WO2022239574A1 - 前縁高揚力装置、翼および航空機 - Google Patents

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WO2022239574A1
WO2022239574A1 PCT/JP2022/016742 JP2022016742W WO2022239574A1 WO 2022239574 A1 WO2022239574 A1 WO 2022239574A1 JP 2022016742 W JP2022016742 W JP 2022016742W WO 2022239574 A1 WO2022239574 A1 WO 2022239574A1
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WO
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leading edge
main wing
lift device
slat
distance
Prior art date
Application number
PCT/JP2022/016742
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
一臣 山本
光宏 村山
譲 横川
政孝 香西
和秀 磯谷
陽亮 上野
賢司 葉山
賢亮 林
Original Assignee
国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
川崎重工業株式会社
三菱航空機株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
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Classifications

    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a leading edge high-lift device installed on an aircraft wing, and a wing and aircraft equipped with the same.
  • a high-lift device is deployed from the main wing to achieve low-speed flight when the aircraft takes off and lands at the airport.
  • leading edge high lift devices such as slats are attached to the leading edge of the main wing, generating a large lift during low-speed flight.
  • the slat By creating a gap between the slat and the leading edge of the main wing, the slat has the function of increasing the upper limit of the lift (maximum lift) of the main wing.
  • the slats have dents (humps) on the lower surface due to restrictions to be accommodated in the main wing, and the turbulent flow in the backflow area formed there causes noise.
  • Low slat noise can be achieved by reducing the pressure fluctuation caused by this turbulence, but at the same time, it is necessary to establish the requirements for flight performance such as maximum lift for the slat, and the structure and deployment mechanism.
  • Patent Document 1 As a representative technique for reducing slat noise, there is a known concept of a "lumb filler” that eliminates the backflow area of the bump by adding a curved surface shape along the shear layer of the backflow area to the lower surface of the slat (Patent Document 1). 3).
  • Patent Document 4 a method of suppressing the occurrence of large pressure fluctuations by installing "serrations" on the cusp on the lower surface of the slat, which is the point where the backflow area occurs, actively mixes the shear layer of the hump (see Patent Document 4).
  • Patent Document 5 A method of providing an “inclined plate” to deflect the angle at which the shear layer in the backflow region collides with the slat lower surface (see Patent Document 5), which is called VLCS (Very Long Chord Slat), which designs a very long slat chord length. technology (see Non-Patent Document 1) is known.
  • VLCS Very Long Chord Slat
  • a leading edge high-lift device is a leading edge high-lift device that can be deployed and stored with respect to a leading edge of a main wing, a leading edge; a trailing edge that forms a gap with the main wing when deployed; a cusp portion formed at the lower edge of the front edge; a lower surface portion formed between the cusp portion and the trailing edge portion; a curved bulging portion which is locally provided on the surface of the lower surface portion and which protrudes toward the main wing in a cross-sectional shape perpendicular to the blade length direction of the main wing.
  • the leading edge high-lift device since the bulging portion is provided locally on the surface of the lower surface portion, the turbulent shear layer in the lower surface portion is less likely to form than when there is no bulging portion.
  • the distance from the reattachment point to the trailing edge can be increased. As a result, pressure fluctuations at the trailing edge can be attenuated, and noise reduction can be achieved.
  • the first distance may be 10% or more and 40% or less of the first distance.
  • a maximum thickness of the bulging portion from the surface of the lower surface portion may be 5% or more and 15% or less of the first distance.
  • the average curvature of the top of the bulging portion may be two to ten times the reciprocal of the first distance.
  • the distance between the trailing edge and the main wing leading edge measured on the chord line of the leading edge high-lift device at maximum deployment with respect to the main wing leading edge An amount of overlap may be 35% or less of the first distance.
  • the leading edge high-lift device may further include an adjusting member attached to at least a portion of the trailing edge to adjust the amount of overlap.
  • the bulging portion may be configured to expand when deployed relative to the leading edge of the main wing, and deformable along the leading edge of the main wing when retracted into the leading edge of the main wing.
  • a leading edge high-lift device is a leading edge high-lift device that can be deployed and stored with respect to a leading edge of a main wing, and includes a gap between a leading edge portion and the main wing when deployed. a cusp formed at a lower edge of said leading edge; a lower surface formed between said cusp and said trailing edge; and at least a portion of said trailing edge. and a trailing edge extension provided on the .
  • the first distance between the tip of the trailing edge extension and the main wing front surface measured on the chord line of the leading edge high-lift device at maximum deployment with respect to the main wing leading edge is a distance of 10% or more and 35% or less of the first distance, The first distance is 10% or more and 20% or less of the chord length of the main wing when the leading edge high-lift device is stored in the leading edge of the main wing.
  • the distance from the reattachment point of the turbulent shear layer on the lower surface to the trailing edge can be increased.
  • pressure fluctuations at the trailing edge can be attenuated, and noise reduction can be achieved.
  • the trailing edge extension may be an adjusting member attached to the trailing edge to adjust the amount of overlap.
  • FIG. 1 is a partial perspective view of one configuration example of one main wing of an aircraft, viewed from the top side;
  • FIG. Fig. 3 is a partial perspective view of the main wing as seen from the lower surface side;
  • FIG. 4 is a partial perspective view of the leading edge high-lift device as seen from the bottom side;
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of a slat having a reference shape (reference slat) perpendicular to the wingspan direction of the main wing.
  • 5 is a numerical simulation result showing an example of the flow field at the time of landing on the reference slat shown in FIG. 4;
  • FIG. 4 is a cross-sectional view perpendicular to the wingspan direction of the slat according to Configuration Example 1 of the present embodiment
  • 7 is a numerical simulation result showing an example of the flow field at the time of landing on the slat shown in FIG. 6.
  • FIG. FIG. 7 is a cross-sectional view showing a state in which the slat shown in FIG. 6 is stored in the main wing
  • FIG. 7 is an explanatory view showing details of a bulging portion in the slat shown in FIG. 6;
  • 10 is a cross-sectional view perpendicular to the wingspan direction of the slat according to Configuration Example 2 of the present embodiment
  • 11 is a numerical simulation result showing an example of the flow field at the time of landing in the slat shown in FIG. 10
  • Figure 11 is a similar cross-sectional view showing a modification of the slat configuration shown in Figure 10
  • Numerical simulation results showing pressure fluctuations at the trailing edge of the slat that cause noise, where A is the reference slat, B is the slat according to Configuration Example 1, and C is the slat according to Configuration Example 2. is shown.
  • It is a numerical simulation result of total sound pressure level (OASPL) directivity when slat noise evaluation is performed.
  • OFP total sound pressure level
  • FIG. 15 is a graph for explaining the shape effect on noise reduction of the slats according to configuration examples 1 and 2 compared with the total sound pressure level in the ground direction (270 degree direction) of the reference slat shown in FIG. 14;
  • FIG. 4 is a cross-sectional view perpendicular to the wingspan direction of the Kruger flap as the leading edge high-lift device according to the present embodiment.
  • FIG. 1 is a partial perspective view of one main wing (left wing) 100 of an aircraft viewed from above
  • FIG. 2 is a partial perspective view of the main wing 100 viewed from below
  • FIG. 2 is a partial perspective view of the slat 20 viewed from the bottom side.
  • the main wing 100 has a main wing 10 , a slat 20 arranged on the leading edge 10 a side of the main wing 10 , and a flap 30 arranged on the trailing edge 10 b side of the main wing 10 .
  • the other main wing (right wing) of the aircraft is constructed similarly to main wing 100 .
  • the slat 20 is configured to be deployable and retractable at the front edge 10a of the main wing 10.
  • the slat 20 is housed at the leading edge 10a of the main wing 10 during cruising, as shown, and is deployed against the leading edge 10a of the main wing 10 by the slat support device 51 during landing or takeoff.
  • the leading edge 10 a of the main wing 10 refers to a region facing the slat 20 in the chord direction of the slat 20 . Note that, in the following description, the leading edge 10a is also referred to as the main wing leading edge 10a.
  • the flap 30 is configured to be deployable and retractable at the trailing edge 10b of the main wing 10.
  • the flap 30 is stowed at the trailing edge 10b of the main wing 10 during cruising, as shown, and is deployed against the trailing edge 10b of the main wing 10 by the flap support device 52 during landing or takeoff.
  • the slat 20 is usually divided into a plurality of parts along the main wing leading edge 10a with the engine 40 interposed therebetween.
  • the length of each slat 20 in the spanwise direction is arbitrarily set to a required length according to the arrangement area.
  • the flaps 30 are also usually arranged along the trailing edge 10b of the main wing 10, each being divided into a plurality of pieces each having an arbitrary length.
  • the slats 20 and flaps 30 are made of, for example, a metal material such as aluminum alloy or stainless steel, or a composite material such as CFRP (carbon fiber reinforced plastic) or GFRP (glass fiber reinforced plastic).
  • the slat 20 is one of the leading edge high lift devices, and by providing a gap between the main wing 10 and the main wing 10 at the time of deployment, the maximum lift (upper limit of lift) of the main wing 100 is increased. Increase the angle of attack at which the main wing 100 stalls.
  • the size of the gap between the slat 20 and the main wing 10 is adjusted by the expansion size (angle) of the slat 20 with respect to the main wing 10 .
  • the slats 20 are deployed more during landing than during takeoff.
  • the gap formed between the slat 20 and the main blade 10 causes noise due to pressure fluctuations due to turbulent flow in the backflow area.
  • the slats 20 are configured so as to suppress noise caused by pressure fluctuations in the gap between the slats 20 and the main wing 10 during deployment. Details thereof will be described below, but first, a slat having a basic shape (hereinafter also referred to as a reference slat 120) that serves as a reference in designing the slat 20 of the present embodiment will be described. It should be noted that this reference slat 120 corresponds to a conventionally constructed slat optimized for aerodynamic performance only.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of the reference slat 120 perpendicular to the wingspan direction of the main wing 10 .
  • a state at the time of landing in which the reference slat 120 is maximally deployed (fully opened) with respect to the main wing leading edge 10a is shown.
  • the reference slat 120 has a leading edge 121 , a trailing edge 122 , a cusp 123 , a lower surface 124 and an upper surface 126 .
