WO2012053602A1

WO2012053602A1 - 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

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Publication number: WO2012053602A1
Application number: PCT/JP2011/074176
Authority: WO
Inventors: 浩司深見
Original assignee: 三菱重工業株式会社
Priority date: 2010-10-22
Filing date: 2011-10-20
Publication date: 2012-04-26
Also published as: CN103080541A; CN104929865B; EP2631474B1; CN104929866B; EP3179095A1; KR20130041263A; EP3343024A1; CN104929865A; EP2631474A4; EP3343024B1; EP3179095B1; CN103080541B; EP2631474A1; US9790795B2; EP3179094B1; EP3179094A1; US20130183159A1; CN104929866A

Abstract

　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。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。

Description

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

　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。

　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

　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×λ^２×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２６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。

　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）。

　また、下記特許文献２には、翼前縁のラフネス（翼前縁へのゴミ付着や傷、製造誤差等）による性能低下を抑制するために、翼前縁の形状を規定している。具体的には、翼前縁のコード長位置を０％および翼後縁のコード長位置を１００％とした場合の２％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を７％以上９％以下と規定している。

欧州特許出願公開第１１５２１４８号明細書国際公開第２００７／０１０３２９号

　しかし、特許文献１のように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。

　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。

　また、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。

　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。

　すなわち、特許文献１のように各翼厚比における所望の設計揚力係数を得たとしても、風車翼を設計するに当たり、各翼厚比における翼型形状（翼断面形状）を風車翼の長手方向にわたってどのように与えるかという具体的な検討がなされていない。また、実際の製作をも考慮して各翼厚比における翼型形状（翼断面形状）を考慮する必要がある。尚、ここで、翼型形状（翼断面形状）とは三次元翼をある半径位置で切断したときの翼断面（図２）を、前縁を原点（０，０）とし、後縁を点（１，０）として正規化した翼型形状を指す（図３）。
　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。

　一方、特許文献２のように、翼前縁における翼背側のコードからの距離を規定することによって翼型を定義することは知られている。しかし、特許文献２では翼前縁のラフネスを考慮して翼背側の距離を規定したものであり、設計揚力係数との関係については何ら示されていない。

　また、特許文献１のように所望の設計揚力係数を定めて風車出力の向上が図れ、さらに、特許文献２のようにラフネスによる性能低下を抑制できたとしても、以下のような問題がある。

　一般に、翼の性能評価として、最大揚抗比および最大揚力係数がある。特に風車翼の観点からは、最大揚抗比は、風車が可変速で運転している状態（設計点）での翼空力性能に影響を与えるパラメータである。また、最大揚力係数は、風車が最高回転数に達してから定格出力に達するまでの遷移状態で翼空力性能に影響を与えるパラメータである。したがって、これら最大揚抗比および最大揚力係数の両者を向上させることが風車翼にとって重要となる。
　一方、風車翼が所望の空力性能を発揮したとしても、これと同時に風車翼の空力騒音についても考慮されなければ、風車を設置した周囲環境に悪影響を及ぼすことになる。

　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。

　また、本発明は、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。

　また、本発明は、各翼厚比において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。

　また、本発明は、最大揚抗比および最大揚力係数が向上する適切な設計揚力係数により高性能を実現し、かつ低騒音とされた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。

　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。
　本発明の第１の態様にかかる風車翼は、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。

　本発明の第１の態様にかかる風車翼は、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。

　上記本発明の第１の態様にかかる風車翼において、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。

　上記本発明の第１の態様にかかる風車翼において、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。

　上記本発明の第１の態様にかかる風車翼において、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。

　上記本発明の第１の態様にかかる風車翼において、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。

　本発明の第２の態様にかかる風車翼は、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、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、翼前縁のコード長位置を０％および翼後縁のコード長位置を１００％とした場合の１．２５％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Ｙ１２５と、で表した場合、翼厚比２１％位置で、Ｙ１２５が２．５７５±０．１３％、翼厚比２４％位置で、Ｙ１２５が２．６±０．１５％、翼厚比３０％位置で、Ｙ１２５が２．７５±０．２５％、好ましくは２．７５±０．２０％、より好ましくは２．７５±０．１５％とされていることを特徴とする。

　本発明の第２の態様にかかる風車翼は、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ており、この翼本体部の翼断面形状をＹ１２５によって与えることとした。これは、設計揚力係数とＹ１２５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Ｙ１２５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、Ｙ１２５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。

　上記本発明の第２の態様にかかる風車翼において、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Ｙ１２５の値、前記翼厚比２４％位置における前記Ｙ１２５の値、及び、前記翼厚比３０％位置における前記Ｙ１２５の値を通過する補間曲線によって得られるＹ１２５を有することが好ましい。

