KR20130107370A

KR20130107370A - 풍차 날개 및 이것을 구비한 풍력 발전 장치

Info

Publication number: KR20130107370A
Application number: KR1020137022010A
Authority: KR
Inventors: 고지 후카미
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2011-02-28
Filing date: 2012-02-24
Publication date: 2013-10-01
Also published as: US20120280509A1; US8801387B2; EP2682602A4; JP2012180771A; JP5479388B2; EP2682602A1; EP2682602B1; WO2012117979A1

Abstract

날개 선단 영역에 있어서의 공력 성능을 향상시키는 동시에 공력 소음을 저감할 수 있는 풍차 날개를 제공한다. 날개 루트측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 감소하는 날개 본체부를 구비하고, 날개 본체부는, 반경 위치를 날개 반경(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치가 0.6 이상 1.0 이하인 날개 선단 영역과, 무차원 반경 위치가 0.6 미만인 날개 본체측 영역을 갖고, 날개 선단 영역의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치(L1)가 날개 본체측 영역의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치(L1)보다 날개 전연(9)측에 위치되어 있다.

Description

풍차 날개 및 이것을 구비한 풍력 발전 장치{WIND TURBINE BLADE AND WIND-POWERED ELECTRICITY GENERATOR PROVIDED WITH SAME}

본 발명은 풍차 날개 및 이것을 구비한 풍력 발전 장치에 관한 것이다.

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

풍력 발전 장치의 발전 출력은 축단 출력(날개가 발생하는 출력)과 변환 효율(베어링이나 발전기 등의 효율)의 곱으로 나타난다. 또한, 축단 출력은 다음 식으로 나타나며, 날개 효율이 높고 날개 직경이 큰 날개이면, 발전량이 향상한다.

축단 출력=1/2×공기 밀도×풍속＾3×날개 효율×π×(날개 직경/2)＾2

날개 효율은 이론상의 상한값(베츠 한계=0.593)이 존재하나, 실제상은 풍차 후류의 영향과 날개의 공기 저항의 존재로 상한값은 0.5 정도가 된다. 따라서, 날개 효율의 이 이상의 대폭적인 개선은 어렵다.

한편, 날개 직경은 그 제곱으로 출력에 영향을 미치기 때문에, 발전량 향상을 위해서는 날개 직경의 확대가 효과적이다. 그러나, 날개 직경의 확대는 공력 하중(유입 방향으로 작용하는 스러스트력 및 날개 루트(翼根)에 전달되는 모멘트)의 증대로 연결되기 때문에, 로터 헤드, 나셀, 타워 등의 기기의 대형화나 중량 증대, 나아가서는 비용 증가에 연결될 우려·경향이 있다. 또한, 날개 직경의 확대는 날개 선단에 있어서의 주속의 증대에 의해 공력 소음의 증가로 연결된다. 따라서, 날개 직경을 확대하지 않고, 성능 향상 및 소음 저하를 실현하는 공력 기술이 요구된다.

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

Copt/R×λ²×CLdesign×r/R≒16/9×π/n…(1)

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

설계 주속비는 날개단 주속/무한 상류 풍속이다. 설계 양력 계수는 익형(날개 단면)의 양항비(양력/항력)가 최대가 되는 영각에 있어서의 양력 계수이며, 익형(날개 단면)의 (공력) 형상과 유입 조건(레이놀즈수)에 의해 정해진다.

도 13에는 본 명세서에서 이용하는 레이놀즈수의 정의가 나타나 있다. 동일 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 풍차에 있어서의 레이놀즈수는 소정의 회전수로 회전하는 날개의 소정 단면 A-A에 있어서의 상대 풍속도를 고려한 것이며, 하기의 식으로 나타난다.

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

하기의 특허문헌 1에는 풍차 출력 향상을 위한 익형이 개시되어 있다. 구체적으로는, 날개 두께 비율이 14%~45%의 범위에서 설계 양력 계수가 1.10~1.25의 범위로 된 익형이 개시되어 있다(청구항 1 참조).

