(57)【要約】【課題】翼の空力性能を低下させずに翼後縁の空力騒音を好適に低減する翼後縁騒音の抑制方法を提供する。【解決手段】翼後縁の先端部に設けられた複数のスリット１０から下流に向けてジェットを噴射する。ジェット噴射量Ｑとしては、少なくとも翼後縁から翼前縁に向かう約１０％翼弦長の翼上面壁近傍に形成される『逆流領域』における速度変動がなくなる時のジェット噴射量とする。また、必要に応じて複数のスリット１０の一部を閉じてジェットを噴射する。【選択図】図７
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼後縁の先端部に設けられた複数のスリットから翼後縁の下流に向けてジェットを噴射し、翼後縁の空力騒音を低減することを特徴とする翼後縁騒音の抑制方法。
【請求項２】
前記ジェットの噴射量は、少なくとも前記翼後縁から翼前縁へ向かう１０％翼弦長の上面壁近傍（負圧面側）に形成され主流とは逆向きに流れる逆流領域における速度変動が消滅する噴射量である請求項１に記載の翼後縁騒音の抑制方法。
【請求項３】
前記ジェットは、前記複数のスリットの一部を閉じた状態で噴射される請求項１又は２に記載の翼後縁騒音の抑制方法。
【請求項４】
翼後縁の先端部に翼後縁の下流に向けてジェットを噴射する開閉可能な複数のスリットを備えることを特徴とする低騒音翼。
【請求項５】
前記ジェットの噴射量は、少なくとも前記翼後縁から翼前縁へ向かう１０％翼弦長の上面壁近傍（負圧面側）に形成され主流とは逆向きに流れる逆流領域における速度変動が消滅する噴射量である請求項４に記載の低騒音翼。
【請求項６】
前記ジェットは、前記複数のスリットの一部を閉じた状態で噴射される請求項４又は５に記載の低騒音翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼後縁騒音の抑制方法および低騒音翼、特に、翼の空力性能を低下させずに翼後縁の空力騒音を低減することが可能な翼後縁騒音の抑制方法および低騒音翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の機外騒音として、翼のスラット（前縁部に取り付ける高揚力装置）やフラップ（後縁部に取り付ける高揚力装置）、さらには脚から発生する空力的な騒音はエンジンの静粛化に伴って、特に着陸時に大きな社会問題となっている。
また、自然エネルギーの有効利用の観点から風車建設の機運が高まっている。気流がブレードを通過する際に発するブレード騒音も深刻となっている。また、大型のファンを備えた空調設備のファン騒音もコンサートホールや医療現場では問題となっている。
ところで、騒音を低減するためには、大きく２つの方法があり、一つは流れ自体を制御して騒音の原因となる乱れや渦を弱め、発生音を低減する方法と、他には流れのある音場の特性（音響インピーダンス、音響固有値、音響ダンピング等）を変化させ、リアクティブ効果により流れから音への変換効率を低減する方法とに分かれる。
本発明に係る技術は、流れ自体を制御して発生音（空力騒音）を低減する方法である。本発明が対象とする空力騒音は、飛行状態あるいは使用条件にもよるが、大方、騒音と翼の上の流れ（境界層）とが連成しているために、原因と結果の区別がつかない状態である。これまでの空力騒音に関する解釈によると、空力騒音の発生のメカニズムは、空力騒音の周波数は翼境界層に成長する不安定波動から選択され、翼後縁近傍の逆流領域で急成長し、その後、大振幅の波動が放出される際に空力音が放射され、そして放射された空力音は放射状に伝播して、再び上流の不安定波動を励起するというフィードバックループが形成されることに基づくものである。本願発明者は確かに上記メカニズムを実験的に確認した。それ故、従来の騒音抑止技術は、そのフィードバックループを断ち切る手法が主流を占めている。例えば、翼後縁の表面壁に空気を噴射する噴射口を複数形成し、その噴射口から噴射された空気の流れにより、翼後縁から放出される渦を不均一とし、渦が相互に打ち消し合い、翼後縁からの渦の放出による気流騒音を減少させる風車の気流騒音低減装置、あるいは風車の翼前縁の表面壁に空気を噴射する噴射口を複数形成し、その噴射口から噴射された空気の流れにより、翼表面と剥離した流れとの間に渦を発生させ、その渦の作用により剥離した流れを翼表面に再付着させ、剥離に起因する気流騒音を低減させる風車の気流騒音低減装置が知られている（特許文献１を参照。）。
