高升力发生装置、翼及高升力发生装置的降噪装置

技术领域

本发明涉及例如适于抑制空气动力噪声的产生的高升力发生装置、翼及 高升力发生装置的降噪装置。

背景技术

航空器在起飞和着陆时产生的噪声对机场周边环境来说是大问题。作为 成为问题的噪声，列举有：由发动机产生的发动机噪声、由高升力装置(例 如前缘缝翼或副翼等。)或脚等产生的空气动力噪声等。

关于上述的噪声的产生源之一即高升力装置，由于是用于获得航空器在 起飞和着陆时所需的空气动力特性的装置，因此，成为重视了空气动力特性 的设计，但另一方面，没有考虑有降噪的设计。

因此，在已有的航空器中，已知有在副翼上安装实现由高升力装置即副 翼产生的噪声的降低的构造的例子。

但是，近年来，如上所述，因为噪声成为较大的问题，所以也致力于对 高升力装置的降噪。例如，提出有实现降低高升力装置即副翼产生的噪声的 技术等(例如，参照专利文献1～3)。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：美国专利第6491260号说明书

专利文献2：美国专利第5738298号说明书

专利文献3：美国专利申请公开第2001/0030264号说明书

发明内容

发明要解决的技术问题

在专利文献1中，记载有在副翼端安装柔软毛材的技术，但在柔毛材的 维护保养上存在问题，因此存在难以实用化的问题。

在专利文献2中记载有如下技术，将生成阻碍从副翼端向后方延伸的涡 流即尾涡的产生的反涡流的可动式辅助副翼等设置于母翼的负压面(上面)。

但是，如上所述，在设置可动式的辅助副翼的方法中，需要设置驱动辅 助副翼的驱动部，因此存在航空器的重量增加的问题。特别是，在小型及中 型的航空器中存在驱动部引起的重量增加的影响较大的问题。

在专利文献3中，记载有通过将形成为各种各样的形状的板状的翼刀部 设置于副翼端，来降低由副翼产生的噪声的技术。

但是，在突出向副翼的负压面侧(上方)的翼刀部中，在将设置有该翼 刀部的副翼收纳于母翼时，由于翼刀部和母翼干扰，因此存在难以实用化的 问题。

另一方面，在突出向副翼的正压面侧(下方)的翼刀部中，发明者们在 实验中不能确认降低上述噪声的效果，因此存在未必总是获得降低噪声的效 果的问题。

进而，在小型及中型的航空器中，与大型的航空器相比，由于副翼的部 位小，因此设置可动式的降噪机构的剩余空间少，而存在设置降噪机构较难 的问题。

本发明是为了解决上述课题而开发的，其目的在于提供一种高升力发生 装置、翼及高升力发生装置的降噪装置，实现在展开副翼时产生的噪声的降 低，同时，能够抑制收纳副翼时的空气动力特性的恶化，且抑制重量的增加。

用于解决技术问题的技术方案

为了实现上述目的，本发明提供以下的发明。

本发明的第一方面提供一种高升力发生装置，其设置有：相对于母翼可 展开收纳地配置的副翼主体和在该副翼主体的正压面的至少一方端部的附近 向离开所述副翼主体的方向平滑地突出的突出部。

根据上述第一方面，在副翼主体从母翼展开时，减弱在副翼主体的端部 生成的翼端涡流，进而能够使翼端涡流远离副翼主体的表面。

即，翼端涡流为从副翼主体的端部的副翼主体的正压面向负压面的空气 的流动，通过设置突出部，能够削弱该空气的流动。进而，由于所述空气的 流动迂回突出部流动，因此，能够将所述空气的流动导向离开副翼主体的表 面的位置。

突出部为从副翼主体的正压面平滑地突出，无需驱动机构的固定部件， 因此，与需要驱动机构的其它装置相比，对副翼主体的收纳展开产生不良影 响的可能性较小。

进而，在副翼主体收纳于母翼的状态下、即设置有本发明的高升力发生 装置的航空器进行巡航的状态下，突出部从母翼突出，但突出部平滑地、换 言之呈圆滑的流线形状形成，因此，能够抑制高升力发生装置的空气动力特 性的恶化。

在上述第一方面中，优选的是，所述突出部形成为沿所述副翼主体的端 部延伸，所述突出部的所述副翼主体的前缘侧及后缘侧的端部与所述突出部 的大致中央相比，所述副翼主体的翼展方向的长度较短。

由此，由于使突出部形成为沿副翼主体的端部延伸，因此，遍及副翼主 体的软线方向，能够削弱在副翼主体的端部生成的翼端涡流。

另一方面，由于与大致中央相比，突出部的前缘侧及后缘侧的端部的副 翼主体的翼展方向的长度短，因此，与翼展方向的长度大致一定的情况相比， 能够抑制空气阻力的增加。

在上述第一方面中，优选的是，所述突出部形成为沿所述副翼主体的端 部延伸，所述突出部的所述副翼主体的翼展方向的长度大致一定。

由此，由于使突出部形成为沿副翼主体的端部延伸，因此，遍及副翼主 体的软线方向，能够削弱在副翼主体的端部生成的翼端涡流。

另一方面，由于突出部的翼展方向的长度大致一定，因此，与突出部的 前缘侧端部及后缘侧端部的翼展方向的长度短的情况相比，遍及副翼主体的 软线方向，能够更可靠地削弱副在翼主体的端部生成的翼端涡流。