　上記本発明の第２の態様にかかる風車翼において、本発明の風車翼は、前記翼本体部は、翼厚比１８％位置で、Ｙ１２５が２．５５±０．１％、翼厚比３６％位置で、Ｙ１２５が３．０±０．４％、好ましくは３．０±０．２５％、より好ましくは３．０±０．２０％、翼厚比４２％位置で、Ｙ１２５が３．４±０．６％、好ましくは３．４±０．４％、より好ましくは３．４±０．２％、とされていてもよい。

　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。

　また、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Ｙ１２５の値、前記翼厚比２１％位置における前記Ｙ１２５の値、前記翼厚比２４％位置における前記Ｙ１２５の値、前記翼厚比３０％位置における前記Ｙ１２５の値、前記翼厚比３６％位置における前記Ｙ１２５の値、及び、前記翼厚比４２％位置における前記Ｙ１２５の値を通過する補間曲線によって得られるＹ１２５を有することが好ましい。

　本発明の第３の態様にかかる風車翼は、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、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。

　本発明の第３の態様にかかる風車翼は、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。

　上記本発明の第３の態様にかかる風車翼において、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。

　上記本発明の第３の態様にかかる風車翼において、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。

　また、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。

　また、本発明の第４の態様にかかる風車翼は、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、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。

　本発明の第４の態様にかかる風車翼は、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。

　上記本発明の第４の態様にかかる風車翼において、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。

　上記本発明の第４の態様にかかる風車翼において、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％とされていてもよい。

　また、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。

　本発明の第５の態様にかかる風車翼は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、該翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）は、その背側形状が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状で与えられていることを特徴とする。

　各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の背側形状がＹ方向に伸縮された形状とされているので、各半径位置にて所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。
　なお、本発明における「伸縮」とは、所望の空力特性が得られる範囲において実質的に伸縮されていれば良い。

　本発明の第６の態様にかかる風車翼は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、該翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）は、その翼弦方向の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状で与えられていることを特徴とする。

　各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状とされているので、各半径位置にて所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。
　なお、伸縮比としては、最大翼厚をコード長で除した翼厚比の比を用いることが好ましい。

　本発明の第７の態様にかかる風車翼は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、該翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）は、その背側形状がＹ方向に伸縮された形状とされ、かつ、その翼弦方向の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状で与えられていることを特徴とする。

　各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の背側形状および翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状で与えられているので、各半径位置にて所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。
　なお、翼厚分布の伸縮比としては、最大翼厚をコード長で除した翼厚比の比を用いることが好ましい。

　本発明の第８の態様にかかる風車翼は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、該翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）は、その背側形状がＹ方向に伸縮された形状で与えられ、該翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の翼前縁から翼厚最大位置までの前縁部は、その翼弦方向の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状で与えられ、かつ、該翼厚分布および前記背側形状から腹側形状が定められていることを特徴とする。

　各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の背側形状がＹ方向に伸縮された形状で与えられているので、各半径位置にて所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。
　また、各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の前縁部にて翼厚分布をＹ方向に伸縮された形状として腹側形状を定めているので、所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。なお、腹側形状を示す腹面座標（翼弦位置から腹側形状までの距離）は、背側形状の背面座標（翼弦位置から背側形状までの距離）から、翼厚分布から得られる対応する翼弦位置の翼厚を減じること（背面座標－翼厚）によって得ることができる。
　さらに、最大翼厚位置よりも後縁側の後縁部では、任意に腹面形状を任意に設計できるようにして、設計揚力係数の最適化を図ることができる。

　本発明の第９の態様にかかる風車翼は、翼弦線に沿う前縁からの距離Ｘをコード長Ｃで除した翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．２８以上０．３２以下の範囲内に、翼厚が最大となる最大翼厚位置が設けられ、前記翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．４５以上０．５５以下の範囲内に、キャンバが最大となる最大キャンバ位置が設けられている翼断面を有することを特徴とする。

　本発明者は、風車翼の翼断面について種々の数値計算や風洞試験を検討した結果、以下の組み合わせによって高性能（すなわち最適範囲の設計揚力係数）および低い空力騒音（すなわち翼後縁における境界層厚さの低減）を実現できることを見出した。
　翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．２８以上０．３２以下（より好ましくは０．２９以上０．３１以下）の範囲内に最大翼厚位置を設け、最大翼厚位置を前方配置（前縁側配置）とすることにより、後方配置に比べて、設計揚力係数の向上、最大揚抗比の向上、及び、翼後縁における境界層厚さの低減の傾向となる。
　また、最大キャンバ位置が翼弦中央よりも前縁側に位置する前方キャンバの場合、後方キャンバに比べて、最大揚抗比の向上、及び、翼後縁における境界層厚さの低減の傾向となるが、最大揚力係数の低下の傾向となる。一方、後方キャンバの場合、最大揚力係数の向上の傾向の傾向となるが、最大揚抗比の低下の傾向となる。このように、前方キャンバと後方キャンバではトレードオフの関係になるので、前方キャンバと後方キャンバの中間となるように最大キャンバ位置を翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．４５以上０．５５以下となるように定めた。
　以上の組み合わせにより、高性能かつ低騒音の風車翼を実現することができる。
　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。

