KR20130041263A

KR20130041263A - 풍차 날개 및 이를 구비한 풍력 발전 장치와 풍차 날개의 설계 방법

Info

Publication number: KR20130041263A
Application number: KR1020137004629A
Authority: KR
Inventors: 고지 후카미
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2010-10-22
Filing date: 2011-10-20
Publication date: 2013-04-24
Also published as: US20130183159A1; EP3343024B1; CN104929866B; EP2631474B1; EP3179095A1; CN103080541B; EP3179095B1; EP3179094A1; EP2631474A1; CN104929865A; CN103080541A; CN104929866A; EP3343024A1; EP2631474A4; CN104929865B; WO2012053602A1; EP3179094B1; US9790795B2

Abstract

날개 근원측의 코드 길이의 상한값이 제한된 조건 하에, 원하는 공력 특성을 얻을 수 있는 풍차 날개를 제공한다. 날개 선단(1b)측으로부터 날개 근원(1a)측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부(3)를 구비하고 있다. 날개 본체부(3)는, 그 선단측에서, 거의 일정한 제1 설계 양력 계수로 된 상태에서, 날개 근원(1a)측을 향하여 코드 길이가 점차 증대하는 날개 선단 영역(1c)과, 날개 근원(1a)측의 최대 코드 길이가 되는 위치에서, 제1 설계 양력 계수보다도 큰 제2 설계 양력 계수를 갖는 최대 코드 길이 위치(1d)와, 날개 선단 영역(1c)과 최대 코드 길이 위치(1d) 사이에 위치하는 전이 영역(1e)을 갖는다. 전이 영역(1e)의 설계 양력 계수는 날개 선단(1b)측으로부터 날개 근원(1a)측을 향하여, 제1 설계 양력 계수로부터 제2 설계 양력계로 점차 증대되어 있다.

Description

풍차 날개 및 이를 구비한 풍력 발전 장치와 풍차 날개의 설계 방법{WIND TURBINE, WIND POWER GENERATION DEVICE PROVIDED THEREWITH, AND WIND TURBINE DESIGN METHOD}

본 발명은, 풍차 날개 및 이를 구비한 풍력 발전 장치와 풍차 날개의 설계 방법에 관한 것이다.

최근, 발전시에 온실 효과 가스를 배출하지 않는 클린 에너지로서, 풍력 발전 장치가 주목받고 있다. 풍력 발전 장치는 풍력에 의해서 풍차 날개를 축 주위로 회전시키고, 이 회전력을 전력으로 변환시켜 발전 출력을 얻는다.

풍력 발전 장치의 발전 출력은 축 단부 출력(날개가 발생하는 출력)과, 변환 효율(베어링이나 발전기 등의 효율)의 곱으로 표시된다. 또한, 축 단부 출력은 다음 식으로 표시되고, 날개 효율이 높고, 날개 직경이 큰 날개이면, 발전량이 향상된다.

날개 효율은, 이론상 상한값(벳츠 한계=0.593)이 존재하고, 실제상은 풍차 후류의 영향과 날개의 공기 저항의 존재에서 상한값은 0.5 정도가 된다. 따라서, 날개 효율의 이 이상 대폭적인 개선은 어렵다.

한편, 날개 직경은 그 제곱으로 출력에 영향을 끼치기 때문에, 발전량 향상을 위해서는 날개 직경의 확대가 효과적이다. 그러나, 날개 직경의 확대는 공력 하중(유입 방향으로 작용하는 스러스트력 및 날개 근원에 전해지는 모멘트)의 증대에 연결되기 때문에, 로터 헤드, 너셀, 타워 등의 기기의 대형화나 중량 증대, 나아가서는 비용 증가에 연결될 우려ㆍ경향이 있다. 따라서, 날개의 공력 하중의 증대를 억제하면서 장익화하는 기술이 필수로 된다. 하중 증대의 문제를 피하기 위해, 공력적(날개 형상적)에 생각되는 방법으로서는, 코드 길이(익현 길이)를 보다 짧게 하여(즉, 어스펙트비를 보다 크게 하거나, 또는 솔리디티를 보다 작게 하여), 날개 투영 면적을 감소시켜 공력 하중을 저감시키는 방법이 생각된다.

여기서, 어스펙트비 및 솔리디티는, 하기 식으로 표현된다.

일반적으로, 풍차 날개는, 소정의 주속비에 대해서 소정의 최적 코드 길이를 갖고, 다음 식의 관계가 있다(Wind Energy Handbook, John Wiley＆Sons, p378).

여기서, Copt는 최적 코드 길이, R(날개 반경)은 날개 직경의 2분의 1, λ는 설계 주속비, CLdesign은 설계 양력 계수, r은 날개 단면의 반경 위치, n은 날개 매수이다.

설계 주속비는, 날개 단부 주속/무한 상류 풍속이다. 설계 양력 계수는, 익형(날개 단면)의 양항비(양력/항력)가 최대가 되는 앙각에 있어서의 양력 계수이고, 익형(날개 단면)의 (공력) 형상과 유입 조건(레이놀즈수)에 의해 결정된다.

도 26에는, 본 명세서에서 사용하는 레이놀즈수의 정의가 도시되어 있다. 동일 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 풍차에 있어서의 레이놀즈수는, 소정의 회전수로 회전하는 날개의 소정 단면 A-A에 있어서의 상대 풍속도를 고려한 것이고, 하기 식으로 표현된다.

레이놀즈수=공기 밀도×날개 단면으로의 상대 풍속도×날개 단면의 코드 길이/공기의 점성 계수

날개의 공력 효율을 유지하기 위해서는, 익형(날개 단면)은 이하의 특성을 갖는 것이 바람직하다.

1. 설계 양력 계수가 높다

2. 설계 양력 계수의 「조합」이 최적화되어 있다

여기서, 설계 양력 계수의 「조합」이란, 하나의 풍차 날개에 적용되는 다른 날개 두께비(날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율)로 이루어지는 일련의 익형군(Airfoil series/family/set)이 각각 갖는 설계 양력 계수의 조합을 말한다. 예를 들어, 풍차에 적용되는 익형의 날개 두께비로서는, 12, 15, 18, 21, 24, 30, 36, 42％의 조합을 들 수 있다.

하기 특허 문헌 1에는, 풍차 출력 향상을 위한 익형이 개시되어 있다. 구체적으로는, 날개 두께비가 14％ 내지 45％의 범위로 설계 양력 계수가 1.10 내지 1.25의 범위로 된 익형이 개시되어 있다(청구항 1 참조).

또한, 하기 특허 문헌 2에는, 날개 전방 모서리의 러프니스(날개 전방 모서리로의 먼지 부착이나 손상, 제조 오차 등)에 의한 성능 저하를 억제하기 위해, 날개 전방 모서리의 형상을 규정하고 있다. 구체적으로는, 날개 전방 모서리의 코드 길이 위치를 0％ 및 날개 후방 모서리의 코드 길이 위치를 100％로 한 경우의 2％ 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율을 7％ 이상 9％ 이하로 규정하고 있다.

유럽 특허 출원 공개 제1152148호 명세서 국제 공개 제2007/010329호

그러나, 특허 문헌 1과 같이 원하는 설계 양력 계수를 정하였다고 해도, 그것을 실현하는 익형을 어떻게 규정하는지 라고 하는 것에 대해서는, 현재 시점에서 통일적으로 정리되어 있는 것은 아니다.

한편, 익형을 결정할 때에, 배면측 팽창 YS나 표면측 팽창 YP가 사용되고 있다. 여기서, 배면측 팽창 YS는, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율이다. 또한, 표면측 팽창 YP는, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 표면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율이다.

그러나, 배면측 팽창 YS나 표면측 팽창 YP와 설계 양력 계수의 관계에 대해서는 전혀 검토되어 있지 않다.

또한, 상기 수학식 3으로부터 명백해진 바와 같이, 원하는 설계 양력 계수를 유지한 채로 날개 근원측(즉 반경 위치가 작은 측)의 형상을 정하면, 날개 근원측의 최적 코드 길이는 반경 위치에 반비례시켜 크게 시켜야만 한다. 그런데, 실제로는, 풍차 날개의 수송상의 문제로부터, 날개 근원측으로서 허용할 수 있는 코드 길이의 최대값이 존재한다.

이에 대해, 상기 특허 문헌 1에는, 풍차 출력의 관점으로부터 적절한 설계 양력 계수의 조합에 대해서 개시되어 있지만, 날개 두께비가 30％를 초과하는 날개 근원측에 대해서도 설계 양력 계수가 1.10 내지 1.25의 범위로 되어 있고, 이래서는 코드 길이가 과대하게 되어 풍차 날개의 수송이 곤란해진다.

또한, 수송상 허용되는 코드 길이를 날개 근원측에 부여한다고 해도, 풍차 날개의 공력 성능을 고려한 익형(예를 들어 설계 양력 계수의 조합)을 결정할 필요가 있다. 그러나, 종래에서는, 날개 선단측의 영역에서 원하는 설계 양력 계수를 부여하고 있는 경우에, 수송상의 이유 등으로부터 다른 설계 양력 계수를 어쩔 수 없이 부여해야 하는 최대 코드 길이 위치와의 사이의 전이 영역으로, 어떠한 익형을 부여해야만 한다고 하는 관점에서 검토되어 있지 않다.

즉, 특허 문헌 1과 같이 각 날개 두께비에 있어서의 원하는 설계 양력 계수를 얻었다고 해도, 풍차 날개를 설계할 때에, 각 날개 두께비에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을 풍차 날개의 길이 방향에 걸쳐서 어떻게 부여하는지 라고 하는 구체적인 검토가 이루어져 있지 않다. 또한, 실제의 제작도 고려해서 각 날개 두께비에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을 고려할 필요가 있다. 또한, 여기서, 익형 형상(날개 단면 형상)이란 삼차원 날개를 어느 반경 위치에서 절단하였을 때의 날개 단면(도 2)을, 전방 모서리를 원점(0, 0)으로 하고, 후방 모서리를 점(1, 0)으로서 정규화한 익형 형상을 가리킨다(도 3).

따라서, 날개 선단 영역보다도 날개 근원측에 위치하는 두꺼운 날개부(선단 영역보다도 두꺼운 날개부가 되는 부위;전이 영역으로부터 최대 코드 길이 위치에 걸친 영역)에서의 공력 성능의 향상의 여지가 있다.

또한, 특허 문헌 1의 도 3에는, 날개 선단측(Station4)으로부터 날개 근원측(Station1)을 향하여 설계 양력 계수를 1.25 내지 1.45로 변화시킨 익형(baseline, 2b, 3a, 3b)이 개시되어 있다. 즉, 날개 선단보다도 날개 근원측의 양력 계수를 크게 하여, 코드 길이를 작게 하는 것이 개시되어 있다. 그러나, 얇은 날개 부분인 날개 두께비 21％ 내지 30％의 사이에서 설계 양력 계수를 증대시키고 있다. 날개 두께비 21％ 내지 30％의 위치는, 큰 풍력을 받는 반경 위치에 상당하므로, 이와 같은 반경 위치에서 설계 양력 계수를 변화시키는 것은 공력 특성상에서 적절하다고는 말할 수 없다.

한편, 특허 문헌 2와 같이, 날개 전방 모서리에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 규정함으로써 익형을 정의하는 것은 알려져 있다. 그러나, 특허 문헌 2에서는 날개 전방 모서리의 러프니스를 고려해서 날개 배면측의 거리를 규정한 것이고, 설계 양력 계수와의 관계에 대해서는 전혀 도시되어 있지 않다.

또한, 특허 문헌 1과 같이 원하는 설계 양력 계수를 정해서 풍차 출력의 향상이 도모되고, 또한, 특허 문헌 2와 같이 러프니스에 의한 성능 저하를 억제할 수 있었다고 해도, 이하와 같은 문제가 있다.

일반적으로, 날개의 성능 평가로서, 최대 양항비 및 최대 양력 계수가 있다. 특히 풍차 날개의 관점으로부터는, 최대 양항비는 풍차가 가변속으로 운전하고 있는 상태(설계점)에서의 날개 공력 성능에 영향을 주는 파라미터이다. 또한, 최대 양력 계수는, 풍차가 최고 회전수에 도달하고 나서 정격 출력에 도달할 때까지의 천이 상태로 날개 공력 성능에 영향을 주는 파라미터이다. 따라서, 이들 최대 양항비 및 최대 양력 계수의 양자를 향상시키는 것이 풍차 날개에 있어서 중요해진다.

한편, 풍차 날개가 원하는 공력 성능을 발휘하였다고 해도, 이와 동시에 풍차 날개의 공력 소음에 대해서도 고려되지 않으면, 풍차를 설치한 주위 환경에 악영향을 미치게 된다.

본 발명은, 이와 같은 사정을 감안하여 이루어진 것이며, 원하는 설계 양력 계수를 실현할 수 있는 풍차 날개 및 이를 구비한 풍력 발전 장치와 풍차 날개의 설계 방법을 제공한다.

또한, 본 발명은, 수송상의 이유 등에 의해 날개 근원측의 코드 길이의 상한값이 제한된 조건 하에서, 원하는 공력 특성을 얻을 수 있는 풍차 날개 및 이를 구비한 풍력 발전 장치와 풍차 날개의 설계 방법을 제공한다.

