(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備え、
該翼本体部は、
翼厚の最大値をコード長で除した値の百分率である翼厚比と、
最大翼厚位置における翼背側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である背側膨らみＹＳと、で表した場合、
翼厚比２１％位置で、背側膨らみＹＳが１２．０±０．６％、
翼厚比２４％位置で、背側膨らみＹＳが１２．３±０．７％、
翼厚比３０％位置で、背側膨らみＹＳが１３．３±１．２％、好ましくは１３．３±１．０％、より好ましくは１３．３±０．８％、
とされていることを特徴とする風車翼。
【請求項２】
前記翼本体部は、
翼厚比が２１％以上３５％以下の範囲で、
前記翼厚比２１％位置における前記ＹＳの値、
前記翼厚比２４％位置における前記ＹＳの値、及び、
前記翼厚比３０％位置における前記ＹＳの値、
を通過する補間曲線によって得られるＹＳを有することを特徴とする請求項１に記載の風車翼。
【請求項３】
前記翼本体部は、
翼厚比１８％位置で、ＹＳが１１．７±０．５％、
翼厚比３６％位置で、ＹＳが１４．６±２．０％、好ましくは１４．６±１．２％、より好ましくは１４．６±１．０％、
翼厚比４２％位置で、ＹＳが１６．６±３．０％、好ましくは１６．６±２．０％、より好ましくは１６．６±１．５％、
とされていることを特徴とする請求項１又は２に記載の風車翼。
【請求項４】
前記翼本体部は、
翼厚比が１８％以上４２％以下の範囲で、
前記翼厚比１８％位置における前記ＹＳの値、
前記翼厚比２１％位置における前記ＹＳの値、
前記翼厚比２４％位置における前記ＹＳの値、
前記翼厚比３０％位置における前記ＹＳの値、
前記翼厚比３６％位置における前記ＹＳの値、及び、
前記翼厚比４２％位置における前記ＹＳの値、
を通過する補間曲線によって得られるＹＳを有することを特徴とする請求項３に記載の風車翼。
【請求項５】
翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備え、
該翼本体部は、
翼厚の最大値をコード長で除した値の百分率である翼厚比と、
最大翼厚位置における翼腹側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である腹側膨らみＹＰと、で表した場合、
翼厚比２１％位置で、腹側膨らみＹＰが９．０±０．６％、
翼厚比２４％位置で、腹側膨らみＹＰが１１．７±０．７％、
翼厚比３０％位置で、腹側膨らみＹＰが１６．７±１．２％、好ましくは１６．７±１．０％、より好ましくは１６．７±０．８％、
とされていることを特徴とする風車翼。
【請求項６】
前記翼本体部は、
翼厚比が２１％以上３５％以下の範囲で、
前記翼厚比２１％位置における前記ＹＰの値、
前記翼厚比２４％位置における前記ＹＰの値、及び、
前記翼厚比３０％位置における前記ＹＰの値、
を通過する補間曲線によって得られるＹＰを有することを特徴とする請求項５に記載の風車翼。
【請求項７】
前記翼本体部は、
翼厚比１８％位置で、ＹＰが６．３±０．５％、
翼厚比３６％位置で、ＹＰが２１．４±２．０％、好ましくは２１．４±１．２％、より好ましくは２１．４±１．０％、
翼厚比４２％位置で、ＹＰが２５．４±３．０％、好ましくは２５．４±２．０％、より好ましくは２５．４±１．５％、
とされていることを特徴とする請求項５又は６に記載の風車翼。
【請求項８】
前記翼本体部は、
翼厚比が１８％以上４２％以下の範囲で、
前記翼厚比１８％位置における前記ＹＰの値、
前記翼厚比２１％位置における前記ＹＰの値、
前記翼厚比２４％位置における前記ＹＰの値、
前記翼厚比３０％位置における前記ＹＰの値、
前記翼厚比３６％位置における前記ＹＰの値、及び、
前記翼厚比４２％位置における前記ＹＰの値、
を通過する補間曲線によって得られるＹＰを有することを特徴とする請求項７に記載の風車翼。
【請求項９】
請求項１から８のいずれかに記載された風車翼と、
該風車翼の翼根側に接続され、該風車翼によって回転させられるロータと、
該ロータによって得られた回転力を電気出力に変換する発電機と、
を備えていることを特徴とする風力発電装置。
【請求項１０】
翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備えた風車翼の設計方法において、
