風車翼の長大化を実現する空力設計～高性能・低騒音翼型を適用した

風車翼の長大化を実現する空力設計*
～高性能・低騒音翼型を適用した風車翼(φ102m)の開発と洋上風車への展開～
Aerodynamic Design for Large-Sized Wind Turbine Blade
深見 浩司** 本田 明弘**
黒岩 隆夫***
林 健太郎**
Akihiro HONDA Takao KUROIWA Kentaro HAYASHI
２．風車翼(φ102m)の開発方針
低風速地域への対応と設備利用率の向上を目的とし，
直径 102m の長大翼を開発する．基本設計条件を IEC
風車クラス 2A とし，設備利用率 51%以上，風車騒音
105dBA 以下を狙う．同クラスの 2MW 級他社風車（カ
タログ値）との比較を図２に示す．
52
51
Capacity Factor [%]
１．はじめに
地球温暖化の抑制を目的とした CO2 排出規制強化，近
年の燃料価格高騰，さらに，2011 年 3 月の福島原発事
故以降，日本国内においても再生可能エネルギーへの
期待が高まっている．全世界の風力発電の導入量推移
は 2020 年には陸上でおよそ 100GW／年，洋上でおよ
そ 25GW／年と予想されている[1]．現在の陸上風車の
主流は定格出力 2~3MW，翼直径 100m 以上であり，
定格出力に対して，翼の長大化が進行している．これ
は，低風速地域への市場拡大と設備利用率の向上を目
的としている．一方，洋上風車は海洋構造物・輸送建
設等の費用が追加されるため，単機出力を大きくする
ことによって経済性を高める必要があり，現在開発が
進められている洋上風車の主流は定格出力 5MW 以上，
翼直径 150m~170m である．
今後，
洋上風車について，
定格出力の増大と並行し，設備利用率の向上のため，
翼の超長大化が予想される．陸上・海岸・沿岸では風
車と居住地の近接によって低騒音性（本論文で音響パ
ワーレベルを単に騒音と表現する）が重要である，長
翼化には，長翼化を実現する荷重低減技術，高周速化
に伴う低騒音化技術，高性能化技術，製造・コスト低
減技術が重要な技術課題である．
50
49
48
47
46
A
B
C
D
開発目標
B
C
D
開発目標
108
Sound Power Level [dBA]
Koji FUKAMI
107
106
105
104
No data
103
A
図２ 開発目標
本論文の構成を以下の通りとする．
・風車翼(φ102m)の開発と実証試験（図１）
・高性能・低騒音翼型の空力設計と風洞試験
・検証済の設計技術を洋上風車に展開
長大翼の設計方針を以下とした．
① 発電量向上のために翼を長くする．
② 重量低減のために翼を厚くする．
③ 荷重低減のために翼を細くする．
④ 騒音低減のために翼端を捻り戻す．
（ツイストバック）
⑤ タワー近接距離を確保するため風上に曲げる．
（プリベンド）
図１ 風車翼（φ102m）
*平成 24 年 11 月 28 日第 34 回風力エネルギー利用シンポジウムにて講演
** 会員 三菱重工業(株) 技術統括本部 〒851-0392 長崎市深堀町 5-717-1
(A) 長翼化に応じて年間発電量は増大するが，従来翼
型を用いた長翼化では開発目標に対して未達（未達量
1%）
，(B) 長翼化に伴って騒音・荷重・重量・撓みが
増大するという技術課題が生じた．さらに，(B) 騒音・
荷重・重量に係る対策は，(A) 年間発電量の向上と背
*** 会員 三菱重工業(株) 原動機事業本部風車事業部技術部
- 303 -
反する関係にあるため，年間発電量の未達量は最終的
に 1%から 3%に拡大すると予想された．以上の技術課
題を解決するため，新規翼型の開発・適用による発電
量向上+3%と騒音低減-2dB を図った．
翼型名をMHI-F
xx（xx：翼厚比%）とした．
３．MHI-F 翼型
[1] 設計揚力係数 : 設計揚力係数の向上は一般に最大
翼厚位置を前方配置かつハイキャンバとすることで実
現できるが，失速特性のリスクを伴うため，既存翼型
[2][3][4][5] で既に達成されている設計揚力係数 1.15 を
MHI-F18 の設計目標とした．MHI-F21, 24, 30, 36, 42
については，
『翼の全ての半径位置で翼素効率を最大限
に発揮させるための設計揚力係数の組合せ』
（図５）を
設計思想とし，最適設計を実施した．
３．１ 空力特性（図３，図４）
MHI-F 翼型に求められる空力特性を以下に整理する．
発電量向上
発電量向上
発電量向上
翼騒音低減
1.6
CLdesign [-]
・高い設計揚力係数
・最適化された設計揚力係数
・高い最大揚力係数と最大揚抗比
・翼後縁の境界層排除厚
1.7
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