유럽 특허 출원 공개 제 1152148 호 명세서

도 14에는 상기 식(1)의 관계가 도시되어 있다. 동일 도면에 있어서, 횡축은 무차원 반경, 종축은 무차원 코드 길이를 나타낸다. 무차원 반경은 회전 중심으로부터의 날개 단면의 반경 위치(r)를 날개 반경(R)으로 나눈 값(r/R)이다. 무차원 코드 길이는 날개 단면의 코드 길이(c)를 날개 반경(R)으로 나눈 값(c/R)이다.

동일 도면에는, 상기 식(1)에서 얻어지는 설계 양력 계수(CLdesign)가 일정하게 된 곡선이 복수 도시되어 있다. 설계 양력 계수(CLdesign)가 일정한 곡선은 상기 식(1)을 만족하므로, 공력 특성의 관점에서, 그 설계 주속비에 있어서의 최적 코드 길이(종축)를 부여한다. 또한, 동일 도면에서는, 설계 주속비가 8.0 이상 8.5 이하, 레이놀즈수가 300만 이상 1000만 이하로 되어 있다.

이와 같이, 「반경 위치와 설계 주속비가 정해지면 성능 최적이 되는 최적 코드 길이(무차원)가 식(1)에 의해 부여된다.」, 또는 「반경 위치와 설계 코드 길이를 정하면, 익형(날개 단면)의 성능 최적이 되는 설계 양력 계수가 식(1)에 의해 부여된다.」라는 것이 도출된다. 예컨대, 무차원 반경 r/R=0.6이 되는 위치에서는, 무차원 코드 길이 c/R=0.04가 성능 최적이 되는 설계 양력 계수는 1.15이다.

도 15에는 상기 식(1)에 의해 도출되는 최적인 코드 길이 분포와 실제의 코드 길이 분포(굵은 선)를 나타낸다. 날개 선단 영역에서는, 실제의 코드 길이는 (0)(제로)에 점근하기 때문에, 최적인 코드 길이와 실제의 코드 길이의 괴리가 커질 수밖에 없어서, 효율 손실이 발생하게 된다.

그래서, 날개 선단 영역에서 공력 성능을 향상시키고, 또한, 공력 소음을 저감하기 위한 공력 설계 기술이 요구된다.

본 발명은 이와 같은 사정을 감안하여 이루어진 것으로서, 날개 선단 영역에 있어서의 공력 성능을 향상시키는 동시에 공력 소음을 저감할 수 있는 풍차 날개 및 이것을 구비한 풍력 발전 장치를 제공한다.

상기 과제를 해결하기 위하여, 본 발명의 풍차 날개 및 이것을 구비한 풍력 발전 장치는 이하의 수단을 채용한다.

본 발명의 제 1 태양에 따른 풍차 날개는, 날개 루트측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 감소하는 날개 본체부를 구비하고, 해당 날개 본체부는, 반경 위치를 날개 반경(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치가 0.6 이상 1.0 이하인 날개 선단 영역과, 무차원 반경 위치가 0.6 미만인 날개 본체측 영역을 갖고, 해당 날개 선단 영역의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치가 상기 날개 본체측 영역의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연측에 위치되어 있는 것을 특징으로 한다.

본 발명자는 수치 시뮬레이션에 의해 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 여러 가지 변화시켜서 성능을 검토했다. 그 결과, 최대 날개 두께 위치가 날개 전연측에 위치할수록, 설계 양력 계수 및 최대 양항비가 증대하는 것에 의해 공력 성능이 향상하고, 경계층 두께(배제 두께)가 감소하는 것에 의해 소음이 감소하는 것을 알 수 있었다.

한편, 최대 날개 두께 위치를 전방에 배치하면, 상대적으로 날개 후연의 두께가 얇아져서, 풍차 날개에 가해지는 하중에 의해 생기는 에지 모멘트에 대하여, 날개 후연 강도가 저하되어 버린다.

이에 대하여, 본 발명에서는, 날개 루트측을 중심으로 회전하는 풍차 날개의 경우에는, 날개 선단측에서는 날개 루트측에 비해 에지 모멘트가 작으며, 최대 날개 두께 위치가 전방에 배치되어 있어도 날개 후연 부근의 강도는 큰 문제가 되지 않는 것에 주목했다.