前記翼本体部の各翼断面における所定の設計揚力係数を決定する設計揚力係数決定ステップと、
該設計揚力係数決定ステップにて決定された設計揚力係数を満たすように、最大翼厚位置における翼背側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である背側膨らみＹＳを決定するＹＳ決定ステップと、
を有することを特徴とする風車翼の設計方法。
【請求項１１】
翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備えた風車翼の設計方法において、
前記翼本体部の各翼断面における所定の設計揚力係数を決定する設計揚力係数決定ステップと、
該設計揚力係数決定ステップにて決定された設計揚力係数を満たすように、最大翼厚位置における翼腹側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である腹側膨らみＹＰを決定するＹＰ決定ステップと、
を有することを特徴とする風車翼の設計方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、風車翼およびこれを備えた風力発電装置ならびに風車翼の設計方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、発電時に温室効果ガスを排出しないクリーンエネルギーとして、風力発電装置が注目されている。風力発電装置は、風力によって風車翼を軸周りに回転させ、この回転力を電力に変換して発電出力を得る。
風力発電装置の発電出力は、軸端出力（翼が発生する出力）と、変換効率（軸受や発電機などの効率）との積で表される。また、軸端出力は次式で表され、翼効率が高く、翼直径が大きい翼であれば、発電量が向上する。
軸端出力=1/2×空気密度×風速３×翼効率×π×（翼直径/2）２
【０００３】
翼効率は、理論上の上限値（ベッツ限界=0.593）が存在し、実際上は風車後流の影響と翼の空気抵抗の存在で上限値は0.5程度となる。したがって、翼効率のこれ以上の大幅な改善は難しい。
一方、翼直径はその自乗で出力に影響を持つため、発電量向上のためには翼直径の拡大が効果的である。しかし、翼直径の拡大は空力荷重（流入方向に作用するスラスト力および翼根に伝わるモーメント）の増大に繋がるため、ロータヘッド、ナセル、タワーなどの機器の大型化や重量増大、ひいてはコスト増に繋がる懸念・傾向がある。したがって、翼の空力荷重の増大を抑えながら長翼化する技術が必須とされる。荷重増大の問題を避けるため、空力的（翼形状的）に考えられる方法としては、コード長（翼弦長）をより短くして（即ち、アスペクト比をより大きくして、又はソリディティをより小さくして）、翼投影面積を減少させて空力荷重を低減させる手法が考えられる。
ここで、アスペクト比およびソリディティは、下式で表される。
アスペクト比=翼長２/翼投影面積・・・（１）
ソリディティ=全翼投影面積/翼掃過面積
=（翼枚数×平均コード長）/（π×（翼直径/2）２）・・・（２）
【０００４】
一般に、風車翼は、所定の周速比に対して所定の最適コード長を持ち、次式の関係がある（Wind Energy Handbook, John Wiley & Sons, p378）。
Copt／Ｒ×λ２×CLdesign×ｒ／Ｒ≒１６／９×π／ｎ・・・（３）
ここで、Coptは最適コード長，Ｒ（翼半径）は翼直径の２分の１，λは設計周速比，CLdesignは設計揚力係数，ｒは翼断面の半径位置，ｎは翼枚数である。
設計周速比は、翼端周速／無限上流風速である。設計揚力係数は、翼型（翼断面）の揚抗比（揚力／抗力）が最大となる迎角における揚力係数であり、翼型（翼断面）の（空力）形状と流入条件（レイノルズ数）によって決まる。
図１３には、本明細書にて用いるレイノルズ数の定義が示されている。同図に示されているように、風車におけるレイノルズ数は、所定の回転数で回転する翼の所定断面Ａ−Ａにおける相対風速度を考慮したものであり、下式にて表される。
レイノルズ数＝空気密度×翼断面への相対風速度×翼断面のコード長／空気の粘性係数
【０００５】
翼の空力効率を維持するには、翼型（翼断面）は以下の特性を持つことが望ましい。
１．設計揚力係数が高い
２．設計揚力係数の「組合せ」が最適化されている
