JP2012092657A - 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 - Google Patents
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Abstract
【課題】翼根側のコード長の上限値が制限された条件下で、所望の空力特性を得ることができる風車翼を提供する。
【解決手段】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。翼本体部３は、その先端側にて、略一定の第１設計揚力係数とされた状態で、翼根１ａ側に向けてコード長が漸次増大する翼先端領域１ｃと、翼根１ａ側の最大コード長となる位置にて、第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数を有する最大コード長位置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とを有する。遷移領域１ｅの設計揚力係数は、翼先端１ｂ側から翼根１ａ側に向かって、第１設計揚力係数から第２設計揚力係へと漸次増大させられている。
【選択図】図４
【解決手段】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。翼本体部３は、その先端側にて、略一定の第１設計揚力係数とされた状態で、翼根１ａ側に向けてコード長が漸次増大する翼先端領域１ｃと、翼根１ａ側の最大コード長となる位置にて、第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数を有する最大コード長位置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とを有する。遷移領域１ｅの設計揚力係数は、翼先端１ｂ側から翼根１ａ側に向かって、第１設計揚力係数から第２設計揚力係へと漸次増大させられている。
【選択図】図４
Description
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。
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
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
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）
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）
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１０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
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１０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
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。
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。
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）。
しかし、上式（３）から明らかなように、所望の設計揚力係数を維持したまま翼根側（すなわち半径位置が小さい側）の形状を定めると、翼根側の最適コード長は半径位置に反比例させて大きくさせなければならない。ところが、実際には、風車翼の輸送上の問題から、翼根側として許容できるコード長の最大値が存在する。
これに対して、上記特許文献１には、風車出力の観点から適切な設計揚力係数の組み合わせについて開示されているが、翼厚比が３０％を超える翼根側についても設計揚力係数が１．１０〜１．２５の範囲とされており、これではコード長が過大となり風車翼の輸送が困難となる。
これに対して、上記特許文献１には、風車出力の観点から適切な設計揚力係数の組み合わせについて開示されているが、翼厚比が３０％を超える翼根側についても設計揚力係数が１．１０〜１．２５の範囲とされており、これではコード長が過大となり風車翼の輸送が困難となる。
また、輸送上許容されるコード長を翼根側に与えるとしても、風車翼の空力性能を考慮した翼型（例えば設計揚力係数の組み合わせ）を決定する必要がある。しかし、従来では、翼先端側の領域で所望の設計揚力係数を与えている場合に、輸送上の理由等から異なる設計揚力係数を与えざるを得ない最大コード長位置との間の遷移領域で、どのような翼型を与えるべきかという観点で検討されていない。したがって、翼先端領域よりも翼根側に位置する厚翼部（先端領域よりも厚翼となる部位；遷移領域から最大コード長位置にかけての領域）での空力性能の向上の余地がある。
なお、特許文献１のＦＩＧ．３には、翼先端側（Station 4）から翼根側（Station 1）に向かって設計揚力係数を１．２５から１．４５へと変化させた翼型（baseline，２ｂ，３ａ，３ｂ）が開示されている。すなわち、翼先端よりも翼根側の揚力係数を大きくして、コード長を小さくすることが開示されている。しかし、薄翼部分である翼厚比２１％から３０％の間で設計揚力係数を増大させている。翼厚比２１％〜３０％の位置は、大きな風力を受ける半径位置に相当するので、このような半径位置にて設計揚力係数を変化させることは空力特性の上で適切とは言えない。
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、輸送上の理由等によって翼根側のコード長の上限値が制限された条件下で、所望の空力特性を得ることが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。
