径Ｒ１を平均曲率半径Ｒ２に比して小さくすることで、フィレット面２３が形成される部位を、スラット後面２２が形成される部位に比して小さいものとすることができる。このため、スラット１５の設計変更を軽微なものとしつつ、騒音の低減効果が高いスラット１５の形状とすることができる。
　また、本実施形態によれば、長さＬ１と長さＬｒｅｆ１とを「Ｌ１≦Ｌｒｅｆ１」の関係とすることで、スラット１５の形状を、より最適な形状とすることができるため、騒音をより低減することができる。
　また、本実施形態によれば、閉塞部材１８を閉塞位置に移動させることで、航空機２の巡航時における翼下面での空気抵抗を抑制することができる。
　１　航空機
　３　胴体
　５　主翼
　１０　母翼
　１１　高揚力装置
　１５　スラット
　１６　スラット移動機構
　１７　フラップ
　１８　閉塞部材
　１９　閉塞部材移動機構
　２１　スラット前面
　２２　スラット後面
　２３　フィレット面
　２５　翼前面
　３１　スラット（従来）

Claims (5)

  1. 　航空機の母翼に設けられる高揚力装置において、
    　前記母翼の前方側に設けられるスラットと、
    　前記スラットが前方に展開される展開位置と、前記スラットが後方に格納される格納位置との間で、前記スラットを移動させるスラット移動機構と、を備え、
    　前記スラットは、
    　前方側の面となるスラット前面と、
    　前記母翼の前方と対向し、後方側の面となるスラット後面と、
    　前記母翼の下面側において、前記スラット前面と前記スラット後面との間に亘って形成され、前記スラット前面及び前記スラット後面のそれぞれと連続する面となるフィレット面と、を有し、
    　前記スラット後面は、前記スラットの内部側に向かって凹となる、前記母翼と相補的な形状の曲面となっており、
    　前記フィレット面は、前記スラットの外部側に向かって凸となる曲面となっており、
    　前記スラットを前記航空機のピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、前記スラットの格納時における前記スラット後面と前記フィレット面との変曲点は、前記航空機のヨー軸方向において、前記母翼の前方側の頂点よりも下方側に位置していることを特徴とする高揚力装置。
  2. 　前記スラットを前記航空機のピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、前記フィレット面に亘る曲率半径を平均した平均曲率半径をＲ１とし、前記スラット後面に亘る曲率半径を平均した平均曲率半径をＲ２とすると、
    　前記平均曲率半径Ｒ１は、前記平均曲率半径Ｒ２に比して小さいことを特徴とする請求項１に記載の高揚力装置。
  3. 　前記スラットを前記航空機のピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、
    　前記航空機のロール軸方向における前記母翼の前方側の頂点を、頂点Ｐ１とし、
    　前記スラットの格納時における前記スラット後面と前記フィレット面との変曲点を、変曲点Ｐ２とし、
    　前記スラットの後方側における前記スラット前面と前記スラット後面とが交わる点を、点ｐ１００とし、
    　前記点ｐ１００と前記変曲点Ｐ２とを結ぶ直線に対して、前記スラット前面と交わる点を、点ｐ１０１とし、
    　前記航空機のヨー軸方向において前記頂点Ｐ１と同じ位置となる前記スラット前面の点を、点ｐ１０２とし、
    　前記点ｐ１００と前記点ｐ１０２とを結ぶ直線に対して、前記スラット後面と交わる点を、点ｐ１０３とし、
    　前記点ｐ１０１と前記点Ｐ２とを結ぶ直線の長さを、長さＬ１とし、
    　前記点ｐ１０２と前記点ｐ１０３とを結ぶ直線の長さを、長さＬｒｅｆ１とすると、
    　前記長さＬ１と前記長さＬｒｅｆ１とは、「Ｌ１≦Ｌｒｅｆ１」であることを特徴とする請求項１または２に記載の高揚力装置。
  4. 　前記母翼の下面側に設けられ、前記格納位置に格納された前記スラットと、前記母翼との間の隙間を閉塞する閉塞部材と、
    　前記スラットの格納時において前記閉塞部材が前記隙間を閉塞する閉塞位置と、前記スラットの展開時において前記閉塞部材が収容される収容位置との間で、前記閉塞部材を移動させる閉塞部材移動機構と、をさらに備えることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の高揚力装置。
  5. 　母翼と、
    　前記母翼に設けられる請求項１から４のいずれか１項に記載の高揚力装置と、を備えることを特徴とする航空機の翼。
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