  • the cross-sectional shape of the reference slat 120 is the shape of a closed space enclosed between the front edge portion 121 , the lower surface portion 124 and the upper surface portion 126 .
  • the leading edge portion 121 has a streamline shape that protrudes forward (toward the side opposite to the base wing 10 side) and is formed continuously with the upper surface portion 126 .
  • the trailing edge portion 122 is the tip of an edge formed by the rear end portion of the lower surface portion 124 and the rear end portion of the upper surface portion 126, and forms a gap G0 with the main wing 10 during deployment.
  • the cusp portion 123 is the tip of an edge formed between the lower edge of the front edge portion 121 and the lower surface portion 124 .
  • the cusp portion 123 may be formed by a tip portion of a blade located at the lower edge of the leading edge portion 121 and projecting toward the mother wing leading edge 10a.
  • the lower surface portion 124 is a concave surface formed between the cusp portion 123 and the trailing edge portion 122 .
  • the lower surface portion 124 is a portion that is close to the leading edge 10a of the main wing when stored, and is typically formed in a curved shape that protrudes forward corresponding to the leading edge 10a of the main wing.
  • FIG. 5 is a numerical simulation result showing an example of the flow field at the time of landing on the reference slat 120 shown in FIG.
  • the shear layer separated from the cusp portion 123 forms a vortex-shaped backflow region in the lower surface portion 124, and turbulence is generated in the shear layer along with the formation of this backflow region.
  • the generated turbulent shear layer reattaches to the lower surface portion 124 and then passes through the gap G0 between the reference slat 120 and the main wing 10 .
  • the noise is mainly generated by pressure fluctuations at the reattachment point RP0 of the lower surface portion 124 to which the turbulent shear layer adheres and pressure fluctuations at the trailing edge portion 122.
  • the pressure fluctuation reaches a maximum at the reattachment point RP0 and tapers off toward the trailing edge 122.
  • FIG. As the distance from the reattachment point RP0 to the trailing edge 122 increases, the pressure fluctuation at the trailing edge 122 decreases. In the example shown in the figure, since the reattachment point RP0 is close to the trailing edge 122, large pressure fluctuations at the reattachment point RP0 are not attenuated, resulting in large pressure fluctuations at the trailing edge 122, resulting in large noise. Occur.
  • the inventors found that the magnitude of the noise caused by the cross-sectional shape of the reference slat 120 is strong against the distance Lts0, which is the creepage distance from the reattachment point RP0 of the turbulent shear layer on the lower surface portion 124 to the trailing edge portion 122. Focusing on the correlation, the distance Lts0 is lengthened to attenuate pressure fluctuations from the reattachment point RP0 toward the trailing edge portion 122, thereby reducing noise.
  • the shape of the reference slat 120 is changed as follows. (1) In the vicinity of the reattachment point of the turbulent shear layer on the lower surface of the slat, a rounded bulging portion having a structure that collapses when stored in the main wing is provided. (2) lengthening the trailing edge to provide more overlap with the main wing 10 than the baseline slat 120 optimized for aerodynamic performance only; The above changes (1) and (2) may be made independently or in combination with each other.
  • Configuration example 1 corresponds to a combination of (1) and (2) above
  • configuration example 2 corresponds to (2) above.
  • one slat 20 will be described as an example, but the same may be applied to all slats 20 installed on the main wing leading edge 10a. In this case, the application may be individually optimized according to the slat support device 51 and the flow of the inner and outer ends of the slats 20 .
  • FIG. 6 shows the slat 20 as the leading edge high-lift device according to the present embodiment, and the span direction of the main wing 100 of the slat 201 according to Configuration Example 1 (hereinafter also referred to as the span direction unless otherwise specified). is a cross-sectional view perpendicular to .
  • the state at the time of landing is shown in which the slat 201 is maximally deployed (fully opened) with respect to the main wing leading edge 10a.
  • the slat 201 has a front edge portion 21 , a rear edge portion 22 , a cusp portion 23 , a lower surface portion 24 , a bulging portion 25 and an upper surface portion 26 .
  • the cross-sectional shape of the slat 201 is the shape of a closed space surrounded by the front edge portion 21, the lower surface portion 24, and the upper surface portion 26. As shown in FIG.
  • the leading edge portion 21 has a streamline shape that protrudes forward (toward the side opposite to the base wing 10 side) and is formed continuously with the upper surface portion 26 .
  • the trailing edge portion 22 is the tip of an edge formed by the trailing end portion of the lower surface portion 24 and the trailing end portion of the upper surface portion 26, and forms a gap with the main wing 10 during deployment.
  • the cusp portion 23 is the tip of an edge formed between the lower edge of the front edge portion 21 and the lower surface portion 24 .
  • the cusp portion 23 may be formed by a tip portion of a blade located at the lower edge of the leading edge portion 21 and projecting toward the main wing leading edge 10a.
  • the lower surface portion 24 is a concave surface formed between the cusp portion 23 and the trailing edge portion 22 .
  • the lower surface portion 24 is a portion that is close to the leading edge 10a of the main wing when stored, and is formed in a curved shape that protrudes forward corresponding to the leading edge 10a of the main wing.
  • the bulging portion 25 is locally provided on the surface of the lower surface portion 24 and has a curved shape that protrudes toward the base wing 10 in a cross-sectional shape perpendicular to the blade length direction.
  • Configuration Example 1 is different from the reference slat 120 in that the trailing edge portion 22 extends toward the main wing 10 side to increase the amount of overlap with the main wing 10 and that a protruding portion 25 is provided.
  • the slat flow characteristics include the flow rate passing through the gap between the slat trailing edge (TE (corresponding to the trailing edges 122 and 22) in the figure and the main wing 10, Also, unless the position of the cusp portion is changed significantly, the position where the turbulent shear layer of the hump (lower surface portion) reattaches to the lower surface of the slat hardly changes in the chord direction of the main wing.
  • the distance Lts1 from the reattachment point RP1 of the turbulent shear layer on the lower surface portion 24 to the trailing edge portion 22 is made longer than the distance Lts0 on the reference slat 120, so that the trailing edge The pressure fluctuation in the portion 22 is reduced to reduce noise.
  • FIG. 7 is a numerical simulation result showing an example of the flow field during landing on the slat 201 shown in FIG.
  • the shear layer separated from the cusp portion 23 forms a vortex-shaped backflow region in the lower surface portion 24, and the formation of this backflow region generates turbulence in the shear layer.
  • the generated turbulent shear layer reattaches to the bulging portion 25 and then passes through the gap G1 between the slat 201 and the main wing 10 .
  • the noise is mainly generated by pressure fluctuations at the reattachment point RP1 on the bulge 25 to which the turbulent shear layer adheres and pressure fluctuations at the trailing edge 22 .
  • the rear edge portion 22 is elongated with respect to the trailing edge portion 122 of the reference slat 120, and the reattachment point RP1 is positioned behind the reattachment point RP1.
  • the distance Lts1, which is the creepage distance to the edge 22, can be longer than the distance Lts0 (see FIG. 3) at the reference slat 120 described above. This allows large pressure fluctuations at the reattachment point RP1 to be more attenuated towards the trailing edge 22, reducing pressure fluctuations at the trailing edge 22 and thus reducing the noise level compared to the shape of the reference slat 120. can be reduced.
  • the overlap amount (OL amount) between the trailing edge portion 22 of the slat 201 and the main wing 10 is measured on the chord line of the slat 201 at the time of maximum deployment with respect to the main wing leading edge 10a, as shown in FIG.
  • the distance (OL) between the trailing edge 22 and the main wing leading edge 10a is Cs
  • the chord length of the slat 201 is Cs
  • the first distance Cs * is also referred to as a reference length Cs * .
  • a larger overlap amount OL is preferable in order to lengthen the distance Lts1.
  • the overlap amount OL is increased more than necessary, not only does the noise reduction effect stagnate, but also the weight increases, which is not preferable. Therefore, it is preferable to keep the overlap amount OL at 35% or less of the reference length Cs * (OL ⁇ 35% Cs * ). That is, the optimal parameter range for the overlap amount OL is 0% ⁇ (OL/C * ) ⁇ 35% is.
  • the amount of extension of the trailing edge 22 may be uniform over the entire spanwise area, or at least a portion of the area may be formed as a trailing edge extension, or the amount of extension may vary depending on the area. can be different. For example, as shown in FIG. 3, a trailing edge extending portion 22e extending longer than the trailing edge portion 22 may be formed in a partial region of the trailing edge portion 22 in accordance with the position of the slat support device 51. good. Furthermore, the amount of elongation of the trailing edge 22 may be optimized within a range of 35% Cs * or less for each arbitrary position in the spanwise direction.
  • the trailing edge extension 22e may be integrally formed with the trailing edge 22 of the slat 201, or may be additionally provided on a portion of the trailing edge 22.
  • the trailing edge extension portion 22e is configured as an adjustment member that adjusts the overlap amount OL, which is the distance between the tip portion of the trailing edge extension portion 22e and the main wing leading edge 10a.
  • the adjustment member may be attached across the entire span of the trailing edge 22 or may be locally attached to any region of the trailing edge 22 .
  • This adjustment member is made of, for example, a metal material such as an aluminum alloy or stainless steel, or a composite material such as CFRP or GFRP.
  • the shape of the adjusting member is also not particularly limited, and is, for example, a trapezoidal shape.
  • the bulging portion 25 is provided in the reattachment region of the turbulent shear layer on the lower surface portion 24 .
  • the distance Lts1 which is the creeping distance between the reattachment point RP1 of the turbulent shear layer and the trailing edge portion 22, is set to the reference slat 120. can be longer than that of
  • the bulging portion 25 is typically formed in the spanwise direction.
  • the cross-sectional shape of the bulging portion 25 perpendicular to the spanwise direction may be uniform in the spanwise direction, or may vary in the spanwise direction according to changes in reattachment point positions in the spanwise direction, pressure fluctuation distribution, etc.
  • the shape of the bulging portion may be optimized for noise reduction, aerodynamics, and structure at any position. For example, in areas near the inner and outer ends of the slats 20 (see FIG. 1) where the airflow structure is significantly different, or near the slat support device 51 (see FIGS. 2 and 3), other
  • the cross-sectional shape of the bulging portion 25 may be made different between the region near the slat support device 51 and the other region, such as by making the thickness of the bulging portion 25 smaller than that of the region.