また、翼の後縁部を翼長方向に沿って三角歯セレーション、台形波、若しくは鋸歯等の歯形部に形成したナセル構造の風車が知られている（特許文献２を参照。）。この風車では、翼の歯形部を形成することにより、風が歯形部の頂部及び底部を通る際に流れに平行な軸線廻りに回転する周期性のない渦が発生し、その渦がカルマン渦列の生成を阻害することによりカルマン渦列に起因する騒音を抑制することが出来るとされている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００３−２５４２２６号公報
【特許文献２】特開２００３−３３６５７２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
上述した通り、空力騒音の発生のメカニズムは、・・・→渦の放出→空力音の発生→放射状に伝播→翼境界層の不安定波動を励起→渦の成長→渦の放出→空力音の発生→放射状に伝播→翼境界層の不安定波動を励起→渦の成長→渦の放出→・・・というフィードバックループ内の現象である。上記従来技術は、空力騒音に係る渦の成長または渦放出を阻害する方法である。そのため、翼の中腹から空気を噴き出すことによって、翼後縁の渦放出を阻害する手法、又は剥離した流れを翼表面に再付着させる新たな渦を発生させる手法、或いは翼の後縁を鋸歯状に加工することによって翼後縁のカルマン渦の生成を阻害する新たな渦を発生させる手法である。確かに、上記従来技術には騒音低減の効果をある程度見出すことが出来る。
しかし、上記従来技術は、どれも騒音発生に係る渦の成長または渦放出を阻害する新たな渦を生成するものであるため、翼の特性を著しく悪化させる問題を内包している。
そこで、本発明は、かかる従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、その目的は、翼の空力性能を低下させずに翼後縁の空力騒音を低減することが可能な翼後縁騒音の抑制方法および低騒音翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
前記目的を達成するために請求項１に記載の翼後縁騒音の抑制方法では、翼後縁の先端部に設けられた複数のスリットから翼後縁の下流に向けてジェットを噴射し、翼後縁の空力騒音を低減することを特徴とする。
上述した通り、翼後縁の空力騒音は、・・・→渦の放出→空力音の発生→放射状に伝播→翼境界層の不安定波動を励起→渦の成長→渦の放出→空力音の発生→放射状に伝播→翼境界層の不安定波動を励起→渦の成長→渦の放出→・・・というフィードバックループ内の現象である。
本願発明者は、上記フィードバックループの機構を更に詳細に研究した結果、上記フィードバックループは、翼後縁の上面壁近傍に形成される主流とは逆向きに流れる『逆流領域』を根本的発生源とすることを突き止めた。
従って、本発明では、従来技術のように、渦の成長または渦放出を直接的に阻害する新たな渦を強制的に発生させることによって上記フィードバックループを直接的に断ち切るのではなく、翼後縁から下流に向けてジェットを噴射することによって上記フィードバックループの根本的発生源である上記『逆流領域』を消滅させ、翼後縁の空力騒音を低下させるものである。従って、本発明では、翼上面および下面に対する形状変更は特に必要とされず、翼の空力性能を低下させることがなくなる。後述するように、本発明ではむしろ翼の空力性能は向上するようになる。
ところで、本発明は、翼後縁近傍の翼表面中腹から空気を噴射し、「騒音に関係する渦の放出」を阻害する従来技術に一見すると類似しているものと考えられる。しかし、本発明は「騒音に関係する渦」の根本的発生源である上記『逆流領域』を消滅させるものであり、両者は技術的思想について全く異なるものである。また、空気またはジェットの各噴射口についても従来技術が翼表面の中腹であるのに対し、本発明は翼後縁の先端部であり、両者は異なるものである。そのため、本発明ではジェットを噴射することによって翼の空力性能は向上するようになるが、従来技術では空気を噴射することによって翼の空力性能は低下する。