42
36
30
24
18
12
Relative thickness [%]
設計揚力係数
向上
細翼でも
高性能化
設計揚力係数
最適組合せ
高性能化
図５ 設計揚力係数の設計目標
年間発電量
+3%
最大揚力係数
向上
厚翼でも
高性能化
境界層排除厚
薄く
翼空力騒音
-2dB
低騒音翼型
[4] 境界層排除厚 : 空力騒音の主要因は翼後縁から吐
出される乱流境界層内の渦であり，低騒音化のために
は，最大翼厚位置から後縁側の背面形状の最適化で境
界層排除厚を薄くする方針とし，
『最大翼厚位置と後縁
間の dY/dX が S 字状（図６）
』を設計思想として最適
設計を実施した．
図３ MHI-F 翼型の設計方針
CL
（揚力係数）
CLmax
CLdesign
（設計揚力係数）
失速防止
L/D
L/Dmax
（揚抗比）
高性能
細長翼
Angle of attack
0.0
Angle of attack
DSTAR
（翼後縁 境界層排除厚）
耐ラフネス
騒音低減
（翼端）
耐剥離
L.E.
Angle of attack
Angle of attack
3
1
Better
L.E.
2
T.E.
DSTAR
XTR
（乱流遷移位置）
T.E.
[3] 最大揚抗比 : 最大揚抗比の向上は可変速域での性
能向上に重要である．ハイキャンバ，後縁側の薄い翼
厚分布，最大翼厚位置の前方配置で実現できる．
dY/dX
最大揚抗比
向上
[2] 最大揚力係数 : 最大揚力係数の向上は高風速域で
の性能向上および流入風変動時の失速防止の観点で重
要である．翼根側ほど，風速変化の迎角変化への影響
が大きいため，より高い最大揚力係数を目標とした．
Better
0.0
L.E.
図４ 翼型の空力特性に関する定義
X/C
X/C
T.E.
図６ 背面形状・翼面流速・境界層排除厚の関係
- 304 -
三菱重工業 (株)
長崎研究所 大型汎用風洞
空力性能計測
風上から
圧力孔
▲ NACA63-4xx
1.6
CLdesign
1.4
1.2
1.0
Optimum
CLdesign
0.8
0.6
L/Dmax
15 18 21 24 27 30 33 36 39 42 45
Relative thickness [%]
160
140
120
100
80
60
40
20
15 18 21 24 27 30 33 36 39 42 45
Relative thickness [%]
1.8
1.6
CLmax
３．３ 風洞試験
MHI-F18, 21, 24, 30 について，風洞試験による検証試
験を実施した（図７）
．設計揚力係数，最大揚力係数，
最大揚抗比，翼後縁から吐出される境界層排除厚の計
測結果を図８，図９に示す．性能面について，設計揚
力係数，最大揚力係数，最大揚抗比ともに，従来翼型
よりも向上した．設計揚力係数の向上によって，長翼
化・荷重低減に必要となる細翼設計を行ったときにも
高性能を維持することが可能となった．さらに，破線
で示す最適な設計揚力係数の組合せをほぼ満足してい
るため，翼の全ての半径位置で翼素効率を最大限に発
揮させることが可能となった．翼根側で使用される厚
翼型の最大揚抗比の向上は大きく，重量低減に有効な
厚翼設計を行ったときにも高性能を維持することが可
能となった．騒音面について，MHI-F18 は境界層排除
厚が最も薄く，既存翼型（NACA63, NACA64, DU）
に対して，同一周速で最も低騒音性を有すると判断さ
れた．また，MHI-F 翼型は高い設計揚力係数を有する
ため，設計周速比を上昇させることなく細翼化を実現
することができるため，翼先端周速の上昇回避による
騒音低減も期待される．
● MHI-F
1.4
1.2
1.0
15 18 21 24 27 30 33 36 39 42 45
Relative thickness [%]
図８ MHI-F 翼型の空力特性 （Re=6x106 換算）
Measurement MHI-F18
0.10
Displacement thickness [-/chord length]
３．２ 翼型形状
高い設計揚力係数を達成するために，最大翼厚位置を
前方配置とし，後縁側の翼厚分布を薄くする方針をと
った．最大翼厚位置を前方に配置することによって，
設計揚力係数向上，最大揚抗比向上，境界層厚低減の
傾向が得られ，翼後縁エッジ方向の強度を保ちながら
最適設計を実施した．キャンバ分布については，最大
キャンバ位置を前方配置とすることで最大揚抗比向上，
境界層厚低減の傾向が得られるが，最大揚力係数が低
下するため，最適範囲を見出す必要があった．厚翼型
については，翼背面厚みを抑えすぎて腹面の膨らみが
大きくなりすぎると低迎角で腹面剥離が発生する可能
性が生じるため，腹面後縁側の凹形状の最適化で剥離
を回避させる方針とした[3]．