　上記本発明の第９の態様にかかる風車翼において、前記キャンバの分布が、前記最大キャンバ位置を中心として前記翼弦方向に略対称とされていてもよい。

　キャンバの翼弦方向の分布を、最大キャンバ位置を中心として対称とすることにより、前方キャンバおよび後方キャンバの長所を取り込むことができ、最大揚抗比および最大揚力係数の向上が可能となる。

　上記本発明の第９の態様にかかる風車翼において、前記最大翼厚を前記コード長で除した翼厚比が１２％以上２１％以下の範囲とされた風車翼端に、前記翼断面が設けられていてもよい。

　風力を風車翼の回転に変換する主要部分として機能する翼厚比１２％以上２１％以下の範囲に上記の翼断面を設けることにより、高性能かつ低騒音の風車翼を実現することができる。

　また、本発明の第１０の態様にかかる風力発電装置は、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。

　本発明の第１１の態様にかかる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。

　本発明の第１２の態様にかかる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、翼前縁のコード長位置を０％および翼後縁のコード長位置を１００％とした場合の１．２５％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Ｙ１２５を決定するＹ１２５決定ステップとを有することを特徴とする。

　本発明者等が鋭意検討したところ、設計揚力係数とＹ１２５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Ｙ１２５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。

　本発明の第１３の態様にかかる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。

　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。

　本発明の第１４の態様にかかる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。

　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。

　本発明の第１５の態様にかかる風車翼の設計方法は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、前記翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）を、その背側形状がＹ方向に伸縮された形状となるように規定することを特徴とする。

　各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の背側形状がＹ方向に伸縮された形状で与えられているので、各半径位置にて所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。

　本発明の第１６の態様にかかる風車翼の設計方法は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、前記翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）を、その翼弦方向の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状となるように規定することを特徴とする。

　本発明の第１７の態様にかかる風車翼の設計方法は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、前記翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）を、その背側形状がＹ方向に伸縮された形状となり、かつ、その翼弦方向の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状となるように規定されていることを特徴とする。

　各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の背側形状および翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状とされているので、各半径位置にて所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。
　なお、翼厚分布の伸縮比としては、最大翼厚をコード長で除した翼厚比の比を用いることが好ましい。

　本発明の第１８の態様にかかる風車翼の設計方法は、翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、前記翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）を、その背側形状がＹ方向に伸縮された形状となるように規定し、前記翼本体部の各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の翼前縁から翼厚最大位置までの前縁部を、その翼弦方向の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状となり、かつ、該翼厚分布および前記背側形状から腹側形状を規定することを特徴とする。

　各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の背側形状がＹ方向に伸縮された形状とされているので、各半径位置にて所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。
　また、各半径位置における翼型形状（翼断面形状）の前縁部にて翼厚分布をＹ方向に伸縮された形状として腹側形状を定めているので、所望の空力性能を発揮する風車翼を実現することができる。なお、腹側形状を示す腹面座標（翼弦位置から腹側形状までの距離）は、背側形状の背面座標（翼弦位置から背側形状までの距離）から、翼厚分布から得られる対応する翼弦位置の翼厚を減じること（背面座標－翼厚）によって得ることができる。
　さらに、最大翼厚位置よりも後縁側の後縁部では、腹面形状を任意に設計できるようにして、設計揚力係数の最適化を図ることができる。

　上記本発明の第１８の態様にかかる風車翼の設計方法において、前記最大翼厚位置から翼後縁までの後縁部は、前記背側形状および前記翼厚分布から定められる基準腹側形状に対して、所定の調整量をもって定められた腹側形状とされていてもよい。

　最大翼厚位置よりも後縁側の後縁部では、所定の調整量をもって腹面形状を任意に設計できるようにしたので、設計揚力係数の最適化を図ることができる。

　また、前記調整量は、前記最大翼厚位置および前記翼後縁にて０とされ、かつ、腹側形状を与える腹面座標の翼弦方向における１次微分量が０とされた翼弦位置についての４次式にて規定された関数によって与えられてもよい。

　簡便に調整量を与えることができ、容易に所望の腹側形状を得ることができる。

　本発明の第１９の態様にかかる風車翼の設計方法は、翼弦線に沿う前縁からの距離Ｘをコード長Ｃで除した翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．２８以上０．３２以下の範囲内に、翼厚が最大となる最大翼厚位置を設け、前記翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．４５以上０．５５以下の範囲内に、キャンバが最大となる最大キャンバ位置を設けることを特徴とする。

　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。

　設計揚力係数と相関があるＹ１２５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。

　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。

　背側形状や翼厚分布を各半径位置（各翼厚比）にてＹ方向に伸縮された形状となるように規定したので、所望の空力性能を発揮して出力増大を図ることができる風車翼を実現することができる。