【０００６】
請求項２に記載の翼後縁騒音の抑制方法では、前記ジェットの噴射量は、少なくとも前記翼後縁から翼前縁へ向かう１０％翼弦長の上面壁近傍（負圧面側）に形成され主流とは逆向きに流れる逆流領域における速度変動が消滅する噴射量であることとした。
本発明は、翼後縁の先端部から下流に向けてジェットを噴射することによって、翼後縁の上面壁近傍に形成される上記『逆流領域』を消滅させるものであるが、そのために必要なジェット噴射量を見出す必要がある。
本願発明者は、上記フィードバックループの機構を解明する過程で、翼後縁の空力騒音が発生している時に、翼後縁の上面壁近傍の『逆流領域』では速度変動が発生していることを見出した。つまり、上記フィードバックループによる離散騒音が発生している場合に上記『逆流領域』では流れの速度が変動していることを見出した。逆に『逆流領域』に対応する翼境界層における流れの速度が安定している場合は上記『逆流領域』は翼上面に形成されていないものと考えられる。翼上面壁近傍における速度は熱線風速計等によって容易に計測することが可能である。
そこで、上記翼後縁騒音の抑制方法では、ジェットの噴射量は、少なくとも翼後縁の上面壁近傍における上記速度変動が検知されなくなった時のジェット噴射量とした。
【０００７】
請求項３に記載の翼後縁騒音の抑制方法では、前記ジェットは、前記複数のスリットの一部を閉じた状態で噴射されることとした。
本願発明者は、ジェットを単一のスリットから二次元的に一様に噴き出すのではなく、ジェット噴射口を複数のスリットで構成し噴き出す箇所（スリット：開）と噴き出さない箇所（スリット：閉）を設けて三次元性を強めれば少ない流量でより大きな騒音低減効果および翼性能向上効果が得られることを見出した。
そこで、上記翼後縁の抑制方法では、ジェット噴射口を複数のスリットで構成し、必要に応じてスリットの一部を閉じてジェットを噴射することによって、大きな騒音低減効果と翼性能向上効果が得られるようにした。
【０００８】
請求項４に記載の低騒音翼では、翼後縁の先端部に翼後縁の下流に向けてジェットを噴射する開閉可能な複数のスリットを備えることを特徴とする。
上記低騒音翼では、上記請求項１に記載の翼後縁騒音の抑制方法を好適に実現することが出来る。
【０００９】
請求項５に記載の低騒音翼では、前記ジェットの噴射量は、少なくとも前記翼後縁から翼前縁へ向かう１０％翼弦長の上面壁近傍（負圧面側）に形成され主流とは逆向きに流れる逆流領域における速度変動が消滅する噴射量であることとした。
上記低騒音翼では、上記請求項２に記載の翼後縁騒音の抑制方法を好適に実現することが出来る。
【００１０】
請求項６に記載の低騒音翼では、前記ジェットは、前記複数のスリットの一部を閉じた状態で噴射されることとした。
上記低騒音翼では、上記請求項３に記載の翼後縁騒音の抑制方法を好適に実現することが出来る。
【発明の効果】
【００１１】
本発明は、従来技術に見られるような、翼後縁の空力騒音に係る渦の成長または渦放出を直接的に阻害するのではなく、渦の根本的発生源である翼後縁の上面壁近傍に形成される『逆流領域』を消滅させることに特徴がある。すなわち、従来技術の場合は、空力騒音に係る渦の成長または渦放出を阻害するための別の新たな渦を発生させる機構が別途必要となり、その為、翼後縁近傍の翼表面中腹から空気を噴射する機構、或いは翼後縁を鋸歯状に加工する必要が生じる。結果的にこれらの機構は翼上面の流れを強制的に乱し、揚力係数の低下および空気抵抗係数の増大を招き、翼の空力性能を著しく低下させることになる。それに対し、本発明では、翼後縁から下流に向けてジェットを噴き出し、上記『逆流領域』を消滅するだけであり、ジェットの噴き出しは翼上面の流れに対し悪影響を与えない。むしろ、スリットからのジェットの噴き出し形態によっては、翼の空力性能を大幅に向上させる。
従って、本発明の翼後縁騒音の抑制方法によれば、翼の空力性能を低下させずに翼後縁から発生する空力騒音を好適に低減させることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の翼後縁騒音の抑制方法を実現する低騒音翼を示す説明図である。
