技术领域：
本发明涉及风车翼及具备该风车翼的风力发电装置以及风车翼的设计方法。
背景技术：
：近年来，作为在发电时不排出温室效应气体的清洁能源，风力发电装置引起注目。风力发电装置借助风力而使风车翼绕轴旋转，将其旋转力转换成电力而得到发电输出。风力发电装置的发电输出由轴端输出(翼产生的输出)与转换效率(轴承或发电机等的效率)之积来表示。而且，轴端输出由下式表示，若是翼效率高、翼直径大的翼，则发电量提高。轴端输出＝1/2×空气密度×风速3×翼效率×π×(翼直径/2)2翼效率存在理论上的上限值(贝茨极限＝0.593)，实际上由于风车后流的影响和翼的空气阻力的存在而上限值成为0.5左右。因此，难以实现翼效率的更进一步的大幅的改善。另一方面，翼直径以其平方对输出具有影响，因此为了提高发电量而扩大翼直径是有效的。然而，翼直径的扩大会导致空气动力载荷(作用于流入方向的推力及传递到翼根的力矩)的增大，因此存在导致旋翼头、机舱、塔架等设备的大型化或重量增大、甚至成本增加的担心·倾向。因此，必需一种抑制翼的空气动力载荷的增大并实现长翼化的技术。为了避免载荷增大的问题，作为空气动力学上(翼形状上)考虑的方法，可以考虑进一步缩短弦长(翼弦长)(即，进一步增大展弦比或进一步减小弦节比)而减小翼投影面积来降低空气动力载荷的方法。在此，展弦比及弦节比由下式表示。展弦比＝翼长2/翼投影面积(1)弦节比＝全翼投影面积/翼扫过面积＝(翼张数×平均弦长)/(π×(翼直径/2)2)(2)通常，风车翼相对于规定的周速比而具有规定的最佳弦长，存在下式的关系(WindEnergyHandbook、JohnWiley&Sons、p378)。Copt/R×λ2×CLdesign×r/R≒16/9×π/n(3)在此，Copt为最佳弦长、R(翼半径)为翼直径的二分之一、λ为设计周速比、CLdesign为设计升力系数、r为翼截面的半径位置、n为翼张数。设计周速比为翼端周速/无限上游风速。设计升力系数是翼型(翼截面)的升阻比(升力/阻力)成为最大的迎角下的升力系数，由翼型(翼截面)的(空气动力)形状和流入条件(雷诺数)来决定。在图26中表示在本说明书中使用的雷诺数的定义。如该图所示，风车中的雷诺数是考虑了以规定的转速旋转的翼的规定截面A-A处的相对风速度而得到的值，由下式表示。雷诺数＝空气密度×向翼截面的相对风速度×翼截面的弦长/空气的粘性系数为了维持翼的空气动力效率，翼型(翼截面)优选具有以下的特性。1.设计升力系数高2.设计升力系数的“组合”最佳化在此，设计升力系数的“组合”是指由适用于一个风车翼的不同的翼厚比(翼厚的最大值除以弦长所得值的百分率)构成的一连串的翼型组(Airfoilseries/family/set)分别具有的设计升力系数的组合。例如，作为适用于风车的翼型的翼厚比，列举出12、15、18、21、24、30、36、42％的组合。在下述专利文献1中公开了一种风车输出提高用的翼型。具体而言，公开了一种翼厚比为14％至45％的范围而设计升力系数为1.10～1.25的范围的翼型(参照权利要求1)。另外，在下述专利文献2中，为了抑制翼前缘的粗糙(向翼前缘的废料附着或伤痕、制造误差等)引起的性能下降，而对翼前缘的形状进行规定。具体而言，将翼前缘的弦长位置设为0％及翼后缘的弦长位置设为100％时的2％位置处的距翼背侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率规定为7％以上且9％以下。【在先技术文献】【专利文献】【专利文献1】欧洲专利申请公开第1152148号说明书【专利文献2】国际公开第2007/010329号技术实现要素：【发明要解决的课题】然而，即便如专利文献1那样确定所希望的设计升力系数，关于如何规定将其实现的翼型，到目前为止还未统一地整理。另一方面，在决定翼型时，使用背侧膨胀YS或腹侧膨胀YP。在此，背侧膨胀YS是最大翼厚位置处的距翼背侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率。而且，腹侧膨胀YP是最大翼厚位置处的距翼腹侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率。然而，关于背侧膨胀YS或腹侧膨胀YP与设计升力系数的关系，并未进行任何研究。另外，从上式(3)可知，在维持所希望的设计升力系数的状态下确定翼根侧(即半径位置小的一侧)的形状时，翼根侧的最佳弦长与半径位置成反比而不得不增大。然而，实际上，从风车翼的运输上的问题出发，作为翼根侧而能够容许的弦长存在最大值。相对于此，在上述专利文献1中，从风车输出的观点出发，公开了适当的设计升力系数的组合，但关于翼厚比超过30％的翼根侧，也将设计升力系数设为1.10～1.25的范围，这样的话，弦长变得过大，风车翼的运输变得困难。另外，即使将运输上容许的弦长赋予于翼根侧，也需要决定考虑了风车翼的空气动力性能所得的翼型(例如设计升力系数的组合)。然而，以往，在翼前端侧的区域赋予所希望的设计升力系数的情况下，在由于运输上的理由等而不得不赋予不同的设计升力系数的与最大弦长位置之间的过渡区域，并没有以应赋予何种翼型这样的观点进行研究。即，即使如专利文献1那样得到各翼厚比下的所希望的设计升力系数，在设计风车翼时，并未进行在风车翼的长度方向上如何赋予各翼厚比下的翼型形状(翼截面形状)这样具体的研究。而且，需要也考虑实际的制作来考虑各翼厚比下的翼型形状(翼截面形状)。需要说明的时，在此，翼型形状(翼截面形状)是指对将三维翼在某半径位置切断时的翼截面(图2)以前缘为原点(0，0)，以后缘为点(1，0)进行正规化所得的翼型形状(图3)。因此，位于比翼前端区域更靠翼根侧的厚翼部(与前端区域相比翼厚的部位：从过渡区域到最大弦长位置的区域)处的空气动力性能存在提高的余地。需要说明的是，在专利文献1的FIG.3中公开了一种从翼前端侧(Station4)朝向翼根侧(Station1)而使设计升力系数从1.25变化为1.45的翼型(baseline、2b、3a、3b)。即，公开了与翼前端相比，增大翼根侧的升力系数而减小弦长的情况。然而，在薄翼部分即翼厚比21％至30％间，使设计升力系数增大。翼厚比21％～30％的位置相当于接受大风力的半径位置，因此在这种半径位置上使设计升力系数变化在空气动力特性上并不适当。另一方面，如专利文献2那样已知有通过规定翼前缘的距翼背侧的弦的距离来定义翼型的情况。然而，在专利文献2中，考虑了翼前缘的粗糙而规定翼背侧的距离，关于与设计升力系数的关系并未进行任何表示。另外，即使如专利文献1那样确定所希望的设计升力系数而实现风车输出的提高，进而，如专利文献2那样能够抑制粗糙引起的性能下降，也存在以下的问题。通常，作为翼的性能评价，存在最大升阻比及最大升力系数。尤其是从风车翼的观点出发，最大升阻比是对风车以可变速度运转的状态(设计点)下的翼空气动力性能造成影响的参数。而且，最大升力系数是从风车达到最高转速至达到额定输出为止的过渡状态下对翼空气动力性能造成影响的参数。因此，提高所述最大升阻比及最大升力系数这两者对于风车翼而言至关重要。另一方面，即使风车翼发挥所希望的空气动力性能，与此同时若未考虑风车翼的空气动力噪音，则会对设置风车的周围环境造成坏影响。本发明鉴于这种情况而作出，提供一种能够实现所希望的设计升力系数的风车翼及具备该风车翼的风力发电装置以及风车翼的设计方法。另外，本发明提供一种在翼根侧的弦长的上限值因运输上的原因等而受限制的条件下，能够得到所希望的空气动力特性的风车翼及具备该风车翼的风力发电装置以及风车翼的设计方法。另外，本发明提供一种在各翼厚比中能够得到所希望的空气动力特性的风车翼及具备该风车翼的风力发电装置以及风车翼的设计方法。另外，本发明提供一种通过最大升阻比及最大升力系数提高的适当的设计升力系数来实现高性能，且低噪音的风车翼及具备该风车翼的风力发电装置以及风车翼的设计方法。【用于解决课题的手段】为了解决上述课题，本发明的风车翼及其设计方法采用以下的手段。本发明的第一方面的风车翼的特征在于，具备从翼前端侧到翼根侧而弦长增大的翼主体部，该翼主体部具有：翼前端区域，在该翼主体部的前端侧，设为大致一定的第一设计升力系数的状态下朝向翼根侧弦长逐渐增大；最大弦长位置，在翼根侧的成为最大弦长的位置，具有比所述第一设计升力系数大的第二设计升力系数；过渡区域，位于所述翼前端区域与所述最大弦长位置之间，该过渡区域的设计升力系数从翼前端侧朝向翼根侧从所述第一设计升力系数向所述第二设计升力系数逐渐增大。本发明的第一方面的风车翼具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，翼主体部具有：朝向翼根侧弦长增大的翼前端区域；在翼根侧成为最大弦长的最大弦长位置；位于翼前端区域与最大弦长位置之间的过渡区域。在较大地受到风力而能够期待输出的翼前端区域，设为大致一定的第一设计升力系数，使翼前端区域整体发挥所希望的空气动力特性。第一设计升力系数被确定为能够实现的实质的上限值(例如在翼厚比18％左右时，为1.15左右)。另一方面，在最大弦长位置，设为比第一设计升力系数大的第二设计升力系数，限制最大弦长的大小(参照上式(3))。