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が増大する翼本体部を備え、該翼本体部は、その先端側にて、略一定の第１設計揚力係数とされた状態で、翼根側に向けてコード長が漸次増大する翼先端領域と、翼根側の最大コード長となる位置にて、前記第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数を有する最大コード長位置と、前記翼先端領域と前記最大コード長位置との間に位置する遷移領域と、を有し、該遷移領域の設計揚力係数は、翼先端側から翼根側に向かって、前記第１設計揚力係数から前記第２設計揚力係へと漸次増大させられていることを特徴とする。
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が増大する翼本体部を備え、該翼本体部は、その先端側にて、略一定の第１設計揚力係数とされた状態で、翼根側に向けてコード長が漸次増大する翼先端領域と、翼根側の最大コード長となる位置にて、前記第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数を有する最大コード長位置と、前記翼先端領域と前記最大コード長位置との間に位置する遷移領域と、を有し、該遷移領域の設計揚力係数は、翼先端側から翼根側に向かって、前記第１設計揚力係数から前記第２設計揚力係へと漸次増大させられていることを特徴とする。
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、翼本体部は、翼根側に向けてコード長が増大する翼先端領域と、翼根側にて最大コード長となる最大コード長位置と、翼先端領域と最大コード長位置との間に位置する遷移領域とを有している。
風力を大きく受けて出力が期待できる翼先端領域では、略一定の第１設計揚力係数として、翼先端領域全体で所望の空力特性を発揮させることとした。第１設計揚力係数は、実現可能な実質的な上限値（例えば翼厚比１８％程度の場合に１．１５程度）として定められる。
一方、最大コード長位置では、第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数として、最大コード長の大きさを制限することとした（上式（３）参照）。この第２設計揚力係数を適宜定めることによって、輸送上の理由等によって制限される最大コード長位置のコード長の上限値が決定される。
そして、遷移領域では、翼先端側から翼根側に向かって、第１設計揚力係数から第２設計揚力係数へと漸次増大する設計揚力係数をもたせることとした。これにより、翼先端領域から最大コード長位置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（翼先端領域に比べて厚翼となる部位；遷移領域から最大コード長位置にかけての領域）においても所望の空力特性を維持することができる。
このように、本発明の風車翼は、翼先端領域、遷移領域および最大コード長位置のそれぞれに対して所望の設計揚力係数を与え、翼本体部の全体にわたって設計揚力係数の組み合わせを適切に規定することとしたので、翼根側にコード長の上限値が制限された条件下であっても、所望の空力特性を発揮させることができる。特に、翼先端領域よりも翼根側に位置する厚翼部の空力性能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。
風力を大きく受けて出力が期待できる翼先端領域では、略一定の第１設計揚力係数として、翼先端領域全体で所望の空力特性を発揮させることとした。第１設計揚力係数は、実現可能な実質的な上限値（例えば翼厚比１８％程度の場合に１．１５程度）として定められる。
一方、最大コード長位置では、第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数として、最大コード長の大きさを制限することとした（上式（３）参照）。この第２設計揚力係数を適宜定めることによって、輸送上の理由等によって制限される最大コード長位置のコード長の上限値が決定される。
そして、遷移領域では、翼先端側から翼根側に向かって、第１設計揚力係数から第２設計揚力係数へと漸次増大する設計揚力係数をもたせることとした。これにより、翼先端領域から最大コード長位置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（翼先端領域に比べて厚翼となる部位；遷移領域から最大コード長位置にかけての領域）においても所望の空力特性を維持することができる。
このように、本発明の風車翼は、翼先端領域、遷移領域および最大コード長位置のそれぞれに対して所望の設計揚力係数を与え、翼本体部の全体にわたって設計揚力係数の組み合わせを適切に規定することとしたので、翼根側にコード長の上限値が制限された条件下であっても、所望の空力特性を発揮させることができる。特に、翼先端領域よりも翼根側に位置する厚翼部の空力性能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。
さらに、前記翼先端領域は、半径位置を翼半径（翼直径の１／２）で除した無次元半径位置が０．５以上０．９５以下とされた範囲に設けられ、前記第１設計揚力係数は、その中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０、好ましくはＸ±０．０５の範囲とされ、前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、Ｘ＋０．３±０．２、好ましくはＸ＋０．３±０．１とされ、前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、Ｘ＋０．１５±０．１５、好ましくはＸ＋０．１５±０．０７５とされていることが好ましい。
なお、最大コード長位置は、無次元半径が０．３５よりも小さい位置とされる。例えば、最大コード長位置の無次元半径位置は（０．２５±０．０５）程度とされる。この場合、翼先端領域の翼根側端部の無次元半径位置が０．５とされると、遷移領域の中央位置の無次元半径位置は０．３５となる。
