JP5574914B2 - Wind turbine blade, wind power generator equipped with the wind turbine blade, and wind turbine blade design method - Google Patents

Wind turbine blade, wind power generator equipped with the wind turbine blade, and wind turbine blade design method Download PDF

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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。   The present invention relates to a wind turbine blade, a wind turbine generator including the wind turbine blade, and a wind turbine blade design method.

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 In recent years, wind power generators have attracted attention as clean energy that does not emit greenhouse gases during power generation. A wind turbine generator rotates wind turbine blades around an axis by wind power, and converts the rotational force into electric power to obtain a power generation output.
The power generation output of the wind turbine generator is represented by the product of the shaft end output (output generated by the blade) and the conversion efficiency (efficiency of bearings, generators, etc.). Further, the shaft end output is expressed by the following formula, and if the blade has high blade efficiency and a large blade diameter, the power generation amount is improved.
Shaft end output = 1/2 x air density x wind speed 3 x blade efficiency x π x (blade diameter / 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） The blade efficiency has a theoretical upper limit (Betz limit = 0.593). In practice, the upper limit is about 0.5 due to the influence of the wind turbine wake and the air resistance of the blade. Therefore, further significant improvement in blade efficiency is difficult.
On the other hand, since the blade diameter has an influence on the output by its square, it is effective to increase the blade diameter to improve the power generation amount. However, the expansion of the blade diameter leads to an increase in aerodynamic load (thrust force acting in the inflow direction and moment transmitted to the blade root), which increases the size and weight of equipment such as the rotor head, nacelle, and tower, which in turn increases costs. There are concerns / trends to connect. Therefore, a technique for increasing the length of the blade while suppressing an increase in the aerodynamic load of the blade is essential. In order to avoid the problem of increased load, aerodynamic (blade shape) methods can be considered: shorter chord length (ie chord length) (ie greater aspect ratio or less solidity). Thus, a method of reducing the aerodynamic load by reducing the wing projection area is conceivable.
Here, the aspect ratio and the solidity are expressed by the following equations.
Aspect ratio = Wing length 2 / Wing projected area (1)
Solidity = total wing projection area / wing sweep area
= (Number of blades x average cord length) / (π x (blade diameter / 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 In general, a wind turbine blade has a predetermined optimum cord length for a predetermined peripheral speed ratio, and has a relationship expressed by the following equation (Wind Energy Handbook, John Wiley & Sons, p378).
Copt / R × λ 2 × CLdesign × r / R≈16 / 9 × π / n (3)
Where Copt is the optimum code length, R (blade radius) is half the blade diameter, λ is the design peripheral speed ratio, CLdesign is the design lift coefficient, r is the radial position of the blade cross section, and n is the number of blades. .
The design peripheral speed ratio is the tip peripheral speed / infinite upstream wind speed. The design lift coefficient is the lift coefficient at the angle of attack at which the lift / drag ratio (lift / drag) of the airfoil (blade cross section) is maximum, and the (aerodynamic) shape and inflow conditions (Reynolds number) It depends on.
FIG. 10 shows the definition of the Reynolds number used in this specification. As shown in the figure, the Reynolds number in the windmill is obtained by considering the relative wind speed in the predetermined section AA of the blade rotating at the predetermined rotational speed, and is expressed by the following equation.
Reynolds number = Air density x Relative wind speed on blade cross section x Cord length of blade cross section / Air viscosity coefficient

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。 In order to maintain the aerodynamic efficiency of the wing, it is desirable that the wing shape (wing cross section) has the following characteristics.
1. 1. High design lift coefficient The design lift coefficient “combination” is optimized. Here, the design lift coefficient “combination” means different blade thickness ratios (maximum blade thickness divided by code length) applied to one wind turbine blade. This is a combination of the design lift coefficients of a series of airfoil series / family / set. For example, as a blade thickness ratio of an airfoil applied to a wind turbine, a combination of 12, 15, 18, 21, 24, 30, 36, and 42% can be given.

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）。   Patent Document 1 below discloses an airfoil for improving wind turbine output. Specifically, an aerofoil having a blade thickness ratio in the range of 14% to 45% and a design lift coefficient in the range of 1.10 to 1.25 is disclosed (see claim 1).