ここで、設計揚力係数の「組合せ」とは、一つの風車翼に適用される異なる翼厚比（翼厚の最大値をコード長で除した値の百分率）からなる一連の翼型群（Airfoil  series／family／set）がそれぞれ持つ設計揚力係数の組合せを言う。例えば、風車に適用される翼型の翼厚比としては、１２，１５，１８，２１，２４，３０，３６，４２％の組合せが挙げられる。
【０００６】
下記特許文献１には、風車出力向上のための翼型が開示されている。具体的には、翼厚比が１４％から４５％の範囲で設計揚力係数が１．１０〜１．２５の範囲とされた翼型が開示されている（請求項１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】欧州特許出願公開第１１５２１４８号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
しかし、所望の設計揚力係数を定めたとしても、それを実現する翼型をどのように規定するかということについては、現在のところ統一的に整理されているわけではない。
【０００９】
一方、翼型を決定する際に、背側膨らみＹＳや腹側膨らみＹＰが用いられている。ここで、背側膨らみＹＳは、最大翼厚位置における翼背側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である。また、腹側膨らみＹＰは、最大翼厚位置における翼腹側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である。
しかし、背側膨らみＹＳや腹側膨らみＹＰと設計揚力係数との関係については何ら検討されていない。
【００１０】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、所望の設計揚力係数を実現できる風車翼およびこれを備えた風力発電装置ならびに風車翼の設計方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記課題を解決するために、本発明の風車翼およびその設計方法は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかる風車翼は、翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備え、該翼本体部は、翼厚の最大値をコード長で除した値の百分率である翼厚比と、最大翼厚位置における翼背側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である背側膨らみＹＳと、で表した場合、翼厚比２１％位置で、背側膨らみＹＳが１２．０±０．６％、翼厚比２４％位置で、背側膨らみＹＳが１２．３±０．７％、翼厚比３０％位置で、背側膨らみＹＳが１３．３±１．２％、好ましくは１３．３±１．０％、より好ましくは１３．３±０．８％とされていることを特徴とする。
【００１２】
本発明の風車翼は、翼先端側から翼根側にかけてコード長が増大する翼本体部を備えており、この翼本体部の翼断面形状を背側膨らみＹＳによって与えることとした。これは、設計揚力係数と背側膨らみＹＳとの相関が良いことに基づくものである。これにより、所望の設計揚力係数を充足する翼形状を得ることができる。
特に、本発明では、翼厚比と背側膨らみとの組み合わせを上記のように規定することにより、翼厚比が２１％から３０％までの間の翼断面の設計揚力係数の変化を小さくでき、所望の空力特性を得ることができる。
また、背側膨らみを規定することにより高い設計揚力係数を実現した細翼を提供することができ、風車翼が受ける荷重を低減することができる。これにより、風車翼を長翼化することができ、結果的に発電量を向上させることができる。
なお、好ましくは、設計周速比（翼端周速／流入風速）は６以上（より好ましくは８．０以上９．０以下）、レイノルズ数は３００万以上１０００万以下とされる。
【００１３】
さらに、前記翼本体部は、翼厚比が２１％以上３５％以下の範囲で、前記翼厚比２１％位置における前記ＹＳの値、前記翼厚比２４％位置における前記ＹＳの値、及び、前記翼厚比３０％位置における前記ＹＳの値を通過する補間曲線によって得られるＹＳを有することが好ましい。
【００１４】
さらに、前記翼本体部は、翼厚比１８％位置で、ＹＳが１１．７±０．５％、翼厚比３６％位置で、ＹＳが１４．６±２．０％、好ましくは１４．６±１．２％、より好ましくは１４．６±１．０％、翼厚比４２％位置で、ＹＳが１６．６±３．０％、好ましくは１６．６±２．０％、より好ましくは１６．６±１．５％、とされていることが好ましい。