在上述第一方面中，所述突出部也可以构成为从所述副翼主体向所述副 翼主体的翼展方向突出形成。

在所述构成中，优选的是，所述突出部的所述副翼主体的翼展方向的长 度是所述副翼主体的软线长度的0.1倍至0.25倍的范围，所述副翼主体的软 线方向的长度为0.44倍至0.95倍的范围。

由此，将突出部的翼展方向的长度、及软线方向的长度设定在所述范围 内，由此，能够削弱在副翼主体的端部生成的翼端涡流，同时，能够抑制空 气阻力的增加。

本发明第二方面提供一种翼，其设置有：母翼、相对于该母翼的后缘可 展开收纳地配置的上述本发明的高升力发生装置。

根据上述第二方面，由于设置有所述本发明的翼，因此，在副翼主体从 母翼展开时，能够削弱在副翼主体的端部生成的翼端涡流，进而能够使翼端 涡流远离副翼主体的表面。

另一方面，对副翼主体的收纳展开产生不良影响的可能性较小。进而， 能够抑制翼的空气动力特性的恶化。

本发明第三方面提供一种高升力发生装置的降噪装置，其设置有：装卸 在相对于母翼可展开收纳地配置的副翼主体的端部的装卸主体和在该装卸主 体的所述副翼主体的正压面侧的面上向离开所述装卸主体的方向平滑地突出 的突出部。

根据本发明的所述第三方面，在安装有本发明的降噪装置的副翼主体从 母翼展开时，能够削弱在副翼主体的端部生成的翼端涡流，进而能够使翼端 涡流远离副翼主体的表面。

另一方面，对副翼主体的收纳展开产生不良影响的可能性较小。进而能 够抑制翼的空气动力特性的恶化。

装卸主体相对于副翼主体可装卸，因此，对于不具备本发明的降噪装置 的现有的高升力发生装置，能够事后安装本发明的降噪装置。

发明的效果

根据本发明的高升力发生装置、翼及高升力发生装置的降噪装置，在副 翼主体从母翼展开时，能够削弱在副翼主体的端部生成的翼端涡流，进而能 够使翼端涡流远离副翼主体的表面，由此，起到能够实现降低在副翼展开时 产生的噪声的效果。

突出部为从副翼主体的正压面平滑地突出并且无需驱动机构的固定部 件，因此，起到能够抑制重量的增加的效果。

突出部形成为平滑地、换言之呈圆滑的流线形状，因此，起到能够抑制 收纳副翼时的空气动力特性的恶化的效果。

附图说明

图1是说明本发明第一实施方式的翼的概略的示意图，说明副翼从母翼 展开的状态的图；

图2是说明图1的副翼装置的突出部的构成的剖面视图；

图3是从前缘侧观察图1的副翼装置的示意图；

图4是从正压面侧观察图1的副翼装置的示意图；

图5是说明图2的突出部的形状参数的图；

图6是说明图5的突出部的形状参数的A-A剖面视图；

图7是说明本发明第一实施方式的第一变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图8是从前缘侧观察图7的副翼装置的示意图；

图9是从正压面侧观察图7的副翼装置的示意图；

图10是说明本发明第一实施方式的第二变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图11是从前缘侧观察图10的副翼装置的示意图；

图12是从正压面侧观察图10的副翼装置的示意图；

图13是说明本发明第一实施方式的第三变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图14是从前缘侧观察图13的副翼装置的示意图；

图15是从正压面侧观察图13的副翼装置的示意图；

图16是说明本发明第一实施方式的第四变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图17是从前缘侧观察图16的副翼装置的示意图；

图18是从正压面侧观察图16的副翼装置的示意图；

图19是说明本发明第二实施方式的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面 视图；

图20是从前缘侧观察图19的副翼装置的示意图；

图21是从正压面侧观察图19的副翼装置的示意图；

图22是说明本发明第二实施方式的第一变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图23是从前缘侧观察图22的副翼装置的示意图；

图24是从正压面侧观察图22的副翼装置的示意图；

图25是说明本发明第二实施方式的第二变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图26是从前缘侧观察图25的副翼装置的示意图；

图27是从正压面侧观察图25的副翼装置的示意图；

图28是说明本发明第二实施方式的第三变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图29是从前缘侧观察图28的副翼装置的示意图；