  • the bulging portion 25 may be formed integrally with the lower surface portion 24 (formed by curving a portion of the lower surface portion 24 ), or may be added to a partial region of the lower surface portion 24 . It may be a separate member different from the constituent member.
  • the bulging portion 25 is configured to be deformable along the leading edge 10a of the main wing during storage, as shown in FIG. This makes it possible to ensure the desired aerodynamic performance of the main wing 10 during cruising.
  • the bulging portion 25 is a structure that incorporates a material (elastic material, shape memory alloy, etc.) or various mechanical parts (link mechanism, etc.) that can swell into a desired shape when unfolded and can be crushed when stored. consists of
  • the bulge 25 can make the distance Lts1 between the reattachment point RP1 of the turbulent shear layer and the trailing edge 22 longer than the distance Lts0 at the reference slat 120 as described above. , leading edge 10a of the main wing, resulting in increased noise due to degraded aerodynamic performance and increased pressure fluctuations at the reattachment point RP1. Therefore, in terms of minimizing the swelling portion 25, it is optimal to determine the shape so that the reattachment point RP1 is located at the top portion 25p of the swelling portion.
  • the curvature around the reattachment point RP1 when the curvature around the reattachment point RP1 is small or negative (concave when viewed from the main wing leading edge 10a), noise increases as the pressure fluctuation at the reattachment point RP1 increases. Therefore, it is preferable that the curvature around the reattachment point RP1 has a positive curvature of a certain magnitude (convex when viewed from the main wing leading edge 10a).
  • a top portion 25p of the bulging portion 25 typically corresponds to a point of maximum thickness ⁇ (see FIG. 6) in the bulging portion 25 .
  • the point with the maximum thickness ⁇ means the point where the height from the lower surface portion 24 is the maximum.
  • the lower surface portion 24 is a surface that serves as a reference for height. It refers to a virtual curved surface to be formed as 24, and when the bulging portion 25 is formed of a separate member from the bottom surface portion 24, it refers to the region of the bottom surface portion 24 on which the bulging portion 25 is installed.
  • the maximum thickness ⁇ of the bulging portion 25 is the maximum thickness in the direction perpendicular to the reference plane.
  • the top portion 25p is a bulge sandwiching the apex C when the point of the maximum thickness ⁇ of the bulging portion 25 is the apex C in the stepped surface shape of the slat 201 perpendicular to the blade length direction. It refers to the area between two points A and B on the exit 25 .
  • point A is located at a distance .delta. It is a position separated by the same distance ⁇ along the surface of the bulging portion 25 toward the edge portion 22 side.
  • the top portion 25p of the bulging portion 25 needs to have a certain amount of positive curvature, but it may be formed of a curved surface with a constant curvature, or may be formed with a curved surface with a constant curvature, or the curvature may vary continuously or in each region. It may be a different compound curved surface. Moreover, a flat surface may be included in a part of the top portion 25p, or the entire area of the top portion 25p may be formed of a bent surface (for example, a partial polygonal surface shape inscribed in a curved surface) that is convex as a whole. good.
  • the position of the apex 25p of the bulging portion 25 is preferably determined by the reattachment point PR1 as described above.
  • the distance of the reattachment point PR1 from the trailing edge 22 in the direction along the chord line of the slat 201 varies greatly depending on the design conditions of the slat 201 and the maximum thickness ⁇ of the bulging portion 25 .
  • the position of the apex 25p is further away from the trailing edge 22 as the maximum thickness ⁇ increases.
  • the region on the trailing edge portion 22 side of the point B of the top portion 25p of the bulging portion 25 shown in FIG. It is preferably formed into a curved line.
  • the curve obtains lift in the vicinity of the trailing edge 22 in the same manner as when there is no bulging portion 25, keeps the velocity of the flow around the bulging portion 25 low, and suppresses unnecessary pressure fluctuations at the reattachment point RP1.
  • it may be formed in a curved shape that is concave with respect to the main wing leading edge 10a, contrary to the bulging portion 25 .
  • the region from the point A of the top 25p of the bulging portion 25 to the lower surface portion 24 on the cusp portion 23 side shown in FIG. It does not necessarily have to be formed by a continuous curve.
  • the tangent line may be discontinuous at the point connecting to the lower surface portion 24, or may be formed by a curved line or a bent line with a larger curvature than the top portion 25p.
  • the maximum thickness ⁇ of the bulging portion 25 is set, for example, to the reference length Cs * (Fig. 6) is preferably 5% or more.
  • the maximum thickness ⁇ of the swelling portion 25 corresponds to the height of the swelling portion 25 from the lower surface portion 24 at the position of the top portion 25p of the swelling portion 25 .
  • the maximum thickness ⁇ of the bulging portion 25 is, for example, 15% or less of the reference length Cs * . That is, the optimum parameter range for the maximum thickness ⁇ of the bulging portion 25 is 5% ⁇ ( ⁇ /C * ) ⁇ 15% is.
  • the position of the bulging portion 25 is the distance in the chord direction of the slat 201 from the main wing leading edge 10a to the point of maximum thickness of the bulging portion 25 (corresponding to the top portion 25p). It is represented by L * (second distance).
  • the lower limit of the distance L * is, for example, 10% or more of the reference length Cs * because the bulging portion 25 having the minimum value (5% Cs * ) of the thickness ⁇ can be installed near the trailing edge portion 22 .
  • the upper limit of the distance L * is the reference length Cs * at the maximum, considering the installation of the reattachment point in a typical slat design and the bulging portion 25 having the maximum value of the thickness ⁇ (15% Cs * ). 40% or less of Then, the optimum parameter range for the position of the bulging portion 25 is 10% ⁇ (L * /Cs * ) ⁇ 40% is.
  • the average curvature radius R of the bulging portion 25p is 50% or less of the reference length Cs * . is preferably On the other hand, when the average radius of curvature R is as small as less than 10% of the reference length Cs * , it is difficult to obtain a noise reduction effect when the flight conditions change (for example, the angle of attack changes).
  • the optimum parameter range for the curvature radius of the top portion 25p of the bulging portion 25 is 10% ⁇ (R/C * ) ⁇ 50% and the optimal parameter range for the average curvature ⁇ of the top 25p is 2 ⁇ C * ⁇ 10 That is, it is two to ten times the reciprocal of the reference length Cs * .
  • the difference from the reference slat 120 is both that the trailing edge portion 22 extends toward the main wing 10 side and that the swelling portion 25 is provided.
  • the present invention can of course be applied to a structural example in which only the bulging portion 25 is added to the reference slat 120 .
  • the addition of bulge 25 allows the creepage distance between the reattachment point of the turbulent shear layer and the trailing edge to be greater than distance Lts0 at reference slat 120, as described above. This allows the large pressure fluctuations at the reattachment point to be more damped towards the trailing edge and reduces the pressure fluctuations at the trailing edge, thus reducing the noise level compared to the reference slat 120 geometry. can be planned.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view perpendicular to the wing span direction of the main wing 100 of the slat 202 according to Configuration Example 2, which is the slat 20 as the leading edge high-lift device according to this embodiment.
  • the slats 202 are shown in a state at the time of landing in which the slats 202 are maximally deployed (fully opened) with respect to the main wing leading edge 10a.
  • the slat 202 has a leading edge portion 21 , a trailing edge portion 22 , a cusp portion 23 , a lower surface portion 24 and an upper surface portion 26 .
  • the slat 202 according to Configuration Example 2 differs from Configuration Example 1 in that it does not have the bulging portion 25 .
  • Configurations different from configuration example 1 will be mainly described below, and configurations similar to configuration example 1 will be denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted or simplified.
  • the trailing edge portion 22 extends toward the main wing 10 side, and differs from the reference slat 120 in that the amount of overlap with the main wing 10 is increased. Therefore, in the trailing edge portion 22 in this configuration example, a region where the trailing edge portion is extended toward the main wing 10 side with respect to the reference slat 120 is also called a trailing edge extended portion 22f.
  • the tip of the trailing edge extension 22f corresponds to the trailing edge 22 extended by the trailing edge extension 22f.
  • the amount of extension of the trailing edge portion 22 by the trailing edge extension portion 22f is the distance between the leading edge portion 21 and the main wing leading edge 10a measured on the chord line of the slat 202 at the time of maximum deployment with respect to the main wing leading edge 10a in FIG.
  • the distance between (first distance) is a reference distance Cs *
  • the overlap amount OL which is the distance to 10a, is set to be 10% or more and 35% or less of the reference distance Cs * , as will be described later.
  • FIG. 11 is a numerical simulation result showing an example of the flow field during landing on the slat 202 shown in FIG.
  • the shear layer separated from the cusp portion 23 forms a vortex-shaped backflow region in the lower surface portion 24, and the formation of this backflow region generates turbulence in the shear layer.
  • the generated turbulent shear layer reattaches to the lower surface portion 24 and then passes through the gap G2 between the slat 202 and the main wing 10 .
  • the noise is mainly generated by pressure fluctuations at the reattachment point RP2 on the lower surface 24 to which the turbulent shear layer adheres and pressure fluctuations at the trailing edge 22 .
  • the trailing edge portion 22 is extended with respect to the trailing edge portion 122 of the reference slat 120 by the trailing edge extension portion 22f. can be longer than the distance Lts0 (see FIG. 4) at the reference slat 120 described above. This allows the large pressure fluctuations at the reattachment point RP2 to be damped towards the trailing edge 22 and reduce the pressure fluctuations at the trailing edge 22, thus reducing the noise level compared to the shape of the reference slat 120. can be reduced.
  • the overlap amount OL between the trailing edge portion 22 of the slat 202 and the main wing 10 is the trailing edge measured on the chord line of the slat 201 at the time of maximum deployment with respect to the leading edge 10a of the main wing, as in Configuration Example 1. 22 and the main wing leading edge 10a (see FIG. 10).
  • the overlap amount OL requires a distance Lts2 that compensates for the absence of the bulging portion 25 in order to obtain a noise reduction effect, and is preferably at least 10% or more of the reference length Cs * (OL ⁇ 10%Cs * ).