【００１５】
上記のように翼断面を規定することによって、翼先端側（翼厚比１８％）から翼根側（翼厚比４２％）までの領域にわたって設計揚力係数の変化を小さくした風車翼を提供することができる。
【００１６】
さらに、前記翼本体部は、翼厚比が１８％以上４２％以下の範囲で、前記翼厚比１８％位置における前記ＹＳの値、前記翼厚比２１％位置における前記ＹＳの値、前記翼厚比２４％位置における前記ＹＳの値、前記翼厚比３０％位置における前記ＹＳの値、前記翼厚比３６％位置における前記ＹＳの値、及び、前記翼厚比４２％位置における前記ＹＳの値を通過する補間曲線によって得られるＹＳを有することが好ましい。
【００１７】
また、本発明の風車翼は、翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備え、該翼本体部は、翼厚の最大値をコード長で除した値の百分率である翼厚比と、最大翼厚位置における翼腹側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である腹側膨らみＹＰと、で表した場合、翼厚比２１％位置で、腹側膨らみＹＰが９．０±０．６％、翼厚比２４％位置で、腹側膨らみＹＰが１１．７±０．７％、翼厚比３０％位置で、腹側膨らみＹＰが１６．７±１．２％、好ましくは１６．７±１．０％、より好ましくは１６．７±０．８％とされていることを特徴とする。
【００１８】
本発明の風車翼は、翼先端側から翼根側にかけてコード長が増大する翼本体部を備えており、この翼本体部の翼断面形状を腹側膨らみＹＰによって与えることとした。これは、設計揚力係数と腹側膨らみＹＰとの相関が良いことに基づくものである。これにより、所望の設計揚力係数を充足する翼形状を得ることができる。
特に、本発明では、翼厚比と腹側膨らみとの組み合わせを上記のように規定することにより、翼厚比が２１％から３０％までの間の翼断面の設計揚力係数の変化を小さくでき、所望の空力特性を得ることができる。
また、腹側膨らみを規定することにより高い設計揚力係数を実現した細翼を提供することができ、風車翼が受ける荷重を低減することができる。これにより、風車翼を長翼化することができ、結果的に発電量を向上させることができる。
なお、好ましくは、設計周速比（翼端周速／流入風速）は６以上（より好ましくは８．０以上９．０以下）、レイノルズ数は３００万以上１０００万以下とされる。
【００１９】
さらに、前記翼本体部は、翼厚比が２１％以上３５％以下の範囲で、前記翼厚比２１％位置における前記ＹＰの値、前記翼厚比２４％位置における前記ＹＰの値、及び、前記翼厚比３０％位置における前記ＹＰの値を通過する補間曲線によって得られるＹＰを有することが好ましい。
【００２０】
さらに、本発明の風車翼は、前記翼本体部は、翼厚比１８％位置で、ＹＰが６．３±０．５％、翼厚比３６％位置で、ＹＰが２１．４±２．０％、好ましくは２１．４±１．２％、より好ましくは２１．４±１．０％、翼厚比４２％位置で、ＹＰが２５．４±３．０％、好ましくは２５．４±２．０％、より好ましくは２５．４±１．５％とされていることを特徴とする。
【００２１】
さらに、上記のように翼断面を規定することによって、翼先端側（翼厚比１８％）から翼根側（翼厚比４２％）までの領域にわたって設計揚力係数の変化を小さくした風車翼を提供することができる。
【００２２】
さらに、前記翼本体部は、翼厚比が１８％以上４２％以下の範囲で、前記翼厚比１８％位置における前記ＹＰの値、前記翼厚比２１％位置における前記ＹＰの値、前記翼厚比２４％位置における前記ＹＰの値、前記翼厚比３０％位置における前記ＹＰの値、前記翼厚比３６％位置における前記ＹＰの値、及び、前記翼厚比４２％位置における前記ＹＰの値を通過する補間曲線によって得られるＹＰを有することが好ましい。
【００２３】
また、本発明の風力発電装置は、上述のいずれかに記載された風車翼と、該風車翼の翼根側に接続され、該風車翼によって回転させられるロータと、該ロータによって得られた回転力を電気出力に変換する発電機とを備えていることを特徴とする。
【００２４】
上述の風車翼を備えた風力発電装置とされているので、長翼化によって出力増大を図ることができる。
【００２５】
