WO2022249758A1 - 前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材 - Google Patents

前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材 Download PDF

Info

Publication number
WO2022249758A1
WO2022249758A1 PCT/JP2022/016748 JP2022016748W WO2022249758A1 WO 2022249758 A1 WO2022249758 A1 WO 2022249758A1 JP 2022016748 W JP2022016748 W JP 2022016748W WO 2022249758 A1 WO2022249758 A1 WO 2022249758A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
leading edge
slat
lift device
inboard
inboard end
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Ceased
Application number
PCT/JP2022/016748
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
光宏 村山
亨 平井
一臣 山本
政孝 香西
陽亮 上野
和秀 磯谷
賢司 葉山
賢亮 林
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Kawasaki Heavy Industries Ltd
Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Mitsubishi Aircraft Corp
Kawasaki Motors Ltd
Original Assignee
Kawasaki Heavy Industries Ltd
Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Mitsubishi Aircraft Corp
Kawasaki Jukogyo KK
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.)
Filing date
Publication date
Application filed by Kawasaki Heavy Industries Ltd, Japan Aerospace Exploration Agency JAXA, Mitsubishi Aircraft Corp, Kawasaki Jukogyo KK filed Critical Kawasaki Heavy Industries Ltd
Priority to US18/564,445 priority Critical patent/US12565307B2/en
Publication of WO2022249758A1 publication Critical patent/WO2022249758A1/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Priority to US19/403,830 priority patent/US20260097841A1/en
Ceased legal-status Critical Current