  • the overlap amount OL is made too large in order to lengthen the distance Lts2, not only does the noise reduction effect stagnate, but also the weight increases, which is not preferable. It is preferable to suppress the overlap amount OL to 35% or less of the reference length Cs * (OL ⁇ 35%Cs * ). As a result, noise can be effectively reduced while ensuring the desired aerodynamic performance of the slats 202 .
  • the overlap amount OL may be 10% Cs * or more, but the chord length Cstow (Fig. 8 ) is 10% or less, the entire slat 20 is too close to the main wing 10, so the extension of the trailing edge 22 effectively reduces noise. cannot be shown. Further, if the relative ratio (Cs * /Cstow) is 20% or more, the slats 20 are structurally too large relative to the main wing 10 .
  • the optimal parameter range for the overlap amount OL in this configuration example 2 is 10% ⁇ (OL/Cs * ) ⁇ 35% and 10% ⁇ (Cs * /Cstow) ⁇ 20% is.
  • the amount of extension of the trailing edge portion 22 may be uniform in the blade span direction, or at least a part of the region may be formed as the trailing edge extension portion 22f.
  • the trailing edge extension 22f may be formed of a separate member added to the trailing edge of an existing slat.
  • an adjustment member 150 capable of adjusting the extension amount is attached to the rear edge portion 122 of the reference slat 120 shown in FIG.
  • the added slats 203 are shown schematically.
  • the adjustment member 150 extends the trailing edge 122 of the reference slat 120 by an arbitrary adjustment amount W to form the trailing edge 22 .
  • the adjustment member 150 is disposed over a portion of the lower surface portion 124 or the upper surface portion 126 to form a trailing edge extension 22f on the trailing edge portion 122 .
  • the adjusting member 150 is made of, for example, a metal material such as aluminum alloy or stainless steel, or a composite material such as CFRP or GFRP.
  • the shape of the extending region of the trailing edge portion is not particularly limited, either, and if it is arranged in a part of the region, it is trapezoidal like the trailing edge extending portion 22e shown in FIG. 3, for example.
  • the distance between the tip of the trailing edge extension 22f and the main wing leading edge 10a measured on the chord line of the slat 203 at the time of maximum deployment with respect to the main wing leading edge 10a is, as in configuration example 2, 10% ⁇ (OL/Cs * ) ⁇ 35% and 10% ⁇ (Cs * /Cstow) ⁇ 20% is.
  • FIG. 13 shows numerical simulation results showing pressure fluctuations at the trailing edge of the slats that cause noise generation.
  • 1 shows examples of slats 202 according to.
  • the distance (Lts0) between the shear layer reattachment point RP0 of the reference slat 120 and the trailing edge 122 was 13% Cs * .
  • the maximum thickness ⁇ of the bulging portion 25 in the slat 201 according to Configuration Example 1 is 7%Cs * and the trailing edge elongation amount is 11%Cs *
  • the reattachment point RP1 of the shear layer and the trailing edge portion 22 distance (Lts1) was 32% Cs * .
  • the distance (Lts2) between the reattachment point RP2 of the shear layer and the trailing edge portion 22 is 33% Cs * .
  • the slat flow characteristics include the flow rate passing through the gap between the slat trailing edge (TE (corresponding to the trailing edges 122 and 22) in the figure and the main wing 10) and the position of the cusp. , the positions (reattachment points RP0, RP1, RP2) where the turbulent shear layer of the hump (lower surface portion) reattaches to the slat lower surface hardly change in the chord direction of the main wing.
  • this characteristic is used to reduce pressure fluctuations at the slat trailing edge TE (trailing edge 22) that cause noise. That is, in the present invention, as shown in FIGS. 7 and 11, by providing a bulging portion 25 on the lower surface of the slat or by extending the trailing edge portion 22, the distance from the reattachment points RP1 and RP2 to the trailing edge portion 22 is increased. , the pressure fluctuations from the reattachment points RP1 and RP2 toward the trailing edge 22 are more attenuated, and the pressure fluctuations at the trailing edge 22 are reduced. As a result, as shown in FIGS. 13B and 13C, it can be seen that the pressure variation at the slat trailing edge TE is reduced compared to the pressure variation at the reference slat 120 (FIG. 13A).
  • FIG. 14 shows numerical simulation results of total sound pressure level (OASPL) directivity when evaluating slat noise on a regional jet scale.
  • OASPL total sound pressure level
  • the slats 2 to 7 are found to have significantly reduced noise in all directions compared to the slat 1 .
  • the amount of noise reduction in the ground direction is 4 dB for slat 2, 6 dB for slat 3, 9 dB for slat 4, 8 dB for slat 5, 10 dB for slat 6, and 12 dB for slat 7.
  • effect is obtained. That is, slats 2 to 4, which only extend the trailing edge, reduce noise by 4 dB to 9 dB, and slats 5 to 7, which have a bulging portion (average curvature of 4/Cs * or more), further reduce noise by about 4 dB. be done.
  • the OL amount of the reference slat related to slat 1 was -7% Cs * , but since the OL amount of the existing slat is often around 0% Cs * , , it is assumed that the OL amount of the slats 2 and 3 cannot obtain a noise reduction effect of 4 dB or more.
  • the trailing edge extension amount with respect to the reference slat should be 10% Cs * or more when there is no bulging portion. Preferably.
  • Fig. 15 shows numerical simulation results of the lift characteristics of slats 1, 3, 4, and 6.
  • the horizontal axis is the angle of attack
  • the vertical axis is the lift coefficient.
  • all of the slats 1, 3, 4 and 6 have substantially the same maximum lift as the slat 1 of the standard shape, confirming that the slats can maintain their function as a high lift device.
  • FIG. 16 is a graph showing the noise reduction effect of slats 2-7 as compared to the total sound pressure level at 270 degrees for slat 1 (reference slat) shown in FIG.
  • the horizontal axis is the relative ratio (Lts/Cs * ) of the distance Lts between the reattachment point and the trailing edge to the reference length Cs * (see FIG. 6), and the vertical axis is the slat 1 at 270 degrees. It is the difference from the sound pressure level.
  • the noise reduction effect tends to increase as the slat shape has a larger relative ratio of the distance Lts to the reference length Cs * .
  • the degree of the noise reduction effect varies depending on the average curvature ⁇ of the top portion 25p of the bulging portion 25.
  • the larger the average curvature ⁇ , the it was confirmed that a greater noise reduction effect can be obtained.
  • the average curvature ⁇ was arbitrarily adjusted for slats 5 to 7 to confirm the noise reduction effect, the same trailing edge elongation It has been found to be more effective in reducing noise than slats 2-4 in quantity.
  • the average curvature is preferably set so as to obtain a noise reduction effect on or near the noise estimation curve indicated by the dashed line in FIG.
  • FIG. 17 is a cross-sectional view perpendicular to the wingspan direction of the main wing 300 of the Kruger flap 320 as the leading edge high-lift device according to the present embodiment.
  • a state in which the Kruger flap 320 is maximally deployed (fully opened) with respect to the main wing leading edge 310a is shown.
  • the Kruger flap 320 has a leading edge 321 , a trailing edge 322 , a cusp 323 , a lower surface 324 and a bulge 325 like the slat 201 .
  • the Kruger flap 320 is made of, for example, a metal material such as aluminum alloy or stainless steel, or a composite material such as CFRP (carbon fiber reinforced plastic) or GFRP (glass fiber reinforced plastic).
  • the trailing edge 322 forms a gap with the main wing 310 when deployed.
  • a cusp portion 323 is formed at the lower edge of the front edge portion 321 .
  • the lower surface portion 324 is a concave surface formed between the cusp portion 323 and the trailing edge portion 322 .
  • the bulging portion 325 is locally provided on the surface of the lower surface portion 324 and has a curved shape that protrudes toward the base wing 310 in a cross-sectional shape perpendicular to the blade length direction.
  • the bulging portion 325 is provided in the reattachment region of the turbulent shear layer on the lower surface portion 324 .
  • the distance Lts which is the creeping distance between the reattachment point RP1 of the turbulent shear layer and the trailing edge 22, can be lengthened. .
  • pressure fluctuations at the trailing edge portion 322 can be reduced, and noise reduction can be achieved.
  • the details of the bulging portion 325 are the same as those of the bulging portion 25 of the slat 201 described above, so description thereof will be omitted.
  • the Kruger flap 320 is configured to be stored in the storage portion 311 provided on the lower surface of the main wing 310, the bulging portion 325 must be configured to be deformable when the main wing 310 is stored. no.
  • the trailing edge portion 322 can be configured similarly to the trailing edge portion 22 of the slats 201 and 202 described above.
  • the trailing edge portion 322 may extend toward the main wing 10 side so that the amount of overlap with the main wing 310 increases.
  • the distance Lts from the reattachment point of the turbulent shear layer on the lower surface portion 324 to the trailing edge portion 322 can be lengthened, so that pressure fluctuations at the trailing edge portion 322 can be reduced to achieve low noise. can.
  • an adjusting member for adjusting the amount of overlap with the leading edge 10a of the main wing may also be applied. Accordingly, by adding the adjustment member to the existing Kruger flap, the same effect as described above can be obtained.

Abstract

本発明の一形態に係る前縁高揚力装置は、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下面部と、前記下面部の表面に局所的に設けられ、前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において前記母翼側に凸なる湾曲形状の膨出部とを具備する。

Description

前縁高揚力装置、翼および航空機
　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。スラットの低騒音化はこの乱流によって生じる圧力変動を減らす工夫により達成できるが、同時にスラットに対する最大揚力など飛行性能への要求と構造・展開機構を成立させる必要がある。
　スラットの低騒音化の代表的な技術として、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１～３参照）。
　その他、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（特許文献４参照）、スラット下面に「傾斜板」を設けて逆流領域のせん断層がスラット下面に衝突する角度を偏向する方法（特許文献５参照）、スラット翼弦長を非常に長く設計するＶＬＣＳ（Very Long Chord Slat）と称される技術（非特許文献１参照）などが知られている。
米国特許第６４５７６８０号明細書 米国特許第９２４２７２０号明細書 米国特許第８４２４８１０号明細書 特開２０１１－１６２１５４号公報 特許第４６９９４８７号公報
Pott-Polenske, M., Wild, J., and Bertsch, L., "Aerodynamic and Acoustic Design of Silent Leading Edge Devices," AIAA Paper 2014-2076, 20th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 16-20 June, 2014.