また、本発明の風車翼の設計方法は、翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備えた風車翼の設計方法において、前記翼本体部の各翼断面における所定の設計揚力係数を決定する設計揚力係数決定ステップと、該設計揚力係数決定ステップにて決定された設計揚力係数を満たすように、最大翼厚位置における翼背側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である背側膨らみＹＳを決定するＹＳ決定ステップとを有することを特徴とする。
【００２６】
本発明者等が鋭意検討したところ、設計揚力係数と背側膨らみＹＳとの相関が強いことを見出した。そこで、本発明では、所定の設計揚力係数を満たすようにＹＳを決定することとしたので、所望の空力特性を有する風車翼を実現することができる。
【００２７】
また、本発明の風車翼の設計方法は、翼先端側から翼根側にかけてコード長および翼厚比が増大する翼本体部を備えた風車翼の設計方法において、前記翼本体部の各翼断面における所定の設計揚力係数を決定する設計揚力係数決定ステップと、該設計揚力係数決定ステップにて決定された設計揚力係数を満たすように、最大翼厚位置における翼腹側のコードからの距離をコード長で除した値の百分率である腹側膨らみＹＰを決定するＹＰ決定ステップとを有することを特徴とする。
【００２８】
本発明者等が鋭意検討したところ、設計揚力係数と腹側膨らみＹＰとの相関が強いことを見出した。そこで、本発明では、所定の設計揚力係数を満たすようにＹＰを決定することとしたので、所望の空力特性を有する風車翼を実現することができる。
【発明の効果】
【００２９】
設計揚力係数と相関がある背側膨らみＹＳや腹側膨らみＹＰを規定するようにしたので、所望の設計揚力係数を充足する翼形状を得ることができる。したがって、高い設計揚力係数を実現した細翼を提供することができ、風車翼が受ける荷重を低減することができる。これにより、風車翼を長翼化することができ、結果的に発電量を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】風車翼の代表的形状を示した斜視図である。
【図２】図１の各翼厚比における断面を示した図である。
【図３】図１の各翼厚比における翼型を示した図である。
【図４】本発明の一実施形態にかかる風車翼を設計する際の説明図である。
【図５】設計揚力係数の分布を無次元半径に対して示した図である。
【図６】設計揚力係数の分布を翼厚比に対して示した図である。
【図７】背側膨らみＹＳおよび腹側膨らみＹＰを示した翼断面図である。
【図８】翼厚比に対する背側の膨らみＹＳの分布を示した図である。
【図９】設計揚力係数と背側膨らみＹＳとの相関を示した図である。
【図１０】翼厚比に対する腹側の膨らみＹＰの分布を示した図である。
【図１１】設計揚力係数と背側膨らみＹＰとの相関を示した図である。
【図１２】本発明のように設計揚力係数を適正化した場合の効果を示したグラフである。
【図１３】レイノルズ数の定義を示した説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
以下に、本発明にかかる実施形態について、図面を参照して説明する。
［第１実施形態］
本実施形態にかかる風車翼は、風力発電装置の翼として好適に用いられる。風車翼は、例えば３枚設けられ、それぞれが約１２０°の間隔を有してロータに接続されている。好ましくは、風車翼の回転直径（翼直径）は６０ｍ以上とされ、ソリディティが０．２以上０．６以下の細長翼とされる。風車翼は、可変ピッチとされていても良いし、固定ピッチとされていても良い。
【００３２】
図１に示すように、風車翼１は三次元翼とされており、回転中心側である翼根１ａ側から翼先端１ｂ側に向かって延在している。
翼形状を定義する場合、同図に示されているように、各翼厚比（翼厚の最大値をコード長で除した値の百分率）の半径位置（翼の回転中心からの距離に相当する位置）においてＺ（翼の長手軸方向）＝一定の断面で切断した翼素断面を用いて表される。図１では、翼厚比が１８％，２１％，２４％，３０％，３６％，４２％の各半径位置にて切断した翼素断面が風車翼の形状の定義として用いられることが示されている。なお、風車翼１の半径位置を示す場合に、翼厚比に代えて、翼の回転中心からの距離に相当する半径位置ｒ（あるいは半径位置を翼半径で除した無次元半径位置ｒ／Ｒ）が用いられることもある。
【００３３】