또한, 본 발명은, 각 날개 두께비에 있어서 원하는 공력 특성을 얻을 수 있는 풍차 날개 및 이를 구비한 풍력 발전 장치와 풍차 날개의 설계 방법을 제공한다.

또한, 본 발명은, 최대 양항비 및 최대 양력 계수가 향상되는 적절한 설계 양력 계수에 의해 고성능을 실현하고, 또한 저소음으로 된 풍차 날개 및 이를 구비한 풍력 발전 장치와 풍차 날개의 설계 방법을 제공한다.

상기 과제를 해결하기 위해, 본 발명의 풍차 날개 및 그 설계 방법은 이하의 수단을 채용한다.

본 발명의 제1 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부는, 그 선단측에서, 거의 일정한 제1 설계 양력 계수로 된 상태에서, 날개 근원측을 향하여 코드 길이가 점차 증대하는 날개 선단 영역과, 날개 근원측의 최대 코드 길이가 되는 위치에서, 상기 제1 설계 양력 계수보다도 큰 제2 설계 양력 계수를 갖는 최대 코드 길이 위치와, 상기 날개 선단 영역과 상기 최대 코드 길이 위치 사이에 위치하는 전이 영역을 갖고, 상기 전이 영역의 설계 양력 계수는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측을 향하여, 상기 제1 설계 양력 계수로부터 상기 제2 설계 양력계로 점차 증대되어 있는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 제1 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고 있고, 날개 본체부는, 날개 근원측을 향하여 코드 길이가 증대하는 날개 선단 영역과, 날개 근원측에서 최대 코드 길이가 되는 최대 코드 길이 위치와, 날개 선단 영역과 최대 코드 길이 위치 사이에 위치하는 전이 영역을 갖고 있다.

풍력을 크게 받아서 출력을 기대할 수 있는 날개 선단 영역에서는, 거의 일정한 제1 설계 양력 계수로서, 날개 선단 영역 전체적으로 원하는 공력 특성을 발휘시키는 것으로 하였다. 제1 설계 양력 계수는, 실현 가능한 실질적인 상한값(예를 들어 날개 두께비 18％ 정도의 경우에 1.15 정도)으로서 정해진다.

한편, 최대 코드 길이 위치에서는, 제1 설계 양력 계수보다도 큰 제2 설계 양력 계수로서, 최대 코드 길이의 크기를 제한하는 것으로 하였다(상기 수학식 3 참조). 이 제2 설계 양력 계수를 적절하게 정함으로써, 수송상의 이유 등에 의해서 제한되는 최대 코드 길이 위치의 코드 길이의 상한값이 결정된다.

그리고, 전이 영역에서는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측을 향하여, 제1 설계 양력 계수로부터 제2 설계 양력 계수에 점차 증대하는 설계 양력 계수를 갖게 하는 것으로 하였다. 이에 의해, 날개 선단 영역으로부터 최대 코드 길이 위치까지 코드 길이를 증대시키는 경우라도, 설계 양력 계수의 변화 폭을 작게 그치게 할 수 있으므로, 공력 성능을 크게 손상시킬 일이 없다. 특히, 종래에는 고려되어 있지 않았던 두꺼운 날개부(날개 선단 영역에 비해 두꺼운 날개부가 되는 부위;전이 영역으로부터 최대 코드 길이 위치에 걸친 영역)에 있어서도 원하는 공력 특성을 유지할 수 있다.

이와 같이, 본 발명의 풍차 날개는 날개 선단 영역, 전이 영역 및 최대 코드 길이 위치의 각각에 대해서 원하는 설계 양력 계수를 부여하고, 날개 본체부의 전체에 걸쳐서 설계 양력 계수의 조합을 적절하게 규정하는 것으로 하였으므로, 날개 근원측에 코드 길이의 상한값이 제한된 조건 하에서도, 원하는 공력 특성을 발휘시킬 수 있다. 특히, 날개 선단 영역보다도 날개 근원측에 위치하는 두꺼운날개부의 공력 성능을 향상시킬 수 있다.

또한, 바람직하게는, 설계 주속비(날개 단부 주속/유입 풍속)는 6 이상(보다 바람직하게는 8.0 이상 9.0 이하), 레이놀즈수는 300만 이상 1000만 이하로 된다.

상기 본 발명의 제1 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 선단 영역은, 반경 위치를 날개 반경(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치가 0.5 이상 0.95 이하로 된 범위로 설정되고, 상기 제1 설계 양력 계수는, 그 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.10, 바람직하게는 X±0.05의 범위로 되고, 상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.2, 바람직하게는 X+0.3±0.1로 되고, 상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.15, 바람직하게는 X+0.15±0.075로 되어 있는 것이 바람직하다.

또한, 최대 코드 길이 위치는, 무차원 반경이 0.35보다도 작은 위치로 된다. 예를 들어, 최대 코드 길이 위치의 무차원 반경 위치는 (0.25±0.05) 정도로 된다. 이 경우, 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부의 무차원 반경 위치가 0.5로 되면, 전이 영역의 중앙 위치의 무차원 반경 위치는 0.35가 된다.

상기 본 발명의 제1 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 선단 영역은, 반경 위치를 날개 반경(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치가 0.5 이상 0.95 이하로 된 범위로 설정되고, 상기 제1 설계 양력 계수는, 1.15±0.05의 범위로 되고, 상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, 1.45±0.1로 되고, 상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, 1.30±0.075로 되어 있는 것이 바람직하다.

상기 본 발명의 제1 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 선단 영역은, 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비가 12％ 이상 30％ 이하로 된 범위로 설정되고, 상기 제1 양력 계수는, 그 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.10, 바람직하게는 X±0.05의 범위로 되고, 상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.2, 바람직하게는 X+0.3±0.1로 되고, 상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.15, 바람직하게는 X+0.15±0.075로 되어 있는 것이 바람직하다.

또한, 최대 코드 길이 위치는, 날개 두께비가 36％보다도 큰 위치로 된다. 예를 들어, 최대 코드 길이 위치의 날개 두께비는 42％ 정도로 된다. 이 경우, 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부의 날개 두께비가 30％로 되면, 전이 영역의 중앙 위치의 날개 두께비는 36％가 된다.

상기 본 발명의 제1 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 선단 영역은, 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비가 12％ 이상 30％ 이하로 된 범위로 설정되고, 상기 제1 설계 양력 계수는, 1.15±0.05의 범위로 되고, 상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, 1.45±0.1로 되고, 상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, 1.30±0.075로 되어 있는 것이 바람직하다.

본 발명의 제2 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부는 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비와, 날개 전방 모서리의 코드 길이 위치를 0％ 및 날개 후방 모서리의 코드 길이 위치를 100％로 한 경우의 1.25％ 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 Y125로 나타낸 경우, 날개 두께비 21％ 위치에서, Y125가 2.575±0.13％, 날개 두께비 24％ 위치에서, Y125가 2.6±0.15％, 날개 두께비 30％ 위치에서, Y125가 2.75±0.25％, 바람직하게는 2.75±0.20％, 보다 바람직하게는 2.75±0.15％로 되어 있는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 제2 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고 있고, 이 날개 본체부의 날개 단면 형상을 Y125에 의해서 부여하는 것으로 하였다. 이것은, 설계 양력 계수와 Y125의 상관이 좋은 것에 기초하는 것이다. 이에 의해, 원하는 설계 양력 계수를 충족시키는 날개 형상을 얻을 수 있다.

특히, 본 발명에서는, 날개 두께비와 Y125의 조합을 상기와 같이 규정함으로써, 날개 두께비가 21％로부터 30％까지의 사이의 날개 단면의 설계 양력 계수의 변화를 작게 할 수 있어, 원하는 공력 특성을 얻을 수 있다.

또한, Y125를 규정함으로써 높은 설계 양력 계수를 실현한 가느다란 날개를 제공할 수 있어, 풍차 날개가 받는 하중을 저감할 수 있다. 이에 의해, 풍차 날개를 장익화할 수 있어, 결과적으로 발전량을 향상시킬 수 있다.

상기 본 발명의 제2 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비가 21％ 이상 35％ 이하의 범위에서, 상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값, 상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값 및 상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 Y125를 갖는 것이 바람직하다.

상기 본 발명의 제2 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 본 발명의 풍차 날개는, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비 18％ 위치에서, Y125가 2.55±0.1％, 날개 두께비 36％ 위치에서, Y125가 3.0±0.4％, 바람직하게는 3.0±0.25％, 보다 바람직하게는 3.0±0.20％, 날개 두께비 42％ 위치에서, Y125가 3.4±0.6％, 바람직하게는 3.4±0.4％, 보다 바람직하게는 3.4±0.2％로 되어 있어도 좋다.

상기와 같이 날개 단면을 규정함으로써, 날개 선단측(날개 두께비 18％)으로부터 날개 근원측(날개 두께비 42％)까지의 영역에 걸쳐서 설계 양력 계수의 변화를 작게 한 풍차 날개를 제공할 수 있다.

또한, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비가 18％ 이상 42％ 이하의 범위에서, 상기 날개 두께비 18％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값, 상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값, 상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값, 상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값, 상기 날개 두께비 36％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값 및 상기 날개 두께비 42％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 Y125를 갖는 것이 바람직하다.

본 발명의 제3 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부는 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비와, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 배면측 팽창 YS로 나타낸 경우, 날개 두께비 21％ 위치에서, 배면측 팽창 YS가 12.0±0.6％, 날개 두께비 24％ 위치에서, 배면측 팽창 YS가 12.3±0.7％, 날개 두께비 30％ 위치에서, 배면측 팽창 YS가 13.3±1.2％, 바람직하게는 13.3±1.0％, 보다 바람직하게는 13.3±0.8％로 되어 있는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 제3 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고 있고, 이 날개 본체부의 날개 단면 형상을 배면측 팽창 YS에 의해서 부여하는 것으로 하였다. 이것은, 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS의 상관이 좋은 것에 기초하는 것이다. 이에 의해, 원하는 설계 양력 계수를 충족시키는 날개 형상을 얻을 수 있다.

특히, 본 발명에서는, 날개 두께비와 배면측 팽창의 조합을 상기와 같이 규정함으로써, 날개 두께비가 21％로부터 30％까지의 사이의 날개 단면의 설계 양력 계수의 변화를 작게 할 수 있어, 원하는 공력 특성을 얻을 수 있다.

또한, 배면측 팽창을 규정함으로써 높은 설계 양력 계수를 실현한 가느다란 날개를 제공할 수 있어, 풍차 날개가 받는 하중을 저감할 수 있다. 이에 의해, 풍차 날개를 장익화할 수 있어, 결과적으로 발전량을 향상시킬 수 있다.

상기 본 발명의 제3 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비가 21％ 이상 35％ 이하의 범위에서, 상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값, 상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값 및 상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YS를 갖는 것이 바람직하다.

상기 본 발명의 제3 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비 18％ 위치에서, YS가 11.7±0.5％, 날개 두께비 36％ 위치에서, YS가 14.6±2.0％, 바람직하게는 14.6±1.2％, 보다 바람직하게는 14.6±1.0％, 날개 두께비 42％ 위치에서, YS가 16.6±3.0％, 바람직하게는 16.6±2.0％, 보다 바람직하게는 16.6±1.5％로 되어 있는 것이 바람직하다.

또한, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비가 18％ 이상 42％ 이하의 범위에서, 상기 날개 두께비 18％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값, 상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값, 상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값, 상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값, 상기 날개 두께비 36％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값 및 상기 날개 두께비 42％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YS를 갖는 것이 바람직하다.

또한, 본 발명의 제4 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부는 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비와, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 표면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 표면측 팽창 YP로 나타낸 경우, 날개 두께비 21％ 위치에서, 표면측 팽창 YP가 9.0±0.6％, 날개 두께비 24％ 위치에서, 표면측 팽창 YP가 11.7±0.7％, 날개 두께비 30％ 위치에서, 표면측 팽창 YP가 16.7±1.2％, 바람직하게는 16.7±1.0％, 보다 바람직하게는 16.7±0.8％로 되어 있는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 제4 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고 있고, 이 날개 본체부의 날개 단면 형상을 표면측 팽창 YP에 의해서 부여하는 것으로 하였다. 이것은, 설계 양력 계수와 표면측 팽창 YP의 상관이 좋은 것에 기초하는 것이다. 이에 의해, 원하는 설계 양력 계수를 충족시키는 날개 형상을 얻을 수 있다.

특히, 본 발명에서는, 날개 두께비와 표면측 팽창의 조합을 상기와 같이 규정함으로써, 날개 두께비가 21％로부터 30％까지의 사이의 날개 단면의 설계 양력 계수의 변화를 작게 할 수 있어, 원하는 공력 특성을 얻을 수 있다.

또한, 표면측 팽창을 규정함으로써 높은 설계 양력 계수를 실현한 가느다란 날개를 제공할 수 있어, 풍차 날개가 받는 하중을 저감할 수 있다. 이에 의해, 풍차 날개를 장익화할 수 있어, 결과적으로 발전량을 향상시킬 수 있다.

상기 본 발명의 제4 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비가 21％ 이상 35％ 이하의 범위에서, 상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값, 상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값 및 상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YP를 갖는 것이 바람직하다.