欧州特許出願公開第１１５２１４８号明細書European Patent Application No. 1152148

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。 However, as is clear from the above equation (3), if the shape of the blade root side (that is, the side where the radial position is small) is determined while maintaining the desired design lift coefficient, the optimum code length on the blade root side will be the radial position. It must be increased in inverse proportion. However, in reality, there is a maximum value of the cord length that can be allowed on the blade root side due to a problem in transportation of the wind turbine blade.
On the other hand, Patent Document 1 discloses an appropriate combination of design lift coefficients from the viewpoint of wind turbine output. However, the design lift coefficient is 1. even on the blade root side where the blade thickness ratio exceeds 30%. The range is from 10 to 1.25, which makes the cord length excessive and makes it difficult to transport the wind turbine blades.

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。   Further, even if a cord length allowed for transportation is given to the blade root side, it is necessary to determine an airfoil shape (for example, a combination of design lift coefficients) in consideration of the aerodynamic performance of the wind turbine blade. However, in the past, when a desired design lift coefficient is given in the blade tip side area, a transition area between the maximum code length position where a different design lift coefficient must be given due to transportation reasons, etc. It has not been studied in terms of what type of airfoil should be given. Therefore, there is room for improvement in aerodynamic performance in the thick wing portion (the portion that becomes thicker than the tip region; the region from the transition region to the maximum cord length position) located on the blade root side of the blade tip region.

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。   Note that FIG. 3 is an airfoil (baseline, 2b, 3a, 3b) in which the design lift coefficient is changed from 1.25 to 1.45 from the blade tip side (Station 4) to the blade root side (Station 1). It is disclosed. That is, it is disclosed that the lift coefficient on the blade root side with respect to the blade tip is increased to reduce the cord length. However, the design lift coefficient is increased within the blade thickness ratio of 21% to 30%, which is the thin blade portion. Since the position of the blade thickness ratio of 21% to 30% corresponds to a radial position that receives a large wind force, changing the design lift coefficient at such a radial position is not appropriate in terms of aerodynamic characteristics.

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。   The present invention has been made in view of such circumstances, and desired aerodynamic characteristics can be obtained under conditions in which the upper limit value of the cord length on the blade root side is limited due to transportation reasons and the like. An object of the present invention is to provide a wind turbine blade, a wind turbine generator including the wind turbine blade, and a wind turbine blade design method.

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、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。 In order to solve the above problems, the wind turbine blade and the design method thereof of the present invention employ the following means.
That is, the wind turbine blade according to the present invention includes a blade main body portion in which the cord length and the blade thickness ratio increase from the blade tip side to the blade root side, and the blade main body portion is substantially constant on the tip side. In a state where the design lift coefficient is set, a blade tip region where the cord length gradually increases toward the blade root side, and a position that is the maximum cord length on the blade root side, a second larger than the first design lift coefficient. A maximum chord length position having a design lift coefficient, and a transition region located between the blade tip region and the maximum chord length position, and the design lift coefficient of the transition region is determined from the blade tip side to the blade root The first design lift coefficient is gradually increased from the first design lift coefficient toward the second design lift.

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。 The wind turbine blade of the present invention includes a blade main body portion in which the cord length increases from the blade tip side to the blade root side, the blade main body portion includes a blade tip region in which the cord length increases toward the blade root side, and the blade It has a maximum code length position that is the maximum code length on the root side, and a transition region located between the blade tip region and the maximum code length position.
In the blade tip region where the output can be expected by receiving a large amount of wind power, a desired aerodynamic characteristic is exhibited in the entire blade tip region as a substantially constant first design lift coefficient. The first design lift coefficient is determined as a practical upper limit that can be realized (for example, about 1.15 when the blade thickness ratio is about 18%).
On the other hand, at the maximum code length position, the size of the maximum code length is limited as a second design lift coefficient larger than the first design lift coefficient (see the above formula (3)). By appropriately determining the second design lift coefficient, the upper limit value of the code length at the maximum code length position that is restricted for transportation reasons or the like is determined.
In the transition region, the design lift coefficient gradually increases from the first design lift coefficient to the second design lift coefficient from the blade tip side toward the blade root side. Thereby, even when the cord length is increased from the blade tip region to the maximum cord length position, the variation range of the design lift coefficient can be kept small, so that the aerodynamic performance is not greatly impaired. In particular, it is possible to maintain desired aerodynamic characteristics even in a thick wing portion (a portion that is thicker than the blade tip region; a region from the transition region to the maximum cord length position) that has not been considered in the past.
As described above, the wind turbine blade of the present invention gives a desired design lift coefficient to each of the blade tip region, the transition region, and the maximum cord length position, and appropriately defines the combination of the design lift coefficients over the entire blade body. As a result, desired aerodynamic characteristics can be exhibited even under conditions where the upper limit of the cord length is limited on the blade root side. In particular, it is possible to improve the aerodynamic performance of the thick blade portion located on the blade root side with respect to the blade tip region.
Preferably, the design peripheral speed ratio (blade tip peripheral speed / inflow wind speed) is 6 or more (more preferably 8.0 or more and 9.0 or less), and the Reynolds number is 3 to 10 million.