図２には、図１の翼素断面をＸＹ平面（Ｚ軸に直交する平面）へ投影したものである。同図のように風車翼１の長手方向先端から見た場合、右側が翼前縁、左側が翼後縁となる。
図３は、風車翼１の各翼厚比における翼素断面に対して、その前縁をＸ＝０，Ｙ＝０、後縁をＸ＝１，Ｙ＝０で正規化したものである。同図のように表された形状を翼型という。
【００３４】
図４には、本実施形態にかかる風車翼１を設計する際の説明図が示されている。
同図において、横軸は無次元半径、縦軸は無次元コード長を示す。無次元半径は、上述のように、回転中心からの翼断面の半径位置ｒを風車翼１の翼半径Ｒで除した値（ｒ／Ｒ）である。ここで、翼半径とは、風車翼１が回転してその翼先端が描く軌跡円の直径（翼直径）の２分の１である。無次元コード長は、翼断面のコード長ｃを翼半径Ｒで除した値（ｃ／Ｒ）である。
【００３５】
図４には、上式（３）から得られる設計揚力係数CLdesignが一定とされた曲線（細線）が複数示されている。設計揚力係数CLdesignが一定の曲線は、上式（３）を満たすので、空力特性の観点から、その設計周速比における最適コード長（縦軸）を与える。
なお、図４では、設計周速比が８．０以上８．５以下、レイノルズ数が３００万以上１０００万以下とされている。
【００３６】
本実施形態の風車翼１は、同図にて太線で示すように、翼先端１ｂ側から翼根１ａ側にかけてコード長が増大する翼本体部３を備えている。本実施形態では、翼本体部３の無次元半径は、０．２以上０．９５以下とされている。
翼本体部３は、翼先端１ｂ側に位置するとともに、コード長が漸次増大する翼先端領域１ｃと、翼根１ａ側に位置するとともに最大コード長となる最大コード位置１ｄと、翼先端領域１ｃと最大コード長位置１ｄとの間に位置する遷移領域１ｅとを有している。
【００３７】
本実施形態では、翼先端領域１ｃの無次元半径は０．５以上０．９５以下とされ、最大コード長位置１ｄの無次元半径は（０．２５±０．０５）とされ、遷移領域１ｅの無次元半径は０．２以上（０．２を含まず）０．５未満とされている。
【００３８】
図４に示されているように、翼先端領域１ｃは、略一定の第１設計揚力係数（本実施形態では１．１５）とされている。翼先端領域１ｃの第１設計揚力係数は、薄翼となる翼先端領域１ｃの翼厚比（例えば１８％程度）から実現可能な実質的な上限値とされる。この設計揚力係数の上限値は、空力特性を考慮すれば設計揚力係数が大きければ良いので薄翼の場合であれば反りを大きくすることになるが、反りの増大の排反事象として流れの剥離が生じて損失が大きくなることから、所定の値に決定される。このように、翼先端領域１ｃにて略一定の第１設計揚力係数を持たせることとしたので、風力を大きく受けて出力が期待できる翼先端領域１ｃで所望の空力特性を発揮させることができる。
【００３９】
また、最大コード長位置１ｄは、第１設計揚力係数よりも大きな値を有する第２設計揚力係数（本実施形態では１．４５）となっている。この第２設計揚力係数は、輸送上の理由等によって制限される最大コード長から決定される。例えば、図４に示されているように、風車翼１を輸送する道路の幅等から無次元最大コード長が０．０８と制限されると、この無次元コード長をとる設計揚力係数は、最大コード長位置１ｄとして与えられる無次元半径０．２から、１．４５と定められる。
【００４０】
遷移領域１ｅでは、第１設計揚力係数（１．１５）から第２設計揚力係数（１．４５）へと漸次増大する設計揚力係数をもたせることとした。すなわち、第１設計揚力係数を有する翼先端領域１ｃの翼根側と、第２設計揚力係数を有する最大コード長位置１ｄとを滑らかに接続した。これにより、翼先端領域１ｃから最大コード長位置１ｄまでコード長を増大させる場合であっても、設計揚力係数の変化幅を小さく止めることができるので、空力性能を大きく損なうことがない。特に、従来では考慮されていなかった厚翼部（翼先端領域１ｃに比べて厚翼となる部位；遷移領域１ｅから最大コード長位置１ｄにかけての領域）においても所望の空力特性を維持することができる。
【００４１】
図５には、上述のように形状が定められた風車翼１について、各無次元半径位置に対する設計揚力係数の分布が示されている。
無次元半径位置が０．５以上０．９５以下とされた翼先端領域１ｃは、第１設計揚力係数が１．１５±０．０５の範囲とされている。
無次元半径位置が（０．２５±０．０５）とされた最大コード長位置１ｄの第２設計揚力係数は、１．４５±０．１とされている。