　しかしながら、特許文献１～３に記載の技術においては、騒音低減量は大きいが、主翼に収納するためにコブ形状を大きく変形させる必要があるため、その変形機構の複雑さと機体重量の増加が課題となる。
　また、特許文献４に記載の技術においては、低周波数のピーク音を減らすことはできるが、高周波数の騒音は増えるため騒音低減量が少ないという問題がある。
　さらに、特許文献５に記載の技術においては、コブフィラーよりは小さい形状変形で済ませることができるが、騒音低減量が少ないという問題がある。
　そして、非特許文献１に記載の技術においては、スラット長を従来のスラットと比べ倍近く増やす必要があるため、従来の主翼構造の制約の下では実現できない。
　以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、低騒音化と飛行性能への要求とを両立させることができる前縁高揚力装置、並びにこれを備えた翼および航空機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、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下面部と、
　前記下面部の表面に局所的に設けられ、前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において前記母翼側に凸なる湾曲形状の膨出部と
　を具備する。
　上記前縁高揚力装置によれば、下面部の表面に局所的に設けられた膨出部を備えているため、当該膨出部がない場合と比較して、下面部における乱流せん断層の再付着点から後縁部までの距離を長くすることができる。これにより、後縁部における圧力変動を減衰させ、低騒音化を図ることができる。
　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離とし、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記膨出部の頂部と前記母翼前縁との間の距離を第２の距離としたとき、前記第２の距離は、前記第１の距離の１０％以上４０％以下であってもよい。
　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記下面部の表面からの前記膨出部の最大厚みは、前記第１の距離の５％以上１５％以下であってもよい。
　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記膨出部の頂部の平均曲率は、前記第１の距離の逆数の２倍以上１０倍以下であってもよい。
　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記後縁部と前記母翼前縁との間の距離であるオーバーラップ量は、前記第１の距離の３５％以下であってもよい。
　前記前縁高揚力装置は、前記後縁部の少なくとも一部に取り付けられ、前記オーバーラップ量を調整する調整部材をさらに具備してもよい。
　前記膨出部は、前記母翼前縁に対する展開時に膨張し、前記母翼前縁への収納時に前記母翼前縁に沿って変形可能に構成されてもよい。
　本発明の他の形態に係る前縁高揚力装置は、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下面部と、前記後縁部の少なくとも一部に設けられた後縁伸長部とを具備する。
　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記後縁伸長部の先端部と前記母翼前面との間の距離であるオーバーラップ量は、前記第１の距離の１０％以上３５％以下であり、
　前記第１の距離は、前記前縁高揚力装置の前記母翼前縁への収納時における主翼の翼弦長の１０％以上２０％以下である。
　上記前縁高揚力装置によれば、下面部における乱流せん断層の再付着点から後縁部までの距離を長くすることができる。これにより、後縁部における圧力変動を減衰させ、低騒音化を図ることができる。
　前記後縁伸長部は、前記後縁部に取り付けられ前記オーバーラップ量を調整する調整部材であってもよい。
　本発明によれば、低騒音化と飛行性能への要求とを両立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。 前縁高揚力装置を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基準形状のスラット（基準スラット）の断面図である。 図４に示す基準スラットにおける着陸時の流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。 本実施形態の構成例１に係るスラットの翼長方向に垂直な断面図である。 図６に示すスラットにおける着陸時の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６に示すスラットの母翼への収納状態を示す断面図である。 図６に示すスラットにおける膨出部の詳細を示す説明図である。 本実施形態の構成例２に係るスラットの翼長方向に垂直な断面図である。 図１０に示すスラットにおける着陸時の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１０に示すスラットの構成の変形例を示す同様な断面図である。 騒音発生の原因となるスラット後縁部の圧力変動の様子を示す数値シミュレーション結果であり、Ａは基準スラット、Ｂは構成例１に係るスラット、および、Ｃは構成例２に係るスラットの各例を示している。 スラットの騒音評価を行ったときの全音圧レベル（ＯＡＳＰＬ）指向性の数値シミュレーション結果である。 スラットの揚力特性の数値シミュレーション結果である。 図１４に示した基準スラットの地上方向（２７０度方向）における全音圧レベルと比較した構成例１，２に係るスラットの騒音低減に対する形状効果を説明するグラフである。 本実施形態に係る前縁高揚力装置としてのクルーガーフラップの翼長方向に垂直な断面図である。
　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、図３は主翼１００を構成するスラット２０を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５１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５２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。一方、スラット２０と母翼１０との間に形成される隙間は、逆流領域の乱流による圧力変動に起因する騒音発生の原因となる。
　そこで本実施形態では、展開時にスラット２０と母翼１０との間の隙間での圧力変動に起因する騒音の発生を抑えることができるようにスラット２０が構成される。以下、その詳細について説明するが、ここでは先ず、本実施形態のスラット２０を設計する上で基準となる基本形状のスラット（以下、基準スラット１２０ともいう）について説明する。
　なお、この基準スラット１２０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。
［基準スラット］
　図４は、母翼１０の翼長方向に垂直な基準スラット１２０の断面図である。ここでは、基準スラット１２０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。
　基準スラット１２０は、前縁部１２１と、後縁部１２２と、カスプ部１２３と、下面部１２４と、上面部１２６とを有する。図４に示すように基準スラット１２０の断面形状は、前縁部１２１と下面部１２４と上面部１２６との間で囲まれる閉空間の形状をなす。
　前縁部１２１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１２６と連続的に形成される。
　後縁部１２２は、下面部１２４の後方端部と上面部１２６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Ｇ０を形成する。
　カスプ部１２３は、前縁部１２１の下縁と下面部１２４との間に形成されたエッジの先端部である。カスプ部１２３は、前縁部１２１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の先端部で形成されてもよい。
　下面部１２４は、カスプ部１２３と後縁部１２２との間に形成された凹面である。下面部１２４は、収納時に母翼前縁１０ａに近接する部位であり、典型的には、母翼前縁１０ａに対応する前方へ凸なる曲面形状に形成される。
　図５は、図４に示す基準スラット１２０における着陸時の流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。
　同図に示すように、カスプ部１２３から剥離したせん断層は、下面部１２４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、下面部１２４に再付着した後、基準スラット１２０と母翼１０との間の隙間Ｇ０を通過する。
　騒音は主に、乱流せん断層が付着する下面部１２４の再付着点ＲＰ０における圧力変動と、後縁部１２２における圧力変動とによって発生する。圧力変動は再付着点ＲＰ０において最大となり、後縁部１２２に向かって減衰していく。再付着点ＲＰ０から後縁部１２２までの距離が長くなるほど後縁部１２２における圧力変動は小さくなる。同図の例では、再付着点ＲＰ０が後縁部１２２に接近しているため、再付着点ＲＰ０における大きな圧力変動が減衰せず、後縁部１２２における大きな圧力変動をもたらす結果、大きな騒音が発生する。
　そこで本発明者らは、基準スラット１２０の断面形状に起因する騒音の大きさは、下面部１２４における乱流せん断層の再付着点ＲＰ０から後縁部１２２までの沿面距離である距離Ｌts０に強い相関を有することに着目し、距離Ｌts０を長くすることで、再付着点ＲＰ０から後縁部１２２に向かう圧力変動を減衰させ、低騒音化を図るようにした。
　具体的には、基準スラット１２０に対して、例えば、以下のように形状を変更する。
（１）スラット下面における乱流せん断層の再付着点付近に、母翼への収納時に潰れる構造を有する、丸みを帯びた膨出部を設ける。
（２）空力性能のみに対して最適化された基準スラット１２０よりも、母翼１０とのオーバーラップが増えるように後縁部を伸長させる。
　上記（１）、（２）の変更は、それぞれ単独で行われてもよいし、互いに組み合わされてもよい。
［本実施形態のスラット］
　以下、２つの構成例に分けて、本実施形態のスラット２０の詳細について説明する。構成例１は、上記（１）および（２）の組み合わせに相当し、構成例２は、上記（２）に相当する。
　なお以下の説明では、１つのスラット２０を例に挙げて説明するが、母翼前縁１０ａに設置されるすべてのスラット２０についても同様に適用されてもよい。この場合、スラット支持装置５１やスラット２０の内側の端部および外側の端部の流れに応じて、適用の仕方が個々に最適化されてもよい。