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。   Further, the blade tip region is provided in a range in which a dimensionless radial position obtained by dividing a radial position by a blade radius (1/2 of the blade diameter) is 0.5 or more and 0.95 or less, and the first design lift force is provided. When the median is X, the coefficient is in the range of X ± 0.10, preferably X ± 0.05. The second design lift coefficient given to the maximum code length position is X + 0.3. ± 0.2, preferably X + 0.3 ± 0.1, and the transition region has a design lift coefficient at a central position between the blade root side end of the blade tip region and the maximum cord length position, X + 0.15 ± 0.15, preferably X + 0.15 ± 0.075 is preferable.

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。   The maximum code length position is a position where the dimensionless radius is smaller than 0.35. For example, the dimensionless radial position of the maximum code length position is about (0.25 ± 0.05). In this case, if the dimensionless radial position of the blade root side end portion of the blade tip region is 0.5, the dimensionless radial position of the center position of the transition region is 0.35.

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。   Further, the blade tip region is provided in a range in which a dimensionless radial position obtained by dividing a radial position by a blade radius (1/2 of the blade diameter) is 0.5 or more and 0.95 or less, and the first design lift force is provided. The coefficient is in the range of 1.15 ± 0.05, the second design lift coefficient given to the maximum code length position is 1.45 ± 0.1, and the transition region is the blade tip region. It is preferable that a design lift coefficient at a central position between the blade root side end of the blade and the maximum cord length position is 1.30 ± 0.075.

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。   The maximum code length position is a position where the dimensionless radius is smaller than 0.35. For example, the dimensionless radial position of the maximum code length position is about (0.25 ± 0.05). In this case, if the dimensionless radial position of the blade root side end portion of the blade tip region is 0.5, the dimensionless radial position of the center position of the transition region is 0.35.

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。   Further, the blade tip region is provided in a range where a blade thickness ratio, which is a percentage of a value obtained by dividing the maximum value of the blade thickness by the cord length, is 12% or more and 30% or less, and the first lift coefficient is When the median value is X, the range is X ± 0.10, preferably X ± 0.05, and the second design lift coefficient given to the maximum cord length position is X + 0.3 ± 0.2. X + 0.3 ± 0.1, and the transition region has a design lift coefficient of X + 0.15 ± at a central position between the blade root side end of the blade tip region and the maximum cord length position. It is preferably 0.15, preferably X + 0.15 ± 0.075.

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。   The maximum cord length position is a position where the blade thickness ratio is larger than 36%. For example, the blade thickness ratio at the maximum cord length position is about 42%. In this case, if the blade thickness ratio at the blade root side end portion of the blade tip region is 30%, the blade thickness ratio at the center position of the transition region is 36%.

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。   Further, the blade tip region is provided in a range where the blade thickness ratio, which is a percentage of a value obtained by dividing the maximum value of the blade thickness by the cord length, is 12% or more and 30% or less, and the first design lift coefficient is: The range is 1.15 ± 0.05, the second design lift coefficient given to the maximum cord length position is 1.45 ± 0.1, and the transition region is the blade root of the blade tip region. It is preferable that the design lift coefficient at the center position between the side end portion and the maximum cord length position is 1.30 ± 0.075.

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。   The maximum cord length position is a position where the blade thickness ratio is larger than 36%. For example, the blade thickness ratio at the maximum cord length position is about 42%. In this case, if the blade thickness ratio at the blade root side end portion of the blade tip region is 30%, the blade thickness ratio at the center position of the transition region is 36%.

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。   The wind turbine generator according to the present invention includes a wind turbine blade described in any of the above, a rotor connected to the blade root side of the wind turbine blade and rotated by the wind turbine blade, and a rotation obtained by the rotor. And a generator for converting power into electrical output.

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。   Since it is set as the wind power generator provided with the above-mentioned windmill blade, an output increase can be aimed at by lengthening.

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。 Further, the wind turbine blade design method of the present invention is a wind turbine blade design method including a blade body portion in which a cord length and a blade thickness ratio increase from the blade tip side to the blade root side, on the tip side of the blade body portion. The blade tip region in which the cord length gradually increases toward the blade root side is defined as a substantially constant first design lift coefficient, and the maximum cord length position that is the maximum cord length on the blade root side of the blade main body is defined as the first cord lift position. The first design lift coefficient is a second design lift coefficient larger than the design lift coefficient, and a transition region located between the blade tip region and the maximum cord length position is moved from the blade tip side to the blade root side. The design lift coefficient is gradually increased from the second design lift to the second design lift.