상기 본 발명의 제4 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 본 발명의 풍차 날개는, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비 18％ 위치에서, YP가 6.3±0.5％, 날개 두께비 36％ 위치에서, YP가 21.4±2.0％, 바람직하게는 21.4±1.2％, 보다 바람직하게는 21.4±1.0％, 날개 두께비 42％ 위치에서, YP가 25.4±3.0％, 바람직하게는 25.4±2.0％, 보다 바람직하게는 25.4±1.5％로 되어 있어도 좋다.

또한, 상기 날개 본체부는, 날개 두께비가 18％ 이상 42％ 이하의 범위에서, 상기 날개 두께비 18％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값, 상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값, 상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값, 상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값, 상기 날개 두께비 36％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값 및 상기 날개 두께비 42％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YP를 갖는 것이 바람직하다.

본 발명의 제5 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)은, 그 배면측 형상이 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 부여되어 있는 것을 특징으로 한다.

각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있으므로, 각 반경 위치에서 원하는 공력 성능을 발휘하는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

또한, 본 발명에 있어서의 「신축」이란, 원하는 공력 특성이 얻어지는 범위에 있어서 실질적으로 신축되어 있으면 된다.

본 발명의 제6 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)은, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 부여되어 있는 것을 특징으로 한다.

각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있으므로, 각 반경 위치에서 원하는 공력 성능을 발휘하는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

또한, 신축비로서는, 최대 날개 두께를 코드 길이로 나눈 날개 두께비의 비를 사용하는 것이 바람직하다.

본 발명의 제7 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)은, 그 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되고, 또한, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 부여되어 있는 것을 특징으로 한다.

각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 배면측 형상 및 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 부여되어 있으므로, 각 반경 위치에서 원하는 공력 성능을 발휘하는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

또한, 날개 두께 분포의 신축비로서는, 최대 날개 두께를 코드 길이로 나눈 날개 두께비의 비를 사용하는 것이 바람직하다.

본 발명의 제8 형태에 관한 풍차 날개는, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)은, 그 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 부여되고, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 날개 전방 모서리로부터 날개 두께 최대 위치까지의 전방 모서리부는, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 부여되고, 또한, 상기 날개 두께 분포 및 상기 배면측 형상으로부터 표면측 형상이 정해져 있는 것을 특징으로 한다.

각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 부여되어 있으므로, 각 반경 위치에서 원하는 공력 성능을 발휘하는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

또한, 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 전방 모서리부에서 날개 두께 분포를 Y방향으로 신축된 형상으로서 표면측 형상을 정하고 있으므로, 원하는 공력 성능을 발휘하는 풍차 날개를 실현할 수 있다. 또한, 표면측 형상을 나타내는 표면 좌표(익현 위치로부터 표면측 형상까지의 거리)는 배면측 형상의 배면 좌표(익현 위치로부터 배면측 형상까지의 거리)로부터, 날개 두께 분포로부터 얻어지는 대응하는 익현 위치의 날개 두께를 줄임(배면 좌표-날개 두께)으로써 얻을 수 있다.

또한, 최대 날개 두께 위치보다도 후방 모서리측의 후방 모서리부에서는, 임의로 표면 형상을 임의로 설계할 수 있도록 하여, 설계 양력 계수의 최적화를 도모할 수 있다.

본 발명의 제9 형태에 관한 풍차 날개는, 익현선을 따르는 전방 모서리로부터의 거리 X를 코드 길이 C로 나눈 익현 방향 위치 X/C가 0.28 이상 0.32 이하의 범위 내에, 날개 두께가 최대가 되는 최대 날개 두께 위치가 마련되고, 상기 익현 방향 위치 X/C가 0.45 이상 0.55 이하의 범위 내에, 캠버가 최대가 되는 최대 캠버 위치가 마련되어 있는 날개 단면을 갖는 것을 특징으로 한다.

본 발명자는, 풍차 날개의 날개 단면에 대해서 다양한 수치 계산이나 풍동 시험을 검토한 결과, 이하의 조합에 의해 고성능(즉 최적 범위의 설계 양력 계수) 및 낮은 공력 소음(즉 날개 후방 모서리에 있어서의 경계층 두께의 저감)을 실현할 수 있는 것을 발견하였다.

익현 방향 위치 X/C가 0.28 이상 0.32 이하(보다 바람직하게는 0.29 이상 0.31 이하)의 범위 내에 최대 날개 두께 위치를 마련하고, 최대 날개 두께 위치를 전방 배치(전방 모서리측 배치)로 함으로써, 후방 배치에 비해, 설계 양력 계수의 향상, 최대 양항비의 향상 및 날개 후방 모서리에 있어서의 경계층 두께의 저감의 경향이 된다.

또한, 최대 캠버 위치가 익현 중앙보다도 전방 모서리측에 위치하는 전방 캠버의 경우, 후방 캠버에 비해, 최대 양항비의 향상 및 날개 후방 모서리에 있어서의 경계층 두께의 저감의 경향이 되지만, 최대 양력 계수의 저하의 경향이 된다. 한편, 후방 캠버의 경우, 최대 양력 계수의 향상의 경향의 경향이 되지만, 최대 양항비의 저하의 경향이 된다. 이와 같이, 전방 캠버와 후방 캠버에서는 트레이드 오프의 관계로 되므로, 전방 캠버와 후방 캠버의 중간이 되도록 최대 캠버 위치를 익현 방향 위치 X/C가 0.45 이상 0.55 이하가 되도록 정하였다.

이상의 조합에 의해, 고성능 또한 저소음의 풍차 날개를 실현할 수 있다.

상기 본 발명의 제9 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 캠버의 분포가, 상기 최대 캠버 위치를 중심으로 하여 상기 익현 방향에 거의 대칭으로 되어 있어도 좋다.

캠버의 익현 방향의 분포를, 최대 캠버 위치를 중심으로 하여 대칭으로 함으로써, 전방 캠버 및 후방 캠버의 장점을 도입할 수 있어, 최대 양항비 및 최대 양력 계수의 향상이 가능해진다.

상기 본 발명의 제9 형태에 관한 풍차 날개에 있어서, 상기 최대 날개 두께를 상기 코드 길이로 나눈 날개 두께비가 12％ 이상 21％ 이하의 범위로 된 풍차 날개 단부에, 상기 날개 단면이 설치되어 있어도 좋다.

풍력을 풍차 날개의 회전으로 변환하는 주요 부분으로서 기능하는 날개 두께비 12％ 이상 21％ 이하의 범위에 상기의 날개 단면을 설치함으로써, 고성능 또한 저소음의 풍차 날개를 실현할 수 있다.

또한, 본 발명의 제10 형태에 관한 풍력 발전 장치는, 상술한 어느 하나에 기재된 풍차 날개와, 상기 풍차 날개의 날개 근원측에 접속되고, 상기 풍차 날개에 의해서 회전되는 로터와, 상기 로터에 의해 얻어진 회전력을 전기 출력으로 변환하는 발전기를 구비하고 있는 것을 특징으로 한다.

상술한 풍차 날개를 구비한 풍력 발전 장치로 되어 있으므로, 장익화에 의해서 출력 증대를 도모할 수 있다.

본 발명의 제11 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서, 상기 날개 본체부의 선단측에서 날개 근원측을 향하여 코드 길이가 점차 증대하는 날개 선단 영역을, 거의 일정한 제1 설계 양력 계수로 하고, 상기 날개 본체부의 날개 근원측의 최대 코드 길이가 되는 최대 코드 길이 위치를, 상기 제1 설계 양력 계수보다도 큰 제2 설계 양력 계수로 하고, 상기 날개 선단 영역과 상기 최대 코드 길이 위치 사이에 위치하는 전이 영역을, 날개 선단측으로부터 날개 근원측을 향하여, 상기 제1 설계 양력 계수로부터 상기 제2 설계 양력계로 점차 증대시킨 설계 양력 계수로 하는 것을 특징으로 한다.

풍차 날개는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고 있고, 날개 본체부는, 날개 근원측을 향하여 코드 길이가 증대하는 날개 선단 영역과, 날개 근원측에서 최대 코드 길이가 되는 최대 코드 길이 위치와, 날개 선단 영역과 최대 코드 길이 위치 사이에 위치하는 전이 영역을 갖고 있다.

한편, 최대 코드 길이 위치에서는, 제1 설계 양력 계수보다도 큰 제2 설계 양력 계수로서, 최대 코드 길이의 크기를 제한하는 것으로 하였다(상기 수학식 3) 참조). 이 제2 설계 양력 계수를 적절하게 정함으로써, 수송상의 이유 등에 의해서 제한되는 최대 코드 길이 위치의 코드 길이의 상한값이 결정된다.

이와 같이, 본 발명의 풍차 날개의 설계 방법에 따르면, 날개 선단 영역, 전이 영역 및 최대 코드 길이 위치의 각각에 대해서 원하는 설계 양력 계수를 부여하고, 날개 본체부의 전체에 걸쳐서 설계 양력 계수의 조합을 적절하게 규정하는 것으로 하였으므로, 날개 근원측에 코드 길이의 상한값이 제한된 조건 하에서도, 원하는 공력 특성을 발휘시킬 수 있다. 특히, 날개 선단 영역보다도 날개 근원측에 위치하는 두꺼운 날개부의 공력 성능을 향상시킬 수 있다.

본 발명의 제12 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서, 상기 날개 본체부의 각 날개 단면에 있어서의 소정의 설계 양력 계수를 결정하는 설계 양력 계수 결정 스텝과, 상기 설계 양력 계수 결정 스텝에 의해 결정된 설계 양력 계수를 만족하도록, 날개 전방 모서리의 코드 길이 위치를 0％ 및 날개 후방 모서리의 코드 길이 위치를 100％로 한 경우의 1.25％ 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 Y125를 결정하는 Y125 결정 스텝을 갖는 것을 특징으로 한다.

본 발명자들이 예의 검토한 바, 설계 양력 계수와 Y125의 상관이 강한 것을 발견하였다. 따라서, 본 발명에서는, 소정의 설계 양력 계수를 만족하도록 Y125를 결정하는 것으로 하였으므로, 원하는 공력 특성을 갖는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

본 발명의 제13 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서, 상기 날개 본체부의 각 날개 단면에 있어서의 소정의 설계 양력 계수를 결정하는 설계 양력 계수 결정 스텝과, 상기 설계 양력 계수 결정 스텝에 의해 결정된 설계 양력 계수를 만족하도록, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 배면측 팽창 YS를 결정하는 YS 결정 스텝을 갖는 것을 특징으로 한다.

본 발명자들이 예의 검토한 바, 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS의 상관이 강한 것을 발견하였다. 따라서, 본 발명에서는, 소정의 설계 양력 계수를 만족하도록 YS를 결정하는 것으로 하였으므로, 원하는 공력 특성을 갖는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

본 발명의 제14 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서, 상기 날개 본체부의 각 날개 단면에 있어서의 소정의 설계 양력 계수를 결정하는 설계 양력 계수 결정 스텝과, 상기 설계 양력 계수 결정 스텝에 의해 결정된 설계 양력 계수를 만족하도록, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 표면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 표면측 팽창 YP를 결정하는 YP 결정 스텝을 갖는 것을 특징으로 한다.

본 발명자들이 예의 검토한 바, 설계 양력 계수와 표면측 팽창 YP의 상관이 강한 것을 발견하였다. 따라서, 본 발명에서는, 소정의 설계 양력 계수를 만족하도록 YP를 결정하는 것으로 하였으므로, 원하는 공력 특성을 갖는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

본 발명의 제15 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을, 그 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정하는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 제16 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정하는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 제17 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을, 그 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되고, 또한, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정되어 있는 것을 특징으로 한다.

각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 배면측 형상 및 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있으므로, 각 반경 위치에서 원하는 공력 성능을 발휘하는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

본 발명의 제18 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을, 그 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정하고, 상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 날개 전방 모서리로부터 날개 두께 최대 위치까지의 전방 모서리부를, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 되고, 또한, 상기 날개 두께 분포 및 상기 배면측 형상으로부터 표면측 형상을 규정하는 것을 특징으로 한다.

또한, 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 전방 모서리부에서 날개 두께 분포를 Y방향으로 신축된 형상으로서 표면측 형상을 정하고 있으므로, 원하는 공력 성능을 발휘하는 풍차 날개를 실현할 수 있다. 또한, 표면측 형상을 나타내는 표면 좌표(익현 위치로부터 표면측 형상까지의 거리)는, 배면측 형상의 배면 좌표(익현 위치로부터 배면측 형상까지의 거리)로부터, 날개 두께 분포로부터 얻어지는 대응하는 익현 위치의 날개 두께를 줄임(배면 좌표-날개 두께)으로써 얻을 수 있다.

또한, 최대 날개 두께 위치보다도 후방 모서리측의 후방 모서리부에서는, 표면 형상을 임의로 설계할 수 있도록 하여, 설계 양력 계수의 최적화를 도모할 수 있다.

상기 본 발명의 제18 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서, 상기 최대 날개 두께 위치로부터 날개 후방 모서리까지의 후방 모서리부는, 상기 배면측 형상 및 상기 날개 두께 분포로부터 정해지는 기준 표면측 형상에 대해서, 소정의 조정량으로써 정해진 표면측 형상으로 되어 있어도 좋다.