さらに、前記翼先端領域は、半径位置を翼半径（翼直径の１／２）で除した無次元半径位置が０．５以上０．９５以下とされた範囲に設けられ、前記第１設計揚力係数は、１．１５±０．０５の範囲とされ、前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、１．４５±０．１とされ、前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、１．３０±０．０７５とされていることが好ましい。
なお、最大コード長位置は、無次元半径が０．３５よりも小さい位置とされる。例えば、最大コード長位置の無次元半径位置は（０．２５±０．０５）程度とされる。この場合、翼先端領域の翼根側端部の無次元半径位置が０．５とされると、遷移領域の中央位置の無次元半径位置は０．３５となる。
さらに、前記翼先端領域は、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が１２％以上３０％以下とされた範囲に設けられ、前記第１揚力係数は、その中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０、好ましくはＸ±０．０５の範囲とされ、前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、Ｘ＋０．３±０．２、好ましくはＸ＋０．３±０．１とされ、前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、Ｘ＋０．１５±０．１５、好ましくはＸ＋０．１５±０．０７５とされていることが好ましい。
なお、最大コード長位置は、翼厚比が３６％よりも大きい位置とされる。例えば、最大コード長位置の翼厚比は４２％程度とされる。この場合、翼先端領域の翼根側端部の翼厚比が３０％とされると、遷移領域の中央位置の翼厚比は３６％となる。
さらに、前記翼先端領域は、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が１２％以上３０％以下とされた範囲に設けられ、前記第１設計揚力係数は、１．１５±０．０５の範囲とされ、前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、１．４５±０．１とされ、前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、１．３０±０．０７５とされていることが好ましい。
なお、最大コード長位置は、翼厚比が３６％よりも大きい位置とされる。例えば、最大コード長位置の翼厚比は４２％程度とされる。この場合、翼先端領域の翼根側端部の翼厚比が３０％とされると、遷移領域の中央位置の翼厚比は３６％となる。
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。
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。
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、前記翼本体部の先端側で翼根側に向けてコード長が漸次増大する翼先端領域を、略一定の第１設計揚力係数とし、前記翼本体部の翼根側の最大コード長となる最大コード長位置を、前記第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数とし、前記翼先端領域と前記最大コード長位置との間に位置する遷移領域を、翼先端側から翼根側に向かって、前記第１設計揚力係数から前記第２設計揚力係へと漸次増大させた設計揚力係数とすることを特徴とする。
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、翼本体部は、翼根側に向けてコード長が増大する翼先端領域と、翼根側にて最大コード長となる最大コード長位置と、翼先端領域と最大コード長位置との間に位置する遷移領域とを有している。
風力を大きく受けて出力が期待できる翼先端領域では、略一定の第１設計揚力係数として、翼先端領域全体で所望の空力特性を発揮させることとした。第１設計揚力係数は、実現可能な実質的な上限値（例えば翼厚比１８％程度の場合に１．１５程度）として定められる。
一方、最大コード長位置では、第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数として、最大コード長の大きさを制限することとした（上式（３）参照）。この第２設計揚力係数を適宜定めることによって、輸送上の理由等によって制限される最大コード長位置のコード長の上限値が決定される。
そして、遷移領域では、翼先端側から翼根側に向かって、第１設計揚力係数から第２設計揚力係数へと漸次増大する設計揚力係数をもたせることとした。これにより、翼先端領域から最大コード長位置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（翼先端領域に比べて厚翼となる部位；遷移領域から最大コード長位置にかけての領域）においても所望の空力特性を維持することができる。
このように、本発明の風車翼の設計方法によれば、翼先端領域、遷移領域および最大コード長位置のそれぞれに対して所望の設計揚力係数を与え、翼本体部の全体にわたって設計揚力係数の組み合わせを適切に規定することとしたので、翼根側にコード長の上限値が制限された条件下であっても、所望の空力特性を発揮させることができる。特に、翼先端領域よりも翼根側に位置する厚翼部の空力性能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。
風力を大きく受けて出力が期待できる翼先端領域では、略一定の第１設計揚力係数として、翼先端領域全体で所望の空力特性を発揮させることとした。第１設計揚力係数は、実現可能な実質的な上限値（例えば翼厚比１８％程度の場合に１．１５程度）として定められる。