無次元半径位置が０．２以上（０．２を含まず）０．５未満とされた遷移領域１ｅは、翼先端領域１ｃの翼根側端部（無次元半径が０．５の位置）と最大コード長位置１ｄとの間の中央位置（同図では無次元半径が０．３５の位置）における設計揚力係数が、１．３０±０．０７５とされている。
【００４２】
図６には、上述のように形状が定められた風車翼１について、各翼厚比に対する設計揚力係数の分布が示されている。ずなわち、図５では横軸を無次元半径として示したが、図６では横軸を翼厚比で示している。
翼厚比が１２％以上３０以下とされた翼先端領域１ｃは、第１設計揚力係数が１．１５±０．０５の範囲とされている。
翼厚比が４２％とされた最大コード長位置１ｄの第２設計揚力係数は、１．４５±０．１とされている。
翼厚比が３０％以上（３０％を含まず）４２％未満とされた遷移領域１ｅは、翼先端領域１ｃの翼根側端部（翼厚比が３０％の位置）と最大コード長位置１ｄとの間の中央位置（同図では翼厚比が３６％の位置）における設計揚力係数が、１．３０±０．０７５とされている。
【００４３】
次に、以上のように所望の設計揚力係数が各翼厚位置（または半径位置）で決定された（設計揚力係数決定ステップ）後に、この設計揚力係数を実現する風車翼１の形状の規定の方法について説明する。
具体的には、翼の背側膨らみＹＳを決定する（ＹＳ決定ステップ）ことによって、各翼厚位置における翼型を定義する。ＹＳは、図７に示されているように、最大翼厚位置における翼背側のコード（翼弦）からの距離をコード長で除した値の百分率である。
【００４４】
図８には、翼厚比に対する背側膨らみＹＳの分布が示されている。
図８（ａ），（ｂ），（ｃ）におけるＹＳは、下表のように規定される。
【表１】
0005433553.tif 000002
すなわち、背側膨らみＹＳは、（ａ）の範囲で規定され、好ましくは（ｂ）の範囲で規定され、さらに好ましくは（ｃ）の範囲で規定される。
図８に示すように、風車翼１は、各翼断面にて、上表に示した各翼厚比における背側膨らみＹＳを通過する補間曲線によって得られる背側膨らみＹＳを有する。
【００４５】
図８には、本実施形態に対する比較例として、従来のＮＡＣＡ翼を基本として得られた風車翼の背側膨らみＹＳが四角印にて示されている。このように、本実施形態にかかる風車翼は、従来の風車翼に対して異なる背側膨らみＹＳを有する。
【００４６】
図９には、背側膨らみＹＳによって所望の設計揚力係数が得られる根拠となるデータが示されている。
図９の（ａ）乃至（ｅ）は、それぞれ、翼厚比が２１％、２４％、３０％、３６％及び４２％とされた際の結果である。これらの図は、数値シミュレーションにより背側膨らみＹＳを変化させた結果得られたものである。
各図に示されているように、設計揚力係数と背側膨らみＹＳとの間には強い相関関係があることが分かる。
【００４７】
以上の通り、本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
設計揚力係数と相関がある背側膨らみＹＳを規定するようにしたので、所望の設計揚力係数を充足する翼形状を得ることができる。したがって、高い設計揚力係数を実現した細翼を提供することができ、風車翼が受ける荷重を低減することができる。これにより、風車翼を長翼化することができ、結果的に発電量を向上させることができる。
【００４８】
［第２実施形態］
本実施形態は，第１実施形態では背側膨らみＹＳを用いて翼形状を決定したのに対して、腹側膨らみＹＰを用いて翼形状を決定する点で異なる。その他の点は第１実施形態と同様なので、それらの説明は省略する。
【００４９】
図６のように所望の設計揚力係数が各翼厚位置（または半径位置）で決定された（設計揚力係数決定ステップ）後に、この設計揚力係数を実現する風車翼１の形状の規定の方法について説明する。
具体的には、翼の腹側膨らみＹＰを決定する（ＹＰ決定ステップ）ことによって、各翼厚位置における翼型を定義する。ＹＰは、図７に示されているように、最大翼厚位置における翼腹側のコード（翼弦）からの距離をコード長で除した値の百分率である。
【００５０】
図１０には、翼厚比に対する腹側膨らみＹＰの分布が示されている。
図１０（ａ），（ｂ），（ｃ）におけるＹＰは、下表のように規定される。
【表２】
0005433553.tif 000003