通过适当确定该第二设计升力系数，决定由于运输上的理由等而被限制的最大弦长位置的弦长的上限值。并且，在过渡区域，具有从翼前端侧朝向翼根侧从第一设计升力系数向第二设计升力系数逐渐增大的设计升力系数。由此，即使在从翼前端区域到最大弦长位置使弦长增大的情况下，也能够将设计升力系数的变化幅度抑制得较小，因此不会较大地损害空气动力性能。尤其是对于以往并未考虑的厚翼部(与翼前端区域相比成为厚翼的部位；从过渡区域到最大弦长位置的区域)也能够维持所希望的空气动力特性。这样，本发明的风车翼对于翼前端区域、过渡区域及最大弦长位置分别赋予所希望的设计升力系数，在翼主体部的整体上适当地规定设计升力系数的组合，因此即使在翼根侧限制了弦长的上限值的条件下，也能够发挥所希望的空气动力特性。尤其是能够提高位于比翼前端区域更靠翼根侧的厚翼部的空气动力性能。需要说明的是，优选的是，设计周速比(翼端周速/流入风速)为6以上(更优选为8.0以上且9.0以下)，雷诺数为300万以上且1000万以下。在上述本发明的第一方面的风车翼中，优选的是，所述翼前端区域设于半径位置除以翼半径(翼直径的1/2)所得到的无量纲半径位置为0.5以上且0.95以下的范围，所述第一设计升力系数在将其中央值设为X的情况下，为X±0.10的范围，优选为X±0.05的范围，向所述最大弦长位置赋予的所述第二设计升力系数为X+0.3±0.2，优选为X+0.3±0.1，所述过渡区域设置为，所述翼前端区域的翼根侧端部与所述最大弦长位置之间的中央位置的设计升力系数为X+0.15±0.15，优选为X+0.15±0.075。需要说明的是，最大弦长位置是无量纲半径比0.35小的位置。例如，最大弦长位置的无量纲半径位置为(0.25±0.05)左右。这种情况下，当翼前端区域的翼根侧端部的无量纲半径位置为0.5时，过渡区域的中央位置的无量纲半径位置为0.35。在上述本发明的第一方面的风车翼中，优选的是，所述翼前端区域设于半径位置除以翼半径(翼直径的1/2)所得到的无量纲半径位置为0.5以上且0.95以下的范围，所述第一设计升力系数为1.15±0.05的范围，向所述最大弦长位置赋予的所述第二设计升力系数为1.45±0.1，所述过渡区域设置为，所述翼前端区域的翼根侧端部与所述最大弦长位置之间的中央位置的设计升力系数为1.30±0.075。需要说明的是，最大弦长位置为无量纲半径比0.35小的位置。例如，最大弦长位置的无量纲半径位置为(0.25±0.05)左右。这种情况下，当翼前端区域的翼根侧端部的无量纲半径位置为0.5时，过渡区域的中央位置的无量纲半径位置成为0.35。在上述本发明的第一方面的风车翼中，优选的是，所述翼前端区域设于翼厚的最大值除以弦长所得到的值的百分率即翼厚比为12％以上且30％以下的范围，所述第一升力系数在将其中央值设为X的情况下，为X±0.10的范围，优选为X±0.05的范围，向所述最大弦长位置赋予的所述第二设计升力系数为X+0.3±0.2，优选为X+0.3±0.1，所述过渡区域设置为，所述翼前端区域的翼根侧端部与所述最大弦长位置之间的中央位置的设计升力系数为X+0.15±0.15，优选为X+0.15±0.075。需要说明的是，最大弦长位置为翼厚比大于36％的位置。例如，最大弦长位置的翼厚比为42％左右。这种情况下，翼前端区域的翼根侧端部的翼厚比为30％时，过渡区域的中央位置的翼厚比成为36％。在上述本发明的第一方面的风车翼中，优选的是，所述翼前端区域设于翼厚的最大值除以弦长所得到的值的百分率即翼厚比为12％以上且30％以下的范围，所述第一设计升力系数为1.15±0.05的范围，向所述最大弦长位置赋予的所述第二设计升力系数为1.45±0.1，所述过渡区域设置为，所述翼前端区域的翼根侧端部与所述最大弦长位置之间的中央位置的设计升力系数为1.30±0.075。需要说明的是，最大弦长位置为翼厚比大于36％的位置。例如，最大弦长位置的翼厚比为42％左右。这种情况下，当翼前端区域的翼根侧端部的翼厚比为30％时，过渡区域的中央位置的翼厚比成为36％。本发明的第二方面的风车翼的特征在于，具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，翼厚的最大值除以弦长所得到的值的百分率为翼厚比，将翼前缘的弦长位置设为0％及将翼后缘的弦长位置设为100％时的1.25％位置处的距翼背侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率为Y125，在该翼主体部由翼厚比和Y125表示的情况下，在翼厚比21％位置处，Y125为2.575±0.13％，在翼厚比24％位置处，Y125为2.6±0.15％，在翼厚比30％位置处，Y125为2.75±0.25％，优选为2.75±0.20％，更优选为2.75±0.15％。本发明的第二方面的风车翼具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，通过Y125赋予该翼主体部的翼截面形状。这基于设计升力系数与Y125的相关性良好。由此，能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。尤其是在本发明中，通过如上述那样规定翼厚比与Y125的组合，能够减小翼厚比从21％至30％之间的翼截面的设计升力系数的变化，从而能够得到所希望的空气动力特性。另外，能够提供一种通过规定Y125而实现高设计升力系数的细翼，能够降低风车翼受到的载荷。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。需要说明的是，优选的是，设计周速比(翼端周速/流入风速)为6以上(更优选为8.0以上且9.0以下)，雷诺数为300万以上且1000万以下。在上述本发明的第二方面的风车翼中，优选的是，所述翼主体部在翼厚比为21％以上且35％以下的范围内具有：由通过所述翼厚比21％位置处的所述Y125的值、所述翼厚比24％位置处的所述Y125的值、及所述翼厚比30％位置处的所述Y125的值的插补曲线所得到的Y125。在上述本发明的第二方面的风车翼中，本发明的风车翼可以是，所述翼主体部设置为，在翼厚比18％位置处，Y125为2.55±0.1％，在翼厚比36％位置处，Y125为3.0±0.4％，优选为3.0±0.25％，更优选为3.0±0.20％，在翼厚比42％位置处，Y125为3.4±0.6％，优选为3.4±0.4％，更优选为3.4±0.2％。通过如上述那样规定翼截面，能够提供一种在从翼前端侧(翼厚比18％)到翼根侧(翼厚比42％)的区域减小设计升力系数的变化的风车翼。另外，优选的是，所述翼主体部在翼厚比为18％以上且42％以下的范围内具有：由通过所述翼厚比18％位置处的所述Y125的值、所述翼厚比21％位置处的所述Y125的值、所述翼厚比24％位置处的所述Y125的值、所述翼厚比30％位置处的所述Y125的值、所述翼厚比36％位置处的所述Y125的值、及所述翼厚比42％位置处的所述Y125的值的插补曲线所得到的Y125。本发明的第三方面的风车翼的特征在于，具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，翼厚的最大值除以弦长所得到的值的百分率为翼厚比，最大翼厚位置处的距翼背侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率为背侧膨胀YS，在该翼主体部由翼厚比和背侧膨胀YS表示的情况下，在翼厚比21％位置处，背侧膨胀YS为12.0±0.6％，在翼厚比24％位置处，背侧膨胀YS为12.3±0.7％，在翼厚比30％位置处，背侧膨胀YS为13.3±1.2％，优选为13.3±1.0％，更优选为13.3±0.8％。本发明的第三方面的风车翼具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，通过背侧膨胀YS来赋予该翼主体部的翼截面形状。这基于设计升力系数与背侧膨胀YS的相关性良好。由此，能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。尤其是在本发明中，通过如上述那样规定翼厚比与背侧膨胀的组合，而能够减小翼厚比从21％到30％之间的翼截面的设计升力系数的变化，从而能够得到所希望的空气动力特性。另外，能够提供一种通过规定背侧膨胀而实现高的设计升力系数的细翼，能够降低风车翼受到的载荷。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。需要说明的是，优选的是，设计周速比(翼端周速/流入风速)为6以上(更优选为8.0以上且9.0以下)，雷诺数为300万以上且1000万以下。在上述本发明的第三方面的风车翼中，优选的是，所述翼主体部在翼厚比为21％以上且35％以下的范围内具有：由通过所述翼厚比21％位置处的所述YS的值、所述翼厚比24％位置处的所述YS的值、及所述翼厚比30％位置处的所述YS的值的插补曲线所得到的YS。