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。 The wind turbine blade includes a blade body portion in which the cord length increases from the blade tip side to the blade root side. The blade body portion includes a blade tip region in which the cord length increases toward the blade root side, and a blade root side. A maximum chord length position that is the maximum chord length, and a transition region located between the blade tip region and the maximum chord length position.
In the blade tip region where the output can be expected by receiving a large amount of wind power, a desired aerodynamic characteristic is exhibited in the entire blade tip region as a substantially constant first design lift coefficient. The first design lift coefficient is determined as a practical upper limit that can be realized (for example, about 1.15 when the blade thickness ratio is about 18%).
On the other hand, at the maximum code length position, the size of the maximum code length is limited as a second design lift coefficient larger than the first design lift coefficient (see the above formula (3)). By appropriately determining the second design lift coefficient, the upper limit value of the code length at the maximum code length position that is restricted for transportation reasons or the like is determined.
In the transition region, the design lift coefficient gradually increases from the first design lift coefficient to the second design lift coefficient from the blade tip side toward the blade root side. Thereby, even when the cord length is increased from the blade tip region to the maximum cord length position, the variation range of the design lift coefficient can be kept small, so that the aerodynamic performance is not greatly impaired. In particular, it is possible to maintain desired aerodynamic characteristics even in a thick wing portion (a portion that is thicker than the blade tip region; a region from the transition region to the maximum cord length position) that has not been considered in the past.
As described above, according to the wind turbine blade design method of the present invention, a desired design lift coefficient is given to each of the blade tip region, the transition region, and the maximum code length position, and the design lift coefficient of the entire blade main body is determined. Since the combination is appropriately defined, desired aerodynamic characteristics can be exhibited even under the condition where the upper limit value of the cord length is limited on the blade root side. In particular, it is possible to improve the aerodynamic performance of the thick blade portion located on the blade root side with respect to the blade tip region.
Preferably, the design peripheral speed ratio (blade tip peripheral speed / inflow wind speed) is 6 or more (more preferably 8.0 or more and 9.0 or less), and the Reynolds number is 3 to 10 million.

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。   The desired design lift coefficient is given to each of the blade tip region, transition region, and maximum cord length position, and the combination of design lift coefficients is appropriately defined throughout the blade body. Even under conditions where the upper limit value of the length is limited, desired aerodynamic characteristics can be exhibited.

風車翼の代表的形状を示した斜視図である。It is the perspective view which showed the typical shape of the windmill blade. 図１の各翼厚比における断面を示した図である。It is the figure which showed the cross section in each blade thickness ratio of FIG. 図１の各翼厚比における翼型を示した図である。It is the figure which showed the airfoil in each blade thickness ratio of FIG. 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。It is explanatory drawing at the time of designing the windmill blade concerning one Embodiment of this invention. 図４の風車翼の設計方法を示した説明図である。It is explanatory drawing which showed the design method of the windmill blade of FIG. 図４の風車翼の設計方法を示した説明図である。It is explanatory drawing which showed the design method of the windmill blade of FIG. 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。It is the figure which showed distribution of the design lift coefficient with respect to the dimensionless radius. 設計揚力係数の分布を翼厚比に対して示した図である。It is the figure which showed distribution of the design lift coefficient with respect to blade thickness ratio. 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。It is the graph which showed the effect at the time of optimizing a design lift coefficient like this invention. レイノルズ数の定義を示した説明図である。It is explanatory drawing which showed the definition of the Reynolds number.

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。 Embodiments according to the present invention will be described below with reference to the drawings.
The wind turbine blade according to the present embodiment is suitably used as a blade of a wind power generator. For example, three wind turbine blades are provided, and each is connected to the rotor with an interval of about 120 °. Preferably, the rotational diameter (blade diameter) of the wind turbine blade is 60 m or more, and the blade has a solidity of 0.2 to 0.6. The wind turbine blades may have a variable pitch or a fixed pitch.