그래서, 무차원 반경 위치가 0.6 이상 1.0 이하인 날개 선단 영역의 최대 날개 두께 위치를, 무차원 반경 위치가 0.6 미만인 날개 본체측 영역의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연측에 위치하는 것으로 했다. 이것에 의해, 날개 선단 영역의 공력 성능을 향상시키는 동시에, 가장 주속이 크며 소음의 주요인이 되는 날개 선단 영역의 공력 소음을 효과적으로 저감할 수 있다.

본 발명의 제 1 태양에 따른 상기 풍차 날개에서는, 상기 날개 선단 영역에서, 최대 날개 두께 위치가 날개 선단을 향해 날개 전연측으로 변위되어 있는 구성이어도 좋다.

이 구성에 의하면, 코드 길이가 작아져서 날개 본체측 영역과 동일한 날개 단면을 유지하지 못하고 설계 양력 계수를 저하시켜야만 하는 날개 선단 부근이라도, 최대 날개 두께 위치를 날개 선단측일수록 날개 전연측으로 변위(시프트)시킴으로써, 설계 양력 계수 및 최대 양항비를 증대시켜서 공력 성능을 향상시킬 수 있다. 동시에, 주속이 크고 소음이 커지는 날개 선단측일수록 효과적으로 공력 소음을 저하시킬 수 있다.

본 발명의 제 1 태양에 따른 상기 풍차 날개에 있어서, 선단 영역에서는, 무차원 반경 위치가 0.6 이상 0.9 이하의 영역에서, 최대 날개 두께 위치가 25% 코드 길이 이상 40% 코드 길이 이하로 되며, 무차원 반경 위치가 1.0인 위치에서, 최대 날개 두께 위치가 10% 코드 길이 이상 30% 코드 길이 이하로 되는 것이 바람직하다.

본 발명의 제 1 태양에 따른 상기 풍차 날개에 있어서, 무차원 반경 위치가 0.7 이상 0.85 이하의 영역에서, 최대 날개 두께 위치가 26% 코드 길이 이상 36% 코드 길이 이하로 되며, 무차원 반경 위치가 1.0인 위치에서, 최대 날개 두께 위치가 20% 코드 길이 이상 30% 코드 길이 이하로 되는 것이 바람직하다.

본 발명의 제 1 태양에 따른 상기 어느 하나의 풍차 날개에 있어서, 본 발명의 풍차 날개에서는, 상기 날개 선단 영역은, 각 반경 위치의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 반경 방향으로 접속하여 형성되는 최대 날개 두께선이 대략 직선 형상이 되도록, 날개 전연이 날개 후연측으로 변위하고 있는 구성이어도 좋다.

최대 날개 두께 위치에는 풍차 날개의 강도를 주로 부담하는 비임이 반경 방향으로 연장되어 마련된다. 따라서, 각 반경 위치의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 반경 방향에 접속하여 형성되는 최대 날개 두께선은 반경 방향으로 대략 직선 형상이 되도록 위치하고 있는 것이 바람직하다.

본 발명에서는, 날개 선단 영역에서 날개 본체측 영역보다 최대 날개 두께 위치를 날개 전연측에 위치시키는 경우라도, 날개 전연을 날개 후연측으로 변위시킴으로써 최대 날개 두께선을 반경 방향으로 대략 직선 형상으로 유지할 수 있다.

본 발명의 풍차 날개의 날개 전연 형상은, 예컨대, 풍차 날개를 배측 또는 복측으로부터 평면으로 보았을 경우, 날개 본체부측 영역으로부터 날개 선단 영역으로 천이하는 영역에서 날개 후연측으로 크게 변위하고, 그 후, 날개 선단측을 향해 완만하게 날개 후연측으로 변위하며, 최종적으로 날개 선단에 접속되도록 날개 후연측으로 변위하는, 이른바 S자 형상이 된다.

또한, 본 발명과 같이 날개 전연을 날개 후연측으로 변위시키면(특히 S자 형상으로 하면), 날개 후연이 둥그스름해져서 보다 큰 곡률을 갖는 형상으로 할 수 있다. 이것에 의해, 날개 선단 영역의 날개 후연으로부터 발생하는 공력 소음의 위상을 날개 반경 방향으로 어긋나게 할 수 있어서, 소음 저감을 더욱 도모할 수 있다.