　最大翼厚位置および最大キャンバ位置を適切に定めることによって、高性能かつ低騒音とされた風車翼を提供することができる。

風車翼の代表的形状を示した斜視図である。図１の各翼厚比における断面を示した図である。図１の各翼厚比における翼型を示した図である。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４の風車翼の設計方法を示した説明図である。図４の風車翼の設計方法を示した説明図である。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。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。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。設計揚力係数の分布を翼厚比に対して示した図である。設計揚力係数の分布を翼厚比に対して示した図である。設計揚力係数の分布を翼厚比に対して示した図である。Ｙ１２５を示した図である。翼厚比に対するＹ１２５の分布を示した図である。翼厚比に対するＹ１２５の分布を示した図である。翼厚比に対するＹ１２５の分布を示した図である。設計揚力係数とＹ１２５との相関を示した図である。設計揚力係数とＹ１２５との相関を示した図である。設計揚力係数とＹ１２５との相関を示した図である。設計揚力係数とＹ１２５との相関を示した図である。設計揚力係数とＹ１２５との相関を示した図である。本発明の一実施形態にかかる翼断面を示した図である。風車翼の性能に関するパラメータについて説明した図である。風車翼の性能に関するパラメータについて説明した図である。風車翼の性能に関するパラメータについて説明した図である。風車翼の性能に関するパラメータについて説明した図である。最大翼厚位置に対する設計揚力係数および境界層厚さの変化を示したグラフである。最大翼厚位置に対する設計揚力係数および境界層厚さの変化を示したグラフである。最大キャンバ位置に対する最大揚力係数および最大揚抗比の変化を示したグラフである。最大キャンバ位置に対する最大揚力係数および最大揚抗比の変化を示したグラフである。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。背側形状の決定方法を示した図である。翼厚分布の決定方法を示した図である。腹側形状の決定方法を示した図である。翼後縁部の腹側形状の調整量の与え方を示した図である。レイノルズ数の定義を示した説明図である。

　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。
〔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。

　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。

　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。

　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。

　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。

　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。

　図７Ａ、図７Ｂおよび図７Ｃ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７Ａ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７Ｂには、図７Ａ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。

　図７Ｃ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。

　図８Ａ，図８Ｂ及び図８Ｃ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。すなわち、図７Ａ，図７Ｂ及び図７Ｃでは横軸を無次元半径として示したが、図８Ａ，図８Ｂ及び図８Ｃ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８Ａ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８Ｂには、図８Ａ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。

　図８Ｃ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。

　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、翼先端の背側のコード（翼弦）からの距離を示すＹ１２５を決定する（Ｙ１２５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。Ｙ１２５は、図９に示されているように、翼前縁のコード長位置を０％および翼後縁のコード長位置を１００％とした場合の１．２５％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。

　図１０Ａ，図１０Ｂ及び図１０Ｃには、翼厚比に対するＹ１２５の分布が示されている。
　図１０Ａ，図１０Ｂ及び図１０ＣにおけるＹ１２５は、下表のように規定される。

　すなわち、Ｙ１２５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１０Ａ，図１０Ｂ及び図１０Ｃ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Ｙ１２５を通過する補間曲線によって得られるＹ１２５を有する。

　図１０Ａ，図１０Ｂ及び図１０Ｃ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Ｙ１２５の値が四角印にてプロットされている。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Ｙ１２５を有する。
　このように、各翼厚比におけるＹ１２５が定まると、風車における翼型として翼前縁から最大翼厚位置まではほぼ一義的に決定される。

　図１１Ａから図１１Ｅには、Ｙ１２５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１１Ａから図１１Ｅ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Ｙ１２５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Ｙ１２５との間には強い相関関係があることが分かる。

　次に、以上のように最適に決定された設計揚力係数を実現するとともに、最大揚力係数の向上、最大揚抗比の向上、及び、翼後縁における乱流境界層厚さの低減を実現する翼断面について検討する。

　図１２には、本実施形態にかかる翼型が示されている。翼型は、風車翼１の各翼厚比における翼素断面に対して、前縁６から後縁４を通る翼弦線７上の長さであるコード長Ｃを用いて正規化されている。具体的には、前縁をＸ／Ｃ＝０，Ｙ／Ｃ＝０、後縁をＸ／Ｃ＝１，Ｙ／Ｃ＝０として正規化している。
　同図には、風流入角をθ、抗力係数をＣＤ、揚力係数をＣＬとして示している。
　また、同図に示すように、背側の最大翼厚位置２から後縁４にかけて乱流境界層５が発達する。この乱流境界層５から吐出される境界層中の渦によって空力騒音が引き起こされる。したがって、後縁４における乱流境界層厚さＤＳＴＡＲを薄くすることによって空力騒音を低減することができる。

　本実施形態では、同図に示された翼型が、翼厚比が１２％以上２１％以下とされた範囲に設けられている。この翼厚比の範囲は、風力を風車翼の回転に変換する主要部分として機能する範囲として定められている。
　そして、翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．２８以上０．３２以下（より好ましくは０．２９以上０．３１以下）の範囲内に、最大翼厚位置２が設けられている。
　また、翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．４５以上０．５５以下の範囲内に、キャンバが最大となる最大キャンバ位置が設けられている。
　さらに、キャンバの分布が、最大キャンバ位置を中心として翼弦方向に略対称とされている。