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。 As shown in FIG. 1, the wind turbine blade 1 is a three-dimensional blade, and extends from the blade root 1a side, which is the rotation center side, toward the blade tip 1b side.
When defining the blade shape, as shown in the figure, the radial position (corresponding to the distance from the rotation center of the blade) of each blade thickness ratio (percentage of the maximum blade thickness divided by the cord length) Z (the longitudinal axis direction of the blade) at the position of the blade) = represented by using a blade element section cut by a constant section. FIG. 1 shows that blade element cross sections cut at radial positions with blade thickness ratios of 18%, 21%, 24%, 30%, 36%, and 42% are used as the definition of the shape of the wind turbine blade. ing. When the radial position of the wind turbine blade 1 is indicated, instead of the blade thickness ratio, a radial position r corresponding to the distance from the rotation center of the blade (or a dimensionless radial position r / R obtained by dividing the radial position by the blade radius). ) May be used.

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。 In FIG. 2, the blade element cross section of FIG. 1 is projected onto the XY plane (a plane perpendicular to the Z axis). When viewed from the longitudinal tip of the wind turbine blade 1 as shown in the figure, the right side is the blade leading edge and the left side is the blade trailing edge.
FIG. 3 is a diagram in which the leading edge is normalized with X = 0, Y = 0 and the trailing edge is normalized with X = 1, Y = 0 with respect to the blade cross-section at each blade thickness ratio of the wind turbine blade 1. The shape shown in the figure is called an airfoil.

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。 FIG. 4 shows an explanatory diagram when designing the wind turbine blade 1 according to the present embodiment.
In the figure, the horizontal axis represents the dimensionless radius and the vertical axis represents the dimensionless code length. The dimensionless radius is a value (r / R) obtained by dividing the radial position r of the blade cross section from the rotation center by the blade radius R of the wind turbine blade 1 as described above. Here, the blade radius is one half of the diameter (blade diameter) of the locus circle drawn by the tip of the blade as the wind turbine blade 1 rotates. The dimensionless code length is a value (c / R) obtained by dividing the code length c of the blade cross section by the blade radius R.

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。 FIG. 4 shows a plurality of curves (thin lines) in which the design lift coefficient CLdesign obtained from the above equation (3) is constant. Since the curve with the constant design lift coefficient CLdesign satisfies the above equation (3), the optimum code length (vertical axis) at the design peripheral speed ratio is given from the viewpoint of aerodynamic characteristics.
In FIG. 4, the design peripheral speed ratio is 8.0 or more and 8.5 or less, and the Reynolds number is 3 million or more and 10 million or less.

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。 The wind turbine blade 1 according to the present embodiment includes a blade body portion 3 that increases in cord length from the blade tip 1b side to the blade root 1a side, as indicated by a thick line in FIG. In the present embodiment, the dimensionless radius of the wing body 3 is 0.2 or more and 0.95 or less.
The blade body 3 is located on the blade tip 1b side, and the blade tip region 1c where the cord length gradually increases, the maximum cord position 1d located on the blade root 1a side and having the maximum cord length, and the blade tip region 1c. And a transition area 1e located between the maximum code length position 1d.

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。   In the present embodiment, the dimensionless radius of the blade tip region 1c is 0.5 or more and 0.95 or less, the dimensionless radius of the maximum code length position 1d is (0.25 ± 0.05), and the transition region 1e. The dimensionless radius of is 0.2 or more (excluding 0.2) and less than 0.5.

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。   As shown in FIG. 4, the blade tip region 1c has a substantially constant first design lift coefficient (1.15 in this embodiment). The first design lift coefficient of the blade tip region 1c is a practical upper limit that can be realized from the blade thickness ratio (for example, about 18%) of the blade tip region 1c that is a thin blade. The upper limit of the design lift coefficient should be large if the aerodynamic characteristics are taken into consideration, so that the warp will be increased in the case of thin blades. Is generated and the loss becomes large, so that the predetermined value is determined. As described above, since the blade tip region 1c has a substantially constant first design lift coefficient, desired aerodynamic characteristics can be exhibited in the blade tip region 1c that can receive a large amount of wind force and can expect an output. .

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。   The maximum code length position 1d is a second design lift coefficient (1.45 in the present embodiment) having a value larger than the first design lift coefficient. The second design lift coefficient is determined from the maximum code length that is limited by transportation reasons and the like. For example, as shown in FIG. 4, when the dimensionless maximum code length is limited to 0.08 due to the width of the road that transports the wind turbine blade 1, the design lift coefficient that takes this dimensionless maximum code length is From the dimensionless radius (0.25 ± 0.05) given as the maximum code length position 1d, 1.45 is determined.