图30是从正压面侧观察图28的副翼装置的示意图；

图31是说明本发明第二实施方式的第四变形例的翼的副翼装置的突出部 的构成的剖面视图；

图32是从前缘侧观察图31的副翼装置的示意图；

图33是从正压面侧观察图31的副翼装置的示意图；

图34是说明用于空气动力噪声测定的风洞的构成的概略图；

图35是说明翼模型的构成的概略图；

图36是说明空气动力噪声的频率和声压水平的关系的曲线图；

图37是比较各翼产生的空气动力噪声的大小的曲线图；

图38是说明本发明第三实施方式的翼的副翼装置的突出部的构成的示意 图；

图39是说明图38的副翼主体及装卸主体的构成的B-B剖面视图；

图40是说明在图39的副翼装置中不具备降噪装置的情况的方式的剖面 视图。

具体实施方式

〔第一实施方式〕

参照图1至图6对本发明的第一实施方式的翼进行说明。

在本实施方式中，将本发明的高升力发生装置及翼用于航空器的副翼装 置及翼进行说明。

图1是说明本实施方式的翼的概略的示意图，即说明副翼从母翼展开的 状态的图。

如图1所示，在翼1A-1上设置有母翼2和副翼装置(高升力发生装置) 3A-1。

母翼2为与副翼装置3A-1一同构成翼1A-1的部件，形成为能够在收 纳副翼装置3A-1时作为翼1A-1、及在展开副翼装置3A-1时作为母翼2 及副翼装置3A-1的对实现所需的空气动力特性的翼型。

在母翼2的后缘配置有副翼装置3A-1，在母翼2的内部设置有收纳及 展开副翼装置3A-1的驱动机构(未图示)。

另外，也可以在母翼2的前缘配置缝翼等其它高升力发生装置，也可以 仅由母翼2及副翼装置3A-1构成翼1A-1，而没有特别限定。

图2是说明图1的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图3是从前缘 侧观察图1的副翼装置的示意图。图4是从正压面侧观察图1的副翼装置的 示意图。

副翼装置3A-1为增大在翼1A-1中产生的升力的装置，例如，为具备 翼1A-1的航空器在起飞和着陆时使用的装置。

如图2至图4所示，在副翼装置3A-1上设置有副翼主体5和突出部6A -1。

另外，在本实施方式中，对将副翼装置3A-1用于具备一个副翼主体5 的开缝襟翼等进行说明，但也能够适用于其它形式的副翼，而没有特别限定。

如图1所示，副翼主体5构成母翼2的后缘的一部分，并且，可折弯地 配置于母翼2的凹状弯曲的正压面侧。

在副翼主体5上与翼1A-1同样地形成有：上游侧的端部即前缘LE、下 游侧的端部即后缘TE、凹状弯曲的正压面PS、凸状弯曲的负压面SS。

如图2至图4所示，突出部6A-1在副翼主体5的正压面PS的端部向 离开副翼主体5的方向(图2及图3的下方)呈圆滑的流线形状突出。

在本实施方式中，适用于在设置于航空器的左右翼1A-1上分别设置一 个副翼装置3A-1并在副翼主体5的翼1A-1的翼端侧的端部设置突出部6A -1的例子进行说明。

另外，与翼1A-1的上述副翼装置3A-1相比，在航空器的胴体侧部分 也可以以较窄的间隔并列配置至少一个以上不具有突出部6A-1的副翼主体 5，而没有特别限定。

在此，较窄的间隔是指妨碍产生成为在副翼主体5的端部的空气动力噪 声的原因的翼端涡流的间隔。

另一方面，也可以在副翼主体5的航空器的胴体侧的端部进一步设置突 出部6A-1，而没有特别限定。该情况下，也可以将多个副翼装置3A-1隔 开规定间隔地并列配置，而没有特别限定。

在此，规定间隔与上述较窄的间隔不同，是指可能产生成为在副翼主体5 的端部的空气动力噪声的原因的翼端涡流的间隔。

如图2所示，突出部6A-1如下形成，从副翼主体5中的前缘LE侧朝 向大致中央，突出量从副翼主体5平缓地增加，从大致中央朝向后缘TE，突 出量从副翼主体5平缓地减少。

另一方面，如图3所示，突出部6A-1如下形成，从副翼主体5的端部 朝向中央(朝向图3的左方向)，突出量从副翼主体5平滑地增加，之后，突 出量平滑地减少。

进而，如图4所示，突出部6A-1按照如下方式形成，从副翼主体5的 前缘LE侧朝向大致中央，副翼主体5的翼展方向(图4的左右方向)的长度 即宽度平缓地增长，从大致中央朝向后缘TE，宽度平缓地缩短。突出部6A -1的副翼主体5的翼端侧(图4的右侧)的端部沿副翼主体5的翼端形成。

换言之，突出部6A-1的副翼主体5的前缘LE侧及后缘TE侧的端部与 突出部6A-1的大致中央相比，副翼主体5的翼展方向的长度即宽度较短地 形成。

图5是说明图2的突出部的形状参数的图。图6是说明图5的突出部的 形状参数的A-A剖面视图。

作为说明突出部6A-1的形状的参数，如图5及图6所示，列举出宽度 W、高度H、软线方向长度L、前缘部安装位置X。如图6所示，突出部6A -1形成为截面半圆状。

在本实施方式中，对以下情况进行说明，若将连接副翼主体5的前缘LE 和后缘TE的直线长度即软线长度设为c，则突出部6A-1的宽度W为0.20c、 高度H为0.10c、软线方向长度L为0.95c、前缘部安装位置X为0.05c。