Links

Images

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.
  • an object of the present invention is to provide a technology related to a leading edge high lift device capable of reducing noise generated from the slat innerboard end and the slat support mechanism.
  • 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 of an airframe, and includes a slat body and a cushioning section.
  • the slat body includes a leading edge portion, a trailing edge portion forming a gap with the main wing when deployed, a cusp portion formed at the lower edge of the leading edge portion, the cusp portion and the trailing edge. and an inboard end face formed between the leading edge and the hump and located on the fuselage side of the fuselage.
  • the buffer portion is provided at the inboard end portion of the slat body including the inboard end surface and the inboard side surface of the hump portion, and reduces pressure fluctuations of airflow on the inboard end surface or the inboard side surface of the hump portion. do.
  • the buffer portion may be a structure having a first outer surface portion that contacts the inboard end surface and a second outer surface portion that includes a curved surface that straightens airflow from the front edge portion toward the hump portion. good.
  • the structure may be made of a flexible material that deforms so as to be accommodated in the gap between the slat body and the main wing when it is accommodated in the leading edge of the main wing.
  • the buffer portion may be a curved surface portion provided on the innerboard end surface and including a curved surface that straightens airflow from the front edge portion toward the hump portion.
  • the buffer portion is a fence member provided at the inboard end portion, and the fence member includes a first extension portion extending toward the fuselage side of the fuselage from the inboard end surface, and the first extension portion. and a second extending portion provided at the tip of the and extending toward the front edge portion side.
  • the fence member may be provided on part or the entire area of an edge that is a boundary between the inboard end face and the inboard side surface of the hump.
  • the fence member may be made of a flexible material that deforms so as to be accommodated in the gap between the slat body and the main wing when stored in the leading edge of the main wing.
  • the buffer portion may be a porous layer arranged on at least one of the inboard end surface and the inboard side surface of the hump portion.
  • the cushioning portion may be a blade member that forms the cusp portion and is formed by notching a corner portion on the main wing side of the fuselage on the fuselage side of the fuselage.
  • the buffer section is a blade member forming the cusp section, and the blade member may have a porous layer provided on the inboard side end of the blade member on the fuselage side of the airframe.
  • 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 schematic cross-sectional view of a slat perpendicular to the wingspan direction of the main wing;
  • FIG. 4 is a diagram showing numerical simulation results of the flow field at the time of landing on the slat shown in FIG. 3; It is a numerical simulation result which shows an example of the unsteady flow field near the inboard end of the slat on the starboard side at the time of landing.
  • FIG. 4 is a perspective view schematically showing the vicinity of the inboard end of the slat on the left wing side; It is a numerical simulation result which shows an example of an unsteady flow field when a flow acts on the arrow direction of FIG. It is a numerical simulation result of the unsteady flow field seen from the rear side of the slat in FIG.
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat shown in FIG. 6 , showing how a vortex is generated at the inboard end of the slat.
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat shown in FIG. 6 , showing how a vortex is generated at the inboard end of the slat.
  • FIG. 2 is a schematic diagram of a slat according to Configuration Example 1-1, which is an embodiment of the present invention, and is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat on the left wing side.
  • FIG. 10 is a view showing one configuration example of a slat body on the right wing side, the upper left is a partial perspective view of the slat body seen from the inboard side, the upper right is a side view of the slat body seen from the inboard side, and the lower left is the slat body.
  • a partial perspective view seen from the inboard rear side, and the lower right is a partial rear view seen from the rear side of the slat body.
  • FIG. 3 is a diagram showing the configuration of the slat according to Configuration Example 1-1, wherein the upper left is a partial perspective view of the slat seen from the inboard side, the upper right is a side view of the slat as seen from the inboard side, and the lower left is the inboard side of the slat.
  • a partial perspective view seen from the rear side, and the lower right is a partial rear view of the slat seen from the rear side.
  • FIG. 4 is a schematic diagram of a slat according to Configuration Example 1-2, which is an embodiment of the present invention, and is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat on the left wing side.
  • FIG. 4 is a schematic diagram of a slat according to Configuration Example 1-3, which is an embodiment of the present invention, and is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat on the left wing side. It is the side view seen from the inboard side of the said slat of the starboard side.
  • FIG. 11 is a side view of a slat viewed from the inboard side, showing a modification of Configuration Example 1-3;
  • FIG. 17 is a schematic diagram corresponding to FIG.
  • FIG. 4 is a schematic diagram of a slat according to Configuration Example 1-4, which is an embodiment of the present invention, and is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat on the left wing side. It is the partial perspective view seen from the inboard rear side of the said slat of the right wing side.
  • FIG. 22 is a partial perspective view showing another configuration example of the slat shown in FIG. 21; It is an experimental result showing the frequency characteristics of the noise reduction effect in the direction directly below the fuselage of the inboard end of the inboard slat.
  • FIG. 4 is a schematic diagram of a slat according to Configuration Example 1-4, which is an embodiment of the present invention, and is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat on the left wing side. It is the partial perspective view seen from the inboard rear side of the said slat of the right wing side.
  • FIG. 22
  • FIG. 10 is a diagram showing the configuration of a slat according to configuration example 2-1, which is an embodiment of the present invention, and is a partial perspective view of the inboard end of the slat on the left wing side as seen from the rear side. It is a numerical simulation result similar to FIG. 8 explaining one action of the slat.
  • FIG. 25 shows the results of a wind tunnel experiment comparing the noise reduction effects of the slat shown in FIG. 24 with and without the cushioning member.
  • FIG. 10 is a diagram showing the configuration of a slat according to configuration example 2-2, which is an embodiment of the present invention, and is a partial perspective view of the inboard end of the slat on the left wing side as seen from the rear side.
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram of a slat according to another embodiment of the present invention
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram of a slat according to another embodiment of the present invention
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram of an inboard end of a cusp for explaining another embodiment of the present invention
  • FIG. 1 is a partial perspective view of one main wing (left wing) 100 of an aircraft, viewed from above, and FIG. 2 is a partial perspective view of main wing 100 viewed from below.
  • 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 slats 20 are housed on the leading edge 10a of the main wing 10 during cruising, and are deployed against the leading edge 10a of the main wing 10 by the slat support device 11 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 12 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.
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view of the slat 201 perpendicular to the wingspan direction of the main wing 10, showing a landing state in which the slat 201 is maximally deployed (fully opened) with respect to the main wing leading edge 10a.
  • the slat 201 has a leading edge 21 , a trailing edge 22 , a cusp 23 , a hump 24 and a top surface 26 .
  • the cross-sectional shape of the slat 201 is the shape of a closed space surrounded by the front edge portion 21, the rear edge portion 22, the cusp portion 23, the hump portion 24, and the upper surface portion 26.
  • the upper surface portion 26 generally means a region facing the hump portion 24 in the wing thickness direction of the slat 201 .
  • the slat 201 has a function of increasing the upper limit of lift (maximum lift) of the main wing 100 by providing a gap G between it and the main wing leading edge 10a.
  • the slats 201 generate significant aerodynamic noise in flight conditions during landing approach.
  • One of the sources of the noise is the hump portion 24 of the slat 201, and the turbulent flow in the backflow region formed in the hump portion 24 generates the noise.
  • FIG. 4 shows the numerical simulation results 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 area in the hump portion 24, and turbulence of the shear layer is generated along with the formation of this backflow area.
  • the generated turbulent shear layer reattaches to the hump portion 24 and then passes through the gap G between the slat 201 and the main wing 10 .
  • the turbulent shear layer passes through the gap G, it generates noise toward the ground and the sky.
  • the noise is primarily generated by pressure fluctuations at the reattachment point of the hump 24 where the turbulent shear layer attaches and pressure fluctuations at the trailing edge 22 and propagates to the ground and to the sky.
  • Patent Document 1 a method of adding a curved surface shape along the shear layer in the backflow region by installing the "hump filler” in the hump portion 24.
  • Patent Document 2 a method of actively mixing the shear layer of the hump portion 24 by installing "serrations" in the cusp portion 23 on the lower surface of the slat, which is the point where the back flow area is generated, is known. ing.
  • FIG. 5 shows numerical simulation results showing an example of an unsteady flow field near the inboard end of the slat 202 on the right wing side during landing. This figure visualizes the isosurface of the pressure coefficient distribution and the magnitude of vorticity on the surface of the object (the same applies to FIGS. 7 and 8, which will be described later).
  • FIG. 6 is a perspective view schematically showing the vicinity of the inboard end of the slat 202 on the left wing side
  • FIG. 7 is a numerical simulation result showing an example of an unsteady flow field when the flow acts in the direction of the arrow in FIG.
  • FIG. 8 is a numerical simulation result of the unsteady flow field seen from the rear side of the slat 202 in FIG.
  • the region C1 in FIG. 5 corresponds to the vortex indicated by the arrow C1 in FIG. 7 and the vortex of the region C1 surrounded by the dashed line in FIG. 8, respectively.
  • Arrow C2 in FIG. 5 corresponds to the vortex indicated by arrow C2 in FIG. 7 and arrow C2 indicated by the dashed line in FIG. 8, respectively.
  • a region C3 in FIG. 5 corresponds to the vortex of the region C3 surrounded by the dashed line in FIG. 7 and the vortex of the region C3 surrounded by the dashed line in FIG.
  • FIG. 9 is a schematic cross-sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat 202, showing how vortices V1 and V2 are generated at the inboard end of the slat 202.
  • a set of vortices V1 and V2 corresponds to the vortex C1 shown in FIGS.
  • the vortex V1 corresponds to the four black arrows on the right side (front side) of the arrows C1 in FIG.
  • the vortex V1 is more likely to occur remarkably when the inboard end surface 25 has a skin portion 25s that protrudes to the inboard side at a part of its peripheral edge.
  • the vortex V2 corresponds to the area C1 in FIGS.
  • Vortex V2 can also be considered to be formed by combining the flow of vortex V1.
  • a vortex indicated by an arrow C2 in FIG. 8 is generated in the span direction due to the flow separated from the inner side corner portion 23c of the cusp portion 23.
  • the vortices indicated by area C1 and arrow C2 in FIG. 8 particularly the vortex indicated by C2, collide with the slat support device 11 through the slat cob portion 24, and interference between the vortices indicated by C1 and C2 and the slat support device 11 causes It causes turbulence that is a source of noise.
  • the leading edge high-lift device of the present embodiment has the following means.
  • (1) Reduce pressure fluctuations due to separation from the slat innerboard end face.
  • (1-1) Reduction of flaking by rectifying the slat inner edge.
  • (1-2) Separating the stripped region from the bump surface.
  • (1-3) Decrease the velocity of the separated flow.
  • (1-4) Decrease the velocity of the fluid that causes pressure fluctuations on the bump surface.
  • (2) Reduce pressure fluctuations at the inboard end of the slat by suppressing the generation of strong vortices from the inboard side corner of the cusp 23 or by changing the path of vortex generation so as to avoid interference.
  • (2-2) Change in material of inboard end of cusp 23
  • FIG. 10 is a schematic diagram of the slat 20A of the present embodiment for explaining configuration example 1-1, and is a schematic sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat 20A on the left wing side.
  • the slat on the right wing side is configured symmetrically with the slat on the left wing side.
  • the slat 20A of this embodiment includes a slat body 210 and a cushioning member 31 as a cushioning portion arranged at the inboard side end thereof.
  • the slat body 210 has a leading edge portion 221, a trailing edge portion 222, a cusp portion 223, a hump portion 224, an inboard end surface 225, and an upper surface portion 226 (see FIG. 11).