＜構成例１に係るスラット＞
　図６は、本実施形態に係る前縁高揚力装置としてのスラット２０であって、構成例１に係るスラット２０１の主翼１００の翼長方向（以下、特に断らない限り、翼長方向ともいう）に垂直な断面図である。ここでは、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、下面部２４と、膨出部２５と、上面部２６とを有する。図６に示すようにスラット２０１の断面形状は、前縁部２１と下面部２４と上面部２６との間で囲まれる閉空間の形状をなす。
　前縁部２１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２６と連続的に形成される。
　後縁部２２は、下面部２４の後端部と上面部２６の後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との間に隙間を形成する。
　カスプ部２３は、前縁部２１の下縁と下面部２４との間に形成されたエッジの先端部である。カスプ部２３は、前縁部２１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の先端部で形成されてもよい。
　下面部２４は、カスプ部２３と後縁部２２との間に形成された凹面である。下面部２４は、収納時に母翼前縁１０ａに近接する部位であり、母翼前縁１０ａに対応する前方へ凸なる曲面形状に形成される。
　膨出部２５は、下面部２４の表面に局所的に設けられ、翼長方向に垂直な断面形状において母翼１０側に凸なる湾曲形状を有する。
　本構成例１では、後縁部２２が母翼１０側に伸長し、母翼１０とのオーバーラップ量を増やすとともに、膨出部２５が設けられている点で、基準スラット１２０と相違する。
　図１３Ａ～Ｃを参照して後述するように、スラットの流れの特性として、スラット後縁（同図中ＴＥ（後縁部１２２，２２に相当）と母翼１０との隙間を通過する流量、ならびにカスプ部の位置を大きく変更しなければ、コブ（下面部）の乱流せん断層がスラット下面に再付着する位置が主翼の翼弦方向にはほとんど変化しない。
　本実施形態では、この特性を利用して、下面部２４における乱流せん断層の再付着点ＲＰ１から後縁部２２までの距離Ｌts１を基準スラット１２０における距離Ｌts０よりも長くすることで、後縁部２２における圧力変動を減少させて低騒音化を図るようにしている。
　図７は、図６に示すスラット２０１における着陸時の流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。
　同図に示すように、カスプ部２３から剥離したせん断層は、下面部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、膨出部２５に再付着した後、スラット２０１と母翼１０との間の隙間Ｇ１を通過する。
　騒音は主に、乱流せん断層が付着する膨出部２５上の再付着点ＲＰ１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する。本構成例においては、再付着点ＲＰ１が膨出部２５上に位置するため、後縁部２２が基準スラット１２０の後縁部１２２に対して伸長されたことと合わせて、再付着ＲＰ１から後縁部２２までの沿面距離である距離Ｌts１を上述の基準スラット１２０における距離Ｌts０（図３参照）よりも長くすることができる。これにより、再付着点ＲＰ１における大きな圧力変動を後縁部２２に向かってより減衰させ、後縁部２２における圧力変動を減少させることができるため、基準スラット１２０の形状と比較して、騒音レベルの低下を図ることができる。
（オーバーラップ量について）
　スラット２０１の後縁部２２と母翼１０との間のオーバーラップ量（ＯＬ量）は、図６に示すように、母翼前縁１０ａに対する最大展開時におけるスラット２０１の翼弦線上で測った後縁部２２と母翼前縁１０ａとの間の距離（ＯＬ）をいう。
　つまり、スラット２０１の翼弦長（スラット翼弦長）をＣs、母翼前縁１０ａに対する最大展開時におけるスラット２０１の翼弦線上で測った前縁部２１と母翼前縁１０ａとの間の距離（第１の距離）をＣs*としたとき、オーバーラップ量ＯＬは、以下のように表される。
　ＯＬ＝Ｃs－Ｃs*
　以下の説明では、上記第１の距離Ｃs*を、基準長Ｃs*ともいう。
　オーバーラップ量ＯＬは、距離Ｌts１を長くするためには、より大きい方が好ましい。しかし、必要以上にオーバーラップ量ＯＬを大きくしても、騒音低減効果が停滞するだけでなく重量が増加するため好ましくない。このため、オーバーラップ量ＯＬは、基準長Ｃs*の３５％以下（ＯＬ≦３５％Ｃs*）に抑えておく方が好ましい。つまり、オーバーラップ量ＯＬの最適パラメータの範囲は、
　０％≦（ＯＬ／Ｃs*）≦３５％
である。
　後縁部２２の伸長量は、翼長方向の全領域において一様であってもよいし、少なくとも一部の領域が後縁伸長部として形成されてもよいし、領域に応じて伸長量が異なっていてもよい。例えば図３に示すように、スラット支持装置５１の位置等に合わせて、後縁部２２の一部の領域に、後縁部２２よりも長く伸長された後縁伸長部２２ｅが形成されてもよい。さらに、翼長方向の任意の位置ごとに後縁部２２の伸長量が３５％Ｃs*以下の範囲で最適化されてもよい。
　後縁伸長部２２ｅは、スラット２０１の後縁部２２と一体的に形成されてもよいが、後縁部２２の一部に付加的に設けられてもよい。この場合、後縁伸長部２２ｅは、後縁伸長部２２ｅの先端部と母翼前縁１０ａとの間の距離であるオーバーラップ量ＯＬを調整する調整部材として構成される。この調整部材は、後縁部２２のスパン方向全域にわたって取り付けられてもよいし、後縁部２２の任意の領域に局所的に取り付けられてもよい。この調整部材は、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やＧＦＲＰ等の複合材料で構成される。調整部材の形状も特に限定されず、例えば台形形状である。
　続いて、膨出部２５について説明する。
　膨出部２５は、下面部２４上における乱流せん断層の再付着領域に設けられる。膨出部２５が母翼１０側に凸なる湾曲形状に形成されることにより、乱流せん断層の再付着点ＲＰ１と後縁部２２との間の沿面距離である距離Ｌts１を、基準スラット１２０のそれよりも長くすることができる。
　膨出部２５は、典型的には、翼長方向にわたって形成される。翼長方向に垂直な膨出部２５の断面形状は、翼長方向において一様であってもよいし、翼長方向における再付着点位置の変化、圧力変動分布等に応じて、翼長方向の任意の位置で膨出部の形状が低騒音化、空力的、構造的に最適化されてもよい。
　例えば、気流の構造が大きく異なるスラット２０（図１参照）の内側の端部および外側の端部の近傍領域、あるいは、スラット支持装置５１（図２，３参照）の近傍領域などでは、それ以外の領域よりも膨出部２５の厚みを小さくするなど、スラット支持装置５１の近傍領域とそれ以外の領域との間で膨出部２５の断面形状を異ならせてもよい。
　膨出部２５は、下面部２４と一体的に形成（下面部２４の一部を湾曲させることで形成）されてもよいし、下面部２４の一部の領域に付加される、下面部２５の構成部材とは異なる別途の部材であってもよい。
　母翼前縁１０ａに対するスラット２０１の収納性という観点から、膨出部２５は、図８に示すように、収納時において母翼前縁１０ａに沿って変形可能に構成されるのが好ましい。これにより、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、膨出部２５は、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。
（膨出部の形状）
　膨出部２５は、上述のように乱流せん断層の再付着点ＲＰ１と後縁部２２との間の距離Ｌts１を基準スラット１２０における距離Ｌts０よりも長くすることができるが、大きく膨らませると、母翼前縁１０ａとの間の流れを加速する結果、空力性能の劣化と再付着点ＲＰ１における圧力変動の増加による、騒音の増加をもたらす。従って、膨出部２５を最小化する上で、再付着点ＲＰ１が膨出部の頂部２５ｐに来るように形状を定めることが最適である。
　また、後述するように、再付着点ＲＰ１周辺の曲率が小さいか、負になる（母翼前縁１０ａから見て凹になる）場合、再付着点ＲＰ１の圧力変動増加に伴って騒音が増えるため、再付着点ＲＰ１周辺の曲率は、ある程度の大きさの正の曲率を持つ（母翼前縁１０ａから見て凸になる）形状とすることが好ましい。
（膨出部の厚み）
　膨出部２５の頂部２５ｐは、典型的には、膨出部２５における最大厚みδ（図６参照）の点に相当する。最大厚みδの点とは、下面部２４からの高さが最大の点をいう。ここでいう下面部２４とは高さの基準となる面であり、膨出部２５が下面部２４と一体的に形成される場合には、膨出部２５が無いと仮定したときに下面部２４として形成されるべき仮想的な曲面をいい、膨出部２５が下面部２４とは別部材で形成される場合には、膨出部２５が設置される下面部２４の領域をいう。そして、膨出部２５の最大厚みδは、上記基準となる面に対して垂直方向の厚さの最大値をいう。
（頂部の幅）
　再付着点ＰＲ１周辺の曲率が膨出部２５による低騒音化効果に影響を与えること、また、着陸進入時の飛行状態の変化（例えば迎角の変化）に合わせ、再付着点ＲＰ１が膨出部２５の表面上で移動することを想定すると、頂部２５ｐは膨出部２５の厚みのオーダーの幅をもつ範囲と考えるべきである。そこで、頂部２５ｐは、図９に示すように、翼長方向に垂直なスラット２０１の段面形状において、膨出部２５の最大厚みδの点を頂点Ｃとしたとき、その頂点Ｃを挟む膨出部２５上の２つの点Ａ，Ｂの間の領域をいう。典型的には、点Ａは、頂点Ｃから前縁部２１側に膨出部２５の表面に沿って最大厚みδに相当する距離δだけ離れた位置、また、点Ｂは、頂点Ｃから後縁部２２側に膨出部２５の表面に沿って同じく距離δだけ離れた位置である。
（頂部の曲面）
　膨出部２５の頂部２５ｐは、上述のように、ある程度の大きさの正の曲率を持つ必要があるが、一定曲率の曲面で形成されてもよいし、連続的にあるいは領域ごとに曲率が異なる複合曲面であってもよい。また、頂部２５ｐの一部に平面が含まれていてもよいし、頂部２５ｐの全域が全体で凸になるような折れ曲がり面（例えば、曲面に内接する部分多角形面形状）で形成されてもよい。
（頂部の位置）
　膨出部２５の頂部２５ｐの位置は、上述のように、再付着点ＰＲ１によって決めることが好ましい。再付着点ＰＲ１のスラット２０１の翼弦線に沿った方向での後縁部２２からの距離は、スラット２０１の設計条件および膨出部２５の最大厚みδにより大きく変わる。頂部２５ｐの位置は、最大厚みδが増えるとともに後縁部２２からより離れる。
（頂部から後縁部にかけての形状）
　翼長方向に垂直な断面形状において、図９に示す、膨出部２５の頂部２５ｐの点Ｂより後縁部２２側の領域は、境界層の乱流を増やさないようにするために、連続的な曲線に形成されることが好ましい。