接着，对由上述的结构构成的翼1A-1的作用进行说明。

翼1A-1中的副翼装置3A-1的副翼主体5在起飞时，如图1所示，从 母翼2展开，在巡航时，按照形成一个翼型的方式收纳于母翼2。

另外，在起飞时和着陆时展开副翼主体5的程度不同，与起飞时相比， 在着陆时副翼主体5更大地展开。在本实施方式中，以副翼主体5产生的空 气动力噪声更加显著的着陆时的动作为中心进行说明。

若具备翼1A-1的航空器进入着陆状态，则为了实现在着陆时所需的空 气动力特性，如图1所示，副翼主体5从母翼2展开。

作为展开副翼主体5的角度即副翼舵角，能够列举例如32.5°、35°等角 度。进而，作为在着陆状态中的迎角，能够列举出例如6°、10°等。

若从母翼2展开副翼主体5，则空气被分为母翼2的凸状弯曲的负压面侧 和凹状弯曲的正压面侧，分别沿负压面及正压面流动。在母翼2的周围流动 的空气进一步从母翼2沿副翼主体5的负压面SS及正压面PS流动。

沿副翼主体5的负压面SS及正压面PS流动的几乎全部空气从副翼主体 5的后缘TE向下游方向流动。另一方面，沿副翼主体5的正压面PS流动的 空气中，在副翼主体5的端部附近流动的一部分空气，由于副翼主体5的负 压面SS和正压面PS的压力差而卷入副翼主体5的端部并向负压面SS侧流 动。

该空气的流动成为在副翼主体5的端部生成的翼端涡流。

在此，由于在副翼主体5的端部形成有突出部6A-1，因此，迂回突出 部6A-1，卷入副翼主体5的端部并从正压面PS向负压面SS侧流动。换言 之，阻碍卷入副翼主体5的端部并从正压面PS向负压面SS侧的空气的流动。

根据上述构成，在副翼主体5从母翼2展开时，能够削弱在副翼主体5 的端部生成的翼端涡流，进而，能够使翼端涡流远离副翼主体5的表面。

即，翼端涡流为从副翼主体5的端部中的副翼主体5的正压面PS向负压 面SS的空气的流动，通过设置突出部6A-1，能够削弱该空气的流动。进而， 由于上述的空气的流动迂回突出部6A-1而流动，因此，能够将上述的空气 的流动导向离开副翼主体5的表面的位置。因此，本实施方式的副翼装置3A -1能够大幅度降低空气动力噪声。

另外，由于使突出部6A-1形成为沿副翼主体5的端部延伸，因此，遍 及副翼主体5的软线方向，能够削弱在副翼主体5的端部生成的翼端涡流。

另一方面，由于突出部6A-1为从副翼主体5的正压面PS平滑地突出 且无需驱动机构的固定部件，因此，与需要驱动机构的其它装置相比，能够 降低对副翼主体5的收纳展开产生不良影响的可能性。

另外，在副翼主体5收纳于母翼2的状态下、即设置有本实施方式的副 翼装置3A-1的航空器在巡航的状态下，突出部6A-1从母翼2突出，但由 于突出部6A-1形成为圆滑的流线形状，因此，能够抑制副翼装置3A-1中 的空气动力特性的恶化。

具体而言，由于突出部6A-1中的前缘LE侧及后缘TE侧的端部在副翼 主体5的翼展方向的长度比大致中央短，因此，与翼展方向的长度大致一定 的情况相比，能够抑制空气阻力的增加。

另外，对于本实施方式的使用具备副翼装置3A-1的翼1A-1的模型的 空气动力噪声测定结果与其它实施方式一同进行后述。

〔第一实施方式的第一变形例〕

接着，参照图7至图9对本发明第一实施方式的第一变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第一实施方式相同，但与第一实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图7至图9仅对副翼装置 进行说明，省略其它构成等的说明。

图7是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图8 是从前缘侧观察图7的副翼装置的示意图。图9是从正压面侧观察图7的副 翼装置的示意图。

另外，对与第一实施方式相同的构成要素标注相同的符号并省略其说明。

如图7至图9所示，在翼1A-2的副翼装置3A-2上设置有副翼主体5 和突出部6A-2。

突出部6A-2在副翼主体5中的正压面PS的端部向离开副翼主体5的 方向(图7及图8的下方)，呈圆滑的流线形状突出。

突出部6A-2的形状与第一实施方式的突出部6A-1相比，除了翼展方 向的宽度成为大致一半之外，其它为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6A-2的宽度W为0.10c、高度 H为0.05c、软线方向长度L为0.95c、前缘部安装位置X为0.05c情况进行 说明。

对由上述结构构成的翼1A-2的作用，由于与第-实施方式的翼1A-1 的作用相同，因此省略其说明。

另外，对本实施方式的使用具备副翼装置3A-2的翼1A-2的模型的空 气动力噪声测定结果与其它实施方式一同进行后述。

〔第一实施方式的第二变形例〕

接着，按照图10至图12对本发明第一实施方式的第二变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第一实施方式相同，但与第一实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图10至图12仅对副翼装 置进行说明，省略其它构成等的说明。

图10是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图11 是从前缘侧观察图10的副翼装置的示意图。图12是从正压面侧观察图10的 副翼装置的示意图。

另外，对与第一实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图10至图12所示，在翼1A-3的副翼装置3A-3上设置有副翼主体 5和突出部6A-3。