  • the slat body 210 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).
  • CFRP carbon fiber reinforced plastic
  • GFRP glass fiber reinforced plastic
  • the cushioning member 31 is provided at the inboard end portion 230 (see FIG. 11) of the slat body 210 including the inboard side surfaces of the inboard end surface 225 and the hump portion 224 of the slat body 210, and To reduce the pressure fluctuation of the airflow on the inboard side surface.
  • the cushioning member 31 prevents separation of the flow at the inboard end of the slat 210 by rectifying the airflow from the front edge 221 of the slat body 210 toward the hump 224 . Suppress pressure fluctuations at the inboard end.
  • 11A and 11B are diagrams showing a configuration example of the slat body 210 on the right wing side
  • the upper left is a partial perspective view of the slat body 210 seen from the inboard side
  • the upper right is a side view of the slat body 210 seen from the inboard side
  • the lower left is a partial perspective view of the slat body 210 seen from the inboard rear side
  • the lower right is a partial rear view of the slat body 210 seen from the rear side.
  • the leading edge portion 221 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 226 .
  • the trailing edge portion 222 is the tip of the edge formed by the rear end portion of the hump portion 224 and the rear end portion of the upper surface portion 226, and has a gap G between it and the main wing 10 during deployment (see FIG. 3).
  • the cusp portion 223 is formed by the tip portion of the blade seal BS arranged at the lower edge of the leading edge portion 221 and protruding toward the main blade leading edge 10a.
  • the blade seal BS is configured as an extending portion forming a cusp portion 223 and also has a function of shielding the gap between the main wing 10 and the lower edge of the slat leading edge when the slat is housed in the main wing 10 .
  • the hump portion 224 is the lower surface of the slat body 210 and is a concave surface formed between the cusp portion 223 and the rear edge portion 222 .
  • the hump portion 224 is a portion that is close to the main wing leading edge 10a when stored, and here, as shown in FIG. be done.
  • the first plane portion 224a is a plane portion formed on the lower edge side of the front edge portion 221
  • the third plane portion 224c is a plane portion formed on the rear edge portion 222 side
  • the second plane portion 224b is a plane portion formed on the side of the rear edge portion 222. It is a plane portion that connects between the first plane portion 224a and the third plane portion 224c.
  • the hump portion 224 is not limited to the illustrated polyhedral shape, and may be formed in a curved shape that protrudes forward.
  • the inboard end surface 225 of the slat body 210 refers to the side surface of the slat body 210 on the inboard side. It refers to the side of the fuselage 1 side of the fuselage, and in the case of slats located on the outboard side of the engine 40, it refers to the side of the engine.
  • Inboard end face 225 is formed by a substantially flat planar portion enclosed between leading edge portion 221 , hump portion 224 and upper surface portion 226 .
  • the inboard end face 225 has a skin portion 225s that protrudes to the inboard side on a part of its peripheral edge.
  • the skin portion 225s is formed on the peripheral edge portion from the blade seal BS to the rear edge portion 222 via the front edge portion 221 and the upper surface portion 226 .
  • the inboard end portion 230 of the slat body 210 refers to a region including the inboard end surface 225 and the inboard side surface 224s of the hump portion 224 .
  • the inboard side surface 224s of the hump portion 224 is a region on the inboard side of the first to third flat portions 224a to 224c of the hump portion 224, and its range includes a region corresponding to the region C1 shown in FIG. It also includes the inboard side surface area of the blade seal BS forming 223 .
  • FIG. 12 is a view showing the configuration of the slat 20A of this embodiment in which the cushioning member 31 is attached to the slat body 210 described above.
  • a side view of the slat 20A seen from the inboard side the lower left is a partial perspective view of the slat 20A seen from the inboard rear side, and the lower right is a partial rear view of the slat 20A seen from the rear side.
  • the cushioning member 31 is installed on the inboard end surface 225 so as to fill the space formed between the inboard end surface 225 of the slat body 210 and the skin portion 225s on the peripheral edge thereof.
  • the cushioning member 31 is formed such that the side surface shape of the slat 20A viewed from the inboard side is the same or substantially the same as the shape of the inboard end face 225 of the slat body 210 .
  • the buffer member 31 straightens the airflow from the first outer surface portion 310 that abuts on the inboard end surface 225 of the slat body 210 and the front edge portion 221 of the slat body 210 toward the hump portion 224 as indicated by arrow A1 in FIG. and a second outer surface portion 320 .
  • the first outer surface portion 310 is a side surface portion of the cushioning member 31 that faces the inboard end surface 225 and is formed in a planar shape corresponding to the inboard end surface 225 of the slat body 210 .
  • the cushioning member 31 has the first outer surface portion 310 and the inboard end surface 225 fixed to each other using appropriate fasteners such as bolts.
  • the thickness of the cushioning member 31 along the wingspan direction is equal to or smaller than the protrusion height of the skin portion 225 s from the innerboard end surface 225 .
  • the second outer surface portion 320 is a surface area that forms the inboard appearance of the slat 20A, and has a flat portion 321, a first curved surface portion 322, and a second curved surface portion 323.
  • the flat portion 321 is positioned on the inboard side of the leading edge portion 221 of the slat body 210 and formed of a flat portion parallel to the chord direction.
  • the first curved surface portion 322 is formed by a curved surface portion that smoothly (continuously) connects the flat portion 321 and the first flat portion 224 a of the hump portion 224 .
  • the second curved surface portion 323 is formed by a curved surface portion that smoothly (continuously) connects the flat portion 321 and the second flat portion 224 b of the bump portion 224 .
  • the first curved portion 322 and the second curved portion 323 form curved surfaces that straighten airflow from the front edge portion 221 toward the hump portion 224 .
  • the cushioning member 31 is typically made of a rigid material such as a metal material, but may be made of an elastic material such as a rubber material, or may be made of a flexible material that can be deformed into a predetermined shape. good.
  • the cushioning member 31 when the cushioning member 31 is made of a flexible material, the cushioning member 31 can be accommodated in the gap between the inboard end surface 225 of the slat 20A and the main wing 10 when the slat 20A is accommodated in the main wing 10. , so that the slats 20A can be stowed in the main wing 10 more easily.
  • the gap between the inner side end surface 225 of the slat 20A and the main wing 10 can be filled with the cushioning member 31 when stored in the main wing 10, the intended aerodynamic performance of the main wing 10 during cruising is ensured. can do.
  • the cushioning member 31 is, for example, a structure that incorporates a material (elastic material, shape memory alloy, etc.) that can expand into a desired shape when deployed and can be crushed when stored (elastic material, shape memory alloy, etc.) or various mechanical parts (link mechanism, etc.). Consists of body.
  • the cushioning member 31 having the configuration described above is installed on the innerboard end surface 225 of the slat body 210, the cushioning member 31 is not installed. As a result, it is possible to reduce the level difference at the inboard end of the slat as much as possible.
  • the second outer peripheral surface 320 of the cushioning member 31 has the first curved surface portion 322 and the second curved surface portion 323 that are continuous with the inner side surface of the hump portion 24, the front edge portion 221 of the slat 20A extends from the hump portion 224. Airflow can be smoothly rectified. As a result, it is possible to prevent separation of the airflow at the inboard end of the slat 20A during deployment from the main wing 10, reduce pressure fluctuations at the inboard end of the slat 20A, and suppress the generation of noise.
  • separation of the airflow at the inboard end 230 of the slat body 210 can be prevented, so that interference of the airflow separated at the inboard end 230 with the slat support device 11 can also be prevented.
  • FIG. 13 is a schematic diagram of the slat 20B of the present embodiment for explaining configuration example 1-2, and is a schematic sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat 20B on the left wing side.
  • FIG. 14 is a diagram showing one configuration example of the slat 20B on the right wing side, and is a side view seen from the inboard side.
  • the slat 20B of the present embodiment includes a slat body 210 and a fence member 41 as a cushioning section provided at the inboard end 230 thereof. Since the slat main body 210 is the same as that of the first embodiment, its detailed description is omitted.
  • the fence member 41 is provided on the inboard end portion 230 (see FIG. 11) of the slat body 210 to reduce the pressure fluctuation of the airflow on the inboard side surface of the inboard end surface 225 and the hump portion 224 .
  • the fence member 41 is provided on a part or the entire area of the edge that is the boundary between the inboard end surface 225 of the slat body 210 and the inboard side surface 224s of the hump portion 224 .
  • FIG. 15 is a schematic cross-sectional view of the fence member 41.
  • the fence member 41 includes a first extending portion 411 extending to the inboard side (the fuselage 1 side of the fuselage) from the inboard end surface 225 of the slat body 210, and a front edge portion 211 side provided at the tip of the first extending portion 411. and a fixing portion 413 fixed to the inboard end face 225 .
  • the second extending portion 412 is typically formed by bending the tip of the first extending portion 411 toward the front edge portion 221 side.
  • the bending angle of the second extending portion 412 with respect to the first extending portion 411 is not particularly limited, and is, for example, 90 degrees.
  • the fence member 41 is not limited to being fixed to the inboard end surface 225 of the slat body 210, and may be fixed to the inboard side surface 224s of the hump portion 224, for example.
  • the fixing portion 413 is formed parallel to the first extending portion 411 .
  • the first extending portion 411 and the second extending portion 412 of the fence member 41 face the skin portion 225 s of the inboard end surface 225 of the slat body 210 .
  • the fence member 41 partitions between the inboard end surface 225 and the hump portion 224 .
  • the airflow (vortex V1) separated at the inboard end surface 225 is converted into a vortex V1' that wraps around the outside of the fence member 41.
  • the pressure fluctuation on the inboard side surface 224s of the hump 224 can be reduced, and the generation of noise can be suppressed.
  • the fence member 41 prevents the airflow separated on the innerboard end face 225 from reaching the surface of the hump 224 and prevents the separation of the airflow on the innerboard side surface 224s of the hump 224. Therefore, it is possible to prevent interference with the slat support device 11 by the airflow separated on the surface of the innerboard end surface 225 and the hump portion 224 . As a result, it is also possible to reduce the noise caused by the interference between the airflow (eddy) separated at the inboard end portion 230 of the slat body 210 and the slat support device 11 .
  • the fence member 41 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 fence member 41 is not limited to being configured as a separate member from the slat body 210 , and may be integrally formed as a part of the slat body 210 .
  • the fence member 41 may be made of a flexible material that deforms so as to be accommodated in the gap between the slat body 210 and the main wing 10 when retracted into the main wing leading edge 10a. As a result, the slats 20B can be stowed in the main wing 10 more easily.
  • FIG. 16 is a schematic diagram of the slat 20C of the present embodiment for explaining configuration example 1-3, and is a schematic sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat 20C on the left wing side.
  • FIG. 17 is a diagram showing one configuration example of the slat 20C on the right wing side, and is a side view seen from the inboard side.
  • the slat 20C of this embodiment includes a slat body 210 and a porous layer 51 as a buffer provided on the innerboard end face 225 thereof. Since the slat main body 210 is the same as that of the first embodiment, its detailed description is omitted.
  • the porous layer 51 is composed of a porous material in which a plurality of pores are interconnected within the layer.
  • the porous material is typically composed of an inorganic material such as a metal material or a metal oxide material, but is not limited to this, and may be composed of a synthetic resin material, a ceramic material, or the like.
  • the porous layer 51 may be a plate member installed on the innerboard end surface 225 of the slat body 210, or may be a porous structural surface formed by surface processing the innerboard end surface 225. good.
  • the porous layer 51 reduces the speed of the flow passing through the porous layer 51 by being provided over the entire or substantially the entire inner side end surface 225 of the slat body 210 . Thereby, the pressure fluctuation of the airflow on the innerboard end surface 225 can be reduced. In addition, since the flow velocity on the inboard end surface 225 can be reduced, the separation of the flow on the surface of the hump portion 224 can be reduced, thereby reducing the occurrence of the vortex V2 on the surface of the hump portion 224 . As a result, pressure fluctuations at the inboard end 230 of the slat body 210 are reduced, and noise can be reduced.