一方、最大コード長位置では、第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数として、最大コード長の大きさを制限することとした（上式（３）参照）。この第２設計揚力係数を適宜定めることによって、輸送上の理由等によって制限される最大コード長位置のコード長の上限値が決定される。
そして、遷移領域では、翼先端側から翼根側に向かって、第１設計揚力係数から第２設計揚力係数へと漸次増大する設計揚力係数をもたせることとした。これにより、翼先端領域から最大コード長位置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（翼先端領域に比べて厚翼となる部位；遷移領域から最大コード長位置にかけての領域）においても所望の空力特性を維持することができる。
このように、本発明の風車翼の設計方法によれば、翼先端領域、遷移領域および最大コード長位置のそれぞれに対して所望の設計揚力係数を与え、翼本体部の全体にわたって設計揚力係数の組み合わせを適切に規定することとしたので、翼根側にコード長の上限値が制限された条件下であっても、所望の空力特性を発揮させることができる。特に、翼先端領域よりも翼根側に位置する厚翼部の空力性能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。
翼先端領域、遷移領域および最大コード長位置のそれぞれに対して所望の設計揚力係数を与え、翼本体部の全体にわたって設計揚力係数の組み合わせを適切に規定することとしたので、翼根側にコード長の上限値が制限された条件下であっても、所望の空力特性を発揮させることができる。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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、この無次元最大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（０．２５±０．０５）から、１．４５と定められる。
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。
次に、上述した風車翼１の設計方法について、図５及び図６を用いて説明する。なお、図５及び図６は、図４に示した風車翼１を設計する際に用いられる説明図であり、したがって、図４と同様の縦軸および横軸を有し、同様の設計揚力係数CLdesignの曲線が描かれている。
＜ステップ０＞
所定の設計周速比（本実施形態では８．０以上８．５以下）の下で、所定の無次元半径では、上式（３）から、所望の設計揚力係数を満たす性能最適となる無次元コード長が与えられる。例えば、図５に示すように、無次元半径位置０．６について、所望の設計揚力係数１．１５を与える無次元コード長は０．０４となる。
＜ステップ１＞
最大コード長位置（無次元半径位置が０．２〜０．３程度；本実施形態では０．２４）１ｄのコード長は、輸送上の理由等によって所定の最大値（無次元コード長が０．０６５〜０．０８５程度；本実施形態では０．０８）で規定する。これにより、最大コード長位置１ｄにおける設計揚力係数（第２設計揚力係数）が定められる（本実施形態では１．４５）となる。
＜ステップ２＞
翼先端付近（無次元半径位置が０．８５〜０．９５程度）のコード長は、設計揚力係数の実質的な上限値（本実施形態では、翼厚比１８％程度の薄翼とされた場合、１．１５程度；第１設計揚力係数）で規定する。
＜ステップ３＞
ステップ１及びステップ２で定められた点を滑らかにつないだ線を設計コード長とする。より具体的には、無次元半径位置が０．５〜０．９５とされた翼先端領域１ｃでは、ステップ２で規定した設計揚力係数を維持するように、CLdesign=１．１５の曲線に沿うように無次元コード長を定める。そして、無次元半径位置が０．２〜０．５とされた遷移領域１ｅは、第１設計揚力係数（１．１５）と第２設計揚力係数（１．４５）との間で、翼先端側から翼根側に向かって設計揚力係数が漸次増大するように無次元コード長を定める。これにより、風車翼１の翼本体部３において、無次元半径位置と設計揚力係数の組合せが規定される。
なお、図６に示した太線は、設計コード長の中央値を示しているが、実際には所定範囲内で各無次元半径における無次元コード長が定められており、その領域は図６中の枠５内で規定される。
＜ステップ０＞
所定の設計周速比（本実施形態では８．０以上８．５以下）の下で、所定の無次元半径では、上式（３）から、所望の設計揚力係数を満たす性能最適となる無次元コード長が与えられる。例えば、図５に示すように、無次元半径位置０．６について、所望の設計揚力係数１．１５を与える無次元コード長は０．０４となる。
＜ステップ１＞
最大コード長位置（無次元半径位置が０．２〜０．３程度；本実施形態では０．２４）１ｄのコード長は、輸送上の理由等によって所定の最大値（無次元コード長が０．０６５〜０．０８５程度；本実施形態では０．０８）で規定する。これにより、最大コード長位置１ｄにおける設計揚力係数（第２設計揚力係数）が定められる（本実施形態では１．４５）となる。
＜ステップ２＞
翼先端付近（無次元半径位置が０．８５〜０．９５程度）のコード長は、設計揚力係数の実質的な上限値（本実施形態では、翼厚比１８％程度の薄翼とされた場合、１．１５程度；第１設計揚力係数）で規定する。
＜ステップ３＞
ステップ１及びステップ２で定められた点を滑らかにつないだ線を設計コード長とする。より具体的には、無次元半径位置が０．５〜０．９５とされた翼先端領域１ｃでは、ステップ２で規定した設計揚力係数を維持するように、CLdesign=１．１５の曲線に沿うように無次元コード長を定める。そして、無次元半径位置が０．２〜０．５とされた遷移領域１ｅは、第１設計揚力係数（１．１５）と第２設計揚力係数（１．４５）との間で、翼先端側から翼根側に向かって設計揚力係数が漸次増大するように無次元コード長を定める。これにより、風車翼１の翼本体部３において、無次元半径位置と設計揚力係数の組合せが規定される。
なお、図６に示した太線は、設計コード長の中央値を示しているが、実際には所定範囲内で各無次元半径における無次元コード長が定められており、その領域は図６中の枠５内で規定される。