최대 날개 두께 위치보다도 후방 모서리측의 후방 모서리부에서는, 소정의 조정량으로써 표면 형상을 임의로 설계할 수 있도록 하였으므로, 설계 양력 계수의 최적화를 도모할 수 있다.

또한, 상기 조정량은, 상기 최대 날개 두께 위치 및 상기 날개 후방 모서리에서 0으로 되고, 또한, 표면측 형상을 부여하는 표면 좌표의 익현 방향에 있어서의 1차 미분량이 0으로 된 익현 위치에 대한 4차식으로 규정된 함수에 의해 부여되어도 좋다.

간편하게 조정량을 부여할 수 있어, 용이하게 원하는 표면측 형상을 얻을 수 있다.

본 발명의 제19 형태에 관한 풍차 날개의 설계 방법은, 익현선을 따르는 전방 모서리로부터의 거리 X를 코드 길이 C로 나눈 익현 방향 위치 X/C가 0.28 이상 0.32 이하의 범위 내에, 날개 두께가 최대가 되는 최대 날개 두께 위치를 마련하고, 상기 익현 방향 위치 X/C가 0.45 이상 0.55 이하의 범위 내에, 캠버가 최대가 되는 최대 캠버 위치를 마련하는 것을 특징으로 한다.

날개 선단 영역, 전이 영역 및 최대 코드 길이 위치의 각각에 대해서 원하는 설계 양력 계수를 부여하고, 날개 본체부의 전체에 걸쳐서 설계 양력 계수의 조합을 적절하게 규정하는 것으로 하였으므로, 날개 근원측에 코드 길이의 상한값이 제한된 조건 하에서도, 원하는 공력 특성을 발휘시킬 수 있다.

설계 양력 계수와 상관이 있는 Y125를 규정하도록 하였으므로, 원하는 설계 양력 계수를 충족시키는 날개 형상을 얻을 수 있다. 따라서, 높은 설계 양력 계수를 실현한 가느다란 날개를 제공할 수 있어, 풍차 날개가 받는 하중을 저감할 수 있다. 이에 의해, 풍차 날개를 장익화할 수 있어, 결과적으로 발전량을 향상시킬 수 있다.

설계 양력 계수와 상관이 있는 배면측 팽창 YS나 표면측 팽창 YP를 규정하도록 하였으므로, 원하는 설계 양력 계수를 충족시키는 날개 형상을 얻을 수 있다. 따라서, 높은 설계 양력 계수를 실현한 가느다란 날개를 제공할 수 있어, 풍차 날개가 받는 하중을 저감할 수 있다. 이에 의해, 풍차 날개를 장익화할 수 있어, 결과적으로 발전량을 향상시킬 수 있다.

배면측 형상이나 날개 두께 분포를 각 반경 위치(각 날개 두께비)에서 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정하였으므로, 원하는 공력 성능을 발휘하여 출력 증대를 도모할 수 있는 풍차 날개를 실현할 수 있다.

최대 날개 두께 위치 및 최대 캠버 위치를 적절하게 정함으로써, 고성능 또한 저소음으로 된 풍차 날개를 제공할 수 있다.

도 1은 풍차 날개의 대표적 형상을 도시한 사시도이다.
도 2는 도 1의 각 날개 두께비에 있어서의 단면을 도시한 도면이다.
도 3은 도 1의 각 날개 두께비에 있어서의 익형을 도시한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시 형태에 관한 풍차 날개를 설계할 때의 설명도이다.
도 5는 도 4의 풍차 날개의 설계 방법을 도시한 설명도이다.
도 6은 도 4의 풍차 날개의 설계 방법을 도시한 설명도이다.
도 7a는 설계 양력 계수의 분포를 무차원 반경에 대해서 나타낸 도면이다.
도 7b는 설계 양력 계수의 분포를 무차원 반경에 대해서 나타낸 도면이다.
도 7c는 설계 양력 계수의 분포를 무차원 반경에 대해서 나타낸 도면이다.
도 8a는 설계 양력 계수의 분포를 날개 두께비에 대해서 나타낸 도면이다.
도 8b는 설계 양력 계수의 분포를 날개 두께비에 대해서 나타낸 도면이다.
도 8c는 설계 양력 계수의 분포를 날개 두께비에 대해서 나타낸 도면이다.
도 9는 Y125를 도시한 도면이다.
도 10a는 날개 두께비에 대한 Y125의 분포를 나타낸 도면이다.
도 10b는 날개 두께비에 대한 Y125의 분포를 나타낸 도면이다.
도 10c는 날개 두께비에 대한 Y125의 분포를 나타낸 도면이다.
도 11a는 설계 양력 계수와 Y125의 상관을 나타낸 도면이다.
도 11b는 설계 양력 계수와 Y125의 상관을 나타낸 도면이다.
도 11c는 설계 양력 계수와 Y125의 상관을 나타낸 도면이다.
도 11d는 설계 양력 계수와 Y125의 상관을 나타낸 도면이다.
도 11e는 설계 양력 계수와 Y125의 상관을 나타낸 도면이다.
도 12는 본 발명의 일 실시 형태에 관한 날개 단면을 도시한 도면이다.
도 13a는 풍차 날개의 성능에 관한 파라미터에 대해서 설명한 도면이다.
도 13b는 풍차 날개의 성능에 관한 파라미터에 대해서 설명한 도면이다.
도 13c는 풍차 날개의 성능에 관한 파라미터에 대해서 설명한 도면이다.
도 13d는 풍차 날개의 성능에 관한 파라미터에 대해서 설명한 도면이다.
도 14a는 최대 날개 두께 위치에 대한 설계 양력 계수 및 경계층 두께의 변화를 나타낸 그래프이다.
도 14b는 최대 날개 두께 위치에 대한 설계 양력 계수 및 경계층 두께의 변화를 나타낸 그래프이다.
도 15a는 최대 캠버 위치에 대한 최대 양력 계수 및 최대 양항비의 변화를 나타낸 그래프이다.
도 15b는 최대 캠버 위치에 대한 최대 양력 계수 및 최대 양항비의 변화를 나타낸 그래프이다.
도 16은 배면측 팽창 YS 및 표면측 팽창 YP를 도시한 날개 단면도이다.
도 17a는 날개 두께비에 대한 배면측의 팽창 YS의 분포를 나타낸 도면이다.
도 17b는 날개 두께비에 대한 배면측의 팽창 YS의 분포를 나타낸 도면이다.
도 17c는 날개 두께비에 대한 배면측의 팽창 YS의 분포를 나타낸 도면이다.
도 18a는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS의 상관을 나타낸 도면이다.
도 18b는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS의 상관을 나타낸 도면이다.
도 18c는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS의 상관을 나타낸 도면이다.
도 18d는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS의 상관을 나타낸 도면이다.
도 18e는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS의 상관을 나타낸 도면이다.
도 19a는 날개 두께비에 대한 표면측의 팽창 YP의 분포를 나타낸 도면이다.
도 19b는 날개 두께비에 대한 표면측의 팽창 YP의 분포를 나타낸 도면이다.
도 19c는 날개 두께비에 대한 표면측의 팽창 YP의 분포를 나타낸 도면이다.
도 20a는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YP의 상관을 나타낸 도면이다.
도 20b는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YP의 상관을 나타낸 도면이다.
도 20c는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YP의 상관을 나타낸 도면이다.
도 20d는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YP의 상관을 나타낸 도면이다.
도 20e는 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YP의 상관을 나타낸 도면이다.
도 21a는 본 발명과 같이 설계 양력 계수를 적정화한 경우의 효과를 나타낸 그래프이다.
도 21b는 본 발명과 같이 설계 양력 계수를 적정화한 경우의 효과를 나타낸 그래프이다.
도 21c는 본 발명과 같이 설계 양력 계수를 적정화한 경우의 효과를 나타낸 그래프이다.
도 21d는 본 발명과 같이 설계 양력 계수를 적정화한 경우의 효과를 나타낸 그래프이다.
도 22는 배면측 형상의 결정 방법을 나타낸 도면이다.
도 23은 날개 두께 분포의 결정 방법을 나타낸 도면이다.
도 24는 표면측 형상의 결정 방법을 나타낸 도면이다.
도 25는 날개 후방 모서리부의 표면측 형상의 조정량의 부여 방법을 나타낸 도면이다.
도 26은 레이놀즈수의 정의를 도시한 설명도이다.

이하에, 본 발명에 관한 실시 형태에 대해서, 도면을 참조해서 설명한다.

[제1 실시 형태]

본 실시 형태에 관한 풍차 날개는, 풍력 발전 장치의 날개로서 적절하게 사용된다. 풍차 날개는, 예를 들어 3개 설치되고, 각각이 약 120°의 간격을 갖고서 로터에 접속되어 있다. 바람직하게는, 풍차 날개의 회전 직경(날개 직경)은 60m 이상으로 되고, 솔리디티가 0.2 이상 0.6 이하인 가늘고 긴 날개로 된다. 풍차 날개는, 가변 피치로 되어 있어도 좋고, 고정 피치로 되어 있어도 좋다.

도 1에 도시하는 바와 같이, 풍차 날개(1)는 삼차원 날개로 되어 있고, 회전 중심측인 날개 근원(1a)측으로부터 날개 선단(1b)측을 향하여 연장되어 있다.

익형 형상을 정의하는 경우, 도 1에 도시되어 있는 바와 같이, 각 날개 두께비(날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율)의 반경 위치(날개의 회전 중심으로부터의 거리에 상당하는 위치)에 있어서 Z(날개의 길이 축 방향)=일정한 단면에서 절단된 익소 단면을 사용하여 표시된다. 도 1에서는, 날개 두께비가 18％, 21％, 24％, 30％, 36％, 42％의 각 반경 위치에서 절단된 익소 단면이 풍차 날개의 형상의 정의로서 사용되는 것이 도시되어 있다. 또한, 풍차 날개(1)의 반경 위치를 도시하는 경우에, 날개 두께비 대신에, 날개의 회전 중심으로부터의 거리에 상당하는 반경 위치 r(혹은 반경 위치를 날개 반경으로 나눈 무차원 반경 위치 r/R)이 사용되는 경우도 있다.

도 2에는, 도 1의 익소 단면을 XY 평면(Z축에 직교하는 평면)으로 투영한 것이다. 도 2와 같이 풍차 날개(1)의 길이 방향 선단에서 본 경우, 우측이 날개 전방 모서리, 좌측이 날개 후방 모서리가 된다.

도 3은, 풍차 날개(1)의 각 날개 두께비에 있어서의 익소 단면에 대해서, 그 전방 모서리를 X=0, Y=0, 후방 모서리를 X=1, Y=0으로 정규화한 것이다. 도 3과 같이 표시된 형상을 익형이라고 말한다.

도 4에는, 본 실시 형태에 관한 풍차 날개(1)를 설계할 때의 설명도가 도시되어 있다.

도 4에 있어서, 횡축은 무차원 반경, 종축은 무차원 코드 길이를 나타낸다. 무차원 반경은, 상술한 바와 같이, 회전 중심으로부터의 날개 단면의 반경 위치 r을 풍차 날개(1)의 날개 반경 R로 나눈 값(r/R)이다. 여기서, 날개 반경이란, 풍차 날개(1)가 회전하여 그 날개 선단이 그리는 궤적원의 직경(날개 직경)의 2분의 1이다. 무차원 코드 길이는, 날개 단면의 코드 길이 c를 날개 반경 R로 나눈 값(c/R)이다.

도 4에는, 상기 수학식 3으로부터 얻어지는 설계 양력 계수 CLdesign이 일정하게 된 곡선(가는선)이 복수 나타내어져 있다. 설계 양력 계수 CLdesign이 일정한 곡선은, 상기 수학식 3을 만족하므로, 공력 특성의 관점으로부터, 그 설계 주속비에 있어서의 최적 코드 길이(종축)를 부여한다.

또한, 도 4에서는, 설계 주속비가 8.0 이상 8.5 이하, 레이놀즈수가 300만 이상 1000만 이하로 되어 있다.

본 실시 형태의 풍차 날개(1)는, 도 4에서 굵은선으로 나타내는 바와 같이, 날개 선단(1b)측으로부터 날개 근원(1a)측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부(3)를 구비하고 있다. 본 실시 형태에서는, 날개 본체부(3)의 무차원 반경은, 0.2 이상 0.95 이하로 되어 있다.

날개 본체부(3)는 날개 선단(1b)측에 위치하는 동시에, 코드 길이가 점차 증대하는 날개 선단 영역(1c)과, 날개 근원(1a)측에 위치하는 동시에 최대 코드 길이가 되는 최대 코드 위치(1d)와, 날개 선단 영역(1c)과 최대 코드 길이 위치(1d) 사이에 위치하는 전이 영역(1e)을 갖고 있다.

본 실시 형태에서는, 날개 선단 영역(1c)의 무차원 반경은 0.5 이상 0.95 이하로 되고, 최대 코드 길이 위치(1d)의 무차원 반경은 (0.25±0.05)로 되고, 전이 영역(1e)의 무차원 반경은 0.2 이상(0.2를 포함하지 않고) 0.5 미만으로 되어 있다.