在上述本发明的第三方面的风车翼中，优选的是，所述翼主体部设置为，在翼厚比18％位置处，YS为11.7±0.5％，在翼厚比36％位置处，YS为14.6±2.0％，优选为14.6±1.2％，更优选为14.6±1.0％，在翼厚比42％位置处，YS为16.6±3.0％，优选为16.6±2.0％，更优选为16.6±1.5％。通过如上述那样规定翼截面，能够提供一种在从翼前端侧(翼厚比18％)到翼根侧(翼厚比42％)的区域减小了设计升力系数的变化的风车翼。另外，优选的是，所述翼主体部在翼厚比为18％以上且42％以下的范围内具有：由通过所述翼厚比18％位置处的所述YS的值、所述翼厚比21％位置处的所述YS的值、所述翼厚比24％位置处的所述YS的值、所述翼厚比30％位置处的所述YS的值、所述翼厚比36％位置处的所述YS的值、及所述翼厚比42％位置处的所述YS的值的插补曲线所得到的YS。另外，本发明的第四方面的风车翼的特征在于，具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，翼厚的最大值除以弦长所得到的值的百分率为翼厚比，最大翼厚位置处的距翼腹侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率为腹侧膨胀YP，在该翼主体部由翼厚比和腹侧膨胀YP表示的情况下，在翼厚比21％位置处，腹侧膨胀YP为9.0±0.6％，在翼厚比24％位置处，腹侧膨胀YP为11.7±0.7％，在翼厚比30％位置处，腹侧膨胀YP为16.7±1.2％，优选为16.7±1.0％，更优选为16.7±0.8％。本发明的第四方面的风车翼具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，通过腹侧膨胀YP来赋予该翼主体部的翼截面形状。这基于设计升力系数与腹侧膨胀YP的相关性良好。由此，能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。尤其是在本发明中，通过如上述那样规定翼厚比与腹侧膨胀的组合，能够减小翼厚比从21％到30％之间的翼截面的设计升力系数的变化，从而能够得到所希望的空气动力特性。另外，能够提供一种通过规定腹侧膨胀而实现高的设计升力系数的细翼，能够降低风车翼受到的载荷。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。需要说明的是，优选的是，设计周速比(翼端周速/流入风速)为6以上(更优选为8.0以上且9.0以下)，雷诺数为300万以上且1000万以下。在上述本发明的第四方面的风车翼中，优选的是，所述翼主体部在翼厚比为21％以上且35％以下的范围内具有：由通过所述翼厚比21％位置处的所述YP的值、所述翼厚比24％位置处的所述YP的值、及所述翼厚比30％位置处的所述YP的值的插补曲线所得到的YP。在上述本发明的第四方面的风车翼中，所述翼主体部可以设置为，在翼厚比18％位置处，YP为6.3±0.5％，在翼厚比36％位置处，YP为21.4±2.0％，优选为21.4±1.2％，更优选为21.4±1.0％，在翼厚比42％位置处，YP为25.4±3.0％，优选为25.4±2.0％，更优选为25.4±1.5％。通过如上述那样规定翼截面，能够提供一种在从翼前端侧(翼厚比18％)到翼根侧(翼厚比42％)的区域减小了设计升力系数的变化的风车翼。另外，优选的是，所述翼主体部在翼厚比为18％以上且42％以下的范围内具有：由通过所述翼厚比18％位置处的所述YP的值、所述翼厚比21％位置处的所述YP的值、所述翼厚比24％位置处的所述YP的值、所述翼厚比30％位置处的所述YP的值、所述翼厚比36％位置处的所述YP的值、及所述翼厚比42％位置处的所述YP的值的插补曲线所得到的YP。本发明的第五方面的风车翼的特征在于，具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部，该翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)被赋予为其背侧形状沿与翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状。形成为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置处发挥所希望的空气动力性能的风车翼。需要说明的是，本发明的“伸缩”是指只要在能得到所希望的空气动力特性的范围内实质上伸缩即可。本发明的第六方面的风车翼的特征在于，具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部，该翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)被赋予为其翼弦方向的翼厚分布沿与该翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状。由于形成为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置处发挥所希望的空气动力性能的风车翼。需要说明的是，作为伸缩比，优选使用最大翼厚除以弦长所得到的翼厚比之比。本发明的第七方面的风车翼的特征在于，具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部，该翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)为其背侧形状沿与翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状，且被赋予为其翼弦方向的翼厚分布沿所述Y方向伸缩所得到的形状。由于被赋予为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状及翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置处发挥所希望的空气动力性能的风车翼。需要说明的是，作为翼厚分布的伸缩比，优选使用最大翼厚除以弦长所得到的翼厚比之比。本发明的第八方面的风车翼的特征在于，具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部，该翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)被赋予为其背侧形状沿与翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状，该翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的从翼前缘到翼厚最大位置为止的前缘部被赋予为其翼弦方向的翼厚分布沿所述Y方向伸缩所得到的形状，并根据该翼厚分布及所述背侧形状来确定腹侧形状。由于被赋予为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置发挥所希望的空气动力性能的风车翼。另外，在各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的前缘部作为使翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状来确定腹侧形状，因此能够实现发挥所希望的空气动力性能的风车翼。需要说明的是，表示腹侧形状的腹面坐标(从翼弦位置到腹侧形状的距离)能够通过从背侧形状的背面坐标(从翼弦位置到背侧形状的距离)减去根据翼厚分布所得到的对应的翼弦位置的翼厚(背面坐标-翼厚)而得到。而且，在比最大翼厚位置更靠后缘侧的后缘部，能够任意地设计腹面形状，从而能够实现设计升力系数的最佳化。本发明的第九方面的风车翼的特征在于，在沿着翼弦线的距前缘的距离X除以弦长C所得到的翼弦方向位置X/C为0.28以上且0.32以下的范围内，设置翼厚为最大的最大翼厚位置，具有在所述翼弦方向位置X/C为0.45以上且0.55以下的范围内设有弧高为最大的最大弧高位置的翼截面。本发明者对于风车翼的翼截面研究了各种数值计算或风洞试验的结果是，发现了通过以下的组合能够实现高性能(即最佳范围的设计升力系数)及低的空气动力噪音(即翼后缘的边界层厚度的减小)。在翼弦方向位置X/C为0.28以上且0.32以下(更优选为0.29以上且0.31以下)的范围内设置最大翼厚位置，并将最大翼厚位置设为前方配置(前缘侧配置)，由此与后方配置相比，成为设计升力系数提高、最大升阻比提高、及翼后缘的边界层厚度减小的倾向。另外，在最大弧高位置位于比翼弦中央更靠前缘侧的前方弧高的情况下，与后方弧高相比，成为最大升阻比提高、及翼后缘的边界层厚度减小的倾向，但成为最大升力系数下降的倾向。另一方面，在后方弧高的情况下，成为最大升力系数提高的倾向，但成为最大升阻比下降的倾向。如此，在前方弧高与后方弧高中成为折衷的关系，因此以成为前方弧高与后方弧高的中间的方式确定最大弧高位置以使得翼弦方向位置X/C为0.45以上且0.55以下。