　図１３Ａから図１３Ｄには、風車翼の性能を特徴付ける各パラメータが、風流入角θに対して示されている。
　図１３Ａは、風流入角θに対する揚力係数ＣＬの変化が示されている。同図に示されているように、揚力係数ＣＬは、風流入角θが増大するに従って増大し、最大値である最大揚力係数CLmaxを示した後に、低下する。この最大揚力係数CLmaxは、高風速域での性能向上と流入風の変動や乱れ等によって発生する失速防止に関連し、大きいほど望ましい。また、最大揚力係数CLmaxは、風車が最高回転数に達してから定格出力に達するまでの遷移状態で翼空力性能に影響を与えるパラメータである。また、同図に示されているように、設計揚力係数CLdesignは、大型風車の風車翼のような細長翼で高い性能を発揮させるために、大きな値を有することが望まれる。

　図１３Ｂは、風流入角θに対する揚抗比の変化が示されている。同図に示されているように、揚抗比Ｌ／Ｄは、風流入角θが増大するに従って増大し、最大揚抗比L/Cmaxを示した後に、低下する。この最大揚抗比L/Dmaxは、風車が可変速で運転している状態（設計点）での翼空力性能に影響を与えるパラメータであり、大きな値を有することが望まれる。

　図１３Ｃは、風流入角θに対する遷移位置XTRの位置変化を示している。同図に示されているように、風流入角θが小さいときは翼弦における略中央に遷移位置XTRが位置し、風流入角θが所定値を超えると、翼前縁（L.E.）側へと移動する。すなわち、遷移位置XTRを前方（前縁側）に位置させれば、ラフネス特性および失速特性が向上することを意味する。

　図１３Ｄは、風流入角θに対する翼後縁における境界層厚さ（排除厚さ）DSTARの変化を示している。境界層厚さDSTARは、風流入角θが増大にしたがい増大する。この境界層厚さDSTARは、空力騒音発生の主要因とされているので、小さくすることが望まれる。

　本発明者は、風車翼の翼断面について種々の数値計算や風洞試験を検討した結果、下表に示す傾向があることを見出した。なお、同表において、ハイキャンバとは、相対的にキャンバ量が大きいことを意味する。

　上表に示したように、最大翼厚位置は、前方配置（翼弦の中央位置よりも前縁側）に配置することにより、後方配置に比べて、設計揚力係数CLdesignの向上、最大揚抗比L/Dmaxの向上、及び、境界層厚さDSTARの低減の傾向となる。したがって、翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．２８以上０．３２以下（より好ましくは０．２９以上０．３１以下）の範囲内に最大翼厚位置を設けることが好ましい。

　また、最大キャンバ位置は、前方（翼弦の中央位置よりも前縁側）キャンバの場合、後方キャンバに比べて、最大揚抗比L/Dmaxの向上、及び、境界層厚さDSTARの低減の傾向となるが、最大揚力係数CLmaxの低下の傾向となる。一方、後方キャンバの場合、最大揚力係数CLmaxの向上の傾向の傾向となるが、最大揚抗比L/Dmaxの低下の傾向となる。このように、前方キャンバと後方キャンバではトレードオフの関係になるので、前方キャンバと後方キャンバの中間となるように最大キャンバ位置を翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．４５以上０．５５以下となるように定めることが好ましい。さらに、キャンバの分布が、最大キャンバ位置を中心として翼弦方向に略対称とされていることが好ましい。
　キャンバ量については、ハイキャンバとした場合、設計揚力係数CLdesign、最大揚力係数CLmax及び最大揚抗比L/Dmaxが向上する傾向が見られた。

　図１４Ａ及び図１４Ｂには、最大翼厚位置の翼弦方向位置Ｘ／Ｃを、０．２８以上０．３２以下（より好ましくは０．２９以上０．３１以下）とした根拠が示されている。同図には、複数の条件の数値シミュレーションによって得られた結果がプロットされている。図４に示したように、高い設計揚力係数CLdesignの範囲である1.15±0.05を満たすには、翼弦方向位置ｘ／ｃが少なくとも３２％（０．３２）以下であることが必要となる。そして、境界層厚さDSTARは、最大翼厚位置が前方に存在する方が薄くなる（騒音低減）傾向があるため、なるべく前方配置が好ましい。一方、最大翼厚位置が過剰に前方に配置されると、設計揚力係数CLdesignが高くなりすぎて最適範囲から外れるおそれがあり、また失速特性が悪化するおそれがあり、さらにはエッジモーメントに対する後縁座屈強度が低下するおそれがあるので、翼弦方向位置Ｘ／Ｃの下限は０．２８であることが好ましい。