突出部6A-3在副翼主体5中的正压面PS的端部上向离开副翼主体5 的方向(图10及图11的下方)呈圆滑的流线形状突出。

突出部6A-3的形状与第一实施方式的突出部6A-1相比，除了软线方 向的长度成为大致一半，及前缘部的安装位置不同之外，其它为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6A-3的宽度W为0.20c、高度 H为0.10c、软线方向长度L为0.44c、前缘部安装位置X为0.20c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1A-3的作用，由于与第一实施方式的翼1A -1的作用相同，因此省略其说明。

〔第一实施方式的第三变形例〕

接着，参照图13至图15对本发明第一实施方式的第三变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第一实施方式相同，但与第一实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图13至图15仅对副翼装 置进行说明，省略其它构成等的说明。

图13是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图14 是从前缘侧观察图13的副翼装置的示意图。图15是从正压面侧观察图13的 副翼装置的示意图。

另外，对与第一实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图13至图15所示，在翼1A-4的副翼装置3A-4上设置有副翼主体 5和突出部6A-4。

突出部6A-4在副翼主体5的正压面PS的端部向离开副翼主体5的方 向(图13及图14的下方)呈圆滑的流线形状突出。

突出部6A-4的形状与第一实施方式的突出部6A-1相比，除了翼展方 向的宽度和软线方向的长度成为大致一半、及前缘部的安装位置不同之外， 其它为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6A-4的宽度W为0.10c、高度 H为0.05c、软线方向长度L为0.48c、前缘部安装位置X为0.50c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1A-4的作用，由于与第一实施方式的翼1A -1的作用相同，因此省略其说明。

另外，对于本实施方式的使用具备副翼装置3A-4的翼1A-4的模型的 空气动力噪声测定结果与其它实施方式一同进行后述。

〔第一实施方式的第四变形例〕

接着，参照图16至图18对本发明第一实施方式的第四变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第一实施方式相同，但与第一实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图16至图18仅对副翼装 置进行说明，省略其它构成等的说明。

图16是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图17 是从前缘侧观察图16的副翼装置的示意图。图18是从正压面侧观察图16的 副翼装置的示意图。

另外，对与第一实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图16至图18所示，在翼1A-5的副翼装置3A-5上设置有副翼主体 5和突出部6A-5。

突出部6A-5在副翼主体5的正压面PS的端部向离开副翼主体5的方 向(图16及图17的下方)呈圆滑的流线形状突出。

突出部6A-5的形状与第一实施方式的突出部6A-1相比，除了翼展方 向的宽度和软线方向的长度成为大致一半、高度增高及前缘部的安装位置之 外，其它为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6A-5的宽度W为0.10c、高度 H为0.10c、软线方向长度L为0.44c、前缘部安装位置X为0.20c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1A-5的作用，由于与第一实施方式的翼1A -1的作用相同，因此省略其说明。

〔第二实施方式〕

接着，参照图19至图21对本发明的第二实施方式进行说明。

本实施方式的翼的基本构成与第一实施方式相同，但与第一实施方式相 比，副翼装置的构成不同。因此，在本实施方式中，利用图19至图21仅对 副翼装置进行说明，省略其它构成等的说明。

图19是说明本实施方式的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图 20是从前缘侧观察图19的副翼装置的示意图。图21是从正压面侧观察图19 的副翼装置的示意图。

另外，对与第一实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图19至图21所示，在翼1B-1的副翼装置3B-1上设置有副翼主体 5和突出部6B-1。

突出部6B-1在副翼主体5的正压面PS的端部向离开副翼主体5的方 向(图19及图20的下方)呈圆滑的流线形状突出。

如图19所示，突出部6B-1按照如下方式形成，从副翼主体5的前缘 LE侧朝向大致中央，从副翼主体5的突出量平缓地增加，从大致中央朝向后 缘TE，从副翼主体5的突出量平缓地减少。

另一方面，如图20所示，突出部6B-1按照如下方式形成，从副翼主体 5的端部朝向中央(朝向图20的左方向)，从副翼主体5的突出量平滑地增加， 之后，突出量平滑地减少。即，突出部6B-1形成为截面半圆状。

进而，如图21所示，突出部6B-1按照如下方式形成，从副翼主体5 中的前缘LE侧向后缘TE，副翼主体5的翼展方向(图21的左右方向)的长 度即宽度一定。突出部6B-1的副翼主体5的翼端侧(图21的右侧)的端部 沿副翼主体5的翼端形成。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6B-1的宽度W为0.25c、高度 H为0.13c、软线方向长度L为0.95c、前缘部安装位置X为0.05c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1B-1的作用，由于与第一实施方式的翼1A -1的作用相同，因此省略其说明。

根据上述的构成，由于突出部6B-1的翼展方向的长度大致一定，因此， 与前缘LE侧端部及后缘TE侧端部的翼展方向的长度较短的突出部6A-1等 的情况相比，遍及副翼主体5的软线方向，能够更可靠地削弱生成的翼端涡 流。