通过以上的组合，能够实现高性能且低噪音的风车翼。需要说明的是，优选的是，设计周速比(翼端周速/流入风速)为6以上(更优选为8.0以上且9.0以下)，雷诺数为300万以上且1000万以下。在上述本发明的第九方面的风车翼中，可以是，所述弧高的分布以所述最大弧高位置为中心沿所述翼弦方向呈大致对称。通过将弧高的翼弦方向的分布设为以最大弧高位置为中心呈对称，能够取入前方弧高及后方弧高的长处，能够提高最大升阻比及最大升力系数。在上述本发明的第九方面的风车翼中，可以是，在所述最大翼厚除以所述弦长所得到的翼厚比为12％以上且21％以下的范围的风车翼端设有所述翼截面。通过在作为将风力转换成风车翼的旋转的主要部分而发挥功能的翼厚比12％以上且21％以下的范围设置上述的翼截面，能够实现高性能且低噪音的风车翼。另外，本发明的第十方面的风力发电装置的特征在于，具备：上述任一方面所述的风车翼；与该风车翼的翼根侧连接且通过该风车翼而旋转的转子；将通过该转子而得到的旋转力转换成电力输出的发电机。由于设为具备上述的风车翼的风力发电装置，因此能够通过长翼化来实现输出增大。本发明的第十一方面的风车翼的设计方法是具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，将在所述翼主体部的前端侧朝向翼根侧而弦长逐渐增大的翼前端区域设为大致一定的第一设计升力系数，将所述翼主体部的翼根侧的成为最大弦长的最大弦长位置设为比所述第一设计升力系数大的第二设计升力系数，将位于所述翼前端区域与所述最大弦长位置之间的过渡区域设为从翼前端侧朝向翼根侧从所述第一设计升力系数向所述第二设计升力系数逐渐增大的设计升力系数。风车翼具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部，翼主体部具有：朝向翼根侧弦长增大的翼前端区域；在翼根侧成为最大弦长的最大弦长位置；位于翼前端区域与最大弦长位置之间的过渡区域。在较大地受到风力而能够期待输出的翼前端区域中，设为大致一定的第一设计升力系数，使翼前端区域整体发挥所希望的空气动力特性。第一设计升力系数被确定为能够实现的实质上的上限值(例如在翼厚比18％左右时为1.15左右)。另一方面，在最大弦长位置，设为比第一设计升力系数大的第二设计升力系数，限制最大弦长的大小(参照上式(3))。通过适当确定该第二设计升力系数，决定由运输上的理由等而被限制的最大弦长位置的弦长的上限值。并且，在过渡区域，具有从翼前端侧朝向翼根侧从第一设计升力系数向第二设计升力系数逐渐增大的设计升力系数。由此，即使在从翼前端区域到最大弦长位置使弦长增大的情况下，也能够使设计升力系数的变化幅度抑制得较小，因此不会较大地损害空气动力性能。尤其是在以往未考虑的厚翼部(与翼前端区域相比成为厚翼的部位；从过渡区域到最大弦长位置的区域)也能够维持所希望的空气动力特性。如此，根据本发明的风车翼的设计方法，对于翼前端区域、过渡区域及最大弦长位置分别赋予所希望的设计升力系数，在翼主体部的整体上适当地规定设计升力系数的组合，因此即使在翼根侧弦长的上限值受限制的条件下，也能够发挥所希望的空气动力特性。尤其是能够提高位于比翼前端区域更靠翼根侧的厚翼部的空气动力性能。需要说明的是，优选的是，设计周速比(翼端周速/流入风速)为6以上(更优选为8.0以上且9.0以下)，雷诺数为300万以上且1000万以下。本发明的第十二方面的风车翼的设计方法是具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，具有：决定所述翼主体部的各翼截面的规定的设计升力系数的设计升力系数决定步骤；以满足在该设计升力系数决定步骤中决定的设计升力系数的方式，决定将翼前缘的弦长位置设为0％及将翼后缘的弦长位置设为100％时的1.25％位置处的距翼背侧的弦的距离除以弦长的值的百分率即Y125的Y125决定步骤。本发明者等在仔细研究后，发现了设计升力系数与Y125的相关性较强。因此，在本发明中，以满足规定的设计升力系数的方式决定Y125，由此能够实现具有所希望的空气动力特性的风车翼。本发明的第十三方面的风车翼的设计方法是具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，具有：决定所述翼主体部的各翼截面的规定的设计升力系数的设计升力系数决定步骤；以满足在该设计升力系数决定步骤中决定的设计升力系数的方式，决定最大翼厚位置处的距翼背侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率即背侧膨胀YS的YS决定步骤。本发明者等仔细研究后，发现了设计升力系数与背侧膨胀YS的相关性较强。因此，在本发明中，以满足规定的设计升力系数的方式决定YS，因此能够实现具有所希望的空气动力特性的风车翼。本发明的第十四方面的风车翼的设计方法是具备从翼前端侧到翼根侧弦长增大的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，具有：决定所述翼主体部的各翼截面的规定的设计升力系数的设计升力系数决定步骤；以满足在该设计升力系数决定步骤中决定的设计升力系数的方式，决定最大翼厚位置处的距翼腹侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率即腹侧膨胀YP的YP决定步骤。本发明者等仔细研究后，发现了设计升力系数与腹侧膨胀YP的相关性较强。因此，在本发明中，以满足规定的设计升力系数的方式决定YP，因此能够实现具有所希望的空气动力特性的风车翼。本发明的第十五方面的风车翼的设计方法是具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，所述翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)以成为其背侧形状沿与翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状的方式规定。由于被赋予为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置发挥所希望的空气动力性能的风车翼。本发明的第十六方面的风车翼的设计方法是具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，所述翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)以成为其翼弦方向的翼厚分布沿与翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状的方式规定。由于形成为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置发挥所希望的空气动力性能的风车翼。需要说明的是，作为伸缩比，优选使用最大翼厚除以弦长所得到的翼厚比之比。本发明的第十七方面的风车翼的设计方法是具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，所述翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)以成为其背侧形状沿与翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状且成为其翼弦方向的翼厚分布沿所述Y方向伸缩所得到的形状的方式规定。由于形成为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状及翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置发挥所希望的空气动力性能的风车翼。需要说明的是，作为翼厚分布的伸缩比，优选使用最大翼厚除以弦长所得到的翼厚比之比。本发明的第十八方面的风车翼的设计方法是具备从翼根侧到翼前端侧弦长沿半径方向减小的翼主体部的风车翼的设计方法，其特征在于，所述翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)以成为其背侧形状沿与翼弦方向正交的Y方向伸缩所得到的形状的方式规定，所述翼主体部的各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的从翼前缘到翼厚最大位置为止的前缘部成为其翼弦方向的翼厚分布沿所述Y方向伸缩所得到的形状，且根据该翼厚分布及所述背侧形状来规定腹侧形状。由于形成为各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够实现在各半径位置发挥所希望的空气动力性能的风车翼。另外，在各半径位置处的翼型形状(翼截面形状)的前缘部作为翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状而确定腹侧形状，因此能够实现发挥所希望的空气动力性能的风车翼。