　図１５Ａ及び図１５Ｂには、最大キャンバ位置の翼弦方向位置Ｘ／Ｃを０．４５以上０．５５以下とし、かつ、キャンバの分布が、最大キャンバ位置を中心として翼弦方向に略対称とされていることが好ましい根拠が示されている。同図には、図１４Ａ及び図１４Ｂと同様に、複数の条件の数値シミュレーションによって得られた結果がプロットされている。図１５Ａに示すように、最大キャンバ位置が後縁側から前縁側へと変化するに従い、最大揚力係数CLmaxが増大することが示されている。すなわち、最大揚力係数CLmaxの観点からは、前方キャンバが好ましい。一方、図１５Ｂに示すように、最大キャンバ位置が前縁側から後縁側へと変化するに従い、最大揚抗比L/Dmaxが増大することが示されている。すなわち、最大揚抗比L/Dmaxの観点からは、後方キャンバが好ましい。したがって、高い最大揚力係数CLmax及び最大揚抗比L/Dmaxの両者を満足するためには、最大キャンバ位置の翼弦方向位置Ｘ／Ｃを、中間である０．４５以上０．５５以下（好ましくは０．５）とするのが好ましい。

　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。
　また、設計揚力係数と相関があるＹ１２５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。
　また、最大翼厚位置を前方配置とするとともに、最大キャンバ位置を翼弦方向中央に配置し、最大キャンバ位置を中央として翼弦方向に対称としたキャンバ分布としたので、高性能かつ低騒音の風車翼を実現することができる。

〔第２実施形態〕
　本実施形態は、第１実施形態では翼先端の背側のコード（翼弦）からの距離を示すＹ１２５を決定したのに対して、翼の背側膨らみＹＳ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。
　図８Ｃ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１６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。

　図１７Ａ、図１７Ｂ及び図１７Ｃ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１７Ａ、図１７Ｂ及び図１７ＣにおけるＹＳは、下表のように規定される。

　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１７Ａ、図１７Ｂ及び図１７Ｃ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。

　図１７Ａ、図１７Ｂ及び図１７Ｃ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。

　図１８Ａから図１８Ｅ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１８Ａから図１８Ｅ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。

　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。

［第３実施形態］
　本実施形態は，第２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。

　図８Ｃ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１６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。

　図１９Ａ，図１９Ｂ及び図１９Ｃ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１９Ａ，図１９Ｂ及び図１９ＣにおけるＹＰは、下表のように規定される。

　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１９Ａ，図１９Ｂ及び図１９Ｃ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。

　図１９Ａ，図１９Ｂ及び図１９Ｃ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。

　図２０Ａから図２０Ｅ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２０Ａから図２０Ｅ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。

　図２１Ａから図２１Ｄには、上述の実施形態１から３による効果が示されている。
　図２１Ａ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２１Ｂ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２１Ｃ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２１Ｄ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２１Ｄ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、上述したＹ１２５並びに各本実施形態の背側膨らみＹＳ及び腹側膨らみＹＰは、表１から表３に示したＹ１２５並びに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、上述の各実施形態では、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。

〔第４実施形態〕
　本実施形態は、背側形状や翼厚分布を各半径位置（各翼厚比）にてＹ方向に伸縮された形状となるように決定した点で、上述の実施形態と異なる。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。
　図８Ｃ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。本実施形態では、特に、略同一の設計揚力係数を有するように各翼厚位置の翼型形状（翼断面形状）を定義する際に有効である。

［背側形状の決定方法］
　翼本体部３の各翼厚位置（半径位置）における翼型形状（翼断面形状）を、その背側形状がＹ方向に伸縮された形状となるように規定する。この背側形状の決定方法が図２２に示されている。図２２において、横軸は、前縁からの距離をコード長Ｃで除して正規化した翼弦方向位置X/Cであり、縦軸は、翼弦線（横軸）からの距離をコード長Ｃで除して正規化した座標Ｙｕである。なお、後述する図２３乃至図２５についても、図２２と同様に、コード長Ｃで除して正規化された座標系とされている。
　図２２に示すように、背面座標（翼弦位置から背側形状までの距離）Ｙｕ１によって規定される背側形状を基準背側形状とした場合、異なる翼厚位置における第２背面形状は背面座標Ｙｕ２を用いて下式のように表される。
　　Ｙｕ２＝ｒ×Ｙｕ１　　　（４）
　上式において、ｒは伸縮比であり、任意に与えることができる。
　このように、各翼厚位置における翼型形状（翼断面形状）の背側形状がＹ方向に伸縮された形状とされているので、各翼厚位置にて基準背面形状と同等の空力性能を発揮する翼形状を定義することができる。