すなわち、腹側膨らみＹＰは、（ａ）の範囲で規定され、好ましくは（ｂ）の範囲で規定され、さらに好ましくは（ｃ）の範囲で規定される。
図１０に示すように、風車翼１は、各翼断面にて、上表に示した各翼厚比における腹側膨らみＹＰを通過する補間曲線によって得られる腹側膨らみＹＰを有する。
【００５１】
図１０には、本実施形態に対する比較例として、従来のＮＡＣＡ翼を基本として得られた風車翼の背側膨らみＹＳが四角印にて示されている。このように、本実施形態にかかる風車翼は、従来の風車翼に対して異なる背側膨らみＹＳを有する。
【００５２】
図１１には、腹側膨らみＹＰによって所望の設計揚力係数が得られる根拠となるデータが示されている。
図１１の（ａ）乃至（ｅ）は、それぞれ、翼厚比が２１％、２４％、３０％、３６％及び４２％とされた際の結果である。これらの図は、数値シミュレーションにより腹側膨らみＹＰを変化させた結果得られたものである。
各図に示されているように、設計揚力係数と腹側膨らみＹＰとの間には強い相関関係があることが分かる。
【００５３】
以上の通り、本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
設計揚力係数と相関がある背側膨らみＹＳを規定するようにしたので、所望の設計揚力係数を充足する翼形状を得ることができる。したがって、高い設計揚力係数を実現した細翼を提供することができ、風車翼が受ける荷重を低減することができる。これにより、風車翼を長翼化することができ、結果的に発電量を向上させることができる。
【００５４】
図１２には、本実施形態による効果が示されている。
図１２（ａ）に示すように、Ａ翼は比較対象となる基準翼であり、翼先端における設計揚力係数を０．８程度とし、翼長（半径）方向に設計揚力係数を最適化していないものであり、Ｂ翼は、Ａ翼に対して設計揚力係数を４０％高めたものであり、Ｃ翼は、本実施形態に相当し、Ｂ翼に対してさらに設計揚力係数を翼長（半径）方向に最適化したものである。
Ｂ翼のように設計揚力係数を高めると、図１２（ｂ）のように最適コード長を３０％低減することができ、これにより、図１２（ｃ）のように翼直径を７％延伸することができ（回転数一定を仮定）、結果として図１２（ｄ）のように発電量が６．５％増大される。そして、Ｃ翼は、設計揚力係数を翼長方向に最適化しているので、Ｂ翼よりもさら翼効率が２％改善し、図１２（ｄ）のように発電量がＢ翼よりもさらに１％（Ａ翼に対して７．５％）増大される。
【００５５】
なお、上述した各本実施形態の背側膨らみＹＳ及び腹側膨らみＹＰは、表１や表２に示した各句翼厚比における背側膨らみＹＳ及び腹側膨らみＹＰを通過する補間曲線によって規定したが、本発明の風車翼はこれに限定されず、翼厚比が２１％以上３５％以下で表１や表２の各背側膨らみＹＳ及び各腹側膨らみＹＰの値を通過する補間曲線となっていればよい。この翼厚比の範囲にて風車の特性が主として決定されるからである。
また、各実施形態では、設計周速比を８．０以上８．５以下としたが、本発明はこれに限定されず、例えば設計周速比が６．０以上９．０以下であっても適用することができる。
また、翼先端領域１ｃ、遷移領域１ｅおよび最大コード長位置は、本実施形態に示された無次元半径位置や翼厚比の範囲に限定されるものではなく、本発明の効果を奏する範囲において適宜変更することができる。
【符号の説明】
【００５６】
１  風車翼
１ａ  翼根
１ｂ  翼先端
１ｃ  翼先端領域
１ｄ  最大コード長位置
１ｅ  遷移領域
３  翼本体部
【図１】
0005433553.tif 000004
【図２】
0005433553.tif 000005
【図３】
0005433553.tif 000006
【図４】
0005433553.tif 000007
【図５】
0005433553.tif 000008
【図６】
0005433553.tif 000009
【図７】
0005433553.tif 000010
【図８】
0005433553.tif 000011
【図９】
0005433553.tif 000012
【図１０】
0005433553.tif 000013
【図１１】
0005433553.tif 000014
【図１２】
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【図１３】
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