需要说明的是，表示腹侧形状的腹面坐标(从翼弦位置到腹侧形状的距离)能够通过从背侧形状的背面坐标(从翼弦位置到背侧形状的距离)减去根据翼厚分布所得到的对应的翼弦位置的翼厚(背面坐标-翼厚)而得到。此外，在比最大翼厚位置更靠后缘侧的后缘部，能够任意地设计腹面形状，从而能够实现设计升力系数的最佳化。在上述本发明的第十八方面的风车翼的设计方法中，可以是，从所述最大翼厚位置到翼后缘为止的后缘部被形成为相对于根据所述背侧形状及所述翼厚分布所决定的基准腹侧形状以规定的调整量而确定的腹侧形状。在比最大翼厚位置更靠后缘侧的后缘部，能够以规定的调整量任意地设计腹面形状，因此能够实现设计升力系数的最佳化。另外，可以是，所述调整量在所述最大翼厚位置及所述翼后缘为0，且通过赋予腹侧形状的腹面坐标的翼弦方向上的一次微分量为0的翼弦位置的四次式所规定的函数来赋予。能够简便地赋予调整量，能够容易地得到所希望的腹侧形状。本发明的第十九方面的风车翼的设计方法的特征在于，在沿着翼弦线的距前缘的距离X除以弦长C所得到的翼弦方向位置X/C为0.28以上且0.32以下的范围内，设置翼厚为最大的最大翼厚位置，在所述翼弦方向位置X/C为0.45以上且0.55以下的范围内，设置弧高为最大的最大弧高位置。本发明者对于风车翼的翼截面研究了各种数值计算或风洞试验的结果是，发现了通过以下的组合能够实现高性能(即最佳范围的设计升力系数)及低的空气动力噪音(即翼后缘的边界层厚度的降低)。通过在翼弦方向位置X/C为0.28以上且0.32以下(更优选为0.29以上且0.31以下)的范围内设置最大翼厚位置，并将最大翼厚位置设为前方配置(前缘侧配置)，由此与后方配置相比，成为设计升力系数提高、最大升阻比提高、及翼后缘的边界层厚度减小的倾向。另外，在最大弧高位置位于比翼弦中央更靠前缘侧的前方弧高的情况下，与后方弧高相比，成为最大升阻比提高、及翼后缘的边界层厚度减小的倾向，但成为最大升力系数下降的倾向。另一方面，在后方弧高的情况下，成为最大升力系数提高的倾向，但成为最大升阻比下降的倾向。如此，在前方弧高与后方弧高中成为折衷的关系，因此以成为前方弧高与后方弧高的中间的方式确定最大弧高位置以使得翼弦方向位置X/C为0.45以上且0.55以下。通过以上的组合，能够实现高性能且低噪音的风车翼。需要说明的是，优选的是，设计周速比(翼端周速/流入风速)为6以上(更优选为8.0以上且9.0以下)，雷诺数为300万以上且1000万以下。【发明效果】对于翼前端区域、过渡区域及最大弦长位置分别赋予所希望的设计升力系数，在翼主体部的整体上适当地规定设计升力系数的组合，因此即使在翼根侧弦长的上限值受限制的条件下，也能够发挥所希望的空气动力特性。由于规定与设计升力系数存在相关的Y125，因此能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。因此，能够提供实现了高设计升力系数的细翼，能够降低风车翼受到的载荷。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。由于规定与设计升力系数存在相关的背侧膨胀YS或腹侧膨胀YP，因此能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。因此，能够提供实现了高的设计升力系数的细翼，能够降低风车翼受到的载荷。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。以成为背侧形状或翼厚分布在各半径位置(各翼厚比)沿Y方向伸缩所得到的形状的方式进行规定，因此能够实现发挥所希望的空气动力性能而实现输出增大的风车翼。通过适当地确定最大翼厚位置及最大弧高位置，能够提供高性能且低噪音的风车翼。附图说明图1是表示风车翼的代表性的形状的立体图。图2是表示图1的各翼厚比的剖面的图。图3是表示图1的各翼厚比的翼型的图。图4是设计本发明的一实施方式的风车翼时的说明图。图5是表示图4的风车翼的设计方法的说明图。图6是表示图4的风车翼的设计方法的说明图。图7A是相对于无量纲半径而表示设计升力系数的分布的图。图7B是相对于无量纲半径而表示设计升力系数的分布的图。图7C是相对于无量纲半径而表示设计升力系数的分布的图。图8A是相对于翼厚比而表示设计升力系数的分布的图。图8B是相对于翼厚比而表示设计升力系数的分布的图。图8C是相对于翼厚比而表示设计升力系数的分布的图。图9是表示Y125的图。图10A是表示相对于翼厚比的Y125的分布的图。图10B是表示相对于翼厚比的Y125的分布的图。图10C是表示相对于翼厚比的Y125的分布的图。图11A是表示设计升力系数与Y125的相关的图。图11B是表示设计升力系数与Y125的相关的图。图11C是表示设计升力系数与Y125的相关的图。图11D是表示设计升力系数与Y125的相关的图。图11E是表示设计升力系数与Y125的相关的图。图12是表示本发明的一实施方式的翼剖面的图。图13A是说明与风车翼的性能相关的参数的图。图13B是说明与风车翼的性能相关的参数的图。图13C是说明与风车翼的性能相关的参数的图。图13D是说明与风车翼的性能相关的参数的图。图14A是表示相对于最大翼厚位置的设计升力系数及边界层厚度的变化的图。图14B是表示相对于最大翼厚位置的设计升力系数及边界层厚度的变化的图。图15A是表示相对于最大弧高位置的最大升力系数及最大升阻比的变化的图。图15B是表示相对于最大弧高位置的最大升力系数及最大升阻比的变化的图。图16是表示背侧膨胀YS及腹侧膨胀YP的翼剖视图。图17A是表示相对于翼厚比的背侧的膨胀YS的分布的图。图17B是表示相对于翼厚比的背侧的膨胀YS的分布的图。图17C是表示相对于翼厚比的背侧的膨胀YS的分布的图。图18A是表示设计升力系数与背侧膨胀YS的相关的图。图18B是表示设计升力系数与背侧膨胀YS的相关的图。图18C是表示设计升力系数与背侧膨胀YS的相关的图。图18D是表示设计升力系数与背侧膨胀YS的相关的图。图18E是表示设计升力系数与背侧膨胀YS的相关的图。图19A是表示相对于翼厚比的腹侧的膨胀YP的分布的图。图19B是表示相对于翼厚比的腹侧的膨胀YP的分布的图。图19C是表示相对于翼厚比的腹侧的膨胀YP的分布的图。图20A是表示设计升力系数与背侧膨胀YP的相关的图。图20B是表示设计升力系数与背侧膨胀YP的相关的图。图20C是表示设计升力系数与背侧膨胀YP的相关的图。图20D是表示设计升力系数与背侧膨胀YP的相关的图。图20E是表示设计升力系数与背侧膨胀YP的相关的图。图21A是表示如本发明那样使设计升力系数适当化时的效果的图。图21B是表示如本发明那样使设计升力系数适当化时的效果的图。图21C是表示如本发明那样使设计升力系数适当化时的效果的图。图21D是表示如本发明那样使设计升力系数适当化时的效果的图。图22是表示背侧形状的决定方法的图。图23是表示翼厚分布的决定方法的图。图24是表示腹侧形状的决定方法的图。图25是表示翼后缘部的腹侧形状的调整量的赋予方法的图。图26是表示雷诺数的定义的说明图。具体实施方式以下，参照附图，说明本发明的实施方式。〔第一实施方式〕本实施方式的风车翼优选被用作为风力发电装置的翼。风车翼例如设置三张，分别具有约120°的间隔而与转子连接。优选的是，设为风车翼的旋转直径(翼直径)为60m以上、弦节比为0.2以上且0.6以下的细长翼。风车翼既可以设为可变桨距，也可以设为固定桨距。如图1所示，风车翼1为三维翼，从旋转中心侧即翼根1a侧朝向翼前端1b侧延伸。在定义翼形状时，如该图所示，使用在各翼厚比(翼厚的最大值除以弦长所得到的值的百分率)的半径位置(与翼的距旋转中心的距离相当的位置)处通过Z(翼的长度轴方向)＝一定的截面剖切所得的叶素截面来表示。在图1中，在翼厚比为18％、21％、24％、30％、36％、42％的各半径位置处剖切所得的叶素截面被用作为风车翼的形状的定义。需要说明的是，在表示风车翼1的半径位置时，也有时取代翼厚比而使用与翼的距旋转中心的距离相当的半径位置r(或半径位置除以翼半径所得到的无量纲半径位置r/R)。图2是将图1的叶素截面向XY平面(与Z轴正交的平面)投影而得到的图。如该图所示从风车翼1的长度方向前端观察时，右侧为翼前缘，左侧为翼后缘。图3是对于风车翼1的各翼厚比处的叶素截面，以其前缘为X＝0、Y＝0，以后缘为X＝1、Y＝0进行正规化而得到的图。将该图那样表示的形状称为翼型。图4表示设计本实施方式的风车翼1时的说明图。在该图中，横轴表示无量纲半径，纵轴表示无量纲弦长。无量纲半径如上述那样是距旋转中心的翼截面的半径位置r除以风车翼1的翼半径R所得到的值(r/R)。在此，翼半径是风车翼1旋转而其翼前端描绘的轨迹圆的直径(翼直径)的二分之一。无量纲弦长是翼截面的弦长c除以翼半径R所得到的值(c/R)。在图4中表示多个从上式(3)得到的设计升力系数CLdesign为一定的曲线(细线)。设计升力系数CLdesign为一定的曲线满足上式(3)，因此从空气动力特性的观点出发，赋予该设计周速比下的最佳弦长(纵轴)。需要说明的是，在图4中，设计周速比为8.0以上且8.5以下，雷诺数为300万以上且1000万以下。