  • the present embodiment it is possible to prevent the interference of the airflow separated on the surface of the innerboard end surface 225 and the hump portion 224 with the slat support device 11 . As a result, it is also possible to reduce the noise caused by the interference between the airflow (eddy) separated at the inboard end portion 230 of the slat body 210 and the slat support device 11 .
  • the porous layer 51 may be selectively provided only on a partial region of the inboard end surface 225 of the slat body 210 .
  • the chord length of the slat 20C (slat body 210) is Cs, as shown in FIGS. It is preferably provided within a length range of 80% of the chord length Cs in the chord direction).
  • the porous layer 51 is preferably provided so as to cover the boundary portion between the inner side end surface of the slat body 210 and the hump portion 224 .
  • the porous layer 51 may be provided at a position separated from the peripheral edge portion of the inboard end surface 225 by about half of the length corresponding to the projection amount of the skin portion 225s.
  • the arrangement area of the porous layer 51 set in this manner is an area where the pressure fluctuation of the airflow is likely to occur on the innerboard end surface 225 . Therefore, by installing the porous layer 51 in this area, it is possible to minimize the area where the porous layer 52 is installed and to reduce pressure fluctuations on the inboard end surface 225 most effectively.
  • FIG. 20 is a schematic diagram of the slat 20D of the present embodiment for explaining configuration example 1-4, and is a schematic sectional view perpendicular to the wing thickness direction of the slat 20D on the left wing side.
  • FIG. 21 is a view showing one configuration example of the slat 20D on the right wing side, and is a partial perspective view seen from the inboard rear side.
  • the slat 20D of this embodiment includes a slat main body 210 and a porous layer 52 as a buffer section provided on the inboard side surface 224s of the hump section 224 thereof. Since the slat main body 210 is the same as that of the first embodiment, its detailed description is omitted.
  • the porous layer 52 is composed of a porous material in which a plurality of pores communicate with each other in the same manner as the porous layer 51 described above.
  • the porous material is typically composed of an inorganic material such as a metal material or a metal oxide material, but is not limited to this, and may be composed of a synthetic resin material, a ceramic material, or the like.
  • the porous layer 52 may be a plate-shaped member installed on the inboard side surface 224s of the hump portion 224, or a porous structural surface formed by surface processing the inboard side surface 224s of the hump portion 224. may be
  • the porous layer 52 is provided on the entire or partial area of the inboard side surface 224s of the hump portion 224, thereby reducing the speed of the flow passing through the porous layer 52 and reducing the vortices on the surface of the hump portion 224. Reduces the production of V2. As a result, pressure fluctuations on the inboard side surface 224s of the hump portion 224 are reduced, so noise on the inboard side surface 224s of the hump portion 224 can be reduced.
  • interference with the slat support device 11 by the airflow separated on the surface of the hump portion 224 can be prevented, so noise caused by interference with the slat support device 11 can also be reduced.
  • this embodiment may be combined with the third embodiment described above.
  • a porous layer 51 is provided on the inboard end face 225 of the slat body 210, like the slat 20E shown in FIG.
  • the area of the inboard side surface 224s of the hump portion 224 where the porous layer 52 is provided can be set arbitrarily. For example, as shown in FIG. 21, a range of about the chord length (Cs) of the slat 20D in the span direction (span direction) from the inboard end surface 225 in the hump portion 224 is covered with an inboard side surface 224s of the hump portion 224. may be set as Since the region set in this manner is a region where airflow pressure fluctuations are likely to occur in the hump portion 224, by installing the porous layer 52 in this region, the pressure on the inboard side surface 224s of the hump portion 224 is reduced. Variation can be reduced most effectively.
  • the porous layer 52 is not limited to the case where it is provided in the entire region, but is partially arranged in a region having a length of about 0.5Cs in the span direction from the inboard end surface 225 as shown in the figure. A sufficient reduction effect of the pressure fluctuation can be obtained also by being set.
  • the hump portion 224 is oriented from the cusp portion 223 side toward the trailing edge portion 222, for example
  • the porous layer 52 may be provided in a region within a length range of 80% of the blade chord length Cs. By installing the porous layer 52 in this region, pressure fluctuations on the inboard side surface 224s of the hump portion 224 can be most effectively reduced while minimizing the installation region of the porous layer 52 .
  • FIG. 23 shows the results of a wind tunnel test conducted on the slats of each configuration example described above. The figure shows the results of investigating changes in the noise level near the inboard edge of the inboard slat using a noise source survey method using a microphone array system. (difference from comparison reference form).
  • a comparative reference form refers to a form in which a slat is configured by the slat main body 210 alone.
  • configuration example 1-1 is the slat 20A in the first embodiment
  • configuration example 1-2 is the slat 20B in the second embodiment
  • the combination of configuration examples 1-3 and 1-4 is , respectively correspond to the slats 20E according to the combination of the third embodiment and the fourth embodiment.
  • the noise reduction effect was recognized in almost all frequency bands.
  • FIG. 24 is a diagram showing the configuration of the slat 20F of the present embodiment for explaining configuration example 2-1, and is a partial perspective view of the inboard end of the slat 20F on the left wing side as seen from the rear side.
  • the slat 20F of this embodiment includes a slat body 210 and a blade member 61 as a cushioning portion forming a cusp portion 223 thereof. Since the slat main body 210 is the same as that of the first embodiment, its detailed description is omitted.
  • the blade member 61 corresponds to the blade seal BS, and is a plate-shaped member that protrudes from the lower edge of the front edge portion 221 of the slat body 210 toward the main wing 10 .
  • a normal blade seal BS has a right-angled corner 223c on its inboard side (fuselage 1 side of the fuselage). Therefore, the corner portion 223c generates a relatively strong eddy in the flow from the front edge portion 221 toward the cusp portion 223, forming a noise source. Therefore, in the present embodiment, by changing the shape of the corner portion on the inboard side of the blade seal BS, generation of a strong vortex from the corner portion 223c is suppressed.
  • the blade member 61 of this embodiment has a shape in which the corner on the main wing 10 side of the airframe is notched on the inboard side (body 1 side of the airframe).
  • the notched corner portion on the inboard side is formed by a curved portion 223r having a smooth curved shape, as indicated by the solid line in FIG.
  • a multi-stepped corner 223v may be formed by combining a plurality of corners with obtuse internal angles, or as shown by a dashed line in FIG. , a straight portion 223s obtained by straightly cutting off a corner.
  • the cushioning member 31 described in the above-described first embodiment is installed on the inboard end face of the slat body 210 .
  • pressure fluctuations at the inboard end portion 230 of the slat body 210 can be suppressed, so the noise reduction effect can be further enhanced.
  • FIG. 25 shows the results of a simulation similar to FIG. 8 performed on the slat 20F according to this configuration example.
  • the cushioning member 31 according to Configuration Example 1-1 is installed on the innerboard end surface of the slat body 210, and the end portion of the blade member 61 is formed with a straight portion 223s.
  • generation of vortices in region C1 is effectively suppressed as compared with FIG. This is due to the rectifying effect of the cushioning member 31 .
  • the formation of the straight portion 223s on the blade member 61 can reduce the generation of vortices (the vortices indicated by the arrow C2 and the region C3 in FIG. 8) at the inboard end of the cusp portion 223. , the interference between the generated vortex and the slat support device 11 can also be reduced.
  • FIG. 26 shows the results of a wind tunnel experiment comparing the noise reduction effects of the slat 20F of this embodiment with and without the cushioning member 31.
  • FIG. This figure shows the frequency characteristics of the noise reduction effect in the direction directly below the fuselage of the inboard end of the inboard slat after conversion to the actual aircraft.
  • configuration example 2-1 corresponds to the slat 20F without the cushioning member 31
  • “combination of configuration examples 2-1 and 1-1" is the slat 20F with the cushioning member 31 ( 24).
  • FIG. 27 is a view showing the configuration of the slat 20G of this embodiment for explaining configuration example 2-2, and is a partial perspective view of the inboard end of the slat 20G on the left wing side as seen from the rear side.
  • the slat 20G of this embodiment includes a slat body 210 and a porous layer 62 as a buffer portion formed on the inboard side of the blade seal BS (fuselage 1 side of the fuselage). Since the slat main body 210 is the same as that of the first embodiment, its detailed description is omitted.
  • the porous layer 62 is provided on the inner surface of the blade member BS at the inboard side end of the blade seal BS that forms the cusp portion 223 (the end on the fuselage 1 side of the fuselage; the same shall apply hereinafter).
  • the porous layer 62 is made of a porous material in which a plurality of pores communicate with each other in the same manner as the porous layers 51 and 52 described in the third and fourth embodiments.
  • the porous material is typically composed of an inorganic material such as a metal material or a metal oxide material, but is not limited to this, and may be composed of a synthetic resin material, a ceramic material, or the like.
  • the porous layer 62 may be a plate member installed on the inboard side surface of the blade seal BS, or may be a porous structural surface formed by surface processing the inboard side surface of the blade seal BS. may
  • the blade seal BS has a right-angled corner 223c on its inboard side (fuselage 1 side of the fuselage). Therefore, the corner portion 223c generates a relatively strong eddy in the flow from the front edge portion 221 toward the cusp portion 223, forming a noise source. Therefore, in the present embodiment, by changing the material of the corners on the inner side of the blade seal BS to a porous material, generation of strong vortices from the corners 223c is suppressed.
  • the cushioning member 31 described in the first embodiment is installed on the inboard end surface of the slat body 210 .
  • pressure fluctuations at the inboard end portion 230 of the slat body 210 can be suppressed, so that the noise reduction effect can be further enhanced.
  • FIG. 28 shows a configuration example 1-1, a configuration example 2-1, and a combination of configuration examples 1-1 and 2-1 based on the basic shape of the slat (equivalent to the slat body 210) before noise reduction measures are taken ( Regarding Figure 24), the results of investigating changes in the noise level near the inboard end of the inboard slat using a noise source survey method using a microphone array system revealed that the OASPL (Over-All Sound Pressure Level) directly below the fuselage was 3 shows comparative wind tunnel test results. As shown in the figure, each structural example was confirmed to have a noise reduction effect of 1 dB or more compared to the slats of the basic shape. In addition, a greater noise reduction effect was observed in Configuration Example 2-1 than in Configuration Example 1-1. Furthermore, it was confirmed that a significant noise reduction effect can be obtained by combining configuration examples 1-1 and 2-1.
  • the buffer member 31 is installed on the innerboard end surface 225 of the slat body 210 as a buffer portion.
  • a curved surface portion 225r formed by curving a boundary surface between the inboard end surface 225 of the slat body 210 and the hump portion 224 may be provided.
  • the flow at the inboard end of the slat 20H1 can be rectified, pressure fluctuations at this portion can be suppressed, and noise reduction can be achieved.
  • a curved surface portion 225r of the inboard end surface 225 may be provided on the downstream side of the curved portion 322 of the cushioning member 31.
  • the cushioning member 31 can prevent the separation of the flow at the inboard end face 225, so that the noise reduction effect at the inboard end of the slat can be further enhanced.
  • the porous layer 62 is provided as a buffer portion on the inner surface of the inboard side end portion of the blade seal BS that forms the cusp portion 223.
  • a porous layer 62 may be provided on the outer surface of the inboard end of the blade seal BS.
  • FIG. 31 is a schematic diagram showing another installation example of the porous layer 62 on the inboard side end of the blade seal BS forming the cusp portion 223.
  • FIG. 4A shows an example in which a porous layer 62a is provided on the end surface (side surface on the inboard side) E0 of the inboard side end portion 223e of the cusp portion 223.
  • FIG. 4B shows an example in which a porous layer 62b is provided on the inner surface E1 and the outer surface E2 of the inboard side end portion 223e so as to straddle the end surface E0.
  • FIG. 4(C) shows an example in which a porous layer 62c is integrally formed on the inner surface E1 of the inboard end 223e, and FIG.
  • FIG. 4(E) shows an example in which the entire inboard end portion 223e is made of a porous material (porous layer 62e) forming the end face E0, the inner surface E1 and the outer surface E2. Even in such a configuration example, the same effect as described above can be obtained.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