도 4에 도시되어 있는 바와 같이, 날개 선단 영역(1c)은, 거의 일정한 제1 설계 양력 계수(본 실시 형태에서는 1.15)로 되어 있다. 날개 선단 영역(1c)의 제1 설계 양력 계수는, 박익이 되는 날개 선단 영역(1c)의 날개 두께비(예를 들어 18％ 정도)로부터 실현 가능한 실질적인 상한값으로 된다. 이 설계 양력 계수의 상한값은, 공력 특성을 고려하면 설계 양력 계수가 크면 좋으므로 박익의 경우이면 휨을 크게 하게 되지만, 휨의 증대의 배반사상으로서 흐름의 박리가 발생해서 손실이 크게 되므로, 소정의 값으로 결정된다. 이와 같이, 날개 선단 영역(1c)에서 거의 일정한 제1 설계 양력 계수를 갖게 하는 것으로 하였으므로, 풍력을 크게 받아서 출력을 기대할 수 있는 날개 선단 영역(1c)에서 원하는 공력 특성을 발휘시킬 수 있다.

또한, 최대 코드 길이 위치(1d)는, 제1 설계 양력 계수보다도 큰 값을 갖는 제2 설계 양력 계수(본 실시 형태에서는 1.45)가 되어 있다. 이 제2 설계 양력 계수는, 수송상의 이유 등에 의해서 제한되는 최대 코드 길이로부터 결정된다. 예를 들어, 도 4에 도시되어 있는 바와 같이, 풍차 날개(1)를 수송하는 도로의 폭 등으로부터 무차원 최대 코드 길이가 0.08로 제한되면, 이 무차원 최대 코드 길이를 취하는 설계 양력 계수는, 최대 코드 길이 위치(1d)로서 부여되는 무차원 반경(0.25±0.05)으로부터, 1.45로 정해진다.

전이 영역(1e)에서는, 제1 설계 양력 계수(1.15)로부터 제2 설계 양력 계수(1.45)로 점차 증대하는 설계 양력 계수를 갖게 하는 것으로 하였다. 즉, 제1 설계 양력 계수를 갖는 날개 선단 영역(1c)의 날개 근원측과, 제2 설계 양력 계수를 갖는 최대 코드 길이 위치(1d)를 원활하게 접속하였다. 이에 의해, 날개 선단 영역(1c)으로부터 최대 코드 길이 위치(1d)까지 코드 길이를 증대시키는 경우라도, 설계 양력 계수의 변화 폭을 작게 그치게 할 수 있으므로, 공력 성능을 크게 손상시킬 일이 없다. 특히, 종래에는 고려되어 있지 않았던 두꺼운 날개부[날개 선단 영역(1c)에 비해 두꺼운 날개부가 되는 부위;전이 영역(1e)으로부터 최대 코드 길이 위치(1d)에 걸친 영역]에 있어서도 원하는 공력 특성을 유지할 수 있다.

다음에, 상술한 풍차 날개(1)의 설계 방법에 대해서, 도 5 및 도 6을 사용하여 설명한다. 또한, 도 5 및 도 6은, 도 4에 도시한 풍차 날개(1)를 설계할 때에 사용되는 설명도이며, 따라서, 도 4와 마찬가지의 종축 및 횡축을 갖고, 마찬가지의 설계 양력 계수 CLdesign의 곡선이 그려져 있다.

<스텝 0>

소정의 설계 주속비(본 실시 형태에서는 8.0 이상 8.5 이하) 하에서, 소정의 무차원 반경에서는, 상기 수학식 3으로부터, 원하는 설계 양력 계수를 만족하는 성능 최적이 되는 무차원 코드 길이가 부여된다. 예를 들어, 도 5에 도시하는 바와 같이, 무차원 반경 위치 0.6에 대해서, 원하는 설계 양력 계수 1.15를 부여하는 무차원 코드 길이는 0.04가 된다.

<스텝 1>

최대 코드 길이 위치(무차원 반경 위치가 0.2 내지 0.3 정도;본 실시 형태에서는 0.24)(1d)의 코드 길이는, 수송상의 이유 등에 의해 소정의 최대값(무차원 코드 길이가 0.065 내지 0.085 정도;본 실시 형태에서는 0.08)으로 규정한다. 이에 의해, 최대 코드 길이 위치(1d)에 있어서의 설계 양력 계수(제2 설계 양력 계수)가 정해지게(본 실시 형태에서는 1.45) 된다.

<스텝 2>

날개 선단 부근(무차원 반경 위치가 0.85 내지 0.95 정도)의 코드 길이는, 설계 양력 계수의 실질적인 상한값(본 실시 형태에서는, 날개 두께비 18％ 정도의 박익으로 된 경우, 1.15 정도;제1 설계 양력 계수)으로 규정한다.

<스텝 3>

스텝 1 및 스텝 2로 정해진 점을 원활하게 연결한 선을 설계 코드 길이로 한다. 보다 구체적으로는, 무차원 반경 위치가 0.5 내지 0.95로 된 날개 선단 영역(1c)에서는, 스텝 2로 규정한 설계 양력 계수를 유지하도록, CLdesign=1.15의 곡선을 따르도록 무차원 코드 길이를 정한다. 그리고, 무차원 반경 위치가 0.2 내지 0.5로 된 전이 영역(1e)은, 제1 설계 양력 계수(1.15)와 제2 설계 양력 계수(1.45) 사이에서, 날개 선단측으로부터 날개 근원측을 향하여 설계 양력 계수가 점차 증대하도록 무차원 코드 길이를 정한다. 이에 의해, 풍차 날개(1)의 날개 본체부(3)에 있어서, 무차원 반경 위치와 설계 양력 계수의 조합이 규정된다.

또한, 도 6에 나타낸 굵은선은, 설계 코드 길이의 중앙값을 나타내고 있지만, 실제로는 소정 범위 내에서 각 무차원 반경에 있어서의 무차원 코드 길이가 정해져 있고, 그 영역은 도 6 중의 프레임(5) 내로 규정된다.

도 7a, 도 7b 및 도 7c에는, 상술한 바와 같이 형상이 정해진 풍차 날개(1)에 대해서, 각 무차원 반경 위치에 대한 설계 양력 계수의 분포가 나타내어져 있다.

도 7a에서는, 무차원 반경 위치가 0.5 이상 0.95 이하로 된 날개 선단 영역(1c)은, 제1 설계 양력 계수의 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.10의 범위로 되어 있다.

무차원 반경 위치가 (0.25±0.05)로 된 최대 코드 길이 위치(1d)의 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.2로 되어 있다.

무차원 반경 위치가 0.2 이상(0.2를 포함하지 않고) 0.5 미만으로 된 전이 영역(1e)은, 날개 선단 영역(1c)의 날개 근원 측단부(무차원 반경이 0.5의 위치)와 최대 코드 길이 위치(1d) 사이의 중앙 위치(도 7a에서는 무차원 반경이 0.35의 위치)에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.15로 되어 있다.

도 7b에는, 도 7a보다도 설계 양력 계수의 범위를 좁게 한 예가 나타내어져 있다. 즉, 무차원 반경 위치가 0.5 이상 0.95 이하로 된 날개 선단 영역(1c)은, 제1 설계 양력 계수의 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.05의 범위로 되어 있다.

무차원 반경 위치가 (0.25±0.05)로 된 최대 코드 길이 위치(1d)의 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.1로 되어 있다.

무차원 반경 위치가 0.2 이상(0.2를 포함하지 않고) 0.5 미만으로 된 전이 영역(1e)은, 날개 선단 영역(1c)의 날개 근원 측단부(무차원 반경이 0.5의 위치)와 최대 코드 길이 위치(1d) 사이의 중앙 위치(도 7b에서는 무차원 반경이 0.35의 위치)에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.075로 되어 있다.

도 7c에는, 구체적인 설계 양력 계수를 부여한 예가 나타내어져 있다. 즉, 무차원 반경 위치가 0.5 이상 0.95 이하로 된 날개 선단 영역(1c)은, 제1 설계 양력 계수가 1.15±0.05의 범위로 되어 있다.

무차원 반경 위치가 (0.25±0.05)로 된 최대 코드 길이 위치(1d)의 제2 설계 양력 계수는, 1.45±0.1로 되어 있다.

무차원 반경 위치가 0.2 이상(0.2를 포함하지 않고) 0.5 미만으로 된 전이 영역(1e)은, 날개 선단 영역(1c)의 날개 근원 측단부(무차원 반경이 0.5의 위치)와 최대 코드 길이 위치(1d) 사이의 중앙 위치(도 7c에서는 무차원 반경이 0.35의 위치)에 있어서의 설계 양력 계수가, 1.30±0.075로 되어 있다.

도 8a, 도 8b 및 도 8c에는, 도 4 내지 도 6과 같이 형상이 정해진 풍차 날개(1)에 대해서, 각 날개 두께비에 대한 설계 양력 계수의 분포가 나타내어져 있다. 즉, 도 7a, 도 7b 및 도 7c에서는 횡축을 무차원 반경으로서 도시하였지만, 도 8a, 도 8b 및 도 8c에서는 횡축을 날개 두께비로 나타내고 있다. 날개 두께비는, 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값을 백분율로 표시한 것이다.

도 8a에서는, 날개 두께비가 12％ 이상 30 이하로 된 날개 선단 영역(1c)은, 제1 설계 양력 계수의 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.10의 범위로 되어 있다.

날개 두께비가 42％로 된 최대 코드 길이 위치(1d)의 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.2로 되어 있다.

날개 두께비가 30％ 이상(30％를 포함하지 않고) 42％ 미만으로 된 전이 영역(1e)은, 날개 선단 영역(1c)의 날개 근원 측단부(날개 두께비가 30％의 위치)와 최대 코드 길이 위치(1d) 사이의 중앙 위치(도 8a에서는 날개 두께비가 36％의 위치)에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.15로 되어 있다.

도 8b에는, 도 8a보다도 설계 양력 계수의 범위를 좁게 한 예가 나타내어져 있다. 즉, 날개 두께비가 12％ 이상 30 이하로 된 날개 선단 영역(1c)은, 제1 설계 양력 계수의 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.05의 범위로 되어 있다.

날개 두께비가 42％로 된 최대 코드 길이 위치(1d)의 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.1로 되어 있다.

날개 두께비가 30％ 이상(30％를 포함하지 않고) 42％ 미만으로 된 전이 영역(1e)은, 날개 선단 영역(1c)의 날개 근원 측단부(날개 두께비가 30％의 위치)와 최대 코드 길이 위치(1d) 사이의 중앙 위치(도 8b에서는 날개 두께비가 36％의 위치)에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.075로 되어 있다.

도 8c에는, 구체적인 설계 양력 계수를 부여한 예가 나타내어져 있다. 즉, 날개 두께비가 12％ 이상 30 이하로 된 날개 선단 영역(1c)은, 제1 설계 양력 계수가 1.15±0.05의 범위로 되어 있다.

날개 두께비가 42％로 된 최대 코드 길이 위치(1d)의 제2 설계 양력 계수는, 1.45±0.1로 되어 있다.

날개 두께비가 30％ 이상(30％를 포함하지 않고) 42％ 미만으로 된 전이 영역(1e)은, 날개 선단 영역(1c)의 날개 근원 측단부(날개 두께비가 30％의 위치)와 최대 코드 길이 위치(1d) 사이의 중앙 위치(도 8c에서는 날개 두께비가 36％의 위치)에 있어서의 설계 양력 계수가, 1.30±0.075로 되어 있다.

다음에, 이상과 같이 원하는 설계 양력 계수가 각 날개 두께 위치(또는 반경 위치)에 의해 결정된(설계 양력 계수 결정 스텝) 후에, 이 설계 양력 계수를 실현하는 풍차 날개(1)의 형상의 규정의 방법에 대해서 설명한다.

구체적으로는, 날개 선단의 배면측의 코드(익현)로부터의 거리를 나타내는 Y125를 결정함(Y125 결정 스텝)으로써, 각 날개 두께 위치에 있어서의 익형을 정의한다. Y125는, 도 9에 도시되어 있는 바와 같이, 날개 전방 모서리의 코드 길이 위치를 0％ 및 날개 후방 모서리의 코드 길이 위치를 100％로 한 경우의 1.25％ 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율이다.

도 10a, 도 10b 및 도 10c에는, 날개 두께비에 대한 Y125의 분포가 나타내어져 있다.

도 10a, 도 10b 및 도 10c에 있어서의 Y125는, 하기 표와 같이 규정된다.

즉, Y125는, (a)의 범위로 규정되고, 바람직하게는 (b)의 범위로 규정되고, 더욱 바람직하게는 (c)의 범위로 규정된다.

도 10a, 도 10b 및 도 10c에 도시하는 바와 같이, 풍차 날개(1)는, 각 날개 단면에서, 상기 표에 나타낸 각 날개 두께비에 있어서의 Y125를 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 Y125를 갖는다.

도 10a, 도 10b 및 도 10c에는, 본 실시 형태에 대한 비교예로서, 종래의 NACA 날개를 기본으로서 얻어진 풍차 날개의 Y125의 값이 사각 표시로 플롯되어 있다. 이와 같이, 본 실시 형태에 관한 풍차 날개는, 종래의 풍차 날개에 대해서 다른 Y125를 갖는다.

이와 같이, 각 날개 두께비에 있어서의 Y125가 정해지면, 풍차에 있어서의 익형으로서 날개 전방 모서리로부터 최대 날개 두께 위치까지는 거의 일의적으로 결정된다.