　なお、当該曲線は、膨出部２５が無い場合と同様に後縁部２２近傍で揚力を得るとともに、膨出部２５周辺の流れの速度を低く保ち、再付着点ＲＰ１において余計な圧力変動を増やさないために、膨出部２５とは逆に母翼前縁１０ａに対して凹となる湾曲形状に形成されてもよい。
（頂部から下面部、カスプ部にかけての形状）
　翼長方向に垂直な断面形状において、図９に示す、膨出部２５の頂部２５ｐの点Ａよりカスプ部２３側の下面部２４にいたる領域は、逆流した遅い流れの中にあるために、必ずしも連続的な曲線で形成される必要はない。例えば、図９に示すように下面部２４と繋がる点では接線が不連続となっていても良く、また頂部２５ｐよりも大きな曲率を持つ曲線、もしくは折れ曲がり線で形成されてもよい。
　続いて、膨出部２５の各部の形状パラメータについて説明する。
（膨出部の最大厚み）
　せん断層の再付着点ＲＰ１と後縁部２２との間の距離Ｌts１を長くして低騒音化効果を得るためには、膨出部２５の最大厚みδは、例えば、基準長Ｃs*（図６参照）の５％以上であることが望ましい。なお、膨出部２５の最大厚みδは、膨出部２５の頂部２５ｐの位置における膨出部２５の下面部２４からの高さに相当する。
　膨出部２５の最大厚みδは大きいほど距離Ｌts１は長くなるが、一方で母翼前縁１０ａとの間の流路幅を狭めてしまう。これはスラット２０１の空力性能の低下と余分な騒音の増加をもたらす。このため、膨出部２５の最大厚みδは、例えば、基準長Ｃs*の１５％以下であることが好ましい。つまり、膨出部２５の最大厚みδの最適パラメータの範囲は、
　５％≦（δ／Ｃs*）≦１５％
である。
（膨出部の位置）
　ここでは、膨出部２５の位置を、図６に示すように、母翼前縁１０ａから膨出部２５の最大厚みの点（頂部２５ｐに相当）までのスラット２０１の翼弦線方向の距離Ｌ*（第２の距離）で表す。
　距離Ｌ*の下限は、厚みδの最小値（５％Ｃs*）の膨出部２５を後縁部２２付近に設置できる限界から、例えば、基準長Ｃs*の１０％以上である。
　一方、距離Ｌ*の上限は、典型的なスラット設計における再付着点と、厚みδの最大値（１５％Ｃs*）の膨出部２５を設置することを考慮すると、最大でも基準長Ｃs*の４０％以下になる。
　そうすると、膨出部２５の位置の最適パラメータの範囲は、
　１０％≦（Ｌ*／Ｃs*）≦４０％ 
である。
（膨出部の頂部の平均曲率）
　膨出部２５の頂部２５ｐの平均曲率とは、図９に示す点Ａ、Ｂ間の頂部２５ｐの範囲における膨出部２５の曲線ＡＢの局所的な曲率κiを、当該曲線ＡＢの長さｓで重み平均した曲率（κ＝∫κiｄｓ／∫ｄｓ）をいう。また、頂部２５ｐの平均曲率半径Ｒは、平均曲率κの逆数（１／κ）に相当する。頂部２５ｐは、上述のように、一定の曲面もしくは複合的な曲面、または一部に平面を含む面などで形成される。
　せん断層の再付着点ＲＰ１と後縁部２２との間の距離Ｌts１の増加による低騒音化効果を出すためには、膨出部２５ｐの平均曲率半径Ｒは、基準長Ｃs*の５０％以下であることが好ましい。一方、平均曲率半径Ｒが基準長Ｃs*の１０％未満と小さい場合には、飛行条件が変化（例えば迎角が変化）する際に低騒音化効果を得ることが難しい。
　このため、膨出部２５の頂部２５ｐの曲率半径の最適パラメータの範囲は、
　１０％≦（Ｒ／Ｃs*）≦５０％
であり、頂部２５ｐの平均曲率κの最適パラメータの範囲は、
　２≦κＣs*≦１０
つまり、基準長Ｃs*の逆数の２倍以上１０倍以下である。
　なお、以上の構成例１では、基準スラット１２０との相違点が、後縁部２２が母翼１０側に伸長している点、膨出部２５が設けられている点の双方である場合を例に挙げて説明したが、基準スラット１２０に膨出部２５のみを付加した構成例も勿論本発明は適用可能である。膨出部２５の付加により、上述のように乱流せん断層の再付着点と後縁部との間の沿面距離を基準スラット１２０における距離Ｌts０よりも長くすることができる。これにより、再付着点における大きな圧力変動を後縁部に向かってより減衰させ、後縁部における圧力変動を減少させることができるため、基準スラット１２０の形状と比較して、騒音レベルの低下を図ることができる。
＜構成例２に係るスラット＞
　図１０は、本実施形態に係る前縁高揚力装置としてのスラット２０であって、構成例２に係るスラット２０２の主翼１００の翼長方向に垂直な断面図である。ここでも構成例１（図６）と同様に、スラット２０２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２０２は、前縁部２１と、後縁部２２と、カスプ部２３と、下面部２４と、上面部２６とを有する。つまり、本構成例２に係るスラット２０２は、膨出部２５を有しない点で構成例１と相違する。以下、構成例１と異なる構成について主に説明し、構成例１と同様の構成については同様の符号を付しその説明を省略または簡略化する。
　本構成例２では、後縁部２２が母翼１０側に伸長し、母翼１０とのオーバーラップ量を増やしている点で、基準スラット１２０と相違する。このため本構成例における後縁部２２は、基準スラット１２０に対して後縁部を母翼１０側に伸長させた領域を後縁伸長部２２ｆともいう。後縁伸長部２２ｆの先端部は、後縁伸長部２２ｆで伸長された後縁部２２に相当する。
　後縁伸長部２２ｆによる後縁部２２の伸長量は、図１０において、母翼前縁１０ａに対する最大展開時におけるスラット２０２の翼弦線上で測った前縁部２１と母翼前縁１０ａとの間の距離（第１の距離）を基準距離Ｃs*としたとき、母翼前縁１０ａに対する最大展開時におけるスラット２０２の翼弦線上で測った後縁伸長部２２ｆの先端部と母翼前縁１０ａとの距離であるオーバーラップ量ＯＬが、後述するように基準距離Ｃs*の１０％以上３５％以下となるように設定される。
　図１１は、図１０に示すスラット２０２における着陸時の流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。
　同図に示すように、カスプ部２３から剥離したせん断層は、下面部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、下面部２４に再付着した後、スラット２０２と母翼１０との間の隙間Ｇ２を通過する。
　騒音は主に、乱流せん断層が付着する下面部２４上の再付着点ＲＰ２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する。本構成例においては、後縁部２２が後縁伸長部２２ｆにより基準スラット１２０の後縁部１２２に対して伸長されているため、再付着ＲＰ２から後縁部２２までの沿面距離である距離Ｌts２を上述の基準スラット１２０における距離Ｌts０（図４参照）よりも長くすることができる。これにより、再付着点ＲＰ２における大きな圧力変動を後縁部２２に向かって減衰させ、後縁部２２における圧力変動を減少させることができるため、基準スラット１２０の形状と比較して、騒音レベルの低下を図ることができる。
（オーバーラップ量について）
　スラット２０２の後縁部２２と母翼１０との間のオーバーラップ量ＯＬは、構成例１と同様に、母翼前縁１０ａに対する最大展開時におけるスラット２０１の翼弦線上で測った後縁部２２と母翼前縁１０ａとの間の距離をいう（図１０参照）。
　オーバーラップ量ＯＬは、低騒音化効果を得るために、膨出部２５が無いことを補う距離Ｌts２が必要となり、少なくとも基準長Ｃs*の１０％以上（ＯＬ≧１０％Ｃs*）が好ましい。一方、距離Ｌts２を長くするために、オーバーラップ量ＯＬを大きくし過ぎると、騒音低減効果が停滞するだけでなく重量が増加するため好ましくない。オーバーラップ量ＯＬは、基準長Ｃs*の３５％以下（ＯＬ≦３５％Ｃs*）に抑えておく方が好ましい。これにより、スラット２０２の目的とする空力性能を確保しつつ、騒音を効果的に低減することができる。
　一方、主翼１００のエンジン４０より内舷側では、オーバーラップ量ＯＬが１０％Ｃs*以上になることがあるが、スラット２０とフラップ３０を収納した巡航形態の主翼１００の翼弦長Ｃstow（図８参照）に対する基準長Ｃs*の相対比（Ｃs*／Ｃstow）が１０％以下では、スラット２０全体が母翼１０に近づきすぎているため、後縁部２２の伸長による低騒音化を効果的に示すことができない。また、上記相対比（Ｃs*／Ｃstow）が２０％以上では、構造上、スラット２０が母翼１０に対して相対的に大きくなりすぎる。
　このため、本構成例２におけるオーバーラップ量ＯＬの最適パラメータの範囲は、
　１０％≦（ＯＬ／Ｃs*）≦３５％、かつ、１０％≦（Ｃs*／Ｃstow）≦２０％
である。
　本構成例においても、後縁部２２の伸長量は、翼長方向において一様であってもよいし、少なくとも一部の領域が後縁伸長部２２ｆとして形成されてもよい。後縁伸長部２２ｆは、既存のスラットの後縁部に付加された別部材で形成されてもよい。例えば図１２に、本実施形態の前縁高揚力装置（スラット２０）の他の構成例として、図４に示す基準スラット１２０の後縁部１２２に、その伸長量を調整可能な調整部材１５０を付加したスラット２０３を模式的に示す。同図において調整部材１５０は、基準スラット１２０の後縁部１２２を任意の調整量Ｗだけ伸長させて後縁部２２を形成する。同図に示すように、調整部材１５０は、下面部１２４または上面部１２６の一部に重ねて配置されることで、後縁部１２２に後縁伸長部２２ｆを形成する。調整部材１５０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やＧＦＲＰ等の複合材料で構成される。後縁部の伸長領域の形状も特に限定されず、一部の領域に配置される場合は、例えば図３に示す後縁伸長部２２ｅのように台形形状である。
　図１２に示すスラット２０３においては、母翼前縁１０ａに対する最大展開時におけるスラット２０３の翼弦線上で測った後縁伸長部２２ｆの先端部と母翼前縁１０ａとの間の距離であるオーバーラップ量ＯＬの最適パラメータの範囲は、構成例２と同様に、
　１０％≦（ＯＬ／Ｃs*）≦３５％、かつ、１０％≦（Ｃs*／Ｃstow）≦２０％
である。
＜特性評価＞
　図１３は、騒音発生の原因となるスラット後縁部の圧力変動の様子を示す数値シミュレーション結果であり、Ａは基準スラット１２０、Ｂは構成例１に係るスラット２０１、および、Ｃは構成例２に係るスラット２０２の各例を示している。
　ここでは、基準スラット１２０のせん断層の再付着点ＲＰ０と後縁部１２２との距離（Ｌts０）は１３％Ｃs*であった。
　また、構成例１に係るスラット２０１における膨出部２５の最大厚みδを７％Ｃs*、後縁伸長量を１１％Ｃs*としたところ、せん断層の再付着点ＲＰ１と後縁部２２との距離（Ｌts１）は３２％Ｃs*であった。
　さらに、構成例２に係るスラット２０２における後縁伸長量を２０％Ｃs*としたとき、せん断層の再付着点ＲＰ２と後縁部２２との距離（Ｌts２）は３３％Ｃs*であった。
　図１３Ａ～Ｃに示すように、スラットの流れの特性として、スラット後縁（図中ＴＥ（後縁部１２２，２２に相当）と母翼１０との隙間を通過する流量、ならびにカスプ部の位置を大きく変更しなければ、コブ（下面部）の乱流せん断層がスラット下面に再付着する位置（再付着点ＲＰ０、ＲＰ１、ＲＰ２）は、主翼の翼弦方向にはほとんど変化しない。