본 발명의 제 1 태양에 따른 상기 중 어느 하나의 풍차 날개에서는, 날개 선단에 있어서의 단면 형상이 대칭 익형으로 되어 있는 구성이어도 좋다.

날개 선단에 있어서의 단면 형상을 대칭 익형으로 하고, 즉 캠버가 0이 된 익형으로 하는 것으로 했다. 이것에 의해, 날개 두께가 얇고 복잡한 형상의 제조가 곤란한 날개 선단측이어도 제조가 용이해진다.

바람직하게는, 날개 선단 영역의 날개 선단측에서는, 날개 선단에서 캠버가 0이 되도록, 날개 선단을 향해 캠버가 0에 점근하는 익형으로 되어 있다.

본 발명의 제 2 태양에 따른 풍력 발전 장치는, 상기 중 어느 하나에 기재된 풍차 날개와, 해당 풍차 날개의 날개 루트측에 접속되며, 해당 풍차 날개에 의해 회전되는 로터와, 해당 로터에 의해 얻어진 회전력을 전기 출력으로 변환하는 발전기를 구비하고 있는 것을 특징으로 한다.

상술한 풍차 날개를 구비하고 있으므로, 공력 성능 향상에 의해 출력이 증대되고, 공력 소음이 저감된 풍력 발전 장치를 제공할 수 있다.

본 발명에 의하면, 날개 선단 영역의 최대 날개 두께 위치를 날개 본체측 영역의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연측에 위치하는 것으로 했으므로, 날개 선단 영역의 공력 성능을 향상시키는 동시에, 날개 선단 영역의 공력 소음을 효과적으로 저감할 수 있다.

도 1은 풍차 날개의 대표적 형상을 나타낸 사시도,
도 2는 도 1의 각 날개 두께 비율에 있어서의 단면을 나타낸 도면,
도 3은 도 1의 각 날개 두께 비율에 있어서의 익형을 나타낸 도면,
도 4는 본 발명의 일 실시형태에 따른 날개 형상을 나타낸 평면도,
도 5는 각 반경 위치에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 나타낸 날개 단면도,
도 6은 최대 날개 두께 위치에 대한 설계 양력 계수를 나타낸 그래프,
도 7은 최대 날개 두께 위치에 대한 최대 양항비를 나타낸 그래프,
도 8은 최대 날개 두께 위치에 대한 경계층 두께(배제 두께)를 나타낸 그래프,
도 9는 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 풍차 날개의 각 반경 위치에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 나타낸 날개 단면도,
도 10은 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 풍차 날개의 선단 영역을 나타낸 평면도,
도 11은 종래의 풍차 날개를 나타낸 평면도,
도 12는 비교예로서의 풍차 날개의 선단 영역을 나타낸 평면도,
도 13은 레이놀즈수의 정의를 나타낸 설명도,
도 14는 설계 양력 계수의 분포를 무차원 반경에 대하여 나타낸 도면,
도 15는 도 13에 실제의 코드 길이 분포를 나타낸 도면.

이하에, 본 발명의 풍차 날개 및 이것을 구비한 풍력 발전 장치에 따른 실시형태에 대해 도면을 참조하여 설명한다.

[제 1 실시형태]

제 1 실시형태에 따른 풍차 날개는 풍력 발전 장치의 날개로서 적합하게 이용된다. 풍차 날개는, 예컨대 3개 마련되며, 각각이 약 120°간격을 갖고 로터에 접속되어 있다. 바람직하게는, 풍차 날개의 회전 직경(날개 직경)은 60m 이상이 되며, 솔리디티(전체 날개 투영 면적/날개 소과(掃過) 면적)가 0.2 이상 0.6 이하인 가늘고 기다란 날개이다. 풍차 날개는 가변 피치로 되어 있어도 좋고, 고정 피치로 되어 있어도 좋다.