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。   The transition region 1e has a design lift coefficient that gradually increases from the first design lift coefficient (1.15) to the second design lift coefficient (1.45). That is, the blade root side of the blade tip region 1c having the first design lift coefficient and the maximum cord length position 1d having the second design lift coefficient were smoothly connected. As a result, even when the cord length is increased from the blade tip region 1c to the maximum cord length position 1d, the change range of the design lift coefficient can be kept small, so that the aerodynamic performance is not greatly impaired. In particular, it is possible to maintain a desired aerodynamic characteristic even in a thick wing portion that has not been considered in the past (a portion that is thicker than the blade tip region 1c; a region from the transition region 1e to the maximum cord length position 1d). it can.

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。 Next, a method for designing the wind turbine blade 1 described above will be described with reference to FIGS. 5 and 6. 5 and 6 are explanatory diagrams used when designing the wind turbine blade 1 shown in FIG. 4. Therefore, the vertical axis and horizontal axis are the same as those in FIG. 4, and the same design lift coefficient is used. A CLdesign curve is drawn.
<Step 0>
Under a predetermined design peripheral speed ratio (8.0 to 8.5 in the present embodiment), with a predetermined dimensionless radius, the performance optimization that satisfies the desired design lift coefficient is obtained from the above equation (3). The dimension code length is given. For example, as shown in FIG. 5, the dimensionless code length that gives the desired design lift coefficient 1.15 is 0.04 for the dimensionless radius position 0.6.
<Step 1>
The code length of the maximum code length position (the dimensionless radius position is about 0.2 to 0.3; in this embodiment, 0.24) 1d is a predetermined maximum value (the dimensionless code length is 0 for reasons of transportation). .065 to about 0.085; in this embodiment, it is defined by 0.08). As a result, the design lift coefficient (second design lift coefficient) at the maximum cord length position 1d is determined (1.45 in the present embodiment).
<Step 2>
The cord length in the vicinity of the blade tip (the dimensionless radius position is about 0.85 to 0.95) is a practical upper limit value of the design lift coefficient (in this embodiment, a thin blade with a blade thickness ratio of about 18%). In this case, it is defined by about 1.15; first design lift coefficient).
<Step 3>
A line that smoothly connects the points determined in step 1 and step 2 is defined as a design code length. More specifically, in the blade tip region 1c in which the dimensionless radius position is set to 0.5 to 0.95, the curve of CLdesign = 1.15 is followed so as to maintain the design lift coefficient defined in Step 2. The dimensionless code length is determined as follows. The transition region 1e in which the dimensionless radius position is 0.2 to 0.5 is between the first design lift coefficient (1.15) and the second design lift coefficient (1.45), and the blade tip The dimensionless code length is determined so that the design lift coefficient gradually increases from the side toward the blade root side. Thereby, in the blade body part 3 of the wind turbine blade 1, the combination of the dimensionless radial position and the design lift coefficient is defined.
The thick line shown in FIG. 6 indicates the median design code length. Actually, the dimensionless code length at each dimensionless radius is determined within a predetermined range, and the area is shown in FIG. In frame 5.

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。 FIG. 7 shows the distribution of the design lift coefficient with respect to each dimensionless radial position for the wind turbine blade 1 whose shape is determined as described above.
In FIG. 7A, the blade tip region 1c in which the dimensionless radius position is 0.5 or more and 0.95 or less is X ± 0.10 when the median value of the first design lift coefficient is X. It is considered as a range.
The second design lift coefficient at the maximum code length position 1d where the dimensionless radius position is (0.25 ± 0.05) is X + 0.3 ± 0.2.
The transition region 1e in which the dimensionless radius position is 0.2 or more (excluding 0.2) and less than 0.5 is the blade root side end of the blade tip region 1c (position where the dimensionless radius is 0.5). And the design lift coefficient at the center position (the position where the dimensionless radius is 0.35 in the figure) between the maximum cord length position 1d and X1 is 0.1 + 0.15 ± 0.15.

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。 FIG. 7 (b) shows an example in which the range of the design lift coefficient is narrower than that in FIG. 7 (a). That is, the blade tip region 1c in which the dimensionless radial position is 0.5 or more and 0.95 or less is set to a range of X ± 0.05 when X is the median value of the first design lift coefficient. .
The second design lift coefficient at the maximum code length position 1d where the dimensionless radius position is (0.25 ± 0.05) is X + 0.3 ± 0.1.
The transition region 1e in which the dimensionless radius position is 0.2 or more (excluding 0.2) and less than 0.5 is the blade root side end of the blade tip region 1c (position where the dimensionless radius is 0.5). And the design lift coefficient at the center position (the position where the dimensionless radius is 0.35 in the figure) between the maximum cord length position 1d and X1 is 0.1 + 0.075 ± 0.075.