本实施方式的风车翼1如在该图中由粗线所示，具备从翼前端1b侧到翼根1a侧而弦长增大的翼主体部3。在本实施方式中，翼主体部3的无量纲半径为0.2以上且0.95以下。翼主体部3具有：位于翼前端1b侧且弦长逐渐增大的翼前端区域1c；位于翼根1a侧且成为最大弦长的最大弦位置1d；位于翼前端区域1c与最大弦长位置1d之间的过渡区域1e。在本实施方式中，翼前端区域1c的无量纲半径为0.5以上且0.95以下，最大弦长位置1d的无量纲半径为(0.25±0.05)，过渡区域1e的无量纲半径为0.2以上(不包括0.2)且小于0.5。如图4所示，翼前端区域1c为大致一定的第一设计升力系数(在本实施方式中为1.15)。翼前端区域1c的第一设计升力系数设为根据成为薄翼的翼前端区域1c的翼厚比(例如18％左右)能够实现的实质性的上限值。该设计升力系数的上限值若考虑空气动力特性，则设计升力系数越大越好，因此在薄翼的情况下，增大翘曲，但作为翘曲增大的相反情况而产生流动的剥离，损失增大，因此决定为规定的值。这样的话，在翼前端区域1c具有大致一定的第一设计升力系数，因此较大地接受风力而输出能够期待的翼前端区域1c能够发挥所希望的空气动力特性。另外，最大弦长位置1d成为具有比第一设计升力系数大的值的第二设计升力系数(在本实施方式中为1.45)。该第二设计升力系数根据由运输上的理由等而受限制的最大弦长来决定。例如图4所示，如果由于运输风车翼1的道路的宽度等无量纲最大弦长被限制为0.08，那么根据作为最大弦长位置1d而赋予的无量纲半径(0.25±0.05)，将取得该无量纲最大弦长的设计升力系数确定为1.45。在过渡区域1e中，具有从第一设计升力系数(1.15)向第二设计升力系数(1.45)逐渐增大的设计升力系数。即，将具有第一设计升力系数的翼前端区域1c的翼根侧与具有第二设计升力系数的最大弦长位置1d平滑地连接。由此，即使在从翼前端区域1c到最大弦长位置1d使弦长增大的情况下，也能够将设计升力系数的变化幅度抑制得较小，因此不会较大地损害空气动力性能。尤其是在以往未作出考虑的厚翼部(与翼前端区域1c相比翼厚的部位：从过渡区域1e到最大弦长位置1d的区域)也能够维持所希望的空气动力特性。接下来，使用图5及图6，说明上述的风车翼1的设计方法。需要说明的是，图5及图6是在设计图4所示的风车翼1时使用的说明图，因此，具有与图4同样的纵轴及横轴，描绘出同样的设计升力系数CLdesign的曲线。<步骤0>在规定的设计周速比(在本实施方式中为8.0以上且8.5以下)下，在规定的无量纲半径中，根据上式(3)，赋予满足所希望的设计升力系数的性能最佳的无量纲弦长。例如图5所示，关于无量纲半径位置0.6，赋予所希望的设计升力系数1.15的无量纲弦长为0.04。<步骤1>最大弦长位置(无量纲半径位置为0.2～0.3左右：在本实施方式中为0.24)1d的弦长由于运输上的理由等而以规定的最大值(无量纲弦长为0.065～0.085左右：在本实施方式中为0.08)进行规定。由此，确定最大弦长位置1d处的设计升力系数(第二设计升力系数)(在本实施方式中为1.45)。<步骤2>翼前端附近(无量纲半径位置为0.85～0.95左右)的弦长以设计升力系数的实质的上限值(在本实施方式中，在翼厚比18％左右的薄翼时，1.15左右：第一设计升力系数)进行规定。<步骤3>将在步骤1及步骤2中确定的点平滑地连结的线作为设计弦长。更具体而言，在无量纲半径位置为0.5～0.95的翼前端区域1c，为了维持在步骤2中规定的设计升力系数，以沿着CLdesign＝1.15的曲线的方式确定无量纲弦长。并且，无量纲半径位置为0.2～0.5的过渡区域1e在第一设计升力系数(1.15)与第二设计升力系数(1.45)之间，以从翼前端侧朝向翼根侧设计升力系数逐渐增大的方式确定无量纲弦长。由此，在风车翼1的翼主体部3，规定无量纲半径位置与设计升力系数的组合。需要说明的是，图6所示的粗线表示设计弦长的中央值，但实际上在规定范围内确定各无量纲半径的无量纲弦长，该区域被规定在图6中的框5内。在图7A、图7B及图7C中，对于如上述那样确定了形状的风车翼1，表示相对于各无量纲半径位置的设计升力系数的分布。在图7A中，在第一设计升力系数的中央值为X时，无量纲半径位置为0.5以上且0.95以下的翼前端区域1c为X±0.10的范围。无量纲半径位置为(0.25±0.05)的最大弦长位置1d的第二设计升力系数为X+0.3±0.2。无量纲半径位置为0.2以上(不包含0.2)且小于0.5的过渡区域1e中，翼前端区域1c的翼根侧端部(无量纲半径为0.5的位置)与最大弦长位置1d之间的中央位置(在该图中是无量纲半径为0.35的位置)处的设计升力系数为X+0.15±0.15。在图7B中，示出比图7A缩小设计升力系数的范围的例子。即，在第一设计升力系数的中央值为X时，无量纲半径位置为0.5以上且0.95以下的翼前端区域1c为X±0.05的范围。无量纲半径位置为(0.25±0.05)的最大弦长位置1d的第二设计升力系数为X+0.3±0.1。无量纲半径位置为0.2以上(不包含0.2)且小于0.5的过渡区域1e中，翼前端区域1c的翼根侧端部(无量纲半径为0.5的位置)与最大弦长位置1d之间的中央位置(在该图中是无量纲半径为0.35的位置)处的设计升力系数为X+0.15±0.075。在图7C中示出赋予了具体的设计升力系数的例子。即，无量纲半径位置为0.5以上且0.95以下的翼前端区域1c设为第一设计升力系数为1.15±0.05的范围。无量纲半径位置为(0.25±0.05)的最大弦长位置1d的第二设计升力系数为1.45±0.1。无量纲半径位置为0.2以上(不包括0.2)且小于0.5的过渡区域1e中，翼前端区域1c的翼根侧端部(无量纲半径为0.5的位置)与最大弦长位置1d之间的中央位置(在该图中无量纲半径为0.35的位置)处的设计升力系数为1.30±0.075。在图8A、图8B及图8C中，关于如图4至图6那样确定了形状的风车翼1，表示相对于各翼厚比的设计升力系数的分布。即，在图7A、图7B及图7C中横轴表示为无量纲半径，但在图8A、图8B及图8C中横轴由翼厚比表示。翼厚比是翼厚的最大值除以弦长所得到的值以百分率表示的值。在图8A中，在第一设计升力系数的中央值为X时，翼厚比为12％以上且30以下的翼前端区域1c为X±0.10的范围。翼厚比为42％的最大弦长位置1d的第二设计升力系数为X+0.3±0.2。翼厚比为30％以上(不包含30％)且小于42％的过渡区域1e中，翼前端区域1c的翼根侧端部(翼厚比为30％的位置)与最大弦长位置1d之间的中央位置(在该图中是翼厚比为36％的位置)处的设计升力系数为X+0.15±0.15。在图8B中示出比图8A缩小设计升力系数的范围的例子。即，在第一设计升力系数的中央值为X时，翼厚比为12％以上且30以下的翼前端区域1c为X±0.05的范围。翼厚比为42％的最大弦长位置1d的第二设计升力系数为X+0.3±0.1。翼厚比为30％以上(不包含30％)且小于42％的过渡区域1e中，翼前端区域1c的翼根侧端部(翼厚比为30％的位置)与最大弦长位置1d之间的中央位置(在该图中是翼厚比为36％的位置)处的设计升力系数为X+0.15±0.075。在图8C中示出赋予了具体的设计升力系数的例子。即，翼厚比为12％以上且30以下的翼前端区域1c设为第一设计升力系数为1.15±0.05的范围。翼厚比为42％的最大弦长位置1d的第二设计升力系数为1.45±0.1。翼厚比为30％以上(不包含30％)且小于42％的过渡区域1e中，翼前端区域1c的翼根侧端部(翼厚比为30％的位置)与最大弦长位置1d之间的中央位置(在该图中翼厚比为36％的位置)处的设计升力系数为1.30±0.075。接着，说明在如以上那样所希望的设计升力系数按照各翼厚位置(或半径位置)被决定(设计升力系数决定步骤)后，实现该设计升力系数的风车翼1的形状的规定的方法。具体而言，通过决定表示翼前缘的距背侧的弦(翼弦)的距离的Y125(Y125决定步骤)，定义各翼厚位置处的翼型。如图9所示，Y125是翼前缘的弦长位置为0％及翼后缘的弦长位置为100％时的1.25％位置处的距翼背侧的弦的距离除以弦长所得到的值的百分率。图10A、图10B及图10C中示出相对于翼厚比的Y125的分布。图10A、图10B及图10C中的Y125如下表那样规定。【表1】翼厚比42％36％30％24％21％18％(a)3.4±0.63.0±0.4027.5±0.252.6±0.152.575±0.132.55±0.1(b)3.4±0.43.0±0.2527.5±0.202.6±0.152.575±0.132.55±0.1(c)3.4±0.23.0±0.2027.5±0.152.6±0.152.575±0.132.55±0.1即，Y125以(a)的范围规定，优选以(b)的范围规定，更优选以(c)的范围规定。如图10A、图10B及图10C所示，风车翼1在各翼截面上，具有由通过上表所示的各翼厚比下的Y125的插补曲线所得到的Y125。在图10A、图10B及图10C中，作为相对于本实施方式的比较例，以现有的NACA翼为基础所得到的风车翼的Y125的值以方形记号进行标绘。