도 1에 도시하는 바와 같이, 풍차 날개(1)는 삼차원 날개로 되어 있으며, 회전 중심측인 날개 루트측(1a)으로부터 날개 선단측(1b)을 향해 연장되어 있다.

날개 형상을 정의하는 경우, 동일 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 각 날개 두께 비율(날개 두께의 최대값을 코드 길이로 나눈 값의 백분율)의 반경 위치(날개의 회전 중심으로부터의 거리에 상당하는 위치)에 있어서 Z(날개의 길이축 방향)=일정한 단면으로 절단한 날개 요소 단면을 이용하여 나타난다. 도 1에서는, 날개 두께 비율이 18%, 21%, 24%, 30%, 36%, 42%의 각 반경 위치에서 절단한 날개 요소 단면이 풍차 날개의 형상의 정의로서 이용되는 것이 나타나 있다. 또한, 풍차 날개(1)의 반경 위치를 나타내는 경우에, 날개 두께 비율을 대신하여, 날개의 회전 중심으로부터의 거리에 상당하는 반경 위치(r)(혹은 반경 위치를 날개 반경으로 나눈 무차원 반경 위치(r/R))가 이용되는 경우도 있다.

도 2에는 도 1의 날개 요소 단면을 XY 평면(Z축에 직교하는 평면)에 투영한 것이다. 동일 도면과 같이 풍차 날개(1)의 길이 방향 선단에서 보았을 경우, 우측이 날개 전연, 좌측이 날개 후연이 된다. 동일 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 풍차 날개는 날개 루트측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 감소하는 형상이 되어 있다.

도 3은 풍차 날개(1)의 각 날개 두께 비율에 있어서의 날개 요소 단면에 대하여, 그 날개 전연을 X=0, Y=0, 날개 후연을 X=1, Y=0으로 정규화한 것이다. 동일 도면과 같이 나타난 형상을 익형이라고 한다.

도 4에 도시하는 바와 같이, 본 실시형태의 풍차 날개(1)는, 반경 위치(r)를 날개 반경(R)(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치(r/R)가 0.6 이상 1.0 이하인 날개 선단 영역(3)과, 무차원 반경 위치가 0.6 미만인 날개 본체측 영역(5)을 갖고 있다. 그리고, 날개 선단 영역(5)의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치가 상기 날개 본체측 영역(7)의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연(9)측에 위치되어 있다.

구체적으로는, 도 5에 도시한 각 날개 단면에 도시하는 바와 같이, 날개 전연의 코드 길이 위치를 0% 코드 길이 및 날개 후연의 코드 길이 위치를 100% 코드 길이로 했을 경우, 날개 루트측으로부터 날개 선단측을 향하여, 최대 날개 두께 위치가 예컨대 40% 코드 길이부터, 36% 코드 길이, 30% 코드 길이, 24% 코드 길이, 20% 코드 길이와 같이 날개 전연측으로 변위(시프트)하고 있다. 또한, 동일 도면에 있어서 선분(L1)이 최대 날개 두께 위치를 나타내고 있다. 동일 도면에 도시한 풍차 날개의 경우에는, 날개 본체측 영역(5)에 있어서의 최대 날개 두께 위치는 40% 코드 길이 이상이 된다.

동일 도면에 도시한 바와 같이, 최대 날개 두께 위치가 날개 선단(7)(도 4 참조)을 향해 날개 전연(9)측으로 점차 변위되고 있는 것이 바람직하다.

바람직하게는, 날개 선단 영역(3)에 있어서의 최대 날개 두께 위치는, 무차원 반경 위치가 0.6 이상 0.9 이하의 영역에서 25% 코드 길이 이상 40% 코드 길이 이하로 되며, 무차원 반경 위치가 1.0이 된 위치[즉 날개 선단(7)의 위치]에서 10% 코드 길이 이상 30% 코드 길이 이하로 되어 있다.

더욱 바람직하게는, 날개 선단 영역(3)에 있어서의 최대 날개 두께 위치는, 무차원 반경 위치가 0.7 이상 0.85 이하의 영역에서 26% 코드 길이 이상 36% 코드 길이 이하로 되며, 무차원 반경 위치가 1.0인 위치에서 20% 코드 길이 이상 30% 코드 길이 이하로 되어 있다.