另外，对于本实施方式的使用具备副翼装置3B-1的翼1B-1的模型的 空气动力噪声测定结果，与其它实施方式一同进行后述。

〔第二实施方式的第一变形例〕

接着，参照图22至图24对本发明第二实施方式的第一变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第二实施方式相同，但与第二实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图22至图24仅对副翼装 置进行说明，省略其它构成等的说明。

图22是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图23 是从前缘侧观察图22的副翼装置的示意图。图24是从正压面侧观察图22的 副翼装置的示意图。

另外，对于与第二实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图22至图24所示，在翼1B-2的副翼装置3B-2上设置有副翼主体 5和突出部6B-2。

突出部6B-2在副翼主体5的正压面PS的端部向离开副翼主体5的方 向(图22及图23的下方)呈圆滑的流线形状突出。

突出部6B-2的形状与第二实施方式的突出部6B-1相比，除了翼展方 向的宽度成为大致一半之外，其它为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6B-2的宽度W为0.13c、高度 H为0.07c、软线方向长度L为0.95c、前缘部安装位置X为0.05c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1B-2的作用，由于与第二实施方式的翼1B- 1的作用相同，因此，省略其说明。

另外，对于本实施方式的使用具备副翼装置3B-2的翼1B-2的模型的 空气动力噪声测定结果，与其它实施方式一同进行后述。

〔第二实施方式的第二变形例〕

接着，参照图25至图27对本发明第二实施方式的第二变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第二实施方式相同，但与第二实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图25至图27仅对副翼装 置进行说明，省略其它构成等的说明。

图25是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图26 是从前缘侧观察图25的副翼装置的示意图。图27是从正压面侧观察图25的 副翼装置的示意图。

另外，对于与第二实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图25至图27所示，在翼1B-3的副翼装置3B-3上设置有副翼主体 5和突出部6B-3。

突出部6B-3在副翼主体5的正压面PS的端部向离开副翼主体5的方 向(图25及图26的下方)呈圆滑的流线形状突出。

突出部6B-3的形状与第二实施方式的突出部6A-1相比，除了软线方 向的长度成为大致一半、及前缘部的安装位置不同之外，其它为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6B-3的宽度W为0.25c、高度 H为0.13c、软线方向长度L为0.44c、前缘部安装位置X为0.20c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1B-3的作用，由于与第二实施方式的翼1B- 1的作用相同，因此，省略其说明。

〔第二实施方式的第三变形例〕

接着，参照图28至图30对本发明第二实施方式的第三变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第二实施方式相同，但与第二实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图28至图30仅对副翼装 置进行说明，省略其它构成等的说明。

图28是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图29 是从前缘侧观察图28的副翼装置的示意图。图30是从正压面侧观察图28的 副翼装置的示意图。

另外，对于与第二实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图28至图30所示，在翼1B-4的副翼装置3B-4上设置有副翼主体 5和突出部6B-4。

突出部6B-4在副翼主体5的正压面PS的端部向离开副翼主体5的方 向(图28及图29的下方)呈圆滑的流线形状突出。

突出部6B-4的形状与第二实施方式的突出部6B-1相比，除了翼展方 向的宽度及软线方向的长度成为大致一半及前缘部的安装位置不同之外，其 它为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6B-4的宽度W为0.13c、高度 H为0.07c、软线方向长度L为0.48c、前缘部安装位置X为0.50c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1B-4的作用，由于与第二实施方式的翼1B- 1的作用相同，因此，省略其说明。

另外，对于本实施方式的使用具备副翼装置3B-4的翼1B-4的模型的 空气动力噪声测定结果，与其它实施方式一同进行后述。

〔第二实施方式的第四变形例〕

接着，参照图31至图33对本发明第二实施方式的第四变形例进行说明。

本变形例的翼的基本构成与第二实施方式相同，但与第二实施方式相比， 副翼装置的构成不同。因此，在本变形例中，利用图31至图33仅对副翼装 置进行说明，省略其它构成等的说明。

图31是说明本变形例的翼的副翼装置的突出部的构成的剖面视图。图32 是从前缘侧观察图31的副翼装置的示意图。图33是从正压面侧观察图31的 副翼装置的示意图。

另外，对于与第二实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图31至图33所示，在翼1B-5的副翼装置3B-5上设置有副翼主体 5和突出部6B-5。

突出部6B-5在副翼主体5的正压面PS的端部向离开副翼主体5的方 向(图31及图32的下方)呈圆滑的流线形状突出。

突出部6B-5的形状与第二实施方式的突出部6B-1相比，除了翼展方 向的宽度及软线方向的长度成为大致一半、及前缘部的安装位置之外，其它 为相同的形状。

即，在本实施方式中，对适用于突出部6B-5的宽度W为0.13c、高度 H为0.13c、软线方向长度L为0.44c、前缘部安装位置X为0.20c的情况进 行说明。

对于由上述结构构成的翼1B-5的作用，由于与第二实施方式的翼1B- 1的作用相同，因此，省略其说明。

接着，对使用具备上述的翼1A-1、1B-1的航空器模型的空气动力噪 声测定结果进行说明。

图34是说明用于空气动力噪声测定的风洞的构成的概略图。

如图34所示，在此说明的空气动力噪声测定使用回流式的风洞50。

在风洞50设置有：送出空气的螺旋桨等送风机51、驱动送风机51的电 动机52、空气流动的风道53、配置测定对象即航空器的模型并对噪声等进行 测量的测定部54。

在本实施方式中，采用宇宙航空研究开发机构-研究开发本部-风洞技 术开发中心的低速风洞进行空气动力噪声的测定。

此外，用于空气动力噪声测定的航空器的模型为计划具备翼1A-1、1B -1、或者为有可能比实际的航空器的大小缩小10％的模型，形成为空气动力 噪声变为最大的着陆形态。