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。 FIG. 7C shows an example in which a specific design lift coefficient is given. That is, the blade tip region 1c in which the dimensionless radial position is 0.5 or more and 0.95 or less has a first design lift coefficient of 1.15 ± 0.05.
The second design lift coefficient at the maximum code length position 1d where the dimensionless radius position is (0.25 ± 0.05) is 1.45 ± 0.1.
The transition region 1e in which the dimensionless radius position is 0.2 or more (excluding 0.2) and less than 0.5 is the blade root side end of the blade tip region 1c (position where the dimensionless radius is 0.5). And the maximum code length position 1d is 1.30 ± 0.075 in the design lift coefficient at the center position (the position where the dimensionless radius is 0.35 in the figure).

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。 FIG. 8 shows the distribution of the design lift coefficient with respect to each blade thickness ratio for the wind turbine blade 1 whose shape is determined as shown in FIGS. That is, in FIG. 7, the horizontal axis is shown as a dimensionless radius, but in FIG. 8, the horizontal axis is shown as a blade thickness ratio. The blade thickness ratio is a value obtained by dividing the maximum value of the blade thickness by the cord length in percentage.
In FIG. 8A, the blade tip region 1c having a blade thickness ratio of 12% or more and 30 or less is set to a range of X ± 0.10, where X is the median value of the first design lift coefficient. Yes.
The second design lift coefficient at the maximum cord length position 1d where the blade thickness ratio is 42% is X + 0.3 ± 0.2.
The transition region 1e in which the blade thickness ratio is 30% or more (not including 30%) and less than 42% is the blade root side end of the blade tip region 1c (position where the blade thickness ratio is 30%) and the maximum cord length position The design lift coefficient at the center position between 1d (the position where the blade thickness ratio is 36% in the figure) is X + 0.15 ± 0.15.

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。 FIG. 8B shows an example in which the range of the design lift coefficient is narrower than that in FIG. That is, the blade tip region 1c having a blade thickness ratio of 12% or more and 30 or less is in a range of X ± 0.05, where X is the median value of the first design lift coefficient.
The second design lift coefficient at the maximum cord length position 1d where the blade thickness ratio is 42% is X + 0.3 ± 0.1.
The transition region 1e in which the blade thickness ratio is 30% or more (not including 30%) and less than 42% is the blade root side end of the blade tip region 1c (position where the blade thickness ratio is 30%) and the maximum cord length position The design lift coefficient at the center position between 1d (the position where the blade thickness ratio is 36% in the figure) is X + 0.15 ± 0.075.

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。 FIG. 8C shows an example in which a specific design lift coefficient is given. That is, in the blade tip region 1c in which the blade thickness ratio is 12% or more and 30 or less, the first design lift coefficient is in the range of 1.15 ± 0.05.
The second design lift coefficient at the maximum cord length position 1d where the blade thickness ratio is 42% is 1.45 ± 0.1.
The transition region 1e in which the blade thickness ratio is 30% or more (not including 30%) and less than 42% is the blade root side end of the blade tip region 1c (position where the blade thickness ratio is 30%) and the maximum cord length position The design lift coefficient at the center position between 1d (the position where the blade thickness ratio is 36% in the figure) is 1.30 ± 0.075.

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。 As described above, according to the present embodiment, the following operational effects are obtained.
Since a desired design lift coefficient is given to each of the blade tip region 1c, the transition region 1e, and the maximum cord length position 1d, and the combination of the design lift coefficients is appropriately defined over the entire blade body 3, the blade Even under the condition where the upper limit of the cord length is limited on the root side, desired aerodynamic characteristics can be exhibited. In particular, it is possible to improve the aerodynamic performance of the thick blade portion (the transition region 1e and the maximum cord length position 1d) located on the blade root side with respect to the blade tip region 1c.

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。 FIG. 9 shows the effect of this embodiment.
As shown in FIG. 9 (a), the A wing is a reference wing to be compared, the design lift coefficient at the tip of the wing is set to about 0.8, and the design lift coefficient is not optimized in the blade length (radius) direction. The B wing is obtained by increasing the design lift coefficient by 40% with respect to the A wing. The C wing corresponds to this embodiment. ) Optimized in the direction.
When the design lift coefficient is increased as in the case of B blade, the optimum cord length can be reduced by 30% as shown in FIG. 9B, thereby extending the blade diameter by 7% as shown in FIG. 9C. As a result, the power generation amount is increased by 6.5% as shown in FIG. 9 (d). Since the design lift coefficient of blade C is optimized in the blade length direction, the blade efficiency is further improved by 2% compared to blade B, and the power generation amount is 1 more than that of blade B as shown in FIG. 9 (d). % (7.5% for A wing).