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

Description

前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材
　本発明は、航空機の翼に設置される前縁高揚力装置、並びにこれを備えた翼および航空機に関する。
　航空機が空港を離発着する際の低速飛行を実現するために主翼から高揚力装置が展開される。特に旅客機などでは主翼前縁にスラットをはじめとする前縁高揚力装置が取り付けられ、低速飛行時に大きな揚力を発生する。
　スラットは、母翼前縁との間に隙間を設けることにより、主翼の揚力の上限（最大揚力）を増加させる機能を有する反面、着陸進入時の飛行条件において大きな空力騒音も発生する。主翼に収納するための制約からスラットの下面には凹み（コブ）があり、そこに形成される逆流領域の乱流が騒音を発生する原因となる。
　そこで、スラット下面のコブ内に形成される逆流領域の乱流による騒音を抑える代表的な技術として、例えば、スラット下面に逆流領域のせん断層に沿った曲面形状を付加することでコブの逆流領域を無くす「コブフィラー」という概念が知られている（特許文献１参照）。また、逆流領域の発生個所となるスラット下面のカスプに「セレーション」を設置してコブのせん断層を積極的に混合させ大きな圧力変動の発生を抑制する方法が提案されている（特許文献２参照）。
米国特許第６４５７６８０号明細書 特開２０１１－１６２１５４号公報
　一方、旅客機実機や風洞実験模型の音源探査を行うと、スラット下面のコブ内のせん断層の乱流によってもたらされる騒音のほかに、スラット内舷端部や、スラットを母翼前縁から展開可能に支持するスラット支持機構から大きな騒音が発生していることが確認されている。これらの騒音は、上記特許文献１，２の構成では抑えることができない。また、スラット内舷端部やスラット支持機構からの騒音は前述のコブ内に形成される逆流領域によってもたらされる騒音よりも周波数帯によっては大きくなることがある。したがって、スラット内舷端部等の低騒音化を実現できないと、航空機全体としての騒音レベルを低下させることができないことになる。
　以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、スラット内舷端部やスラット支持機構から発生する騒音を低減させることができる前縁高揚力装置に関する技術を提供することにある。
　本発明の一形態に係る前縁高揚力装置は、機体の母翼前縁に対して展開収納可能な前縁高揚力装置であって、スラット本体と、緩衝部とを具備する。
　前記スラット本体は、前縁部と、展開時に前記母翼との間に隙間を形成する後縁部と、前記前縁部の下縁に形成されたカスプ部と、前記カスプ部と前記後縁部との間に形成されたコブ部と、前記前縁部と前記コブ部との間に形成され前記機体の胴体側に位置する内舷端面と、を有する。
　前記緩衝部は、前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面を含む前記スラット本体の内舷端部に設けられ、前記内舷端面または前記コブ部の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する。
　前記緩衝部は、前記内舷端面に当接する第１外面部と、前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む第２外面部と、を有する構造体であってもよい。
　前記構造体は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成されてもよい。
　前記緩衝部は、前記内舷端面に設けられ前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む曲面部であってもよい。
　前記緩衝部は、前記内舷端部に設けられたフェンス部材であり、前記フェンス部材は、前記内舷端面よりも前記機体の胴体側に延びる第１延出部と、前記第１延出部の先端に設けられ前記前縁部側に向かって延びる第２延出部と、を有してもよい。
　前記フェンス部材は、前記内舷端面と前記コブ部の内舷側表面との境界である縁部の一部または全領域に設けられてもよい。
　前記フェンス部材は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成されてもよい。
　前記緩衝部は、前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面の少なくとも一方に配置された多孔質層であってもよい。
　前記緩衝部は、前記カスプ部を形成し前記機体の胴体側で前記機体の前記母翼側の隅部が切り欠かれたブレード部材であってもよい。
　前記緩衝部は、前記カスプ部を形成するブレード部材であり、前記ブレード部材は、前記機体の胴体側で当該ブレード部材の内舷側端部に設けられた多孔質層を有してもよい。
　本発明によれば、スラット内舷端部やスラット支持展開機構から発生する騒音を低減させることができる。
航空機の一方の主翼の一構成例であって上面側から見た部分斜視図である。 上記主翼の下面側から見た部分斜視図である。 母翼の翼長方向に垂直なスラットの概略断面図である。 図３に示すスラットにおける着陸時の流れ場の数値シミュレーション結果を示す図である。 着陸時における右翼側のスラットの内舷端部近傍の非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。 左翼側のスラットの内舷端部近傍を概略的に示す斜視図である。 図６の矢印方向に流れが作用したときの非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果である。 図７においてスラットの後方側から見た非定常流れ場の数値シミュレーション結果である。 図６に示すスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図であり、スラットの内舷端に生じる渦の発生の様子を示している。 本発明の一実施形態である構成例１－１に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側のスラット本体の一構成例を示す図であり、左上は、スラット本体の内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラット本体の内舷側から見た側面図、左下は、スラット本体の内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラット本体の後方側から見た部分背面図である。 上記構成例１－１に係るスラットの構成を示す図であって、左上は、スラットの内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラットの内舷側からみ側面図、左下は、スラットの内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラットの後方側から見た部分背面図である。 本発明の一実施形態である構成例１－２に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側の上記スラットの内舷側から見た側面図である。 フェンス部材の概略断面図である。 本発明の一実施形態である構成例１－３に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側の上記スラットの内舷側から見た側面図である。 構成例１－３の変形例を示すスラットの内舷側から見た側面図である。 構成例１－３の変形例を示すスラットの図１６に対応する模式図である。 本発明の一実施形態である構成例１－４に係るスラットの模式図であり、左翼側のスラットの翼厚方向に垂直な概略断面図である。 右翼側の上記スラットの内舷後方側から見た部分斜視図である。 図２１に示すスラットの他の構成例を示す部分斜視図である。 内舷スラットの内舷端部の機体直下方向の低騒音化効果の周波数特性を示す一実験結果である。 本発明の一実施形態である構成例２－１に係るスラットの構成を示す図であり、左翼側のスラットの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。 上記スラットの一作用を説明する図８と同様な数値シミュレーション結果である。 図２４に示すスラットにおいて緩衝部材の有無による低騒音化効果を比較した風洞実験結果である。 本発明の一実施形態である構成例２－２に係るスラットの構成を示す図であり、左翼側のスラットの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。 低騒音化対策前の基本形状のスラットを基準とした構成例１－１、構成例２－１、および構成例１－１と２－１の組み合わせ（図２４）について、内舷スラット内舷端領域の機体直下方向のＯＡＳＰＬ（Over-All Sound Pressure Level）を比較した風洞実験結果である。 本発明のその他の実施形態に係るスラットの概略構成図である。 本発明のその他の実施形態に係るスラットの概略構成図である。 本発明のその他の実施形態を説明するカスプ部の内舷端部の概略構成図である。
　以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
［高揚力装置の概要］
　図１は航空機の一方の主翼（左翼）１００の一構成例であって上面側から見た部分斜視図、図２は主翼１００の下面側から見た部分斜視図である。
　主翼１００は、母翼１０と、母翼１０の前縁１０ａ側に配置されたスラット２０と、母翼１０の後縁１０ｂ側に配置されたフラップ３０とを有する。
　なお、上記航空機の他方の主翼（右翼）についても主翼１００と同様に構成される。
　スラット２０は、母翼１０の前縁１０ａに展開収納可能に構成される。スラット２０は、巡航時は、図示するように母翼１０の前縁１０ａに収納され、着陸時あるいは離陸時は、スラット支持装置１１によって母翼１０の前縁１０ａに対して展開される。母翼１０の前縁１０ａとは、スラット２０の翼弦線方向においてスラット２０と対向する領域をいう。なお、以下の説明では、前縁１０ａを、母翼前縁１０ａとも称する。
　フラップ３０は、母翼１０の後縁１０ｂに展開収納可能に構成される。フラップ３０は、巡航時は、図示するように母翼１０の後縁１０ｂに収納され、着陸時あるいは離陸時は、フラップ支持装置１２によって母翼１０の後縁１０ｂに対して展開される。
　スラット２０は、通常、エンジン４０を挟んで母翼前縁１０ａに沿って複数に分割されていることが多い。翼長方向における各スラット２０の長さは、配置領域に応じて必要な長さに任意に設定される。フラップ３０も同様に、通常、母翼１０の後縁１０ｂに沿って各々任意の長さで複数に分割して配置されることが多い。スラット２０およびフラップ３０は、例えば、アルミニウム合金やステンレス鋼等の金属材料、あるいは、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）やＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）等の複合材料で構成される。
　スラット２０は、前縁高揚力装置の一つであり、展開時において母翼１０との間に気流が通過できる隙間を設けることにより、主翼１００の最大揚力（揚力の上限）を増加させるとともに、主翼１００が失速を起こす迎角を増大させる。スラット２０と母翼１０との間の隙間の大きさは、母翼１０に対するスラット２０の展開の大きさ（角度）によって調整される。典型的には、離陸時と比較して、着陸時の方がスラット２０はより大きく展開される。
［スラットの技術的課題］
　次に、図３に示す断面形状のスラット２０１および図６に示す構成のスラット２０２を用いてスラットの技術的課題について説明する。なお、スラット２０１およびスラット２０２は、後述する数値シミュレーションに用いたモデルであるため、ここでは各部の詳細な説明については省略する。
　図３は、母翼１０の翼長方向に垂直なスラット２０１の概略断面図であり、スラット２０１が母翼前縁１０ａに対して最大に展開（全開）した着陸時の状態を示す。
　スラット２０１は、前縁部２１と、後縁部２２と、カスプ部２３と、コブ部２４と、上面部２６とを有する。図３に示すようにスラット２０１の断面形状は、前縁部２１と、後縁部２２と、カスプ部２３と、コブ部２４と、上面部２６との間で囲まれる閉空間の形状をなす。ここで、上面部２６とは、概ね、スラット２０１の翼厚方向にコブ部２４と対向する領域を意味する。
　スラット２０１は、母翼前縁１０ａとの間に隙間Ｇを設けることにより、主翼１００の揚力の上限（最大揚力）を増加させる機能を有する。その反面、スラット２０１は、着陸進入時の飛行条件において大きな空力騒音を発生させる。その騒音の発生源の一つは、スラット２０１のコブ部２４であり、そのコブ部２４に形成される逆流領域の乱流が騒音を発生させる。
　その一例として図４に、図３に示すスラット２０１における着陸時の流れ場の数値シミュレーション結果を示す。同図に示すように、カスプ部２３から剥離したせん断層は、コブ部２４に渦状の逆流領域を形成し、この逆流領域の形成に伴い、せん断層の乱流が生成される。生成された乱流せん断層は、コブ部２４に再付着した後、スラット２０１と母翼１０との間の隙間Ｇを通過する。乱流せん断層が隙間Ｇを通過する際、地上および上空に向けて騒音を発生させる。騒音は主に、乱流せん断層が付着するコブ部２４の再付着点における圧力変動と、後縁部２２における圧力変動とによって発生し、地上および上空に向けて伝播される。
　カスプ部２３から剥離したせん断層に起因する騒音の発生を抑える方法としては、上述のように、コブ部２４に「コブフィラー」を設置して逆流領域のせん断層に沿った曲面形状を付加する方法（特許文献１）や、逆流領域の発生個所となるスラット下面のカスプ部２３に「セレーション」を設置してコブ部２４のせん断層を積極的に混合させる方法（特許文献２）などが知られている。
　一方、旅客機実機や風洞実験模型の音源探査を行うと、コブ部内のせん断層の乱流によってもたらされる騒音のほかに、スラット内舷端部や、スラットを母翼前縁から展開可能に支持するスラット支持機構から大きな騒音が発生していることが確認されている。例えば図５に、着陸時における右翼側のスラット２０２の内舷端部近傍の非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果を示す。同図は、物体表面の圧力係数分布と渦度の大きさの等値面を可視化したものである（後述する図７および図８についても同様）。
　図５に示すように、スラット２０２の内舷端付近の流れ場を見ると、以下のような流れの剥離や干渉が大きな圧力変動を引き起こして、騒音発生の原因になっていると考えられる。
（１）スラット２０２の内舷端面２５からの流れの剥離（領域Ｃ１参照）
（２）カスプ部２３の内舷側角部からスパン方向（翼長方向）への渦生成（矢印Ｃ２参照）
（３）上記（１），（２）とスラット支持装置１１との干渉（領域Ｃ３参照）
　図６は、左翼側のスラット２０２の内舷端部近傍を概略的に示す斜視図、図７は、図６の矢印方向に流れが作用したときの非定常流れ場の一例を示す数値シミュレーション結果、そして、図８は、図７においてスラット２０２の後方側から見た非定常流れ場の数値シミュレーション結果である。
　ここで、図５の領域Ｃ１は、図７において矢印Ｃ１で示す渦、および図８において破線で囲った領域Ｃ１の渦にそれぞれ相当する。図５の矢印Ｃ２は、図７において矢印Ｃ２で示す渦、および図８において破線で示す矢印Ｃ２にそれぞれ相当する。そして、図５の領域Ｃ３は、図７において破線で囲った領域Ｃ３の渦、および図８において破線で囲った領域Ｃ３の渦にそれぞれ相当する。
　図９は、スラット２０２の翼厚方向に垂直な概略断面図であり、スラット２０２の内舷端に生じる渦Ｖ１，Ｖ２の発生の様子を示している。渦Ｖ１と渦Ｖ２の集合は、図５、図７および図８に示すＣ１の渦に相当する。
　渦Ｖ１は、図７の矢印Ｃ１のうち右列側（手前側）の４つの黒色矢印に相当する。渦Ｖ１は、内舷端面２５がその周縁部の一部に内舷側に張り出したスキン部２５ｓを有する場合により顕著に発生しやすい。
　一方、渦Ｖ２は、図５と図８の領域Ｃ１および、図７の矢印Ｃ１のうち左列側（奥側）の２つの白抜き矢印に相当する。渦Ｖ２は、渦Ｖ１の流れと合わさって形成されるものとも考えらえる。