図７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。
図７（ａ）では、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設計揚力係数の中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０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、Ｘ＋０．３±０．２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、Ｘ＋０．１５±０．１５とされている。
図７（ａ）では、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設計揚力係数の中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０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、Ｘ＋０．３±０．２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、Ｘ＋０．１５±０．１５とされている。
図７（ｂ）には、図７（ａ）よりも設計揚力係数の範囲を狭くした例が示されている。すなわち、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設計揚力係数の中央値をＸとした場合に、Ｘ±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、Ｘ＋０．３±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、Ｘ＋０．１５±０．０７５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、Ｘ＋０．３±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、Ｘ＋０．１５±０．０７５とされている。
図７（ｃ）には、具体的な設計揚力係数を与えた例が示されている。すなわち、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。
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。
図８には、図４乃至図６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７では横軸を無次元半径として示したが、図８では横軸を翼厚比で示している。翼厚比は、翼厚の最大値をコード長で除した値を百分率で表示したものである。
図８（ａ）では、翼厚比が１２％以上３０以下とされた翼先端領域１ｃは、第１設計揚力係数の中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０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、Ｘ＋０．３±０．２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、Ｘ＋０．１５±０．１５とされている。
図８（ａ）では、翼厚比が１２％以上３０以下とされた翼先端領域１ｃは、第１設計揚力係数の中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０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、Ｘ＋０．３±０．２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、Ｘ＋０．１５±０．１５とされている。
図８（ｂ）には、図８（ａ）よりも設計揚力係数の範囲を狭くした例が示されている。すなわち、翼厚比が１２％以上３０以下とされた翼先端領域１ｃは、第１設計揚力係数の中央値をＸとした場合に、Ｘ±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、Ｘ＋０．３±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、Ｘ＋０．１５±０．０７５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、Ｘ＋０．３±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、Ｘ＋０．１５±０．０７５とされている。
図８（ｃ）には、具体的な設計揚力係数を与えた例が示されている。すなわち、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。
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。
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。
翼先端領域１ｃ、遷移領域１ｅおよび最大コード長位置１ｄのそれぞれに対して所望の設計揚力係数を与え、翼本体部３の全体にわたって設計揚力係数の組み合わせを適切に規定することとしたので、翼根側にコード長の上限値が制限された条件下であっても、所望の空力特性を発揮させることができる。特に、翼先端領域１ｃよりも翼根側に位置する厚翼部（遷移領域１ｅ及び最大コード長位置１ｄ）の空力性能を向上させることができる。
翼先端領域１ｃ、遷移領域１ｅおよび最大コード長位置１ｄのそれぞれに対して所望の設計揚力係数を与え、翼本体部３の全体にわたって設計揚力係数の組み合わせを適切に規定することとしたので、翼根側にコード長の上限値が制限された条件下であっても、所望の空力特性を発揮させることができる。特に、翼先端領域１ｃよりも翼根側に位置する厚翼部（遷移領域１ｅ及び最大コード長位置１ｄ）の空力性能を向上させることができる。
図９には、本実施形態による効果が示されている。