【図２】図１のＡ−Ａ断面図である。
【図３】図１のＢ−Ｂ断面図である。
【図４】翼後縁騒音の根本的発生源である『逆流領域』の存在を示すスモーク可視化試験である。
【図５】図４の一音調騒音発生周期を示す説明図である。
【図６】図５の各段階と音圧信号との関係を示すグラフである。
【図７】翼後縁からのジェット噴射の有無による翼後縁近傍の音圧レベルの差異を示すグラフである。
【図８】翼後縁からのジェット噴射の有無による翼後縁近傍の速度レベルの差異を示すグラフである。
【図９】本発明の翼特性の改善効果を示す説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。
【００１４】
図１−３は、本発明の翼後縁騒音の抑制方法を実現するための低騒音翼を示す説明図である。なお、図１(a)は、その正面図であり、同(b)は、その下面図である。また、図２は、図１のＡ−Ａ断面図であり、図３は、図１のＢ−Ｂ断面図である。
この低騒音翼１００は、実機の主翼をスケールダウンした風洞試験用翼模型であり、翼後縁からジェットを噴射する複数のスリット１０と、各スリット１０を隔てる隔壁２０と、圧縮空気を導入する空気供給ライン３０と、翼内部の圧力を検出する圧力検出ライン４０を備える。
【００１５】
寸法例を挙げると、翼前縁長、および翼後縁長ともに300mm、翼弦長は92.5mm、最大翼厚は12mmである。また、スリット１０の断面形状は、本実施例では矩形であり、開口寸法は横２３.５mm×縦１.０mmである。また、隔壁２０の厚さは１.５mmである。本実施例では１２個のスリット１０が翼後縁の先端部に設けられている。
【００１６】
前述した通り、翼後縁近傍の空力騒音（離散騒音）は、翼後縁の上面壁近傍で大きな渦が離散的に放出される現象に基づいており、その渦の根本的発生源は、翼後縁の上面壁近傍に形成される『逆流領域』であることが後述するスモーク可視化試験等（図４）によって確認されている。従って、本発明の技術的特徴は、翼後縁の下流に向けてジェットを噴射することによって、その『逆流領域』を消滅させることである。そのために必要なジェット噴射量Ｑとしては、少なくともその『逆流領域』を消滅させるのに足りる噴射量が必要とされる。定量的には、例えば、図８に示すように、「ジェット噴射量」と「翼後縁の上面壁近傍の速度」の相関を計測して速度が変動しなくなった時のジェット噴射量を基準噴射量とすることが考えられる。また、スリット１０の開口面積、個数、形状、間隔等については、このジェット噴射量Ｑによって変わってくる。
【００１７】
スリット１０の噴射アライメントは、図２に示すように、翼後縁の下流、すなわち翼弦線に対しほぼ平行な向きである。また、ジェット噴射口を複数のスリット１０によって構成した理由は、ジェットを単一のスリットから二次元的に一様に噴き出すより、噴き出す箇所（スリット：開）と噴き出さない箇所（スリット：閉）を例えば交互に設定して三次元的に噴き出す方が、少ない流量でより大きな翼後縁の騒音低減効果および翼性能改善効果が得られるからである。従って、本発明を実機へ適用する際は、各ジェット噴射口（スリット１０）に開閉機構および／またはアライメント偏向機構を設けることが望ましい。また、スリット１０の断面形状は、楕円形または円形であっても良い。
【００１８】
本願発明者は、実際に、翼後縁中央部４０mmをテープなし部分とし、そのテープなし部分から左右に４０mm間隔で幅２５mmのテープを貼った翼後縁のジェット噴き出し条件で、翼後縁の騒音を計測した。結果は、スリットの一部をテープで塞いだジェット噴き出し条件の方がスリット全開のジェット噴き出し条件より騒音低減効果は大きかった。また、流体力学的な観点から、渦構造（『逆流領域』）の流れ方向の大きさをλとする時、テープ間隔はそのλより決して大きくすべきではない。
【００１９】
図４は、翼後縁騒音の根本的発生源である『逆流領域』の存在を示すスモーク可視化試験である。この試験はスモーク（煙）によって翼後縁近傍の流れを可視化したもので、主流方向は左から右へ流れる向きである。