　また、図８において矢印Ｃ２で示す渦は、カスプ部２３の内舷側角部２３ｃから剥離した流れに起因して、スパン方向へ向けて生成される。
　さらに、図８において領域Ｃ１および矢印Ｃ２で示す渦、特にＣ２で示す渦が、スラットコブ部２４を通ってスラット支持装置１１に衝突し、Ｃ１およびＣ２で示す渦とスラット支持装置１１との干渉により騒音源となる乱流を引き起こす。
　以上のようなスラット内舷側の騒音は、上記特許文献１，２の記載の「コブフィラー」あるいは「セレーション」では抑えることができない。また、スラット内舷端部やスラット支持機構からの騒音は前述のコブ内に形成される逆流領域によってもたらされる騒音よりも周波数帯によっては大きくなることがある。したがって、スラット内舷端部等の低騒音化を実現できないと、航空機全体としての騒音レベルを低下させることができないことになる。
　そこで、スラット内舷端部の低騒音化を実現するため、本実施形態の前縁高揚力装置は、以下の手段を備える。
（１）スラット内舷端面からの剥離による圧力変動を減らす。具体的には、
（１－１）スラット内舷端部の整流化により剥離そのものを減らす。
（１－２）剥離領域をコブ部表面から離す。
（１－３）剥離する流れの流速を落とす。
（１－４）コブ部表面に圧力変動を与える流体速度を落とす。
（２）カスプ部２３の内舷側角部からの強い渦の発生を抑える、または、干渉を避けるように渦生成の経路を変更することで、スラット内舷端部に生じる圧力変動を減らす。具体的には、
（２－１）カスプ部２３の内舷側端部の形状変更
（２－２）カスプ部２３の内舷側端部の材質変更
　以下、実施形態を分けて、本発明の前縁高揚力装置であるスラットの詳細について説明する。
［第１の実施形態］
（構成例１－１）
　図１０は、構成例１－１を説明する本実施形態のスラット２０Ａの模式図であり、左翼側のスラット２０Ａの翼厚方向に垂直な概略断面図である。なお、右翼側のスラットについては、左翼側のスラットと左右対称に構成される。
　本実施形態のスラット２０Ａは、スラット本体２１０と、その内舷側の端部に配置された緩衝部としての緩衝部材３１とを備える。
　スラット本体２１０は、前縁部２２１と、後縁部２２２と、カスプ部２２３と、コブ部２２４と、内舷端面２２５と、上面部２２６とを有する（図１１参照）。スラット本体２１０は、例えば、アルミニウム合金やステンレス鋼等の金属材料、あるいは、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）やＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）等の複合材料で構成される。スラット本体２１０は、空力性能のみに対して最適化された従来構造のスラットに相当する。
　緩衝部材３１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面を含むスラット本体２１０の内舷端部２３０（図１１参照）に設けられ、内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する。本実施形態では、緩衝部材３１は、スラット本体２１０の前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を整流することでスラット２１０の内舷端部における流れの剥離を防止し、これによりスラット２１０の内舷端部における圧力変動を抑制する。
　図１１は、右翼側のスラット本体２１０の一構成例を示す図であり、左上は、スラット本体２１０の内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラット本体２１０の内舷側から見た側面図、左下は、スラット本体２１０の内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラット本体２１０の後方側から見た部分背面図である。
　前縁部２２１は、前方（母翼１０側とは反対側）へ凸なる流線形状を有し、上面部２２６と連続的に形成される。
　後縁部２２２は、コブ部２２４の後方端部と上面部２２６の後方端部とにより形成されるエッジの先端部であり、展開時において母翼１０との間に隙間Ｇ（図３参照）を形成する。
　カスプ部２２３は、前縁部２２１の下縁に配置された、母翼前縁１０ａに向かって突出するブレードシールＢＳの先端部で形成される。ブレードシールＢＳは、カスプ部２２３を形成する延伸部として構成され、母翼１０へのスラット収納時において母翼１０とスラット前縁部下縁との間の隙間を遮蔽する機能をも有する。
　コブ部２２４は、スラット本体２１０の下面であって、カスプ部２２３と後縁部２２２との間に形成された凹面である。コブ部２２４は、収納時に母翼前縁１０ａに近接する部位であり、ここでは図１１に示すように第１平面部２２４ａ、第２平面部２２４ｂおよび第３平面部２２４ｃを有する多面体形状で形成される。第１平面部２２４ａは、前縁部２２１の下縁側に形成される平面部であり、第３平面部２２４ｃは後縁部２２２側に形成される平面部であり、第２平面部２２４ｂは第１平面部２２４ａと第３平面部２２４ｃとの間を連結する平面部である。なお、コブ部２２４は図示する多面体形状に形成される例に限られず、前方へ凸なる曲面形状に形成されてもよい。
　スラット本体２１０の内舷端面２２５は、スラット本体２１０の内舷側の側面をいい、エンジン４０（図１、２参照）よりも内舷側に位置するスラット（以下、内舷スラットともいう）の場合は機体の胴体１側の側面をいい、エンジン４０よりも外舷側に位置するスラットの場合はエンジン側の側面をいう。内舷端面２２５は、前縁部２２１とコブ部２２４と上面部２２６との間で囲まれたほぼ平坦な平面部で形成される。内舷端面２２５は、その周縁部の一部に内舷側に張り出したスキン部２２５ｓを有する。スキン部２２５ｓは、ブレードシールＢＳから前縁部２２１および上面部２２６を介して後縁部２２２に至る周縁部に形成される。
　スラット本体２１０の内舷端部２３０は、内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓを含む領域をいう。コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓは、コブ部２２４の第１～第３平面部２２４ａ～２２４ｃの内舷側の領域であり、その範囲は、図８に示す領域Ｃ１に相当する領域と、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側の表面領域をも含む。
　図１２は、上述のスラット本体２１０に緩衝部材３１が装着された本実施形態のスラット２０Ａの構成を示す図であって、左上は、スラット２０Ａの内舷側から見た部分斜視図、右上は、スラット２０Ａの内舷側からみ側面図、左下は、スラット２０Ａの内舷後方側から見た部分斜視図、右下はスラット２０Ａの後方側から見た部分背面図である。
　図１２に示すように、緩衝部材３１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５とその周縁部のスキン部２２５ｓとの間に形成された空間を埋めるように、内舷端面２２５に設置される。緩衝部材３１は、スラット２０Ａの内舷側から見た側面形状が、スラット本体２１０の内舷端面２２５の形状と同一又はほぼ同一の形状に形成される。
　緩衝部材３１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５に当接する第１外面部３１０と、スラット本体２１０の前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を図１０において矢印Ａ１で示すように整流する第２外面部３２０とを有する。
　第１外面部３１０は、内舷端面２２５に対向する緩衝部材３１の側面部であり、スラット本体２１０の内舷端面２２５に対応する平面形状に形成される。緩衝部材３１は、ボルト等の適宜の締結具を用いて第１外面部３１０と内舷端面２２５が相互に固定される。緩衝部材３１の翼長方向に沿った厚みは、内舷端面２２５からのスキン部２２５ｓの突出高さと同等以下の大きさとされる。
　第２外面部３２０は、スラット２０Ａの内舷の外観を形成する表面領域であり、平坦部３２１と、第１湾曲面部３２２と、第２湾曲面部３２３とを有する。平坦部３２１は、スラット本体２１０の前縁部２２１の内舷側に位置し翼弦線方向に平行な平面部で形成される。第１湾曲面部３２２は、平坦部３２１とコブ部２２４の第１平面部２２４ａとの間を滑らかに（連続的に）接続する曲面部で形成される。第２湾曲面部３２３は、平坦部３２１とコブ部２２４の第２平面部２２４ｂとの間を滑らかに（連続的に）接続する曲面部で形成される。第１湾曲部３２２および第２湾曲部３２３は、前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を整流する湾曲面を形成する。
　緩衝部材３１は、典型的には、金属材料等の剛体で構成されるが、ゴム材料等の弾性体で構成されてもよいし、所定形状に変形可能な可撓性材料で構成されてもよい。特に、緩衝部材３１が可撓性材料で構成される場合、母翼１０へのスラット２０Ａの収納時において緩衝部材３１がスラット２０Ａの内舷端面２２５と母翼１０との間の隙間に収容可能に変形し、母翼１０へのスラット２０Ａの収納性を高めることができる。また、母翼１０への収納時においてスラット２０Ａの内舷端面２２５と母翼１０との間の隙間を緩衝部材３１で埋めることができるため、巡航時における主翼１０の目的とする空力性能を確保することができる。
　この場合、緩衝部材３１は、例えば、展開時に目的とする形状に膨張し、収納時に潰れることが可能な材料（弾性材料、形状記憶合金など）あるいは各種機構部（リンク機構など）を内蔵する構造体で構成される。
　以上のように構成される本実施形態のスラット２０Ａにおいては、スラット本体２１０の内舷端面２２５に上述した構成の緩衝部材３１が設置されているため、緩衝部材３１が設置されていない場合と比較して、スラット内舷端部の段差を極力減らすことが可能となる。特に、緩衝部材３１の第２外周面３２０がコブ部２４の内舷側表面に連続する第１湾曲面部３２２および第２湾曲面部３２３を有するため、スラット２０Ａの前縁部２２１からコブ部２２４へ向かう気流を円滑に整流することができる。これにより、母翼１０からの展開時においてスラット２０Ａの内舷端部における気流の剥離を防止でき、スラット２０Ａの内舷端部における圧力変動を減らして騒音の発生を抑えることができる。
　さらに本実施形態によれば、スラット本体２１０の内舷端部２３０における気流の剥離を防止できるため、その内舷端部２３０で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できる。これにより、内舷端部２３０で剥離した気流（渦）とスラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。
［第２の実施形態］
（構成例１－２）
　図１３は、構成例１－２を説明する本実施形態のスラット２０Ｂの模式図であり、左翼側のスラット２０Ｂの翼厚方向に垂直な概略断面図である。図１４は、右翼側のスラット２０Ｂの一構成例を示す図であり、内舷側から見た側面図である。
　本実施形態のスラット２０Ｂは、スラット本体２１０と、その内舷端部２３０に設けられた緩衝部としてのフェンス部材４１とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。
　フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端部２３０（図１１参照）に設けられ、内舷端面２２５およびコブ部２２４の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する。本実施形態において、フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５とコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓとの境界である縁部の一部または全領域に設けられる。
　図１５は、フェンス部材４１の概略断面図である。フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５よりも内舷側（機体の胴体１側）に延びる第１延出部４１１と、第１延出部４１１の先端に設けられ前縁部２１１側に向かって延びる第２延出部４１２と、内舷端面２２５に固定される固定部４１３とを有する。
　第２延出部４１２は、典型的には、第１延出部４１１の先端部を前縁部２２１側に向けて屈曲させることで形成される。第１延出部４１１に対する第２延出部４１２の屈曲角度は特に限定されず、例えば９０度である。
　なお、フェンス部材４１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５に固定される場合に限られず、例えば、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓに固定されてもよい。この場合、固定部４１３は、第１延出部４１１と平行に形成される。
　フェンス部材４１の第１延出部４１１および第２延出部４１２は、スラット本体２１０の内舷端面２２５のスキン部２２５ｓに対向する。これにより、内舷端面２２５とコブ部２２４との間がフェンス部材４１により仕切られる。その結果、スラット２０Ｂの展開時は、図１３に示すように、内舷端面２２５において剥離した気流（渦Ｖ１）がフェンス部材４１の外側を回り込む渦Ｖ１'に変換される。このようにフェンス部材４１によって気流の剥離領域をコブ部２２４から離すことで、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓでの圧力変動を低減し、騒音の発生を抑制することができる。
　さらに本実施形態によれば、フェンス部材４１によって内舷端面２２５で剥離した気流がコブ部２２４の表面に到達することを阻止するとともにコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける気流の剥離を防ぐことができるため、内舷端面２２５およびコブ部２２４の表面で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できる。これにより、スラット本体２１０の内舷端部２３０で剥離した気流（渦）とスラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。
　フェンス部材４１は、例えば、アルミニウム合金やステンレス鋼等の金属材料、あるいは、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）やＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）等の複合材料で構成される。フェンス部材４１は、スラット本体２１０と別部材で構成される例に限られず、スラット本体２１０の一部として一体的に形成されてもよい。
　あるいは、フェンス部材４１は、母翼前縁１０ａへの収納時にスラット本体２１０と母翼１０との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成されてもよい。これにより、母翼１０へのスラット２０Ｂの収納性を高めることができる。
［第３の実施形態］
（構成例１－３）
　図１６は、構成例１－３を説明する本実施形態のスラット２０Ｃの模式図であり、左翼側のスラット２０Ｃの翼厚方向に垂直な概略断面図である。図１７は、右翼側のスラット２０Ｃの一構成例を示す図であり、内舷側から見た側面図である。
　本実施形態のスラット２０Ｃは、スラット本体２１０と、その内舷端面２２５に設けられた緩衝部としての多孔質層５１とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。
　多孔質層５１は、複数の孔が層内において相互に連通した多孔質材料で構成される。多孔質材料は、典型的には、金属材料、金属酸化物材料などの無機材料で構成されるが、これに限られず、合成樹脂材料、セラミック材料などで構成されてもよい。多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５に設置される板状部材であってもよいし、内舷端面２２５を表面加工することで形成された多孔質の構造面であってもよい。