도 11a 내지 도 11e에는, Y125에 의해 원하는 설계 양력 계수가 얻어지는 근거가 되는 데이터가 나타내어져 있다.

도 11a 내지 도 11e는, 각각, 날개 두께비가 21％, 24％, 30％, 36％ 및 42％로 되었을 때의 결과이다. 이들의 도면은, 수치 시뮬레이션에 의해 Y125를 변화시킨 결과가 얻어진 것이다.

각 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 설계 양력 계수와 Y125 사이에는 강한 상관 관계가 있는 것을 알 수 있다.

다음에, 이상과 같이 최적으로 결정된 설계 양력 계수를 실현하는 동시에, 최대 양력 계수의 향상, 최대 양항비의 향상 및 날개 후방 모서리에 있어서의 난류 경계층 두께의 저감을 실현하는 날개 단면에 대해서 검토한다.

도 12에는, 본 실시 형태에 관한 익형이 도시되어 있다. 익형은, 풍차 날개(1)의 각 날개 두께비에 있어서의 익소 단면에 대해서, 전방 모서리(6)로부터 후방 모서리(4)를 통과하는 익현선(7) 상의 길이인 코드 길이 C를 사용하여 정규화되어 있다. 구체적으로는, 전방 모서리를 X/C=0, Y/C=0, 후방 모서리를 X/C=1, Y/C=0으로서 정규화하고 있다.

도 12에는, 풍류 입각을 θ, 항력 계수를 CD, 양력 계수를 CL로서 나타내고 있다.

또한, 도 12에 도시하는 바와 같이, 배면측의 최대 날개 두께 위치(2)로부터 후방 모서리(4)에 걸쳐서 난류 경계층(5)이 발달한다. 이 난류 경계층(5)으로부터 토출되는 경계층 내의 소용돌이에 의해 공력 소음이 야기된다. 따라서, 후방 모서리(4)에 있어서의 난류 경계층 두께 DSTAR을 얇게 함으로써 공력 소음을 저감할 수 있다.

본 실시 형태에서는, 도 12에 도시된 익형이, 날개 두께비가 12％ 이상 21％ 이하로 된 범위로 설정되어 있다. 이 날개 두께비의 범위는, 풍력을 풍차 날개의 회전으로 변환하는 주요 부분으로서 기능하는 범위로서 정해져 있다.

그리고, 익현 방향 위치 X/C가 0.28 이상 0.32 이하(보다 바람직하게는 0.29 이상 0.31 이하)의 범위 내에, 최대 날개 두께 위치(2)가 설치되어 있다.

또한, 익현 방향 위치 X/C가 0.45 이상 0.55 이하의 범위 내에, 캠버가 최대가 되는 최대 캠버 위치가 마련되어 있다.

또한, 캠버의 분포가, 최대 캠버 위치를 중심으로 하여 익현 방향에 거의 대칭으로 되어 있다.

도 13a 내지 도 13d에는, 풍차 날개의 성능을 특징짓는 각 파라미터가, 풍류 입각 θ에 대해서 나타내어져 있다.

도 13a는, 풍류 입각 θ에 대한 양력 계수 CL의 변화가 나타내어져 있다. 도 13a에 도시되어 있는 바와 같이, 양력 계수 CL은 풍류 입각 θ가 증대함에 따라서 증대하고, 최대값인 최대 양력 계수 CLmax를 나타낸 후에, 저하한다. 이 최대 양력 계수 CLmax는, 고풍속 영역에서의 성능 향상과 유입풍의 변동이나 흐트러짐 등에 의해 발생하는 실속 방지에 관련되고, 클수록 바람직하다. 또한, 최대 양력 계수 CLmax는, 풍차가 최고 회전수에 도달하고 나서 정격 출력에 도달할 때까지의 천이 상태에서 날개 공력 성능에 영향을 주는 파라미터이다. 또한, 도 13a에 도시되어 있는 바와 같이, 설계 양력 계수 CLdesign은, 대형 풍차의 풍차 날개와 같은 가늘고 긴 날개로 높은 성능을 발휘시키기 위해, 큰 값을 갖는 것이 요망된다.

도 13b는, 풍류 입각 θ에 대한 양항비의 변화가 나타내어져 있다. 도 13b에 도시되어 있는 바와 같이, 양항비 L/D는 풍류 입각 θ가 증대함에 따라서 증대하고, 최대 양항비 L/Cmax를 나타낸 후에, 저하한다. 이 최대 양항비 L/Dmax는, 풍차가 가변속으로 운전하고 있는 상태(설계점)에서의 날개 공력 성능에 영향을 주는 파라미터이며, 큰 값을 갖는 것이 요망된다.

도 13c는, 풍류 입각 θ에 대한 천이 위치 XTR의 위치 변화를 나타내고 있다. 도 13c에 도시되어 있는 바와 같이, 풍류 입각 θ가 작을 때는 익현에 있어서의 거의 중앙에 천이 위치 XTR이 위치하고, 풍류 입각 θ가 소정값을 초과하면, 날개 전방 모서리(L.E.)측으로 이동한다. 즉, 천이 위치 XTR을 전방(전방 모서리측)에 위치하게 되면, 러프니스 특성 및 실속 특성이 향상되는 것을 의미한다.

도 13d는, 풍류 입각 θ에 대한 날개 후방 모서리에 있어서의 경계층 두께(배제 두께) DSTAR의 변화를 나타내고 있다. 경계층 두께 DSTAR은, 풍류 입각 θ가 증대에 따라서 증대한다. 이 경계층 두께 DSTAR은, 공력 소음 발생의 주요인으로 되어 있으므로, 작게 하는 것이 요망된다.

본 발명자는, 풍차 날개의 날개 단면에 대해서 다양한 수치 계산이나 풍동 시험을 검토한 결과, 하기 표에 나타내는 경향이 있는 것을 발견하였다. 또한, 하기 표에 있어서, 하이 캠버란, 상대적으로 캠버량이 큰 것을 의미한다.

상기 표에 나타낸 바와 같이, 최대 날개 두께 위치는, 전방 배치(익현의 중앙 위치보다도 전방 모서리측)에 배치함으로써, 후방 배치에 비해, 설계 양력 계수 CLdesign의 향상, 최대 양항비 L/Dmax의 향상 및 경계층 두께 DSTAR의 저감의 경향이 된다. 따라서, 익현 방향 위치 X/C가 0.28 이상 0.32 이하(보다 바람직하게는 0.29 이상 0.31 이하)의 범위 내에 최대 날개 두께 위치를 마련하는 것이 바람직하다.

또한, 최대 캠버 위치는, 전방(익현의 중앙 위치보다도 전방 모서리측) 캠버의 경우, 후방 캠버에 비해, 최대 양항비 L/Dmax의 향상 및 경계층 두께 DSTAR의 저감의 경향이 되지만, 최대 양력 계수 CLmax의 저하의 경향이 된다. 한편, 후방 캠버의 경우, 최대 양력 계수 CLmax의 향상의 경향의 경향이 되지만, 최대 양항비 L/Dmax의 저하의 경향이 된다. 이와 같이, 전방 캠버와 후방 캠버에서는 트레이드 오프의 관계로 되므로, 전방 캠버와 후방 캠버의 중간이 되도록 최대 캠버 위치를 익현 방향 위치 X/C가 0.45 이상 0.55 이하로 되도록 정하는 것이 바람직하다. 또한, 캠버의 분포가, 최대 캠버 위치를 중심으로 하여 익현 방향으로 거의 대칭으로 되어 있는 것이 바람직하다.

캠버량에 대해서는, 하이 캠버로 한 경우, 설계 양력 계수 CLdesign, 최대 양력 계수 CLmax 및 최대 양항비 L/Dmax가 향상되는 경향이 보였다.

도 14a 및 도 14b에는, 최대 날개 두께 위치의 익현 방향 위치 X/C를, 0.28 이상 0.32 이하(보다 바람직하게는 0.29 이상 0.31 이하)로 한 근거가 나타내어져 있다. 도 14a 및 도 14b에는, 복수의 조건의 수치 시뮬레이션에 의해 얻어진 결과가 플롯되어 있다. 도 4에 도시하는 바와 같이, 높은 설계 양력 계수 CLdesign의 범위인 1.15±0.05를 만족시키기 위해서는, 익현 방향 위치 x/c가 적어도 32％(0.32) 이하인 것이 필요해진다. 그리고, 경계층 두께 DSTAR은, 최대 날개 두께 위치가 전방에 존재하는 쪽이 얇아지는(소음 저감) 경향이 있으므로, 될 수 있는 한 전방 배치가 바람직하다. 한편, 최대 날개 두께 위치가 과잉으로 전방에 배치되면, 설계 양력 계수 CLdesign이 지나치게 높아져서 최적 범위로부터 벗어날 우려가 있고, 또한 실속 특성이 악화될 우려가 있고, 나아가서는 엣지 모멘트에 대한 후방 모서리 버클링 강도가 저하될 우려가 있으므로, 익현 방향 위치 X/C의 하한은 0.28인 것이 바람직하다.

도 15a 및 도 15b에는, 최대 캠버 위치의 익현 방향 위치 X/C를 0.45 이상 0.55 이하로 하고, 또한, 캠버의 분포가, 최대 캠버 위치를 중심으로 하여 익현 방향으로 거의 대칭으로 되어 있는 것이 바람직한 근거가 나타내어져 있다. 도 15a 및 도 15b에는, 도 14a 및 도 14b와 마찬가지로, 복수의 조건의 수치 시뮬레이션에 의해 얻어진 결과가 플롯되어 있다. 도 15a에 도시하는 바와 같이, 최대 캠버 위치가 후방 모서리측으로부터 전방 모서리측으로 변화됨에 따라서, 최대 양력 계수 CLmax가 증대하는 것이 도시되어 있다. 즉, 최대 양력 계수 CLmax의 관점으로부터는, 전방 캠버가 바람직하다. 한편, 도 15b에 도시하는 바와 같이, 최대 캠버 위치가 전방 모서리측으로부터 후방 모서리측으로 변화됨에 따라서, 최대 양항비 L/Dmax가 증대하는 것이 도시되어 있다. 즉, 최대 양항비 L/Dmax의 관점으로부터는, 후방 캠버가 바람직하다. 따라서, 높은 최대 양력 계수 CLmax 및 최대 양항비 L/Dmax의 양자를 만족하기 위해서는, 최대 캠버 위치의 익현 방향 위치 X/C를, 중간인 0.45 이상 0.55 이하(바람직하게는 0.5)로 하는 것이 바람직하다.

이상과 같이, 본 실시 형태에 따르면, 이하의 작용 효과를 발휘한다.

날개 선단 영역(1c), 전이 영역(1e) 및 최대 코드 길이 위치(1d)의 각각에 대해서 원하는 설계 양력 계수를 부여하고, 날개 본체부(3)의 전체에 걸쳐서 설계 양력 계수의 조합을 적절하게 규정하는 것으로 하였으므로, 날개 근원측에 코드 길이의 상한값이 제한된 조건 하에서도, 원하는 공력 특성을 발휘시킬 수 있다. 특히, 날개 선단 영역(1c)보다도 날개 근원측에 위치하는 두꺼운 날개부[전이 영역(1e) 및 최대 코드 길이 위치(1d)]의 공력 성능을 향상시킬 수 있다.

또한, 설계 양력 계수와 상관이 있는 Y125를 규정하도록 하였으므로, 원하는 설계 양력 계수를 충족시키는 날개 형상을 얻을 수 있다. 따라서, 높은 설계 양력 계수를 실현한 가느다란 날개를 제공할 수 있어, 풍차 날개가 받는 하중을 저감할 수 있다. 이에 의해, 풍차 날개를 장익화할 수 있어, 결과적으로 발전량을 향상시킬 수 있다.

또한, 최대 날개 두께 위치를 전방 배치로 하는 동시에, 최대 캠버 위치를 익현 방향 중앙에 배치하고, 최대 캠버 위치를 중앙으로서 익현 방향에 대칭으로 한 캠버 분포로 하였으므로, 고성능 또한 저소음의 풍차 날개를 실현할 수 있다.

[제2 실시 형태]

본 실시 형태는, 제1 실시 형태에서는 날개 선단의 배면측의 코드(익현)로부터의 거리를 나타내는 Y125를 결정한 것에 대해서, 날개의 배면측 팽창 YS를 사용하여 날개 형상을 결정하는 점에서 다르다. 그 밖의 점은 제1 실시 형태와 마찬가지이므로, 그들의 설명은 생략한다.

도 8c와 같이 원하는 설계 양력 계수가 각 날개 두께 위치(또는 반경 위치)에 의해 결정된(설계 양력 계수 결정 스텝) 후에, 이 설계 양력 계수를 실현하는 풍차 날개(1)의 형상의 규정의 방법에 대해서 설명한다.

구체적으로는, 날개의 배면측 팽창 YS를 결정함(YS 결정 스텝)으로써, 각 날개 두께 위치에 있어서의 익형을 정의한다. YS는, 도 16에 도시되어 있는 바와 같이, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드(익현)로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율이다.

도 17a, 도 17b 및 도 17c에는, 날개 두께비에 대한 배면측 팽창 YS의 분포가 나타내어져 있다.

도 17a, 도 17b 및 도 17c에 있어서의 YS는, 하기 표와 같이 규정된다.