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。 In this embodiment, the design peripheral speed ratio is set to 8.0 or more and 8.5 or less, but the present invention is not limited to this. For example, the design peripheral speed ratio is 6.0 or more and 9.0 or less. Can also be applied.
Further, the blade tip region 1c, the transition region 1e, and the maximum code length position are not limited to the dimensionless radial position and blade thickness ratio range shown in the present embodiment, but in a range where the effects of the present invention are exhibited. It can be changed as appropriate.

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 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Windmill blade 1a Blade root 1b Blade tip 1c Blade tip region 1d Maximum cord length position 1e Transition region 3 Blade body

Claims (7)

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、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。 It has a blade body part that increases the cord length and blade thickness ratio from the blade tip side to the blade root side,
The blade main body portion has a blade tip region in which the cord length gradually increases toward the blade root side in a state where the first design lift coefficient is substantially constant on the tip side thereof;
A maximum cord length position having a second design lift coefficient larger than the first design lift coefficient at a position corresponding to the maximum cord length on the blade root side;
A transition region located between the blade tip region and the maximum chord length position,
The wind turbine blade according to claim 1, wherein the design lift coefficient in the transition region is gradually increased from the first design lift coefficient to the second design lift coefficient from the blade tip side toward the blade root side. 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。 The blade tip region is provided in a range where the dimensionless radial position obtained by dividing the radial position by the blade radius (1/2 of the blade diameter) is 0.5 or more and 0.95 or less,
The first design lift coefficient is in the range of X ± 0.10, preferably X ± 0.05, where X is the median value thereof,
The second design lift coefficient given to the maximum cord length position is X + 0.3 ± 0.2, preferably X + 0.3 ± 0.1,
The transition region has a design lift coefficient of X + 0.15 ± 0.15, preferably X + 0.15 ± 0.075 at a central position between the blade root side end of the blade tip region and the maximum cord length position. The wind turbine blade according to claim 1, wherein 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。 The blade tip region is provided in a range where the dimensionless radial position obtained by dividing the radial position by the blade radius (1/2 of the blade diameter) is 0.5 or more and 0.95 or less,
The first design lift coefficient is in the range of 1.15 ± 0.05;
The second design lift coefficient given to the maximum cord length position is 1.45 ± 0.1,
The transition region has a design lift coefficient of 1.30 ± 0.075 at a central position between a blade root side end portion of the blade tip region and the maximum cord length position. Item 1. A wind turbine blade according to Item 1. 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。 The blade tip region is provided in a range in which the blade thickness ratio, which is a percentage of a value obtained by dividing the maximum value of the blade thickness by the cord length, is 12% or more and 30% or less,
The first lift coefficient is in the range of X ± 0.10, preferably X ± 0.05, where X is the median value thereof,
The second design lift coefficient given to the maximum cord length position is X + 0.3 ± 0.2, preferably X + 0.3 ± 0.1,
The transition region has a design lift coefficient of X + 0.15 ± 0.15, preferably X + 0.15 ± 0.075 at a central position between the blade root side end of the blade tip region and the maximum cord length position. The wind turbine blade according to claim 1, wherein 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。 The blade tip region is provided in a range in which the blade thickness ratio, which is a percentage of a value obtained by dividing the maximum value of the blade thickness by the cord length, is 12% or more and 30% or less,
The first design lift coefficient is in the range of 1.15 ± 0.05;
The second design lift coefficient given to the maximum cord length position is 1.45 ± 0.1,
The transition region has a design lift coefficient of 1.30 ± 0.075 at a central position between a blade root side end portion of the blade tip region and the maximum cord length position. Item 1. A wind turbine blade according to Item 1. 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。 A wind turbine blade according to any one of claims 1 to 5;
A rotor connected to the blade root side of the wind turbine blade and rotated by the wind turbine blade;
A generator that converts the rotational force obtained by the rotor into an electrical output;
A wind turbine generator comprising: 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。 In the design method of a wind turbine blade having a blade body portion in which the cord length and blade thickness ratio increase from the blade tip side to the blade root side,
The blade tip region where the cord length gradually increases toward the blade root side at the tip side of the blade main body portion is set as a substantially constant first design lift coefficient,
The maximum code length position that is the maximum code length on the blade root side of the blade main body is a second design lift coefficient that is larger than the first design lift coefficient,
The transition region located between the blade tip region and the maximum cord length position is gradually increased from the first design lift coefficient to the second design lift member from the blade tip side to the blade root side. A method for designing a wind turbine blade, characterized by having a design lift coefficient.
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