　多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５の全域またはほぼ全域に設けられることで、多孔質層５１を通過する流れの速さを低下させる。これにより、内舷端面２２５における気流の圧力変動を低減することができる。また、内舷端面２２５における流速を低下できるため、コブ部２２４の表面における流れの剥離も低減でき、これによりコブ部２２４の表面における渦Ｖ２の発生を軽減できる。その結果、スラット本体２１０の内舷端部２３０における圧力変動が低減し、騒音の低下を実現することができる。
　さらに本実施形態によれば、内舷端面２２５およびコブ部２２４の表面で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できる。これにより、スラット本体２１０の内舷端部２３０で剥離した気流（渦）とスラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。
　多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面２２５の一部の領域にのみ選択的に設けられてもよい。この場合、スラット２０Ｃ（スラット本体２１０）の翼弦長をＣsとしたとき、例えば図１８および図１９に示すように、多孔質層５１は、内舷端面２２５において前縁部２２１からコード方向（翼弦線方向）に翼弦長Ｃsの８０％の長さの範囲内に設けられるのが好ましい。
　この際、多孔質層５１は、スラット本体２１０の内舷端面とコブ部２２４との境界部を被覆するように設けられるのが好ましい。また、前縁部２２１側に関しては、多孔質層５１は、内舷端面２２５の周縁部からスキン部２２５ｓの突出量に相当する長さの約半分程度離れた位置に設けられてもよい。このように設定された多孔質層５１の配置領域は、内舷端面２２５における気流の圧力変動が発生しやすい領域である。このため、当該領域に多孔質層５１を設置することで、多孔質５２の設置領域を最小限に抑えつつ、内舷端面２２５における圧力変動を最も効果的に低減することができる。
［第４の実施形態］
（構成例１－４）
　図２０は、構成例１－４を説明する本実施形態のスラット２０Ｄの模式図であり、左翼側のスラット２０Ｄの翼厚方向に垂直な概略断面図である。図２１は、右翼側のスラット２０Ｄの一構成例を示す図であり、内舷後方側から見た部分斜視図である。
　本実施形態のスラット２０Ｄは、スラット本体２１０と、そのコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓに設けられた緩衝部としての多孔質層５２とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。
　多孔質層５２は、上述の多孔質層５１と同様に、複数の孔が層内において相互に連通した多孔質材料で構成される。多孔質材料は、典型的には、金属材料、金属酸化物材料などの無機材料で構成されるが、これに限られず、合成樹脂材料、セラミック材料などで構成されてもよい。多孔質層５２は、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓに設置される板状部材であってもよいし、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓを表面加工することで形成された多孔質の構造面であってもよい。
　多孔質層５２は、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓの全域またはその一部の領域に設けられることで、多孔質層５２を通過する流れの速さを低下させ、コブ部２２４の表面における渦Ｖ２の生成を軽減する。これにより、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動が低減するため、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける騒音の低下を実現することができる。
　さらに本実施形態によれば、コブ部２２４の表面で剥離した気流のスラット支持装置１１との干渉も防止できるので、スラット支持装置１１との干渉に起因する騒音の発生も低減することができる。
　さらに本実施形態は、上述の第３の実施形態と組み合わされてもよい。この場合、図２２に示すスラット２０Ｅのように、スラット本体２１０の内舷端面２２５に多孔質層５１が設けられる。これにより、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動だけでなく、内舷端面２２５における圧力変動を低減できるため、スラット２１０の内舷端部２３０における低騒音化効果をより一層向上させることができる。
　多孔質層５２が設けられるコブ部２２４の内舷側表面２２４ｓの領域は、任意に設定可能である。例えば図２１に示すように、コブ部２２４において内舷端面２２５からスパン方向（翼幅方向）にスラット２０Ｄの翼弦長（Ｃs）程度の長さの範囲を、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓと設定されてもよい。このようにして設定された領域は、コブ部２２４における気流の圧力変動が発生しやすい領域であるため、当該領域に多孔質層５２を設置することで、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動を最も効果的に低減することができる。この場合、多孔質層５２は、上記領域の全域に設けられる場合に限られず、同図に示すように、内舷端面２２５からスパン方向に０．５Ｃs程度の長さの領域に部分的に配置されることによっても、圧力変動の十分な低減効果を得ることができる。
　なお、コブ部２２４のコード方向（翼弦線方向）に関しては、上述の構成例１－３（図１８）と同様に、コブ部２２４においてカスプ部２２３側から後縁部２２２に向かって、例えば翼弦長Ｃsの８０％の長さの範囲内の領域に多孔質層５２が設けられてもよい。当該領域に多孔質層５２を設置することで、多孔質５２の設置領域を最小限に抑えつつ、コブ部２２４の内舷側表面２２４ｓにおける圧力変動を最も効果的に低減することができる。
［特性評価１］
　図２３に、上述した各構成例のスラットについて行った風洞実験の結果を示す。同図は、マイクロホンアレイシステムを用いた騒音源探査法により内舷スラットの内舷端部付近の騒音レベルの変化を調べた結果で、実機換算後の機体直下方向の低騒音化効果の周波数特性（比較基準形態からの差分）を示している。比較基準形態とは、スラット本体２１０単独でスラットが構成された形態をいう。
　図２３において、構成例１－１は、第１の実施形態におけるスラット２０Ａ、構成例１－２は、第２の実施形態におけるスラット２０Ｂ、そして、構成例１－３と１－４の組み合わせは、第３の実施形態と第４の実施形態の組み合わせに係るスラット２０Ｅにそれぞれ相当する。同図に示すように、各構成例に係るスラットにおいては、一部の周波数帯域で騒音レベルの増加が見られるものの、全般的に低騒音化効果が得られていることが確認できる。特に、構成例１－３と１－４の組み合わせに係るスラット２０Ｅによれば、ほぼ全周波数帯域において低騒音化効果が認められた。
［第５の実施形態］
（構成例２－１）
　図２４は、構成例２－１を説明する本実施形態のスラット２０Ｆの構成を示す図であり、左翼側のスラット２０Ｆの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。
　本実施形態のスラット２０Ｆは、スラット本体２１０と、そのカスプ部２２３を形成する緩衝部としてのブレード部材６１とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。
　ブレード部材６１は、ブレードシールＢＳに相当し、スラット本体２１０の前縁部２２１の下縁から母翼１０に向かって突出する板状の部材である。図２４において細い二点鎖線で示すように、通常のブレードシールＢＳにはその内舷側（機体の胴体１側）に直角な角部２２３ｃを有する。このため、当該角部２２３ｃが前縁部２２１からのカスプ部２２３へ向かう流れに比較的強い渦を生じさせて騒音源を形成する。そこで本実施形態では、ブレードシールＢＳの内舷側の隅部の形状を変更することにより、角部２２３ｃからの強い渦の発生を抑えるようにしている。
　具体的に、本実施形態のブレード部材６１は、その内舷側（機体の胴体１側）で機体の母翼１０側の隅部が切り欠かれた形状を有する。内舷側の隅部が切り欠かれた形状としては、本実施形態では図２４において実線で示すように、滑らかな曲線形状の曲線部２２３ｒで形成される。これ以外にも、図２４において太い二点鎖線で示すように、内角が鈍角である複数のコーナー部を組み合わせた多段形状の隅部２２３ｖであってもよいし、同図において破線で示すように、隅部を直線的に切り落とした直線部２２３ｓであってもよい。
　さらに本実施形態では、図２４に示すように、スラット本体２１０の内舷端面に上述の第１の実施形態において説明した緩衝部材３１が設置されている。これは、本構成例２－１と上述の構成例１－１（第１の実施形態）との組み合わせに相当する。この場合、スラット本体２１０の内舷端部２３０における圧力変動を抑えることができるため、低騒音化効果をより一層高めることができる。
　図２５は、本構成例に係るスラット２０Ｆについて行った図８と同様なシミュレーション結果である。ここでは、スラット本体２１０の内舷端面に構成例１－１に係る緩衝部材３１が設置されるとともに、ブレード部材６１の端部が直線部２２３ｓで形成された例を示す。同図に示すように、図８と比較して、領域Ｃ１における渦の発生が効果的に抑えられている。これは、緩衝部材３１の整流効果によるものである。また、図８と比較して、ブレード部材６１への直線部２２３ｓの形成により、カスプ部２２３の内舷側端部における渦（図８の矢印Ｃ２および領域Ｃ３で示す渦）の発生を軽減できるとともに、発生した当該渦とスラット支持装置１１との干渉も軽減できている。
　例えば図２６に、本実施形態のスラット２０Ｆにおいて緩衝部材３１の有無による低騒音化効果を比較した風洞実験結果を示す。同図は、実機換算後の内舷スラットの内舷端部の機体直下方向の低騒音化効果の周波数特性を示している。同図において「構成例２－１」は、緩衝部材３１が無いときのスラット２０Ｆに相当し、「構成例２－１と１－１の組み合わせ」は、緩衝部材３１が有るときのスラット２０Ｆ（図２４参照）に相当する。
　構成例２－１の実験結果より、ブレード部材６１の端部を直線部２２３ｓに変更することで、ほぼ全周波数帯域において低騒音化効果を得られることが確認された。また、これに緩衝部材３１を設置することで、特定の周波数帯域においてより大きな低騒音化効果が得られることが確認された。
［第５の実施形態］
（構成例２－２）
　図２７は、構成例２－２を説明する本実施形態のスラット２０Ｇの構成を示す図であり、左翼側のスラット２０Ｇの内舷端部を後方側から見た部分斜視図である。
　本実施形態のスラット２０Ｇは、スラット本体２１０と、そのブレードシールＢＳの内舷側（機体の胴体１側）に形成された緩衝部としての多孔質層６２とを備える。スラット本体２１０は、第１の実施形態と同様であるため、その詳細な説明は省略する。
　多孔質層６２は、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側端部（機体の胴体１側の端部。以下同様）であって、当該ブレード部材ＢＳの内表面に設けられる。多孔質層６２は、上述の第３および第４の実施形態で説明した多孔質層５１，５２と同様に、複数の孔が層内において相互に連通した多孔質材料で構成される。多孔質材料は、典型的には、金属材料、金属酸化物材料などの無機材料で構成されるが、これに限られず、合成樹脂材料、セラミック材料などで構成されてもよい。多孔質層６２は、ブレードシールＢＳの内舷側表面に設置される板状部材であってもよいし、ブレードシールＢＳの内舷側表面を表面加工することで形成された多孔質の構造面であってもよい。
　ブレードシールＢＳにはその内舷側（機体の胴体１側）に直角な角部２２３ｃを有する。このため、当該角部２２３ｃが前縁部２２１からのカスプ部２２３へ向かう流れに比較的強い渦を生じさせて騒音源を形成する。そこで本実施形態では、ブレードシールＢＳの内舷側の隅部の材質を多孔質材料に変更することにより、角部２２３ｃからの強い渦の発生を抑えるようにしている。
　さらに本実施形態では、図２７に示すように、スラット本体２１０の内舷端面に上述の第１の実施形態において説明した緩衝部材３１が設置されている。これにより、スラット本体２１０の内舷端部２３０における圧力変動を抑えることができるため、低騒音化効果をより一層高めることができる。
［特性評価２］
　図２８は、低騒音化対策前の基本形状のスラット（スラット本体２１０に相当）を基準とした構成例１－１、構成例２－１、および構成例１－１と２－１の組み合わせ（図２４）について、マイクロホンアレイシステムを用いた騒音源探査法により内舷スラットの内舷端部付近の騒音レベルの変化を調べた結果で、機体直下方向のＯＡＳＰＬ（Over-All Sound Pressure Level）を比較した風洞実験結果を示している。同図に示すように、各構成例について基本形状のスラットよりも１ｄＢ以上の低騒音化効果が確認された。また、構成例１－１よりも構成例２－１の方が大きな低騒音化効果が認められた。さらに、構成例１－１と２－１を組み合わせることで、大幅な低騒音化効果が得られることが確認された。
［その他の実施形態］
　以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく種々変更を加え得ることは勿論である。
　例えば以上の第１の実施形態（構成例１－１）では、緩衝部として、スラット本体２１０の内舷端面２２５に緩衝部材３１を設置したが、これに代えて、例えば図２９に示すスラット２０Ｈ１のように、スラット本体２１０の内舷端面２２５のコブ部２２４との境界面を湾曲させた曲面部２２５ｒが設けられてもよい。この場合においても、スラット２０Ｈ１の内舷端部における流れを整流化でき、当該部分における圧力変動を抑制して低騒音化を図ることができる。
　また、図３０に示すスラット２０Ｈ２のように、緩衝部材３１の湾曲部３２２の下流側に内舷端面２２５の曲面部２２５ｒが設けられてもよい。この場合、緩衝部材３１により内舷端面２２５における流れの剥離を防止できるため、スラット内舷端部における低騒音化効果をより一層高めることができる。
　さらに以上の第５の実施形態（構成例２－２）では、緩衝部として、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側端部の内表面に多孔質層６２を設置したが、これに代えて又はこれに加えて、ブレードシールＢＳの内舷側端部の外表面に多孔質層６２が設置されてもよい。多孔質層６２をブレードシールＢＳの内舷側端部の外表面に設置することで、ブレードシールＢＳの内舷側端部においてその外表面から内表面に向かって巻き上がる気流の速度を軽減し、ブレードシールＢＳの内舷側端部における圧力変動を低減することができる。
　図３１は、カスプ部２２３を形成するブレードシールＢＳの内舷側端部への多孔質層６２の他の設置例を示す概略図である。
　同図（Ａ）は、カスプ部２２３の内舷側端部２２３ｅの端面（内舷側の側面）Ｅ０に、多孔質層６２ａが設置された例を示している。
　同図（Ｂ）は、内舷側端部２２３ｅの内表面Ｅ１および外表面Ｅ２に、端面Ｅ０を跨ぐように多孔質層６２ｂが設置された例を示している。
　同図（Ｃ）は、内舷端部２２３ｅの内表面Ｅ１に、多孔質層６２ｃが一体形成された例を示しており、同図（Ｄ）は、内舷端部２２３ｅの端面Ｅ０、内表面Ｅ１および外表面Ｅ２に、多孔質層６２ｄが一体形成された例を示している。
　そして、同図（Ｅ）は、内舷端部２２３ｅの全体が、端面Ｅ０、内表面Ｅ１および外表面Ｅ２を形成する多孔質材料（多孔質層６２ｅ）で構成された例を示している。
　このような構成例においても、上述と同様の作用効果を得ることができる。
　１０…母翼
　２０，２０Ａ，２０Ｂ，２０Ｃ，２０Ｄ，２０Ｅ，２０Ｆ，２０Ｇ，２０Ｈ１，２０Ｈ２…スラット（前縁高揚力装置）
　３１…緩衝部材
　４１…フェンス部材
　５１，５２，６２，６２ａ，６２ｂ，６２ｃ，６２ｄ，６２ｅ…多孔質層
　６１…ブレード部材
　１００…主翼
　２２１…前縁部
　２２２…後縁部
　２２３…カスプ部
　２２３ｅ…内舷端部
　２２４…コブ部
　２２４ｓ…（コブ部の）内舷側表面
　２２５…内舷端面
　２３０…内舷端部