这样的话，本实施方式的风车翼相对于现有的风车翼而具有不同的Y125。这样的话，如果各翼厚比的Y125被确定，那么作为风车的翼型，从翼前缘到最大翼厚位置大致唯一地决定。图11A至图11E表示作为通过Y125而得到所希望的设计升力系数的根据的数据。图11A至图11E分别是翼厚比为21％、24％、30％、36％及42％时的结果。这些图得到通过数值模拟而使Y125变化的结果。如各图所示可知，在设计升力系数与Y125之间存在强的相关关系。接下来，对于实现如以上那样被最佳决定的设计升力系数，并实现最大升力系数的提高、最大升阻比的提高及翼后缘的湍流边界层厚度的降低的翼截面进行研究。图12示出本实施方式的翼型。翼型对于风车翼1的各翼厚比的叶素截面，使用从前缘6通过后缘4的翼弦线7上的长度即弦长C进行正规化。具体而言，前缘为X/C＝0、Y/C＝0，后缘为X/C＝1、Y/C＝0而进行正规化。在该图中，风流入角为θ，阻力系数为CD，升力系数为CL而表示。另外，如该图所示，从背侧的最大翼厚位置2到后缘4产生湍流边界层5。从该湍流边界层5排出的边界层中的涡流而引起空气动力噪音。因此，通过减薄后缘4的湍流边界层厚度DSTAR而能够减少空气动力噪音。在本实施方式中，该图所示的翼型设为翼厚比为12％以上且21％以下的范围。该翼厚比的范围作为将风力转换成风车翼的旋转的主要部分发挥功能的范围而被确定。并且，在翼弦方向位置X/C为0.28以上且0.32以下(更优选为0.29以上且0.31以下)的范围内设置最大翼厚位置2。另外，在翼弦方向位置X/C为0.45以上且0.55以下的范围内，设置弧高成为最大的最大弧高位置。而且，弧高的分布以最大弧高位置为中心而沿着翼弦方向为大致对称。在图13A至图13D中，相对于风流入角θ而表示以风车翼的性能为特征的各参数。图13A表示相对于风流入角θ的升力系数CL的变化。如该图所示，升力系数CL随着风流入角θ增大而增大，在示出最大值的最大升力系数CLmax之后，下降。该最大升力系数CLmax与因高风速域的性能提高和流入风的变动或紊乱等而产生的失速防止相关，越大越优选。而且，最大升力系数CLmax是从风车达到最高转速至达到额定输出为止的过渡状态下对翼空气动力性能造成影响的参数。而且，如该图所示，为了以大型风车的风车翼那样的细长翼来发挥高性能，设计升力系数CLdesign优选具有大的值。图13B示出相对于风流入角θ的升阻比的变化。如该图所示，升阻比L/D随着风流入角θ增大而增大，在示出最大升阻比L/Cmax之后，下降。该最大升阻比L/Dmax是对风车以可变速度运转的状态(设计点)下的翼空气动力性能造成影响的参数，优选具有大的值。图13C表示相对于风流入角θ的过渡位置XTR的位置变化。如该图所示，在风流入角θ小时，过渡位置XTR位于翼弦的大致中央，当风流入角θ超过规定值时，向翼前缘(L.E.)侧移动。即，若过渡位置XTR位于前方(前缘侧)，则意味着粗糙特性及失速特性提高。图13D表示相对于风流入角θ的翼后缘的边界层厚度(排除厚度)DSTAR的变化。边界层厚度DSTAR随着风流入角θ增大而增大。该边界层厚度DSTAR为空气动力噪音发生的主要原因，因此优选减小。本发明者对于风车翼的翼截面研究了各种数值计算或风洞试验的结果是，发现了存在下表所示的倾向。需要说明的是，在该表中，高弧高表示相对性地弧高量大。【表2】如上表所示，最大翼厚位置配置为前方配置(比翼弦的中央位置更靠前缘侧)，由此，与后方配置相比，成为设计升力系数CLdesign提高、最大升阻比L/Dmax提高、及边界层厚度DSTAR降低的倾向。因此，优选在翼弦方向位置X/C为0.28以上且0.32以下(更优选的是0.29以上且0.31以下)的范围内设置最大翼厚位置。另外，最大弧高位置在前方(比翼弦的中央位置更靠前缘侧)弧高的情况下，与后方弧高相比，成为最大升阻比L/Dmax提高、及边界层厚度DSTAR降低的倾向，但成为最大升力系数CLmax下降的倾向。另一方面，在后方弧高的情况下，成为最大升力系数CLmax提高的倾向，但成为最大升阻比L/Dmax下降的倾向。如此，在前方弧高与后方弧高中，成为折衷的关系，因此优选以成为前方弧高与后方弧高的中间的方式确定最大弧高位置以使得翼弦方向位置X/C成为0.45以上且0.55以下。而且，弧高的分布优选以最大弧高位置为中心而沿着翼弦方向呈大致对称。关于弧高量，在高弧高的情况下，能看到设计升力系数CLdesign、最大升力系数CLmax及最大升阻比L/Dmax提高的倾向。在图14A及图14B中，示出将最大翼厚位置的翼弦方向位置X/C设为0.28以上且0.32以下(更优选的是0.29以上且0.31以下)的根据。在该图中，描绘出通过多个条件的数值模拟所得到的结果。如图4所示，为了满足高的设计升力系数CLdesign的范围即1.15±0.05，需要使翼弦方向位置x/c至少为32％(0.32)以下。并且，由于边界层厚度DSTAR在最大翼厚位置存在于前方的情况下处于减薄(噪音减少)的倾向，因此尽量前方配置为优选。另一方面，当将最大翼厚位置过度地配置于前方时，设计升力系数CLdesign过高而可能从最佳范围脱离，而且失速特性可能会恶化，而且，相对于边缘力矩的后缘压曲强度可能下降，因此翼弦方向位置X/C的下限优选为0.28。在图15A及图15B中，示出最大弧高位置的翼弦方向位置X/C为0.45以上0.55以下，且弧高的分布以最大弧高位置为中心而沿着翼弦方向呈大致对称为优选的根据。在该图中，与图14A及图14B同样地，标绘出通过多个条件的数值模拟得到的结果。如图15A所示，示出随着最大弧高位置从后缘侧向前缘侧变化而最大升力系数CLmax增大的情况。即，从最大升力系数CLmax的观点出发，前方弧高为优选。另一方面，如图15B所示，示出随着最大弧高位置从前缘侧向后缘侧变化而最大升阻比L/Dmax增大的情况。即，从最大升阻比L/Dmax的观点出发，后方弧高为优选。因此，为了满足高的最大升力系数CLmax及最大升阻比L/Dmax这两者，优选将最大弧高位置的翼弦方向位置X/C设为中间即0.45以上且0.55以下(优选0.5)。如以上所述，根据本实施方式，起到以下的作用效果。分别对翼前端区域1c、过渡区域1e及最大弦长位置1d赋予所希望的设计升力系数，在翼主体部3的整体上适当地规定设计升力系数的组合，因此即使在翼根侧限制了弦长的上限值的条件下，也能够发挥所希望的空气动力特性。尤其是能够提高位于比翼前端区域1c更靠翼根侧的厚翼部(过渡区域1e及最大弦长位置1d)的空气动力性能。另外，对与设计升力系数存在相关的Y125进行规定，因此能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。因此，能够提供一种实现了高的设计升力系数的细翼，能够降低风车翼受到的载荷。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。另外，将最大翼厚位置设为前方配置并将最大弧高位置配置在翼弦方向中央，形成为以最大弧高位置为中央而沿着翼弦方向对称的弧高分布，因此能够实现高性能且低噪音的风车翼。〔第二实施方式〕相对于在第一实施方式中决定表示翼前缘的距背侧的弦(翼弦)的距离的Y125，本实施方式在使用翼的背侧膨胀YS来决定翼形状这一点上不同。其他的点与第一实施方式相同，因此省略它们的说明。说明如图8C那样在各翼厚位置(或半径位置)决定了所希望的设计升力系数(设计升力系数决定步骤)之后，实现该设计升力系数的风车翼1的形状的规定的方法。具体而言，通过决定翼的背侧膨胀YS(YS决定步骤)，来定义各翼厚位置处的翼型。YS如图16所示是最大翼厚位置处的距翼背侧的弦(翼弦)的距离除以弦长所得到的值的百分率。在图17A、图17B及图17C中示出相对于翼厚比的背侧膨胀YS的分布。图17A、图17B及图17C中的YS如下表那样规定。【表3】翼厚比42％36％30％24％21％18％(a)16.6±3.014.6±2.013.3±1.212.3±0.712.0±0.611.7±0.5(b)16.6±2.014.6±1.213.3±1.012.3±0.712.0±0.611.7±0.5(c)16.6±1.514.6±1.013.3±0.812.3±0.712.0±0.611.7±0.5即，背侧膨胀YS以(a)的范围规定，优选以(b)的范围规定，更优选以(c)的范围规定。如图17A、图17B及图17C所示，风车翼1在各翼截面上，具有由通过上表所示的各翼厚比的背侧膨胀YS的插补曲线所得到的背侧膨胀YS。在图17A、图17B及图17C中，作为相对于本实施方式的比较例，以方形记号示出以现有的NACA翼为基础所得到的风车翼的背侧膨胀YS。如此，本实施方式的风车翼相对于现有的风车翼而具有不同的背侧膨胀YS。图18A至图18E表示作为通过背侧膨胀YS而得到所希望的设计升力系数的根据的数据。图18A至图18E分别是翼厚比为21％、24％、30％、36％及42％时的结果。这些图得到通过数值模拟而使背侧膨胀YS变化的结果。如各图所示可知，在设计升力系数与背侧膨胀YS之间存在强的相关关系。