具体而言，成为降落装置即前脚及主脚动作，即，成为从航空器的胴体 突出的状态，相对于空气的流动的迎角在着陆时的角度成为6°。

另一方面，航空器模型的翼1A-1、1B-1成为如下状态，副翼主体5 的舵角、即从母翼2展开副翼主体5的角度为32.5°、配置于翼1A-1、1B- 1的前缘的缝翼被展开。

对于测定部54而言，对由航空器模型产生的空气动力噪声进行测定，同 时，设置有可进行噪声源识别的麦克风阵列。即，设置有可测定空气动力噪 声的产生部位的阵列麦克风。

麦克风阵列配置于航空器模型的下面侧，即，设置有翼1A-1、1B-1 的副翼装置3A-1、3B-1的一侧。通过这样配置，可进行航空器模型的下 面侧的噪声源识别。

另一方面，在测定部54通过送风机51及电动机52形成与上述的实际的 航空器着陆时的速度相当的空气的流动。在此，对将风速设为50m/s进行空 气动力噪声测定的情况进行说明。

在上述的条件下，进行使用具备翼1A-1、1B-1的航空器模型的空气 动力噪声测定，与不具备副翼装置3A-1等现有的翼相比，能够确认的是两 者均为从3dB降低至4dB的噪声。

另外，噪声源识别的结果是，在不具备副翼装置3A-1等的现有的翼中， 相对于在副翼主体的翼端侧、即在外侧的端部由产生的翼端涡流产生空气动 力噪声，在翼1A-1、1B-1中，确认了上述的翼端涡流产生的空气动力噪 声被抑制。

接着，对使用具备上述的副翼装置3A-1、3A-2、3A-4、3B-1、3B -2、3B-4的翼1A-1、1A-2、1A-4、1B-1、1B-2、1B-4的模型的 空气动力噪声测定结果进行说明。

图35是说明翼模型的构成的概略图。

如图35所示，用于空气动力噪声测定的翼模型M成为翼W从胴体部BP 延伸的形状。在翼W上，在前缘侧设置有缝翼ST，后缘侧设置有副翼装置 FP。

因此，在对具备副翼装置3A-1、3A-2、3A-4、3B-1、3B-2、3B -4的翼1A-1、1A-2、1A-4、1B-1、1B-2、1B-4的任何一个进行空 气动力噪声的测定的情况下，通过将上述的副翼装置FP与副翼装置3A-1、 3A-2、3A-4、3B-1、3B-2、3B-4中的任何一个互换，或者通过安装配 件等，将上述的副翼装置FP设为副翼装置3A-1、3A-2、3A-4、3B-1、 3B-2、3B-4中的任何一个来进行。

对于翼模型M的具体的大小，翼W的翼展方向的长度WS约为1.265m， 软线方向的长度WC约为0.6m。缝翼ST遍及翼展方向的整个长度WS配置 在翼W的前缘。副翼装置FP配置于翼W的后缘的胴体部BP侧，其翼展方 向的长度设为翼W的翼展方向的长度WC大约0.7倍的长度。

此外，为了测定着陆形态的空气动力噪声，翼模型M如下配置：成为缝 翼ST以25°展开，副翼装置FP以35°展开形态，迎角成为大约10°。

另一方面，使用翼模型M的空气动力噪声的测定与航空器模型的情况相 同使用回流式的风洞50，在测定部54即在翼模型M的周围形成有与着陆时 相当的空气的流动。在此，将风速设为50m/s进行空气动力噪声测定的情况 进行说明。

在上述的条件中，与翼1A-1、1B-1相当的翼模型M产生的空气动力 噪声的频率和声压水平的关系如图36所示。图36的用空白圆圈(○)表示的 曲线图是对翼1A-1的空气动力噪声进行说明的图。用向下的三角表 示的曲线图是对翼1B-1的空气动力噪声进行说明的图。

另一方面，用粗实线表示的曲线图是对上述的未设置突出部6A-1的现 有的副翼装置FP的空气动力噪声进行说明的图。用四方形(□)表示的曲线 图是对上述的专利文献3中记载的具有突出于副翼的正压面侧(下方)的翼 刀部的副翼装置FP的空气动力噪声进行说明的图。

翼1A-1、1B-1的曲线图如图36所示，在大约比2kHz高的频率范围 内，在未设置突出部6A-1的现有的副翼装置FP的曲线图以下，在大约比 3kHz高的频率范围内，在具有突出于下方的翼刀部的副翼装置FP的曲线图 以下。