또한, 날개 선단(7)에서는 대칭 익형이 채용되어 있다. 즉 캠버가 0인 익형으로 되어 있다. 이것에 의해, 날개 두께가 얇고 복잡한 형상의 제조가 곤란한 날개 선단측이어도 제조가 용이해진다.

바람직하게는, 날개 선단 영역(3)의 날개 선단(7)측에서는, 날개 선단(7)에서 캠버가 0이 되도록, 날개 선단(7)을 향해 캠버가 0에 점근하는 익형으로 되어 있다.

다음에, 본 실시형태와 같이, 날개 선단 영역(3)의 최대 날개 두께 위치를, 날개 본체부측 영역(5)의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연(9)측에 위치시키는 것으로 한 이유에 대하여 설명한다.

도 6 내지 도 8에는, 최대 날개 두께 위치를 24% 코드 길이로부터 36% 코드 길이까지 변화시켰을 경우의 익형에 대해 수치 시뮬레이션을 실행한 결과가 나타나 있다. 수치 시뮬레이션의 조건으로서는, 설계 주속비를 8.0 이상 8.5 이하, 레이놀즈수를 300만 이상 1000만 이하로 했다.

이들의 도면으로부터 알 수 있는 바와 같이, 날개 선단 영역(3)의 최대 날개 두께 위치를, 날개 본체부측 영역(5)의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연(9)측에 위치시키면, 설계 양력 계수 및 최대 양항비가 증대하는 것에 의해 공력 성능이 향상하고, 경계층 두께(배제 두께)가 감소하는 것에 의해 소음이 감소하는 것을 알 수 있다.

이상과 같이, 본 실시형태에 의하면 이하의 작용 효과를 발휘한다.

수치 시뮬레이션에 의해, 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 여러가지 변화시켜서 성능을 검토한 결과, 최대 날개 두께 위치가 날개 전연(9) 측에 위치할수록, 설계 양력 계수 및 최대 양항비가 증대하는 것에 의해 공력 성능이 향상하고, 경계층 두께(배제 두께)가 감소하는 것에 의해 소음이 감소하는 것을 알 수 있었다.

한편, 최대 날개 두께 위치를 날개 전연(9)측에 배치하면, 상대적으로 날개 후연(11)의 두께가 얇아져서, 풍차 날개(1)에 가해지는 하중에 의해 생기는 에지 모멘트에 대하여, 날개 후연(11)의 강도가 저하되어 버릴 우려가 있다.

이에 대하여, 본 실시형태에서는, 날개 선단(7)측에서는 날개 루트측에 비해 에지 모멘트가 작아서, 최대 날개 두께 위치가 날개 전연(9)측에 배치되어 있어도 날개 후연(11) 부근의 강도는 큰 문제가 되지 않는 것에 주목했다.

그래서, 본 실시형태에서는, 날개 선단 영역(3)의 최대 날개 두께 위치를, 날개 본체측 영역(5)의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연(9)측에 위치하는 것으로 했다. 이것에 의해, 날개 선단 영역(3)의 공력 성능을 향상시키는 동시에, 가장 주속이 크고 소음의 주요인이 되는 날개 선단 영역의 공력 소음을 효과적으로 저감할 수 있다.

또한, 코드 길이가 작아져서 날개 본체측 영역(5)과 동일한 날개 단면을 유지하지 못하여 설계 양력 계수를 저하시켜야만 하는 날개 선단(7) 부근이라도, 최대 날개 두께 위치를 날개 선단(7)측일수록 날개 전연(9)측으로 변위(시프트)시키는 것에 의해서, 설계 양력 계수 및 최대 양항비를 증대시켜서 공력 성능을 향상시킬 수 있다. 동시에, 주속이 커져서 소음이 커지는 날개 선단(7)측일수록 효과적으로 공력 소음을 저하시킬 수 있다.

또한, 풍차 날개의 날개 루트측에 접속되며, 풍차 날개에 의해 회전되는 로터와, 로터에 의해 얻어진 회전력을 전기 출력으로 변환하는 발전기를 구비한 풍력 발전 장치에 대하여, 본 실시형태에 따른 풍차 날개(1)을 적용함으로써, 공력 성능 향상에 의해 출력이 증대하고, 공력 소음이 저감된 풍력 발전 장치를 실현할 수 있다.