［翼厚分布の決定方法］
　図２３には、翼厚分布の決定方法が示されている。
　具体的には、翼本体部３の各翼厚位置（半径位置）における翼型形状（翼断面形状）を、その翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状となるように規定する。すなわち、図２３に示すように、翼弦位置（Ｘ／Ｃ）に対応する翼厚Ｙ_Ｔ１によって規定される翼厚分布を基準翼厚分布とした場合、異なる翼厚位置における第２翼厚分布は翼厚Ｙ_Ｔ２を用いて下式のように表される。
　　Ｙ_Ｔ２＝Ｙ_Ｔ１×（xx2/xx1）　　　（５）
　上式において、（xx2/xx1）は伸縮比であり、基準翼厚分布の翼厚比xx1に対する第２翼厚分布の翼厚比xx2の比が好意的に用いられる。
　このように、各翼厚位置における翼型形状（翼断面形状）の翼厚分布がＹ方向に伸縮された形状とされているので、各翼厚位置にて基準翼厚分布と同等の空力性能を発揮する翼形状を定義することができる。

［腹側形状の決定方法］
　図２４には、翼型形状（翼断面形状）の腹側形状の決定方法が示されている。
　翼前縁から最大翼厚位置（Max thick）までの前縁部は、上述した式（４）及び式（５）によって決定された背面形状Ｙｕおよび翼厚分布Ｙ_Ｔから、腹側形状を決定する。具体的には、腹側形状の腹面座標をＹ_Ｌとした場合、腹面形状は下式によって表される。
　　Ｙ_Ｌ＝Ｙｕ－Ｙ_Ｔ　　　（６）
　このように、背面形状がＹ方向に伸縮された形状とされるとともに、前縁部では背面形状だけでなく翼厚分布もＹ方向に伸縮された形状とされるので、各翼厚位置にて基準背面形状と同等の空力性能を発揮する翼形状を定義することができる。
　さらに、翼厚最大位置から翼後縁にかけての後縁部における腹側形状は、上式（６）によって得られる腹側形状を用いてもよい。

　あるいは、後縁部の腹側形状は、図２５に示すように、上式（６）によって得られる腹側形状を基準腹側形状として、この基準腹側形状に対して、所定の調整量をもって腹側形状を定めても良い。後縁部の腹側形状は、翼型形状（翼断面形状）の連続性に対して大きな影響を与えないからである。したがって、後縁部の腹側形状には比較的設計の自由度がある。
　具体的には、調整後の腹側形状の腹面座標をＹ_Ｌ３、基準腹側形状の腹面座標をＹ_Ｌ２、調整量をＹｓとすると、下式のように表される。
　Ｙ_Ｌ３＝Ｙ_Ｌ２＋Ｙｓ　　　（７）
　このように、翼後縁部の腹面形状を任意に設定できるようにしておくことで、設計揚力係数の最適化を図ることができる。

　調整量Ｙｓとしては、最大翼厚位置および前記翼後縁にて０とされ、かつ、腹側形状を与える腹面座標の翼弦方向における１次微分量が０とされた翼弦位置ｘについての４次式にて規定された関数によって与えることができる。例えば、最大翼厚をxx、最大翼厚位置（X/C）を0.4、sを任意に与える倍率とした場合、下式のように表される。
　　Ｙｓ＝（xx/100）×ｓ×（x-1.0）^２（x-0.4）^２／（0.3^２）　　　（８）
　上式のように調整量を与えることとすれば、簡便に調整量Ｙｓを得ることができるので、容易に所望の腹側形状を得ることができる。

　以上の通り、本実施形態によれば、各翼厚位置（半径位置）における翼型形状（翼断面形状）の背側形状や翼厚分布をＹ方向に伸縮された形状とすることとしたので、所望の設計揚力係数を有する翼型形状（翼断面形状）を風車翼の半径方向に与えることができ、結果として風車翼の性能向上を図ることができる。
　また、翼型形状（翼断面形状）がＹ方向に伸縮された形状とされた風車翼を与えることができるので、翼形状の連続性が向上し、翼製作時の歩留まりを向上させることができる。