换言之，由翼1A-1、1B-1产生的空气动力噪声的声压水平，在约比 2kHz高的频率范围内，比具有由未设置突出部6A-1的现有的副翼装置FP 的翼产生的空气动力噪声的声压水平小。此外，在约比3kHz高的频率范围内， 比具有具备突出向下方的翼刀部的副翼装置FP的翼产生的空气动力噪声的 声压水平小。

进而，在上述的条件下，由相当于翼1A-1、1A-2、1A-4、1B-1、 1B-2、1B-4的翼模型M产生的空气动力噪声的大小的关系如图37所示。

图37中的与1A-1、1A-2、1A-4、1B-1、1B-2、1B-4对应的棒 状曲线图分别表示由相当于翼1A-1、1A-2、1A-4、1B-1、1B-2、1B -4的翼模型M产生的空气动力噪声大小。

另一方面，PA1、PA2为表示未设置突出部6A-1的现有的副翼装置FP 翼的空气动力噪声的大小的棒状曲线图。该棒状曲线图PA1、PA2的空气动 力噪声的大小的不同表示了测定时的噪声大小的偏差。

如图37所示，由相当于翼1A-1、1A-2、1A-4、1B-1、1B-2、1B -4的所有的翼模型M产生的空气动力噪声比具有未设置突出部6A-1的现 有的副翼装置FP翼的空气动力噪声小。

具体而言，由相当于翼1A-1、1B-1的翼模型M产生的空气动力噪声 最小，按照相当于翼1A-2、1B-2的翼模型M、相当于翼1A-3、1B-3 的翼模型M的顺序，产生的空气动力噪声增大。

〔第三实施方式〕

接着，参照图38至图40对本发明的第三实施方式进行说明。

本实施方式的翼的基本构成与第一实施方式相同，但与第一实施方式相 比，副翼装置的构成不同。因此，在本实施方式中，利用图38至图40仅对 副翼装置进行说明，省略其它构成等的说明。

图38是说明本实施方式的翼的副翼装置的突出部的构成的示意图。图39 是说明图38的副翼主体及装卸主体的构成的B-B剖面视图。

另外，对与第一实施方式相同的构成要素标注相同的符号省略其说明。

如图38及图39所示，在翼1C的副翼装置3C上设置有副翼主体5、降 噪装置7、端部肋8A。

在降噪装置7上设置有装卸主体7A和突出部6A-1。

如图38及图39所示，装卸主体7A具有与副翼主体5大致相同的翼型， 为相对于副翼主体5的端部可装卸地构成的部件。

突出部6A-1与装卸主体7A的凹状弯曲的正压面PS一体形成。此外， 在装卸主体7A的内部配置有用于同时装卸端部肋8A和副翼主体5的增设支 架9。

增设支架9为使装卸主体7A的内部沿副翼主体5的翼展方向延伸的同时 的在软线方向留有间隔地配置的部件。增设支架9使用增设紧固件等的联结 部件相对于配置在副翼主体5的端部肋8A进行固定。

端部肋8A配置于副翼主体5，为用于同时装卸增设支架9和装卸主体7A 的截面为大致H状的部件。端部肋8A沿副翼主体5的软线方向延伸地配置 于副翼主体5和装卸主体7A之间。

图40是说明在图39的副翼装置中不具备降噪装置的情况的方式的剖面 视图。

在副翼装置3C中不具备降噪装置7的情况下，如图40所示，在副翼装 置3C上设置有副翼主体5和端部肋8B。

端部肋8B与上述的端部肋8A不同，成为未设置从副翼主体5的端部突 出的锷部的形状。

在本实施方式的安装有降噪装置7的副翼主体5从母翼展开时，能够削 弱在副翼主体5的端部生成的翼端涡流，进而能够使翼端涡流远离副翼主体5 的表面。

另一方面，对副翼主体5的收纳展开产生不良影响的可能性较小。进而 能够抑制翼的空气动力特性的恶化。

由于装卸主体7A相对于副翼主体5可装卸，因此，相对于不具备本实施 方式的降噪装置7的现有的副翼装置，能够事后安装本实施方式的降噪装置 7。

另外，本发明的技术范围不限定于上述实施方式，在不脱离本发明的宗 旨的范围可进行各种变更。

即，在本申请的发明中，只要突出部的宽度及高度沿流动方向平缓地变 化，同时突出部的截面积平缓地变化即可，如上述的各实施方式所述，不限 定于从正压面PS看具有圆弧状形状的突出部6A-1、6A-2、6A-3、6A-4、 6A-5、具有矩形状形状的突出部6B-1、6B-2、6B-3、6B-4、6B-5等， 也可以为前缘LE侧圆弧状、后缘TE侧矩形状、具有在中间平滑地连接的形 状的突出部，而没有特别限定。

标记说明

1A-1、1A-2、1A-3、1A-4、1A-5、1B-1、1B-2、1B-3、1B -4、1B-5翼

2母翼

3A-1、3A-2、3A-3、3A-4、3A-5、3B-1、3B-2、3B-3、3B -4、3B-5副翼装置(高升力发生装置)

5副翼主体

6A-1、6A-2、6A-3、6A-4、6A-5、6B-1、6B-2、6B-3、6B -4、6B-5突出部

7降噪装置

7A装卸主体

LE前缘

TE后缘

PS正压面