[제 2 실시형태]

다음에, 본 발명의 제 2 실시형태에 대해 설명한다. 본 실시형태는, 제 1 실시형태에 대하여, 각 반경 위치의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 날개 반경 방향으로 접속하여 형성되는 최대 날개 두께선을, 날개 선단 영역(3)의 날개 전연(9)의 형상에 의해 적정화하는 점이 다르며, 그 이외의 점, 즉 날개 선단 영역의 최대 날개 두께 위치를 날개 본체부측 영역의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연측에 위치시키는 점 등에 대해서는 마찬가지이다. 따라서, 이하에서는 차이점에 대해 설명하며, 동일한 점에 대해서는 설명을 생략한다.

도 9에는 본 실시형태에 따른 풍차 날개의 각 반경 위치에 있어서의 최대 날개 두께 위치가 나타나 있다. 동일 도면에 있어서의 선분(L2)은 최대 날개 두께 위치를 나타낸다. 이 최대 날개 두께 위치는, 각 반경 위치에 있어서, 날개 회전 중심에서 보아 동일한 각도 위치가 되도록 배치되어 있다. 이것은, 동일 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 날개 선단측으로 감에 따라 날개 전연(9)을 날개 후연(11)측으로 변위시키는 것에 의해 실현되어 있다. 이것에 의해, 각 반경 위치의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 반경 방향으로 접속하여 형성되는 최대 날개 두께선이 풍차 날개의 반경 방향으로 대략 직선 형상이 되도록 배치되어 있다.

도 10에는 도 9와 같이 날개 전연(9)을 날개 후연(11)측으로 변위시키는 것에 의해서, 대략 직선 형상이 된 최대 날개 두께선(13)이 나타나 있다. 날개 선단 영역(3)에 있어서의 날개 전연(9)은, 동일 도면에 도시되어 있는 바와 같이, 날개 본체부측 영역(5)으로부터 날개 선단 영역(3)으로 천이하는 천이 영역(15)에서 날개 후연(11)측으로 크게 변위하고, 천이 영역(15)에 접속된 접속 영역(16)에서 날개 선단(7)측을 향해 완만하게 날개 후연측으로 변위하며, 접속 영역(16)에 접속된 종단 영역(17)에서 최종적으로 날개 선단(7)에 접속되도록 날개 후연(11)측으로 변위하는, 소위 S자 형상으로 되어 있다.

이와 같이, 최대 날개 두께선(13)을 반경 방향으로 대략 직선 형상으로 연장시키는 것에 의해서, 이하의 작용 효과를 발휘한다.

일반적으로, 최대 날개 두께 위치에는 풍차 날개의 강도를 주로 부담하는 비임이 반경 방향으로 연장되어 마련된다. 예컨대, 도 11에 도시하는 바와 같이, 종래의 풍차 날개에서는, 최대 날개 두께선(13')은 반경 방향으로 직선 형상으로 형성되어 있다. 직선 형상의 비임으로 함으로써, 제조가 용이해지기 때문이다. 동일 도면에서는, 날개 선단 영역에서도 날개 본체부측 영역과 동일한 최대 날개 두께 위치로 되어 있다.

그러나, 제 1 실시형태에서 설명한 바와 같이, 날개 선단 영역(3)의 최대 날개 두께 위치를, 날개 본체부측 영역(5)의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연(9)측에 위치시켰을 경우, 도 11과 동일한 날개 전연 형상 및 날개 후연 형상을 채용하고자 하면, 도 12에 도시하는 바와 같이, 날개 선단 영역(3)에서 최대 날개 두께선(13")이 직선 형상을 유지하지 못하고 곡선 형상이 되어 버린다.