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
２　最大翼厚位置
３　翼本体部
４　後縁
６　前縁

Claims

　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。
　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、
　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、
　翼前縁のコード長位置を０％および翼後縁のコード長位置を１００％とした場合の１．２５％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Ｙ１２５と、で表した場合、
　翼厚比２１％位置で、Ｙ１２５が２．５７５±０．１３％、
　翼厚比２４％位置で、Ｙ１２５が２．６±０．１５％、
　翼厚比３０％位置で、Ｙ１２５が２．７５±０．２５％、好ましくは２．７５±０．２０％、より好ましくは２．７５±０．１５％、
とされていることを特徴とする風車翼。
　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Ｙ１２５の値、
　前記翼厚比２４％位置における前記Ｙ１２５の値、及び、
　前記翼厚比３０％位置における前記Ｙ１２５の値、
を通過する補間曲線によって得られるＹ１２５を有することを特徴とする請求項６に記載の風車翼。
　前記翼本体部は、
　翼厚比１８％位置で、Ｙ１２５が２．５５±０．１％、
　翼厚比３６％位置で、Ｙ１２５が３．０±０．４％、好ましくは３．０±０．２５％、より好ましくは３．０±０．２０％、
　翼厚比４２％位置で、Ｙ１２５が３．４±０．６％、好ましくは３．４±０．４％、より好ましくは３．４±０．２％、
とされていることを特徴とする請求項６又は７に記載の風車翼。
　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Ｙ１２５の値、
　前記翼厚比２１％位置における前記Ｙ１２５の値、
　前記翼厚比２４％位置における前記Ｙ１２５の値、
　前記翼厚比３０％位置における前記Ｙ１２５の値、
　前記翼厚比３６％位置における前記Ｙ１２５の値、及び、
　前記翼厚比４２％位置における前記Ｙ１２５の値、
を通過する補間曲線によって得られるＹ１２５を有することを特徴とする請求項８に記載の風車翼。
　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、
　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。
　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１０に記載の風車翼。
　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１０又は１１に記載の風車翼。
　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１２に記載の風車翼。
　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、
　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。
　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１４に記載の風車翼。
　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１４又は１５に記載の風車翼。
　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１６に記載の風車翼。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、
　該翼本体部の各半径位置における翼型形状は、その背側形状が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状とされていることを特徴とする風車翼。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、
　該翼本体部の各半径位置における翼型形状は、その翼弦方向の翼厚分布が該翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状とされていることを特徴とする風車翼。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、
　該翼本体部の各半径位置における翼型形状は、その背側形状が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状とされ、かつ、その翼弦方向の翼厚分布が前記Ｙ方向に伸縮された形状とされていることを特徴とする風車翼。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備え、
　該翼本体部の各半径位置における翼型形状は、その背側形状が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状とされ、
　該翼本体部の各半径位置における翼型形状の翼前縁から翼厚最大位置までの前縁部は、その翼弦方向の翼厚分布が前記Ｙ方向に伸縮された形状とされ、かつ、該翼厚分布および前記背側形状から腹側形状が定められていることを特徴とする風車翼。
　翼弦線に沿う前縁からの距離Ｘをコード長Ｃで除した翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．２８以上０．３２以下の範囲内に、翼厚が最大となる最大翼厚位置が設けられ、
　前記翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．４５以上０．５５以下の範囲内に、キャンバが最大となる最大キャンバ位置が設けられている翼断面を有することを特徴とする風車翼。
　前記キャンバの分布が、前記最大キャンバ位置を中心として前記翼弦方向に略対称とされていることを特徴とする請求項２２に記載の風車翼。
　前記最大翼厚を前記コード長で除した翼厚比が１２％以上２１％以下の範囲とされた風車翼端に、前記翼断面が設けられていることを特徴とする請求項２２又は２３に記載の風車翼。
　請求項１から２４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。
　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、翼前縁のコード長位置を０％および翼後縁のコード長位置を１００％とした場合の１．２５％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Ｙ１２５を決定するＹ１２５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。
　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。
　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。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、
　前記翼本体部の各半径位置における翼型形状を、その背側形状が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状となるように規定することを特徴とする風車翼の設計方法。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、
　前記翼本体部の各半径位置における翼型形状を、その翼弦方向の翼厚分布が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状となるように規定することを特徴とする風車翼の設計方法。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、
　前記翼本体部の各半径位置における翼型形状を、その背側形状が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状となり、かつ、その翼弦方向の翼厚分布が前記Ｙ方向に伸縮された形状となるように規定されていることを特徴とする風車翼の設計方法。
　翼根側から翼先端側にかけてコード長が半径方向に減少する翼本体部を備えた風車翼の設計方法であって、
　前記翼本体部の各半径位置における翼型形状を、その背側形状が翼弦方向に直交するＹ方向に伸縮された形状となるように規定し、
　前記翼本体部の各半径位置における翼型形状の翼前縁から翼厚最大位置までの前縁部を、その翼弦方向の翼厚分布が前記Ｙ方向に伸縮された形状となり、かつ、該翼厚分布および前記背側形状から腹側形状を規定することを特徴とする風車翼の設計方法。
　前記最大翼厚位置から翼後縁までの後縁部は、前記背側形状および前記翼厚分布から定められる基準腹側形状に対して、所定の調整量をもって定められた腹側形状とされていることを特徴とする請求項３３に記載の風車翼の設計方法。
　前記調整量は、前記最大翼厚位置および前記翼後縁にて０とされ、かつ、腹側形状を与える腹面座標の翼弦方向における１次微分量が０とされた翼弦位置についての４次式にて規定された関数によって与えられることを特徴とする請求項３４に記載の風車翼の設計方法。
　翼弦線に沿う前縁からの距離Ｘをコード長Ｃで除した翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．２８以上０．３２以下の範囲内に、翼厚が最大となる最大翼厚位置を設け、
　前記翼弦方向位置Ｘ／Ｃが０．４５以上０．５５以下の範囲内に、キャンバが最大となる最大キャンバ位置を設けることを特徴とする風車翼の設計方法。