如以上所述，根据本实施方式，起到以下的作用效果。由于对与设计升力系数存在相关的背侧膨胀YS进行规定，因此能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。因此，能够提供一种实现了高的设计升力系数的细翼，能够使风车翼受到的载荷降低。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。[第三实施方式]本实施方式相对于在第二实施方式中使用背侧膨胀YS来决定翼形状的情况，在使用腹侧膨胀YP来决定翼形状这一点上不同。其他的点与第一实施方式相同，因此省略它们的说明。说明如图8C所示在各翼厚位置(或半径位置)决定了所希望的设计升力系数(设计升力系数决定步骤)之后，实现该设计升力系数的风车翼1的形状的规定的方法。具体而言，通过决定翼的腹侧膨胀YP(YP决定步骤)，来定义各翼厚位置的翼型。YP如图16所示是最大翼厚位置处的距翼腹侧的弦(翼弦)的距离除以弦长所得到的值的百分率。在图19A、图19B及图19C中示出相对于翼厚比的腹侧膨胀YP的分布。图19A、图19B及图19C中的YP如下表那样规定。【表4】翼厚比42％36％30％24％21％18％(a)25.4±3.021.4±2.016.7±1.211.7±0.79.0±0.66.3±0.5(b)25.4±2.021.4±1.216.7±1.011.7±0.79.0±0.66.3±0.5(c)25.4±1.521.4±1.016.7±0.811.7±0.79.0±0.66.3±0.5即，腹侧膨胀YP以(a)的范围规定，优选以(b)的范围规定，更优选以(c)的范围规定。如图19A、图19B及图19C所示，风车翼1在各翼截面上，具有由通过上表所示的各翼厚比的腹侧膨胀YP的插补曲线所得到的腹侧膨胀YP。在图19A、图19B及图19C中，作为相对于本实施方式的比较例，以方形记号示出以现有的NACA翼为基础所得到的风车翼的腹侧膨胀YP。如此，本实施方式的风车翼相对于现有的风车翼而具有不同的腹侧膨胀YP。图20A至图20E表示作为通过腹侧膨胀YP而得到所希望的设计升力系数的根据的数据。图20A至图20E分别是翼厚比为21％、24％、30％、36％及42％时的结果。这些图得到通过数值模拟而使腹侧膨胀YP变化的结果。如各图所示可知，在设计升力系数与腹侧膨胀YP之间存在强的相关关系。如以上所述，根据本实施方式，起到以下的作用效果。由于对与设计升力系数存在相关的腹侧膨胀YP进行规定，因此能够得到满足所希望的设计升力系数的翼形状。因此，能够提供一种实现了高的设计升力系数的细翼，能够使风车翼受到的载荷降低。由此，能够实现风车翼的长翼化，结果是能够提高发电量。图21A至图21D中示出上述的实施方式1至3的效果。如图21A所示，A翼是成为比较对象的基准翼，翼前端的设计升力系数为0.8左右，沿着翼长(半径)方向未实现设计升力系数的最佳化，B翼是相对于A翼而将设计升力系数提高40％的翼，C翼相当于本实施方式，是相对于B翼进一步将设计升力系数沿着翼长(半径)方向进行最佳化的翼。若如B翼那样提高设计升力系数，那么如图21B那样能够将最佳弦长减少30％，由此，如图21C那样能够使翼直径延伸7％(假定转速一定)，结果是如图21D那样，发电量增大6.5％。并且，C翼将设计升力系数沿着翼长方向进行最佳化，因此翼效率比B翼进一步改善2％，如图21D那样发电量比B翼进一步增大1％(相对于A翼为7.5％)。需要说明的是，上述的Y125以及各本实施方式的背侧膨胀YS及腹侧膨胀YP由通过表1至表3所示的Y125以及各翼厚比的背侧膨胀YS及腹侧膨胀YP的插补曲线进行规定，但本发明的风车翼并未限定于此，在翼厚比为21％以上且35％以下只要成为通过表1或表2的各背侧膨胀YS及各腹侧膨胀YP的值的插补曲线即可。这是因为在该翼厚比的范围内主要决定风车的特性。另外，在上述的各实施方式中，设计周速比为8.0以上且8.5以下，但本发明并未限定于此，例如即使设计周速比为6.0以上且9.0以下也能够适用。另外，翼前端区域1c、过渡区域1e及最大弦长位置并不限定为本实施方式所示的无量纲半径位置或翼厚比的范围，在起到本发明的效果的范围内能够适当变更。〔第四实施方式〕本实施方式与上述的实施方式不同点在于，背侧形状或翼厚分布以成为在各半径位置(各翼厚比)沿Y方向伸缩所得到的形状的方式来决定。其他方面与第一实施方式相同，因此省略它们的说明。说明如图8C那样在各翼厚位置(或半径位置)决定了所希望的设计升力系数之后，实现该设计升力系数的风车翼1的形状的规定的方法。在本实施方式中，尤其是以具有大致相同的设计升力系数的方式定义各翼厚位置的翼型形状(翼截面形状)时有效。[背侧形状的决定方法]翼主体部3的各翼厚位置(半径位置)处的翼型形状(翼截面形状)以成为其背侧形状沿Y方向伸缩所得到的形状的方式规定。该背侧形状的决定方法如图22所示。在图22中，横轴是距前缘的距离除以弦长C而正规化所得的翼弦方向位置X/C，纵轴是距翼弦线(横轴)的距离除以弦长C而正规化所得的坐标Yu。需要说明的是，关于后述的图23至图25，与图22同样地，设为除以弦长C而正规化所得的坐标系。如图22所示，在将通过背面坐标(从翼弦位置到背侧形状为止的距离)Yu1规定的背侧形状设为基准背侧形状的情况下，不同的翼厚位置的第二背面形状使用背面坐标Yu2如下式那样表示。Yu2＝r×Yu1(4)在上式中，r为伸缩比，能够任意地赋予。如此，形成为各翼厚位置处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状沿Y方向伸缩所得到的形状，因此在各翼厚位置能够定义发挥与基准背面形状同等的空气动力性能的翼形状。[翼厚分布的决定方法]图23示出翼厚分布的决定方法。具体而言，翼主体部3的各翼厚位置(半径位置)处的翼型形状(翼截面形状)以成为其翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状的方式规定。即，如图23所示，在将通过与翼弦位置(X/C)对应的翼厚YT1所规定的翼厚分布设为基准翼厚分布的情况下，不同的翼厚位置的第二翼厚分布使用翼厚YT2如下式那样表示。YT2＝YT1×(xx2/xx1)(5)在上式中，(xx2/xx1)为伸缩比，能有利地使用第二翼厚分布的翼厚比xx2相对于基准翼厚分布的翼厚比xx1之比。如此，形成为各翼厚位置处的翼型形状(翼截面形状)的翼厚分布沿Y方向伸缩所得到的形状，因此在各翼厚位置能够定义发挥与基准翼厚分布同等的空气动力性能的翼形状。[腹侧形状的决定方法]在图24中，示出翼型形状(翼截面形状)的腹侧形状的决定方法。从翼前缘到最大翼厚位置(Maxthick)为止的前缘部根据由上述的式(4)及式(5)决定的背面形状Yu及翼厚分布YT，来决定腹侧形状。具体而言，在将腹侧形状的腹面坐标设为YL的情况下，腹面形状由下式表示。YL＝Yu-YT(6)如此，形成为背面形状沿Y方向伸缩所得到的形状，并且形成为在前缘部不仅背面形状而且翼厚分布也沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够在各翼厚位置定义发挥与基准背面形状同等的空气动力性能的翼形状。而且，从翼厚最大位置到翼后缘的后缘部的腹侧形状可以使用通过上式(6)得到的腹侧形状。或者后缘部的腹侧形状也可以如图25所示，将通过上式(6)所得到的腹侧形状作为基准腹侧形状，相对于该基准腹侧形状以规定的调整量来确定腹侧形状。这是因为后缘部的腹侧形状对于翼型形状(翼截面形状)的连续性不会造成大的影响。因此，后缘部的腹侧形状具有比较大的设计自由度。具体而言，若调整后的腹侧形状的腹面坐标为YL3，基准腹侧形状的腹面坐标为YL2，调整量为Ys，那么如下式那样表示。YL3＝YL2+Ys(7)如此，能够任意地设定翼后缘部的腹面形状，由此能够实现设计升力系数的最佳化。作为调整量Ys，在最大翼厚位置及所述翼后缘为0且能够通过赋予腹侧形状的腹面坐标的翼弦方向上的一次微分量为0的翼弦位置x的四次式所规定的函数赋予。例如，最大翼厚为xx，最大翼厚位置(X/C)为0.4，s为任意赋予的倍率时，如下式那样表示。Ys＝(xx/100)×s×(x-1.0)2(x-0.4)2/(0.32)(8)若如上式那样赋予调整量，则能够简便地得到调整量Ys，因此能够容易地得到所希望的腹侧形状。如以上所述，根据本实施方式，将各翼厚位置(半径位置)处的翼型形状(翼截面形状)的背侧形状或翼厚分布设为沿Y方向伸缩所得到的形状，因此能够将具有所希望的设计升力系数的翼型形状(翼截面形状)沿着风车翼的半径方向赋予，结果是能够实现风车翼的性能提高。另外，能够提供翼型形状(翼截面形状)被形成为沿Y方向伸缩所得到的形状的风车翼，因此翼形状的连续性提高，能够提高翼制作时的成品率。【附图标记说明】1风车翼1a翼根1b翼前端1c翼前端区域1d最大弦长位置1e过渡区域2最大翼厚位置3翼主体部4后缘6前缘当前第1页1 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