그래서, 본 실시형태에서는, 날개 전연(9)을 날개 후연(11)측으로 변위시키는 것에 의해 최대 날개 두께선(13)을 대략 직선 형상으로 하는 것으로 했다(도 10 참조). 이것에 의해, 대략 직선 형상의 비임을 채용할 수 있어서, 제조가 용이해진다. 또한, 착뢰점이 되는 리셉터를 최대 날개 두께 위치에 배치하는 경우에도, 대략 직선 형상으로 리셉터를 배치하면 좋기 때문에, 제조가 용이해진다.

또한, 도 10에 도시되어 있는 바와 같이, 본 실시형태와 같이 날개 선단 영역(3)에 있어서의 날개 전연(9)을 날개 후연(11)측으로 변위시키면[특히 날개 전연(9)을 S자 형상으로 하면], 날개 후연(11)이 둥그스름해져서 보다 큰 곡률을 갖는 형상으로 할 수 있다(동일 도면의 영역(19) 참조). 이것에 의해, 날개 선단 영역(3)의 날개 후연(11)으로부터 발생하는 공력 소음의 위상을 날개 반경 방향으로 어긋나게 할 수 있어서, 더욱 소음 저감을 도모할 수 있다.

또한, 본 실시형태에서는, 설계 주속비를 8.0 이상 8.5 이하로 했지만, 본 발명은 이것에 한정되지 않으며, 예컨대 설계 주속비가 6.0 이상 9.0 이하여도 적용할 수 있다.

1 : 풍차 날개 1a : 날개 루트측
1b : 날개 선단측 3 : 날개 선단 영역
5 : 날개 본체측 영역 7 : 날개 선단
9 : 날개 전연 11 : 날개 후연
13 : 최대 날개 두께선

Claims

날개 루트측으로부터 날개 선단측에 걸쳐서 코드 길이가 감소하는 날개 본체부를 구비하고,
상기 날개 본체부는, 반경 위치를 날개 반경(날개 직경의 1/2)으로 나눈 무차원 반경 위치가 0.6 이상 1.0 이하인 날개 선단 영역과, 무차원 반경 위치가 0.6 미만인 날개 본체측 영역을 갖고,
상기 날개 선단 영역의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치가 상기 날개 본체측 영역의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치보다 날개 전연측에 위치되어 있는 것을 특징으로 하는
풍차 날개.
제 1 항에 있어서,
상기 날개 선단 영역에서, 최대 날개 두께 위치가 날개 선단을 향하여 날개 전연측으로 변위되어 있는 것을 특징으로 하는
풍차 날개.
제 2 항에 있어서,
날개 전연의 코드 길이 위치를 0% 코드 길이 및 날개 후연의 코드 길이 위치를 100% 코드 길이로 했을 경우,
무차원 반경 위치가 0.6 이상 0.9 이하의 영역에서, 최대 날개 두께 위치가 25% 코드 길이 이상 40% 코드 길이 이하로 되며,
무차원 반경 위치가 1.0인 위치에서, 최대 날개 두께 위치가 10% 코드 길이 이상 30% 코드 길이 이하로 되어 있는 것을 특징으로 하는
풍차 날개.
제 3 항에 있어서,
무차원 반경 위치가 0.7 이상 0.85 이하의 영역에서, 최대 날개 두께 위치가 26% 코드 길이 이상 36% 코드 길이 이하로 되고,
무차원 반경 위치가 1.0인 위치에서, 최대 날개 두께 위치가 20% 코드 길이 이상 30% 코드 길이 이하로 되어 있는 것을 특징으로 하는
풍차 날개.
제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 날개 선단 영역은, 각 반경 위치의 날개 단면에 있어서의 최대 날개 두께 위치를 반경 방향으로 접속하여 형성되는 최대 날개 두께선이 대략 직선 형상이 되도록, 날개 전연이 날개 후연측으로 변위해 있는 것을 특징으로 하는
풍차 날개.
제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
날개 선단에 있어서의 단면 형상이 대칭 익형으로 되어 있는 것을 특징으로 하는
풍차 날개.
제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 기재된 풍차 날개와,
상기 풍차 날개의 날개 루트측에 접속되며, 상기 풍차 날개에 의해 회전되는 로터와,
상기 로터에 의해 얻어진 회전력을 전기 출력으로 변환하는 발전기를 구비하고 있는 것을 특징으로 하는
풍력 발전 장치.