Claims (13)

  1. 　機体の母翼前縁に対して展開収納可能な前縁高揚力装置であって、
    　前縁部と、展開時に前記母翼との間に隙間を形成する後縁部と、前記前縁部の下縁に形成されたカスプ部と、前記カスプ部と前記後縁部との間に形成されたコブ部と、前記前縁部と前記コブ部との間に形成され前記機体の胴体側に位置する内舷端面と、を有するスラット本体と、
    　前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面を含む前記スラット本体の内舷端部に設けられ、前記内舷端面または前記コブ部の内舷側表面における気流の圧力変動を低減する緩衝部と
    　を具備する前縁高揚力装置。
  2. 　請求項１に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記緩衝部は、前記内舷端面に当接する第１外面部と、前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む第２外面部と、を有する構造体である
    　前縁高揚力装置。
  3. 　請求項２に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記構造体は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成される
    　前縁高揚力装置。
  4. 　請求項１～３のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記緩衝部は、前記内舷端面に設けられ前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む曲面部である
    　前縁高揚力装置。
  5. 　請求項１に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記緩衝部は、前記内舷端部に設けられたフェンス部材であり、
    　前記フェンス部材は、前記内舷端面よりも前記機体の胴体側に延びる第１延出部と、前記第１延出部の先端に設けられ前記前縁部側に向かって延びる第２延出部と、を有する
    　前縁高揚力装置。
  6. 　請求項５に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記フェンス部材は、前記内舷端面と前記コブ部の内舷側表面との境界である縁部の一部または全領域に設けられる
    　前縁高揚力装置。
  7. 　請求項５又は６に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記フェンス部材は、前記母翼前縁への収納時に前記スラット本体と前記母翼との間の隙間に収容可能に変形する可撓性材料で構成される
    　前縁高揚力装置。
  8. 　請求項１に記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記緩衝部は、前記内舷端面および前記コブ部の内舷側表面の少なくとも一方に配置された多孔質層である
    　前縁高揚力装置。
  9. 　請求項１～８のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記緩衝部は、前記カスプ部を形成し前記機体の胴体側で前記機体の前記母翼側の隅部が切り欠かれたブレード部材である
    　前縁高揚力装置。
  10. 　請求項１～８のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置であって、
    　前記緩衝部は、前記カスプ部を形成するブレード部材であり、
    　前記ブレード部材は、前記機体の胴体側で当該ブレード部材の内舷側端部に設けられた多孔質層を有する
    　前縁高揚力装置。
  11. 　請求項１～１０のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置を備えた翼。
  12. 　請求項１～１０のいずれか１つに記載の前縁高揚力装置を備えた航空機。
  13. 　機体の母翼前縁に対して展開収納可能な前縁高揚力装置の内舷端部に取り付けられる緩衝部材であって、
    　前記高揚力装置の前縁部とコブ部との間に形成され前記機体の胴体側に位置する内舷端面に当接する第１外面部と、
    　前記前縁部から前記コブ部へ向かう気流を整流する湾曲面を含む第２外面部と
    　を具備する緩衝部材。
PCT/JP2022/016748 2021-05-28 2022-03-31 前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材 Ceased WO2022249758A1 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US18/564,445 US12565307B2 (en) 2021-05-28 2022-03-31 Leading-edge high-lift device, wing, aircraft, and buffering member
US19/403,830 US20260097841A1 (en) 2021-05-28 2025-11-29 Leading-edge high-lift device, wing, aircraft, and buffering member

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2021-089757 2021-05-28
JP2021089757A JP7699765B2 (ja) 2021-05-28 2021-05-28 前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材

Related Child Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US18/564,445 A-371-Of-International US12565307B2 (en) 2021-05-28 2022-03-31 Leading-edge high-lift device, wing, aircraft, and buffering member
US19/403,830 Division US20260097841A1 (en) 2021-05-28 2025-11-29 Leading-edge high-lift device, wing, aircraft, and buffering member

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2022249758A1 true WO2022249758A1 (ja) 2022-12-01

Family

ID=84228677

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2022/016748 Ceased WO2022249758A1 (ja) 2021-05-28 2022-03-31 前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材

Country Status (3)

Country Link
US (2) US12565307B2 (ja)
JP (1) JP7699765B2 (ja)
WO (1) WO2022249758A1 (ja)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6454219B1 (en) * 2000-12-04 2002-09-24 Rohr, Inc. Aircraft wing and method for reducing airframe-generated noise
US20030226936A1 (en) * 2001-11-24 2003-12-11 Knut Mau Flexible airflow separator to reduce aerodynamic noise generated by a leading edge slat of an aircraft wing
JP2009006987A (ja) * 2007-05-25 2009-01-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減構造
JP2011162154A (ja) * 2010-02-15 2011-08-25 Mitsubishi Aircraft Corp 高揚力発生装置、翼、スラット
JP2017024469A (ja) * 2015-07-17 2017-02-02 威暢 柴崎 高揚力に関する飛しょう体翼の前縁構造

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19925560B4 (de) 1999-06-04 2004-04-22 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Zusatzflügel für Hauptflügel von Flugzeugen
US9242720B2 (en) * 2010-10-21 2016-01-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Autonomous slat-cove-filler device for reduction of aeroacoustic noise associated with aircraft systems
CA2970780C (en) * 2014-12-18 2022-11-08 Bombardier Inc. Sound absorbers for airframe components

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6454219B1 (en) * 2000-12-04 2002-09-24 Rohr, Inc. Aircraft wing and method for reducing airframe-generated noise
US20030226936A1 (en) * 2001-11-24 2003-12-11 Knut Mau Flexible airflow separator to reduce aerodynamic noise generated by a leading edge slat of an aircraft wing
JP2009006987A (ja) * 2007-05-25 2009-01-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減構造
JP2011162154A (ja) * 2010-02-15 2011-08-25 Mitsubishi Aircraft Corp 高揚力発生装置、翼、スラット
JP2017024469A (ja) * 2015-07-17 2017-02-02 威暢 柴崎 高揚力に関する飛しょう体翼の前縁構造

Also Published As

Publication number Publication date
US12565307B2 (en) 2026-03-03
US20240253769A1 (en) 2024-08-01
US20260097841A1 (en) 2026-04-09
JP7699765B2 (ja) 2025-06-30
JP2022182285A (ja) 2022-12-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7900868B2 (en) Noise-shielding wing configuration
US10829206B2 (en) Wing leading edge features to attenuate propeller wake-wing acoustic interactions
US4867394A (en) Compression pylon
US8695915B1 (en) Flap side edge liners for airframe noise reduction
US9227719B2 (en) Reactive orthotropic lattice diffuser for noise reduction
CA2830352C (en) High-lift device of flight vehicle
US8186619B2 (en) Airplane engine pylon comprising at least one protruding element to generate a vortex of the airflow
EP3176077B1 (en) Leading edge high-lift device
US10562606B2 (en) Wing, flap, and aircraft
US6854687B1 (en) Nacelle integration with reflexed wing for sonic boom reduction
US10611461B2 (en) Flap and aircraft
US11247769B2 (en) Aerodynamic structure for aircraft wing
WO2022249758A1 (ja) 前縁高揚力装置、翼および航空機、ならびに緩衝部材
US8657239B2 (en) Krueger
EP3585683B1 (en) Downstream surface features to attenuate propeller wake acoustic interactions
US12384519B2 (en) Leading-edge high-lift device, wing, and aircraft
US12214864B2 (en) Aircraft portion with a reduced drag
US12479573B2 (en) Airfoil with supersonic wave-tripping structure
NL2016322B1 (en) Airplane with an aft-fuselage mounted propulsive empennage with integrated control surfaces.
WO2023104323A1 (en) Double flap laminar airfoil
JP2010228598A (ja) 翼胴結合部騒音低減デバイス

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 22811032

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 18564445

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 22811032

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWG Wipo information: grant in national office

Ref document number: 18564445

Country of ref document: US