図９（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９（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９（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９（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９（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。
図９（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９（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９（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９（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９（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。
なお、本実施形態では、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。
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。
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
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
Claims (7)
- 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、
該翼本体部は、その先端側にて、略一定の第１設計揚力係数とされた状態で、翼根側に向けてコード長が漸次増大する翼先端領域と、
翼根側の最大コード長となる位置にて、前記第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数を有する最大コード長位置と、
前記翼先端領域と前記最大コード長位置との間に位置する遷移領域と、を有し、
該遷移領域の設計揚力係数は、翼先端側から翼根側に向かって、前記第１設計揚力係数から前記第２設計揚力係へと漸次増大させられていることを特徴とする風車翼。 - 前記翼先端領域は、半径位置を翼半径（翼直径の１／２）で除した無次元半径位置が０．５以上０．９５以下とされた範囲に設けられ、
前記第１設計揚力係数は、その中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０、好ましくはＸ±０．０５の範囲とされ、
前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、Ｘ＋０．３±０．２、好ましくはＸ＋０．３±０．１とされ、
前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、Ｘ＋０．１５±０．１５、好ましくはＸ＋０．１５±０．０７５とされていることを特徴とする請求項１に記載の風車翼。 - 前記翼先端領域は、半径位置を翼半径（翼直径の１／２）で除した無次元半径位置が０．５以上０．９５以下とされた範囲に設けられ、
前記第１設計揚力係数は、１．１５±０．０５の範囲とされ、
前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、１．４５±０．１とされ、
前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、１．３０±０．０７５とされていることを特徴とする請求項１に記載の風車翼。 - 前記翼先端領域は、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が１２％以上３０％以下とされた範囲に設けられ、
前記第１揚力係数は、その中央値をＸとした場合に、Ｘ±０．１０、好ましくはＸ±０．０５の範囲とされ、
前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、Ｘ＋０．３±０．２、好ましくはＸ＋０．３±０．１とされ、
前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、Ｘ＋０．１５±０．１５、好ましくはＸ＋０．１５±０．０７５とされていることを特徴とする請求項１に記載の風車翼。 - 前記翼先端領域は、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が１２％以上３０％以下とされた範囲に設けられ、
前記第１設計揚力係数は、１．１５±０．０５の範囲とされ、
前記最大コード長位置に与えられる前記第２設計揚力係数は、１．４５±０．１とされ、
前記遷移領域は、前記翼先端領域の翼根側端部と前記最大コード長位置との間の中央位置における設計揚力係数が、１．３０±０．０７５とされていることを特徴とする請求項１に記載の風車翼。 - 請求項１から５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。 - 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た風車翼の設計方法において、
前記翼本体部の先端側で翼根側に向けてコード長が漸次増大する翼先端領域を、略一定の第１設計揚力係数とし、
前記翼本体部の翼根側の最大コード長となる最大コード長位置を、前記第１設計揚力係数よりも大きい第２設計揚力係数とし、
前記翼先端領域と前記最大コード長位置との間に位置する遷移領域を、翼先端側から翼根側に向かって、前記第１設計揚力係数から前記第２設計揚力係へと漸次増大させた設計揚力係数とすることを特徴とする風車翼の設計方法。
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