　本発明では、この特性を利用して、騒音の原因となるスラット後縁ＴＥ（後縁部２２）の圧力変動を減少させる。
　すなわち本発明では、図７および図１１に示したように、スラット下面に膨出部２５を設ける、あるいは、後縁部２２を伸長させることにより、再付着点ＲＰ１，ＲＰ２から後縁部２２までの距離Ｌts１，Ｌts２を増やし、再付着点ＲＰ１，ＲＰ２から後縁部２２に向かう圧力変動をより減衰させ、後縁部２２での圧力変動を減少させる。
　その結果、図１３Ｂ，Ｃに示すように、スラット後縁ＴＥでの圧力変動が、基準スラット１２０の圧力変動（図１３Ａ）に比べて減っていることがわかる。
　続いて図１４は、リージョナルジェット機のスケールでスラットの騒音評価を行ったときの全音圧レベル（ＯＡＳＰＬ）指向性の数値シミュレーション結果を示している。解析に用いたスラットは、以下の７種類である。
・スラット１：基準スラット（ＯＬ量－７％Ｃs*）
・スラット２：後縁伸長量７％Ｃs*（ＯＬ量１％Ｃs*）のスラット
・スラット３：後縁伸長量１１％Ｃs*（ＯＬ量５％Ｃs*）のスラット
・スラット４：後縁伸長量２０％Ｃs*（ＯＬ量１４％Ｃs*）のスラット
・スラット５：後縁伸長量７％Ｃs*、膨出部（平均曲率κ＝４．１／Ｃs*）のスラット
・スラット６：後縁伸長量１１％Ｃs*、膨出部（平均曲率κ＝４．３／Ｃs*）のスラット
・スラット７：後縁伸長量２０％Ｃs*、膨出部（平均曲率κ＝４．９／Ｃs*）のスラット
　図１４に示すように、スラット２～７は、スラット１に比べて、全方位で大きな低騒音化が認められる。特に地上方向（２７０度方向）の騒音低減量は、スラット２が４ｄＢ、スラット３が６ｄＢ、スラット４が９ｄＢ、スラット５が８ｄＢ、スラット６が１０ｄＢ、スラット７が１２ｄＢというように大幅な低騒音化効果が得られている。すなわち、後縁伸長のみのスラット２～４では４ｄＢから９ｄＢ、そして、これらに膨出部（平均曲率４／Ｃs*以上）を追加したスラット５～７では、さらに４ｄＢ程度の低騒音化が得られる。
　なお、図１４に示す評価例では、スラット１に係る基準スラットのＯＬ量を－７％Ｃs*としたが、既存のスラットのＯＬ量が０％Ｃs*前後の場合であることが多いことから、スラット２，３のＯＬ量では４ｄＢ以上の低騒音化効果を得ることができないことが想定される。このようにＯＬ量が０％Ｃs*前後の基準スラットに対して有意の低騒音化効果を得るためには、膨出部が無い場合、基準スラットに対する後縁伸長量は１０％Ｃs*以上であることが好ましい。
　図１５は、スラット１，３、４，６の揚力特性の数値シミュレーション結果を示している。図において横軸は迎角、縦軸は揚力係数である。同図に示すように、スラット１，３、４，６のいずれについても最大揚力は基準形状のスラット１とほぼ同じであり、スラットの高揚力装置としての機能を維持できることが確認された。
　続いて図１６は、図１４に示したスラット１（基準スラット）の２７０度における全音圧レベルと比べたときのスラット２～７の騒音低減効果を示すグラフである。図中、横軸は、基準長Ｃs*（図６参照）に対する再付着点と後縁部との距離Ｌtsの相対比（Ｌts／Ｃs*）であり、縦軸は、スラット１の２７０度における音圧レベルとの差分である。
　図１６に示すように、基準長Ｃs*に対する距離Ｌtsの相対比が大きいスラット形状であるほど、騒音低減効果が高くなる傾向にある。
　また、膨出部２５を有する構成例１のスラット形状においては、膨出部２５の頂部２５ｐの平均曲率κに応じて騒音低減効果の程度が異なり、典型的には、平均曲率κが大きいほど、より大きな騒音低減効果が得られることが確認された。
　さらに、図１６に示すようにスラット５～７において平均曲率κを任意に調整して騒音低減効果を確認したところ、平均曲率κが２．０／Ｃs*以上とすることにより、同じ後縁伸長量のスラット２～４よりも大きな騒音低減により効果的であることが確認された。特に平均曲率は、同図に破線で示す騒音推定曲線上あるいはその近傍程度の騒音低減効果を得られるように設定されるのが好ましい。
＜他の実施形態＞
　続いて、図１７を参照して本発明の他の実施形態について説明する。本実施形態では、高揚力装置としてクルーガーフラップ３２０への適用例について説明する。
　図１７は、本実施形態に係る前縁高揚力装置としてのクルーガーフラップ３２０の主翼３００の翼長方向に垂直な断面図である。ここでは、クルーガーフラップ３２０が母翼前縁３１０ａに対して最大に展開（全開）した状態を示す。
　クルーガーフラップ３２０は、スラット２０１と同様に、前縁部３２１と、後縁部３２２と、カスプ部３２３と、下面部３２４と、膨出部３２５とを有する。クルーガーフラップ３２０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。
　後縁部３２２は、展開時において母翼３１０との間に隙間を形成する。
　カスプ部３２３は、前縁部３２１の下縁に形成される。
　下面部３２４は、カスプ部３２３と後縁部３２２との間に形成された凹面である。
　膨出部３２５は、下面部３２４の表面に局所的に設けられ、翼長方向に垂直な断面形状において母翼３１０側に凸なる湾曲形状を有する。
　膨出部３２５は、下面部３２４上における乱流せん断層の再付着領域に設けられる。膨出部３２５が母翼３１０側に凸なる湾曲形状に形成されることにより、乱流せん断層の再付着点ＲＰ１と後縁２２との間の沿面距離である距離Ｌtsを長くすることができる。これにより、後縁部３２２における圧力変動を減少させて低騒音化を図ることができる。
　膨出部３２５の詳細については、上述したスラット２０１における膨出部２５と同様であるため、その説明は省略する。なお、クルーガーフラップ３２０は、母翼３１０の下面に設置された収容部３１１内に収納されるように構成されているため、膨出部３２５は母翼３１０の収納時に変形可能に構成される必要はない。
　後縁部３２２についても同様に、上述のスラット２０１，２０２における後縁部２２と同様に構成することが可能である。この場合においても、母翼３１０とのオーバーラップ量が増えるように後縁部３２２が母翼１０側に伸長させてもよい。これにより、下面部３２４における乱流せん断層の再付着点から後縁部３２２までの距離Ｌtsを長くすることができるため、後縁部３２２における圧力変動を減少させて低騒音化を図ることができる。
　さらに本実施形態においても、母翼前縁１０ａとのオーバーラップ量を調整する調整部材（図１２参照）が同様に適用されてもよい。これにより、既存のクルーガーフラップに対して上記調整部材を付加することにより、上述と同様の作用効果を得ることができる。
　１０，３１０…母翼
　２０、２０１，２０２，２０３…スラット（前縁高揚力装置）
　２１，３２１…前縁部
　２２，３２２…後縁部
　２２ｅ，２２ｆ…後縁伸長部
　２３，３２３…カスプ部
　２４，３２４…下面部
　２５，３２５…膨出部
　１５０…調整部材
　３２０…クルーガーフラップ（前縁高揚力装置）

Claims (11)

  1. 　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下面部と、
    　前記下面部の表面に局所的に設けられ、前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において前記母翼側に凸なる湾曲形状の膨出部と
    　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、
    　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離とし、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記膨出部の頂部と前記母翼前縁との間の距離を第２の距離としたとき、前記第２の距離は、前記第１の距離の１０％以上４０％以下である
    　前縁高揚力装置。
  3. 　請求項１又は２に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記下面部の表面からの前記膨出部の最大厚みは、前記第１の距離の５％以上１５％以下である
    　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、
    　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記膨出部の頂部の平均曲率は、前記第１の距離の逆数の２倍以上１０倍以下である
    　前縁高揚力装置。
  5. 　請求項１～４のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記後縁部と前記母翼前縁との間の距離であるオーバーラップ量は、前記第１の距離の３５％以下である
    　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、
    　前記後縁部の少なくとも一部に取り付けられ、前記オーバーラップ量を調整する調整部材をさらに具備する
    　前縁高揚力装置。
  7. 　請求項１～６のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記膨出部は、前記母翼前縁に対する展開時に膨張し、前記母翼前縁への収納時に前記母翼前縁に沿って変形可能に構成される
    　前縁高揚力装置。
  8. 　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下面部と、
    　前記後縁部の少なくとも一部に設けられた後縁伸長部と
    　を具備し、
    　前記母翼の翼長方向に垂直な断面形状において、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記前縁部と前記母翼前縁との間の距離を第１の距離としたとき、前記母翼前縁に対する最大展開時における前記前縁高揚力装置の翼弦線上で測った前記後縁伸長部の先端部と前記母翼前縁との間の距離であるオーバーラップ量は、前記第１の距離の１０％以上３５％以下であり、
    　前記第１の距離は、前記前縁高揚力装置の前記母翼前縁への収納時における主翼の翼弦長の１０％以上２０％以下である
    　前縁高揚力装置。
  9. 　請求項８に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記後縁伸長部は、前記後縁部に取り付けられ前記オーバーラップ量を調整する調整部材である
    　前縁高揚力装置。
  10. 　請求項１～９のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置を備えた翼。
  11. 　請求項１～９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。
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