この可視化試験によって、Nash,C.E.等によって以前から指摘されていた『逆流領域』（backflow region）が翼後縁の空力騒音発生の本質的部分であると考えられる。
この『逆流領域』(backflow region)は、翼後縁から翼前縁へ向かう約１０％翼弦長の上面壁近傍を主流とは逆向きに流れる領域であり、後述するように、その『逆流領域』の翼後縁近傍では小さな渦が成長しながら大きな渦となり境界層の外側かつ主流の上流側へ延び、そして、その大きな渦から別の渦が離脱して主流の下流側へ運ばれる。主流の下流側へ運ばれた渦は一旦、翼後縁の先端部に再付着し、終いには先端部から離脱するが、その際反回転の別の小さな渦が生成される。離脱の結果生成された小さな渦はその『逆流領域』で成長しながら大きな渦となり境界層の外側かつ主流の上流側へ延びて、同じような挙動を示しながら翼後縁の先端部から離脱する。このように、渦の生成から離脱に到る一連の不安定過程が『逆流領域』において周期的に繰り返される。渦は離脱する際に高い音圧の空力音を騒音として発すると共に反回転の別の小さい渦を生成することが特徴である。そのため、渦の生成から離脱に到る一連の不安定過程が周期的に繰り返されることになる。以下、図４を参照しながら簡単に説明する。
【００２０】
図４の(a)から(e)は、渦の巻き上げる間の不安定過程を示すものである。渦は成長するにつれて境界層の外側に延びて、時計方向の回転（圧力面側が底部である場合は反時計方向の回転）によって特徴付けられる。また、このスモーク可視化試験はその流れがケルビン−ヘルムホルツの不安定特性を有していることを示している。
【００２１】
図４の(f)から(j）は、渦がその不安定領域から分離して下流へ運ばれる状態を示している。渦による高運動量流体の自由流れ部から境界層の低部への移動（transport）は局所的な再付着を起こさせる。僅かな流れの細部は分離する際に捉えられる。（分離領域の厚さが）小さい反時計方向に回転する渦がその大きな渦の底部で見られ、その大きな渦に続いて下流へ運ばれる。複数の渦が下流へ伝播されるにつれて、その『逆流領域』は渦の上流で初期状態まで回復することが分かる。
【００２２】
図５は、図４の一音調騒音発生周期を示すイラスト説明図である。また、図６は、図５の各段階と音圧信号との関係を示すグラフである。なお、各アルファベットは、図５のアルファベットに対応している。
図５および図６から、渦の巻き上げの開始とともに、音圧信号が上昇し、音圧信号は渦の離脱と共に最高点に到達することが分かる。初期の流れ状態は、渦が下流へ運ばれるにつれて元の状態へ復元される。
【００２３】
図７−８は、本発明の翼後縁騒音の抑制方法の実証試験結果を示すグラフである。なお、試験は風洞試験設備で行われた。
上記低騒音翼１００を、流速Ｕ＝２５[m/s］の気流に対し迎角α＝０°で設置し、上記スリット１０からジェットを噴射し、その時の音圧レベルSPLおよび、翼後縁から翼前縁に向かう約１０％翼弦長の上面壁近傍に形成される上記『逆流領域』の速度レベル（速度変動スペクトル）を計測した。音圧レベルSPLのデータは翼後縁近傍に設置したマイクロフォンによって計測・FFT処理し、速度レベルのデータは熱線風速計によって計測・FFT処理した。
【００２４】
図７は、翼後縁からのジェット噴射の有無による翼後縁近傍の音圧レベルの差異を示すグラフである。ジェットの噴射量Ｑとしては、Ｑ＝３０または０[L/min]とした。細線がＱ＝０[L／min]の時のグラフであり、太線がＱ＝３０[L/min]の時のグラフである。縦軸は音圧レベルSPL[dB(A)]（対数表示：20Log(P1/P0））を示し、横軸は周波数[Hz]を示している。
このグラフから翼後縁からジェットを噴き出すことによって、特に空力騒音のピーク周波数である2700[Hz]近傍で、騒音レベル（音圧レベル）が約２０[dB(A)]低減しているのが分かる。対数表示での−２０[dB(A)]は、実表示では１０-1、つまり、騒音レベルが１／１０倍に低減されることに等しい（９０％の騒音がカットされることに等しい）。実際、騒音がほとんど聞き取れないレベルまで低減することが出来た。
【００２５】