즉, 배면측 팽창 YS는, (a)의 범위로 규정되고, 바람직하게는 (b)의 범위로 규정되고, 더욱 바람직하게는 (c)의 범위로 규정된다.

도 17a, 도 17b 및 도 17c에 도시하는 바와 같이, 풍차 날개(1)는, 각 날개 단면에서, 상기 표에 나타낸 각 날개 두께비에 있어서의 배면측 팽창 YS를 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 배면측 팽창 YS를 갖는다.

도 17a, 도 17b 및 도 17c에는, 본 실시 형태에 대한 비교예로서, 종래의 NACA 날개를 기본으로서 얻어진 풍차 날개의 배면측 팽창 YS가 사각 표시로 나타내어져 있다. 이와 같이, 본 실시 형태에 관한 풍차 날개는, 종래의 풍차 날개에 대해서 다른 배면측 팽창 YS를 갖는다.

도 18a 내지 도 18e에는, 배면측 팽창 YS에 의해 원하는 설계 양력 계수가 얻어지는 근거가 되는 데이터가 나타내어져 있다.

도 18a 내지 도 18e는, 각각, 날개 두께비가 21％, 24％, 30％, 36％ 및 42％로 되었을 때의 결과이다. 이들의 도면은, 수치 시뮬레이션에 의해 배면측 팽창 YS를 변화시킨 결과가 얻어진 것이다.

각 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 설계 양력 계수와 배면측 팽창 YS 사이에는 강한 상관 관계가 있는 것을 알 수 있다.

설계 양력 계수와 상관이 있는 배면측 팽창 YS를 규정하도록 하였으므로, 원하는 설계 양력 계수를 충족시키는 날개 형상을 얻을 수 있다. 따라서, 높은 설계 양력 계수를 실현한 가느다란 날개를 제공할 수 있어, 풍차 날개가 받는 하중을 저감할 수 있다. 이에 의해, 풍차 날개를 장익화할 수 있어, 결과적으로 발전량을 향상시킬 수 있다.

[제3 실시 형태]

본 실시 형태는, 제2 실시 형태에서는 배면측 팽창 YS를 사용하여 익형 형상을 결정한 것에 대해서, 표면측 팽창 YP를 사용하여 익형 형상을 결정하는 점에서 다르다. 그 밖의 점은 제1 실시 형태와 마찬가지이므로, 그들의 설명은 생략한다.

구체적으로는, 날개의 표면측 팽창 YP를 결정함(YP 결정 스텝)으로써, 각 날개 두께 위치에 있어서의 익형을 정의한다. YP는, 도 16에 도시되어 있는 바와 같이, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 표면측의 코드(익현)로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율이다.

도 19a, 도 19b 및 도 19c에는, 날개 두께비에 대한 표면측 팽창 YP의 분포가 나타내어져 있다.

도 19a, 도 19b 및 도 19c에 있어서의 YP는, 하기 표와 같이 규정된다.

즉, 표면측 팽창 YP는, (a)의 범위로 규정되고, 바람직하게는 (b)의 범위로 규정되고, 더욱 바람직하게는 (c)의 범위로 규정된다.

도 19a, 도 19b 및 도 19c에 도시하는 바와 같이, 풍차 날개(1)는, 각 날개 단면에서, 상기 표에 나타낸 각 날개 두께비에 있어서의 표면측 팽창 YP를 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 표면측 팽창 YP를 갖는다.

도 19a, 도 19b 및 도 19c에는, 본 실시 형태에 대한 비교예로서, 종래의 NACA 날개를 기본으로서 얻어진 풍차 날개의 배면측 팽창 YS가 사각 표시로 나타내어져 있다. 이와 같이, 본 실시 형태에 관한 풍차 날개는, 종래의 풍차 날개에 대해서 다른 배면측 팽창 YS를 갖는다.

도 20a 내지 도 20e에는, 표면측 팽창 YP에 의해 원하는 설계 양력 계수가 얻어지는 근거가 되는 데이터가 나타내어져 있다.

도 20a 내지 도 20e는, 각각, 날개 두께비가 21％, 24％, 30％, 36％ 및 42％로 되었을 때의 결과이다. 이들의 도면은, 수치 시뮬레이션에 의해 표면측 팽창 YP를 변화시킨 결과가 얻어진 것이다.

각 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 설계 양력 계수와 표면측 팽창 YP 사이에는 강한 상관 관계가 있는 것을 알 수 있다.

도 21a 내지 도 21d에는, 상술한 제1 실시 형태 내지 제3 실시 형태에 의한 효과가 나타내어져 있다.

도 21a에 도시하는 바와 같이, A 날개는 비교 대상이 되는 기준 날개이고, 날개 선단에 있어서의 설계 양력 계수를 0.8 정도로 하고, 날개 길이(반경) 방향으로 설계 양력 계수를 최적화하지 않는 것이며, B 날개는, A 날개에 대해서 설계 양력 계수를 40％ 높인 것이고, C 날개는, 본 실시 형태에 상당하고, B 날개에 대해서 또한 설계 양력 계수를 날개 길이(반경) 방향으로 최적화한 것이다.

B 날개와 같이 설계 양력 계수를 높이면, 도 21b와 같이 최적 코드 길이를 30％ 저감할 수 있고, 이에 의해, 도 21c와 같이 날개 직경을 7％ 연신할 수 있어(회전수가 일정한 것을 가정), 결과적으로 도 21d와 같이 발전량이 6.5％ 증대된다. 그리고, C 날개는, 설계 양력 계수를 날개 길이 방향으로 최적화하고 있으므로, B 날개보다도 날개 효율이 2％ 더 개선되고, 도 21d와 같이 발전량이 B 날개보다도 1％(A 날개에 대해서 7.5％) 더 증대된다.

또한, 상술한 Y125 및 각 본 실시 형태의 배면측 팽창 YS 및 표면측 팽창 YP는, 표 1 내지 표 3에 나타낸 Y125 및 각구 날개 두께비에 있어서의 배면측 팽창 YS 및 표면측 팽창 YP를 통과하는 보간 곡선에 의해 규정하였지만, 본 발명의 풍차 날개는 이에 한정되지 않고, 날개 두께비가 21％ 이상 35％ 이하로 표 1이나 표 2의 각 배면측 팽창 YS 및 각 표면측 팽창 YP의 값을 통과하는 보간 곡선이 되어 있으면 된다. 이 날개 두께비의 범위에서 풍차의 특성이 주로 결정되기 때문이다.

또한, 상술한 각 실시 형태에서는, 설계 주속비를 8.0 이상 8.5 이하로 하였지만, 본 발명은 이에 한정되지 않고, 예를 들어 설계 주속비가 6.0 이상 9.0 이하라도 적용할 수 있다.

또한, 날개 선단 영역(1c), 전이 영역(1e) 및 최대 코드 길이 위치는, 본 실시 형태에 나타내어진 무차원 반경 위치나 날개 두께비의 범위에 한정되는 것이 아니라, 본 발명의 효과를 발휘하는 범위에 있어서 적절하게 변경할 수 있다.

[제4 실시 형태]

본 실시 형태는, 배면측 형상이나 날개 두께 분포를 각 반경 위치(각 날개 두께비)에서 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 결정한 점에서, 상술한 실시 형태와 다르다. 그 밖의 점은 제1 실시 형태와 마찬가지이므로, 그들의 설명은 생략한다.

도 8c와 같이 원하는 설계 양력 계수가 각 날개 두께 위치(또는 반경 위치)에 의해 결정된 후에, 이 설계 양력 계수를 실현하는 풍차 날개(1)의 형상의 규정의 방법에 대해서 설명한다. 본 실시 형태에서는, 특히, 거의 동일한 설계 양력 계수를 갖도록 각 날개 두께 위치의 익형 형상(날개 단면 형상)을 정의할 때에 유효하다.

[배면측 형상의 결정 방법]

날개 본체부(3)의 각 날개 두께 위치(반경 위치)에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을, 그 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정한다. 이 배면측 형상의 결정 방법이 도 22에 도시되어 있다. 도 22에 있어서, 횡축은, 전방 모서리로부터의 거리를 코드 길이 C로 나누어서 정규화된 익현 방향 위치 X/C이고, 종축은, 익현선(횡축)으로부터의 거리를 코드 길이 C로 나누어서 정규화된 좌표 Y_u이다. 또한, 후술하는 도 23 내지 도 25에 대해서도, 도 22와 마찬가지로, 코드 길이 C로 나누어서 정규화된 좌표계로 되어 있다.

도 22에 도시하는 바와 같이, 배면 좌표(익현 위치로부터 배면측 형상까지의 거리) Yu1에 의해 규정되는 배면측 형상을 기준 배면측 형상으로 한 경우, 다른 날개 두께 위치에 있어서의 제2 배면 형상은 배면 좌표 Yu2를 사용하여 하기 식과 같이 표시된다.

상기 식에 있어서, r은 신축비이고, 임의로 부여할 수 있다.

이와 같이, 각 날개 두께 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 배면측 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있으므로, 각 날개 두께 위치에서 기준 배면 형상과 동등한 공력 성능을 발휘하는 날개 형상을 정의할 수 있다.

[날개 두께 분포의 결정 방법]

도 23에는, 날개 두께 분포의 결정 방법이 나타내어져 있다.

구체적으로는, 날개 본체부(3)의 각 날개 두께 위치(반경 위치)에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)을, 그 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정한다. 즉, 도 23에 도시하는 바와 같이, 익현 위치(X/C)에 대응하는 날개 두께 Y_T1에 의해 규정되는 날개 두께 분포를 기준 날개 두께 분포로 한 경우, 다른 날개 두께 위치에 있어서의 제2 날개 두께 분포는 날개 두께 Y_T2를 사용하여 하기 식과 같이 표시된다.

상기 식에 있어서, (xx2/xx1)은 신축비이고, 기준 날개 두께 분포의 날개 두께비 xx1에 대한 제2 날개 두께 분포의 날개 두께비 xx2의 비가 호의적으로 사용된다.

이와 같이, 각 날개 두께 위치에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 날개 두께 분포가 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있으므로, 각 날개 두께 위치에서 기준 날개 두께 분포와 동등한 공력 성능을 발휘하는 날개 형상을 정의할 수 있다.

[표면측 형상의 결정 방법]

도 24에는, 익형 형상(날개 단면 형상)의 표면측 형상의 결정 방법이 나타내어져 있다.

날개 전방 모서리로부터 최대 날개 두께 위치(Max thick)까지의 전방 모서리부는, 상술한 수학식 4 및 수학식 5에 의해 결정된 배면 형상 Y_u 및 날개 두께 분포 Y_T로부터, 표면측 형상을 결정한다. 구체적으로는, 표면측 형상의 표면 좌표를 Y_L로 한 경우, 표면 형상은 하기 식에 의해 표시된다.

이와 같이, 배면 형상이 Y방향으로 신축된 형상으로 되는 동시에, 전방 모서리부에서는 배면 형상뿐만 아니라 날개 두께 분포도 Y방향으로 신축된 형상으로 되므로, 각 날개 두께 위치에서 기준 배면 형상과 동등한 공력 성능을 발휘하는 날개 형상을 정의할 수 있다.

또한, 날개 두께 최대 위치로부터 날개 후방 모서리에 걸친 후방 모서리부에 있어서의 표면측 형상은, 상기 수학식 6에 의해 얻어지는 표면측 형상을 사용해도 좋다.

혹은, 후방 모서리부의 표면측 형상은, 도 25에 도시하는 바와 같이, 상기 수학식 6에 의해 얻어지는 표면측 형상을 기준 표면측 형상으로 하여, 이 기준 표면측 형상에 대해서, 소정의 조정량으로써 표면측 형상을 정해도 좋다. 후방 모서리부의 표면측 형상은, 익형 형상(날개 단면 형상)의 연속성에 대해서 큰 영향을 주지 않기 때문이다. 따라서, 후방 모서리부의 표면측 형상에는 비교적 설계의 자유도가 있다.

구체적으로는, 조정 후의 표면측 형상의 표면 좌표를 Y_L3, 기준 표면측 형상의 표면 좌표를 Y_L2, 조정량을 Y_s로 하면, 하기 식과 같이 표시된다.

이와 같이, 날개 후방 모서리부의 배면 형상을 임의로 설정할 수 있도록 해 둠으로써, 설계 양력 계수의 최적화를 도모할 수 있다.

조정량 Y_s로서는, 최대 날개 두께 위치 및 상기 날개 후방 모서리에서 0으로 되고, 또한, 표면측 형상을 부여하는 배면 좌표의 익현 방향에 있어서의 1차 미분량이 0으로 된 익현 위치 x에 대한 4차식으로 규정된 함수에 의해 부여할 수 있다. 예를 들어, 최대 날개 두께를 xx, 최대 날개 두께 위치(X/C)를 0.4, s를 임의로 부여하는 배율로 한 경우, 하기 식과 같이 표시된다.

상기 식과 같이 조정량을 부여하는 것으로 하면, 간편하게 조정량 Y_s를 얻을 수 있으므로, 용이하게 원하는 표면측 형상을 얻을 수 있다.