Measurement DU96-W-180
0.09
CFX MHI-F18
CFX NACA63-418
0.08
CFX NACA64-618
0.07
CFX DU96-W-180
0.06
0.05
0.04
0.03
0.02
0.01
0.00
ウェイクレイク
-2
コード長 1.5m
0
2
4
6
8
10
12
Angle of attack [deg]
6
図９ MHI-F18 の騒音特性 （Re=2x106 換算）
翼後縁背面から吐出される境界層排除厚
図７ MHI-F 翼型の風洞試験 （Re=2x10 ）
三菱重工業(株) 長崎研究所 大型汎用風洞
- 305 -
14
Power output [kW]
2500
2000
1500
1000
500
0
0
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
11
12
13
14
15
107
106
105
104
103
102
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
Wind speed at hub height [m/s]
厚翼でも高性能
 発電量向上・重量低減
図１２ MWT102/2.4 実証データ （認証機関計測）
最大揚抗比の向上
→ 発電量向上
設計揚力係数の最適組合せ
 発電量向上
設計揚力係数の向上
低騒音翼型
 低騒音化
細長翼でも高性能
 発電量向上・荷重低減
ツイストバック
 低騒音化
1
Wind speed at hub height [m/s]
Sound power level [dBA]
４．風車翼(φ102m)の設計と実証試験
重量低減を目的として翼を厚くし，荷重低減を目的と
してコード長を細くなるように設計した．新規開発翼
(φ102m)の当社従来翼(φ95m)との翼形状比較を図１
０に示す．翼素運動量理論と三次元流動解析を用いた
性能評価，
NASA 実験式に基づく手法[6][7]を用いた騒音
評価を実施し，風車翼(φ102m)を適用した MWT102
/2.4 の設計評価は，開発目標である設備利用率 51%，
風車騒音 105dBA を満足したため，風車翼(φ102m)
の実翼を製造し，MWT102/2.4 実機での実証試験を実
施した（図１１）
．社外認証機関による性能・騒音計測
を実施した結果（図１２）から，年間平均風速 8.5m/s，
空気密度 1.225 kg/m3 に換算した設備利用率は 51.1%，
風車騒音は 104.9dBA となり，開発目標を達成した．
また，翼の空力設計の精度も確認された．
長翼化 102m
プリベンド
→ タワー近接距離確保
φ102m （新規開発翼）
φ95 （当社従来翼）
図１０ 翼形状比較
図１１ MWT102/2.4 (米国)
５．おわりに
IEC 風車クラス 2A を基本設計条件とし，設備利用率
51%，風車騒音 105dBA を目標とし，高性能・低騒音
翼型（MHI-F 翼型）の開発・適用で直径 102m の長大
翼を開発した．MWT102/2.4 実機試験では設備利用率
51.1%（年間平均風速 8.5m/s，空気密度 1.225kg/m3
換算）
，騒音 104.9dBA を達成し，高い経済性と環境性
を有する風車の開発に成功した．本技術は、今後市場
拡大が見込まれる洋上風車 MWT167 にも水平展開を
実施中である．三菱重工は，自然エネルギーの有効利
用と高い環境性を両立できる地球環境に優しい風車を
お客様に提供できるよう技術開発を進めていく．
参考文献
[1] BTM Consult, 2012
[2] Abott, etc,“Theory of Wing Sections,” Dover, 1956
[3] Timmer and van Rooij, “Summary of the Delft
University Wind Turbine Dedicated Airfoils,”
Journal of Solar Energy Engineering, November,
2003, vol.125, pp.488
[4] Tangler, etc, “NREL Airfoil Families for HAWTs”,
updated AWEA 1995.doc
[5] Fuglsang and Bak, “Development of the Riso
Wind Turbine Airfoils,” Windenergy, July, 2004,
pp.151
[6] Brooks, etc, “Airfoil Self-Noise and Prediction,”
NASA RP1218, 1989
[7] 林健太郎, 他, “風車翼の低騒音設計技術”, 三菱重
工技報 Vol.49 No.1 (2012) 新製品・新技術特集
- 306 -