図８は、翼後縁からのジェット噴射の有無による翼後縁近傍の速度レベルの差異を示すグラフである。
細線がＱ＝０[L／min]の時のグラフであり、太線がＱ＝３０[L/min]の時のグラフである。縦軸は速度レベル[dB Vr]を示し、横軸は周波数[Hz]を示している。
ジェットを噴射する前は、周波数帯域10kHzにおいて速度レベルが変動しているが、翼後縁からジェットを噴射することによって速度レベルが変動しなくなったのが分かる。なお、ジェット噴射時の速度レベルが周波数帯域を通じて一定とならなかったのは、各スリット１０からの各ジェットの噴射量が一定でないためと考えられる。従って、本発明を実機へ適用する際は、各スリット１０の上流に調圧弁等を設け、各スリット１０からのジェット噴射量が一定となるようにすることが望ましい。
【００２６】
また、ジェットの供給源としては、エンジンのコンプレッサから抽気した圧縮空気、対向気流から抽気した圧縮空気、あるいは気蓄器または圧縮機からの圧縮空気等が考えられる。
【００２７】
図９は、本発明の翼特性の改善効果を示す説明図である。
本発明の翼後縁騒音の抑制方法は、翼後縁の騒音レベルを低減させるだけでなく、翼の空力性能をも向上させる翼性能改善効果を有している。従来の低騒音翼は、翼後縁騒音の原因である渦の成長又は渦放出を阻害する別の新たな渦を発生させるために、翼表面中腹から空気を噴出する機構、或いは翼後縁を鋸歯状に加工した特殊形状翼を備えていた。しかし、これらの従来技術は、翼の空気抵抗を増大させるだけでなく、揚力をも低下させていた。これに対し、本発明を適用した翼は、翼後縁から下流へジェットを噴射するだけでよく、翼上面および下面の形状を変更する必要は全くない。本発明は空力騒音を大幅に低減するだけでなく、ジェットの噴き出し方によっては翼の空力性能を向上させることが出来る。
【００２８】
図９は、上記低騒音翼１００を、流速Ｕ＝２５[m/s］の気流に対し迎角α＝０°で設置し、上記スリット１０からジェットを噴射し、その時の翼後縁Ｘ＝6mmの位置のＹ方向における速度分布を示している。この図から、翼後縁からジェットを噴出することによって、一様流からの差（速度欠損）は小さくなり、翼の空気抵抗が小さくなることが分かる。
【００２９】
また、本発明ではジェットの噴き出しを下に向くような構造（噴流を曲面に沿わしてコアンダー効果）とすることによって、大きな揚力を得ることも可能となる。
【００３０】
翼後縁騒音発生メカニズムは、翼後縁の上面壁近傍に形成される『逆流領域』において渦の生成から離脱に到る一連の不安定過程が周期的に繰り返される現象に基づくものである。従来技術は、翼後縁の騒音に係る渦の成長または渦放出を阻害する別の新たな渦を生成するという技術的思想に基づくため、翼表面中腹から空気を噴き出す機構、或いは翼後縁を渦が発生しやすい形状に加工する必要があった。その結果、従来技術は翼後縁の騒音レベルを低減するものの、翼の空力性能は低下させるという問題を有していた。
他方、本発明は、翼後縁から下流に向けてジェットを噴射することによって翼後縁騒音に係る渦の根本的発生源である『逆流領域』を消滅させるという技術的思想に基づくため、翼後縁を始めとする翼上面および下面を加工する必要は全くなく、その結果、本発明は翼後縁の騒音レベルを好適に低減しながら、翼の空力性能についても向上させることが可能となる。
【産業上の利用可能性】
【００３１】
本発明の翼後縁騒音の抑制方法は、特に翼のスラット（前縁部に取り付ける高揚力装置）やフラップ（後縁部に取り付ける高揚力装置）から発生する空力騒音を低減する騒音低減装置、あるいは風車のブレード又は空調機のファンブレードから発生する騒音を低減する騒音低減装置に好適に適用することが可能である。
【符号の説明】
【００３２】
１０        スリット
２０        隔壁
３０        空気供給ライン
４０        圧力検出ライン
１００        低騒音翼
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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