이상과 같이, 본 실시 형태에 따르면, 각 날개 두께 위치(반경 위치)에 있어서의 익형 형상(날개 단면 형상)의 배면측 형상이나 날개 두께 분포를 Y방향으로 신축된 형상으로 하는 것으로 하였으므로, 원하는 설계 양력 계수를 갖는 익형 형상(날개 단면 형상)을 풍차 날개의 반경 방향으로 부여할 수 있어, 결과적으로 풍차 날개의 성능 향상을 도모할 수 있다.

또한, 익형 형상(날개 단면 형상)이 Y방향으로 신축된 형상으로 된 풍차 날개를 부여할 수 있으므로, 익형 형상의 연속성이 향상되어, 날개 제작시의 수율을 향상시킬 수 있다.

1 : 풍차 날개
1a : 날개 근원
1b : 날개 선단
1c : 날개 선단 영역
1d : 최대 코드 길이 위치
1e : 전이 영역
2 : 최대 날개 두께 위치
3 : 날개 본체부
4 : 후방 모서리
6 : 전방 모서리

Claims

날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부는, 그 선단측에서, 거의 일정한 제1 설계 양력 계수로 된 상태에서, 날개 근원측을 향하여 코드 길이가 점차 증대하는 날개 선단 영역과,
날개 근원측의 최대 코드 길이가 되는 위치에서, 상기 제1 설계 양력 계수보다도 큰 제2 설계 양력 계수를 갖는 최대 코드 길이 위치와,
상기 날개 선단 영역과 상기 최대 코드 길이 위치 사이에 위치하는 전이 영역을 갖고,
상기 전이 영역의 설계 양력 계수는, 날개 선단측으로부터 날개 근원측을 향하여, 상기 제1 설계 양력 계수로부터 상기 제2 설계 양력계로 점차 증대되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제1항에 있어서,
상기 날개 선단 영역은, 반경 위치를 날개 반경(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치가 0.5 이상 0.95 이하로 된 범위로 설정되고,
상기 제1 설계 양력 계수는, 그 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.10, 바람직하게는 X±0.05의 범위로 되고,
상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.2, 바람직하게는 X+0.3±0.1로 되고,
상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.15, 바람직하게는 X+0.15±0.075로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제1항에 있어서,
상기 날개 선단 영역은, 반경 위치를 날개 반경(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치가 0.5 이상 0.95 이하로 된 범위로 설정되고,
상기 제1 설계 양력 계수는, 1.15±0.05의 범위로 되고,
상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, 1.45±0.1로 되고,
상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, 1.30±0.075로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제1항에 있어서,
상기 날개 선단 영역은, 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비가 12％ 이상 30％ 이하로 된 범위로 설정되고,
상기 제1 양력 계수는, 그 중앙값을 X로 한 경우에, X±0.10, 바람직하게는 X±0.05의 범위로 되고,
상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, X+0.3±0.2, 바람직하게는 X+0.3±0.1로 되고,
상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, X+0.15±0.15, 바람직하게는 X+0.15±0.075로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제1항에 있어서,
상기 날개 선단 영역은, 날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비가 12％ 이상 30％ 이하로 된 범위로 설정되고,
상기 제1 설계 양력 계수는, 1.15±0.05의 범위로 되고,
상기 최대 코드 길이 위치에 부여되는 상기 제2 설계 양력 계수는, 1.45±0.1로 되고,
상기 전이 영역은, 상기 날개 선단 영역의 날개 근원 측단부와 상기 최대 코드 길이 위치 사이의 중앙 위치에 있어서의 설계 양력 계수가, 1.30±0.075로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부는,
날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비와,
날개 전방 모서리의 코드 길이 위치를 0％ 및 날개 후방 모서리의 코드 길이 위치를 100％로 한 경우의 1.25％ 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 Y125로 나타낸 경우,
날개 두께비 21％ 위치에서, Y125가 2.575±0.13％,
날개 두께비 24％ 위치에서, Y125가 2.6±0.15％,
날개 두께비 30％ 위치에서, Y125가 2.75±0.25％, 바람직하게는 2.75±0.20％, 보다 바람직하게는 2.75±0.15％로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제6항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비가 21％ 이상 35％ 이하의 범위에서,
상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값,
상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값 및
상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값
을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 Y125를 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제6항 또는 제7항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비 18％ 위치에서, Y125가 2.55±0.1％,
날개 두께비 36％ 위치에서, Y125가 3.0±0.4％, 바람직하게는 3.0±0.25％, 보다 바람직하게는 3.0±0.20％,
날개 두께비 42％ 위치에서, Y125가 3.4±0.6％, 바람직하게는 3.4±0.4％, 보다 바람직하게는 3.4±0.2％
로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제8항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비가 18％ 이상 42％ 이하의 범위에서,
상기 날개 두께비 18％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값,
상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값,
상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값,
상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값,
상기 날개 두께비 36％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값 및
상기 날개 두께비 42％ 위치에 있어서의 상기 Y125의 값
을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 Y125를 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부는,
날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비와,
최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 배면측 팽창 YS로 나타낸 경우,
날개 두께비 21％ 위치에서, 배면측 팽창 YS가 12.0±0.6％,
날개 두께비 24％ 위치에서, 배면측 팽창 YS가 12.3±0.7％,
날개 두께비 30％ 위치에서, 배면측 팽창 YS가 13.3±1.2％, 바람직하게는 13.3±1.0％, 보다 바람직하게는 13.3±0.8％
로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제10항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비가 21％ 이상 35％ 이하의 범위에서,
상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값,
상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값 및
상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값
을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YS를 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제10항 또는 제11항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비 18％ 위치에서, YS가 11.7±0.5％,
날개 두께비 36％ 위치에서, YS가 14.6±2.0％, 바람직하게는 14.6±1.2％, 보다 바람직하게는 14.6±1.0％,
날개 두께비 42％ 위치에서, YS가 16.6±3.0％, 바람직하게는 16.6±2.0％, 보다 바람직하게는 16.6±1.5％
로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제12항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비가 18％ 이상 42％ 이하의 범위에서,
상기 날개 두께비 18％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값,
상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값,
상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값,
상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값,
상기 날개 두께비 36％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값 및
상기 날개 두께비 42％ 위치에 있어서의 상기 YS의 값
을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YS를 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부는,
날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 날개 두께비와,
최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 표면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 표면측 팽창 YP로 나타낸 경우,
날개 두께비 21％ 위치에서, 표면측 팽창 YP가 9.0±0.6％,
날개 두께비 24％ 위치에서, 표면측 팽창 YP가 11.7±0.7％,
날개 두께비 30％ 위치에서, 표면측 팽창 YP가 16.7±1.2％, 바람직하게는 16.7±1.0％, 보다 바람직하게는 16.7±0.8％
로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제14항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비가 21％ 이상 35％ 이하의 범위에서,
상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값,
상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값 및
상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값
을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YP를 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제14항 또는 제15항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비 18％ 위치에서, YP가 6.3±0.5％,
날개 두께비 36％ 위치에서, YP가 21.4±2.0％, 바람직하게는 21.4±1.2％, 보다 바람직하게는 21.4±1.0％,
날개 두께비 42％ 위치에서, YP가 25.4±3.0％, 바람직하게는 25.4±2.0％, 보다 바람직하게는 25.4±1.5％
로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제16항에 있어서,
상기 날개 본체부는,
날개 두께비가 18％ 이상 42％ 이하의 범위에서,
상기 날개 두께비 18％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값,
상기 날개 두께비 21％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값,
상기 날개 두께비 24％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값,
상기 날개 두께비 30％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값,
상기 날개 두께비 36％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값 및
상기 날개 두께비 42％ 위치에 있어서의 상기 YP의 값
을 통과하는 보간 곡선에 의해 얻어지는 YP를 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상은, 그 배면측 형상이 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상은, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 상기 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상은, 그 배면측 형상이 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되고, 또한, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 상기 Y방향으로 신축된 형상으로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상은, 그 배면측 형상이 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되고,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상의 날개 전방 모서리로부터 날개 두께 최대 위치까지의 전방 모서리부는, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 상기 Y방향으로 신축된 형상으로 되고, 또한, 상기 날개 두께 분포 및 상기 배면측 형상으로부터 표면측 형상이 정해져 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
익현선을 따르는 전방 모서리로부터의 거리 X를 코드 길이 C로 나눈 익현 방향 위치 X/C가 0.28 이상 0.32 이하의 범위 내에, 날개 두께가 최대가 되는 최대 날개 두께 위치가 마련되고,
상기 익현 방향 위치 X/C가 0.45 이상 0.55 이하의 범위 내에, 캠버가 최대가 되는 최대 캠버 위치가 마련되어 있는 날개 단면을 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제22항에 있어서,
상기 캠버의 분포가, 상기 최대 캠버 위치를 중심으로 하여 상기 익현 방향으로 거의 대칭으로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제22항 또는 제23항에 있어서,
상기 최대 날개 두께를 상기 코드 길이로 나눈 날개 두께비가 12％ 이상 21％ 이하의 범위로 된 풍차 날개 단부에, 상기 날개 단면이 설치되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개.
제1항 내지 제24항 중 어느 한 항에 기재된 풍차 날개와,
상기 풍차 날개의 날개 근원측에 접속되고, 상기 풍차 날개에 의해서 회전되는 로터와,
상기 로터에 의해 얻어진 회전력을 전기 출력으로 변환하는 발전기
를 구비하고 있는 것을 특징으로 하는, 풍력 발전 장치.
날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서,
상기 날개 본체부의 선단측에서 날개 근원측을 향하여 코드 길이가 점차 증대하는 날개 선단 영역을, 거의 일정한 제1 설계 양력 계수로 하고,
상기 날개 본체부의 날개 근원측의 최대 코드 길이가 되는 최대 코드 길이 위치를, 상기 제1 설계 양력 계수보다도 큰 제2 설계 양력 계수로 하고,
상기 날개 선단 영역과 상기 최대 코드 길이 위치 사이에 위치하는 전이 영역을, 날개 선단측으로부터 날개 근원측을 향하여, 상기 제1 설계 양력 계수로부터 상기 제2 설계 양력계로 점차 증대시킨 설계 양력 계수로 하는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서,
상기 날개 본체부의 각 날개 단면에 있어서의 소정의 설계 양력 계수를 결정하는 설계 양력 계수 결정 스텝과,
상기 설계 양력 계수 결정 스텝에 의해 결정된 설계 양력 계수를 만족하도록, 날개 전방 모서리의 코드 길이 위치를 0％ 및 날개 후방 모서리의 코드 길이 위치를 100％로 한 경우의 1.25％ 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 Y125를 결정하는 Y125 결정 스텝
을 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서,
상기 날개 본체부의 각 날개 단면에 있어서의 소정의 설계 양력 계수를 결정하는 설계 양력 계수 결정 스텝과,
상기 설계 양력 계수 결정 스텝에 의해 결정된 설계 양력 계수를 만족하도록, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 배면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 배면측 팽창 YS를 결정하는 YS 결정 스텝
을 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
날개 선단측으로부터 날개 근원측에 걸쳐서 코드 길이가 증대하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법에 있어서,
상기 날개 본체부의 각 날개 단면에 있어서의 소정의 설계 양력 계수를 결정하는 설계 양력 계수 결정 스텝과,
상기 설계 양력 계수 결정 스텝에 의해 결정된 설계 양력 계수를 만족하도록, 최대 날개 두께 위치에 있어서의 날개 표면측의 코드로부터의 거리를 코드 길이로 나눈 값의 백분율인 표면측 팽창 YP를 결정하는 YP 결정 스텝
을 갖는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상을, 그 배면측 형상이 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정하는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상을, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정하는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상을, 그 배면측 형상이 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되고, 또한, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 상기 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
날개 근원측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 반경 방향으로 감소하는 날개 본체부를 구비한 풍차 날개의 설계 방법이며,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상을, 그 배면측 형상이 익현 방향에 직교하는 Y방향으로 신축된 형상으로 되도록 규정하고,
상기 날개 본체부의 각 반경 위치에 있어서의 익형 형상의 날개 전방 모서리로부터 날개 두께 최대 위치까지의 전방 모서리부를, 그 익현 방향의 날개 두께 분포가 상기 Y방향으로 신축된 형상으로 되고, 또한, 상기 날개 두께 분포 및 상기 배면측 형상으로부터 표면측 형상을 규정하는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
제33항에 있어서,
상기 최대 날개 두께 위치로부터 날개 후방 모서리까지의 후방 모서리부는, 상기 배면측 형상 및 상기 날개 두께 분포로부터 정해지는 기준 표면측 형상에 대해서, 소정의 조정량으로써 정해진 표면측 형상으로 되어 있는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
제34항에 있어서,
상기 조정량은, 상기 최대 날개 두께 위치 및 상기 날개 후방 모서리에서 0으로 되고, 또한, 표면측 형상을 부여하는 배면 좌표의 익현 방향에 있어서의 1차 미분량이 0으로 된 익현 위치에 대한 4차식으로 규정된 함수에 의해 부여되는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.
익현선을 따르는 전방 모서리로부터의 거리 X를 코드 길이 C로 나눈 익현 방향 위치 X/C가 0.28 이상 0.32 이하의 범위 내에, 날개 두께가 최대가 되는 최대 날개 두께 위치를 마련하고,
상기 익현 방향 위치 X/C가 0.45 이상 0.55 이하의 범위 내에, 캠버가 최대가 되는 최대 캠버 위치를 마련하는 것을 특징으로 하는, 풍차 날개의 설계 방법.