In order to develop an effective control method for rotating stall in multi-stage axial flow compressors, shock tube connected directly with the exit of the tested compressor is utilized. First of all, inception process prior to rotating stall especially peculiar to multi-stage compressor is precisely investigated by measuring the casing wall pressure fluctuations at near the leading edge of the rotor blades at every stage. Though the tested compressor usually proceed to deep stall with spike-like inception signal, another types of inception patterns can be recognized when the blade load of the each rotor blades are altered by changing the stagger angle. For example, multiple short-length scrip stall cells are generated when the stagger angle of the third-stage rotor is large, ie. high loaded blade, and modal-like long-length scale wave is traveling only on the second-stage rotor when the stagger angle of the second-stage rotor is small. However, even in these caws, the inception of the deep stall can be detected more than 15 rotor revolutions before stall, in which the presented active hub-flap control can be successfully applied. Such a peculiar phenomenon occurring on the multi-stage compressor constitutes a future valuable research objects. Next, we have constructed the experimental apparatus to have a precise research of compressor transient process. The feature of the experimental device is to have an annulus concentric axis, so that the weak compression wave can be inserted from the downstream of the compressor into blade-to-blade region. The inserted compression Wave made to sudden stall forcibly, the stall inception as well as stall recovery process can be investigated. We already confirmed a transient process which the rotating stall and surge appears by turns. This unique experimental device can or some new underlying date concerning about the transient process of the multi-stage axial flow compressors

In order to develop an effective control method for rotating stall in multi-stage axial flow compressors, shock tube connected directly with the exit of the tested compressor is utilized. First of all, inception process prior to rotating stall especially peculiar to multi-stage compressor is precisely investigated by measuring the casing wall pressure fluctuations at near the leading edge of the rotor blades at every stage. Though the tested compressor usually proceed to deep stall with spike-like inception signal, another types of inception patterns can be recognized when the blade load of the each rotor blades are altered by changing the stagger angle. For example, multiple short-length scrip stall cells are generated when the stagger angle of the third-stage rotor is large, ie. high loaded blade, and modal-like long-length scale wave is traveling only on the second-stage rotor when the stagger angle of the second-stage rotor is small. However, even in these caws, the inception of the deep stall can be detected more than 15 rotor revolutions before stall, in which the presented active hub-flap control can be successfully applied. Such a peculiar phenomenon occurring on the multi-stage compressor constitutes a future valuable research objects. Next, we have constructed the experimental apparatus to have a precise research of compressor transient process. The feature of the experimental device is to have an annulus concentric axis, so that the weak compression wave can be inserted from the downstream of the compressor into blade-to-blade region. The inserted compression Wave made to sudden stall forcibly, the stall inception as well as stall recovery process can be investigated. We already confirmed a transient process which the rotating stall and surge appears by turns. This unique experimental device can or some new underlying date concerning about the transient process of the multi-stage axial flow compressors

Concerning about centrifugal as well as axial-flow type fluid machinery, the following unsteady phenomena appearing in an impeller-rotating shaft system are investigated by experiments and also by the CFD analyses : (1)The unsteady behavior and bifurcation of the Taylor vortex flow generated in a mechanical bearing. (2)The aerodynamic noise generated in a centrifugal type of fluid machinery system and its noise source bifurcation. (3)The rotating stall pattern of the axial-flow compressor and bifurcation of stall cells. The detailed contents are as follows.
(1)In order to understand the unsteady behavior of the Taylor vortex flow generated between two rotating cylinders with large eccentricity, a 3-D N-S simulation was carried out. As a result, while clarifying unsteady bifurcation of the cell, the first attempt which controls a cell using a jet from an outer cylinder was also performed. Furthermore, an unsteady temperature field and cooling technology were also examined by applying energy equation. The experimental apparatus for verifying numerical results was manufactured, and the preliminary experiment was conducted. (2)With respect to the noise generated from centrifugal fluid machines, the sound source characteristics and their bifurcation at the time of changing various operating conditions were experimentally investigated. Particularly, the noise source extent of the high-order BPF components shows irregular movement and bifurcation against the change of the operating conditions. Moreover, the numerical analysis aiming at understanding this phenomenon in detail was started. (3)Also about the rotating stall of a three-stage axial flow compressor and the bifurcation of a stall cell, by changing various stagger angles of rotor and stator, all kinds of stall inception patterns and the bifurcation of the stall cell were able to be confirmed. The active control technology of the compressor rotating stall by sensing the stall inception sign was also examined.

Concerning about centrifugal as well as axial-flow type fluid machinery, the following unsteady phenomena appearing in an impeller-rotating shaft system are investigated by experiments and also by the CFD analyses : (1)The unsteady behavior and bifurcation of the Taylor vortex flow generated in a mechanical bearing. (2)The aerodynamic noise generated in a centrifugal type of fluid machinery system and its noise source bifurcation. (3)The rotating stall pattern of the axial-flow compressor and bifurcation of stall cells. The detailed contents are as follows.(1)In order to understand the unsteady behavior of the Taylor vortex flow generated between two rotating cylinders with large eccentricity, a 3-D N-S simulation was carried out. As a result, while clarifying unsteady bifurcation of the cell, the first attempt which controls a cell using a jet from an outer cylinder was also performed. Furthermore, an unsteady temperature field and cooling technology were also examined by applying energy equation. The experimental apparatus for verifying numerical results was manufactured, and the preliminary experiment was conducted. (2)With respect to the noise generated from centrifugal fluid machines, the sound source characteristics and their bifurcation at the time of changing various operating conditions were experimentally investigated. Particularly, the noise source extent of the high-order BPF components shows irregular movement and bifurcation against the change of the operating conditions. Moreover, the numerical analysis aiming at understanding this phenomenon in detail was started. (3)Also about the rotating stall of a three-stage axial flow compressor and the bifurcation of a stall cell, by changing various stagger angles of rotor and stator, all kinds of stall inception patterns and the bifurcation of the stall cell were able to be confirmed. The active control technology of the compressor rotating stall by sensing the stall inception sign was also examined

Experimental and Analytical Approach has been conducted for these three years in order to present an effective evaluation and reduction methods for aerodynamic noise radiated from widely used centrifugal type of blower.Experiments are focused on basic and higher-order of blade passing frequency (BPF) components of the radiated noise since these components show distinct peaks in power spectra and thus control the whole noise level. First, effective noise source region is experimentally determined using correlation method between the data of pressure fluctuation on the scroll surface and that of far field noise. The effective noise source region of basic BPF exists in the vicinity of the cut off apex as usually expected, while that of the higher-order BPF exists relatively downstream part on the scroll. Using this pattern of noise source distribution, active cancellation of BPF components are conducted by using piezoelectric actuators to oscillate the scroll surface directly. However, the presented active control is found to be very effective only for the higher-order BPF components because the pressure fluctuation level of basic BPF noise source is much larger than that of the secondary source. Then, another type of reduction method i.e. passive reduction method by changing geometric parameters of the blower, is necessary to have the complete noise reduction method. The passive reduction method is related to the characteristics of the noise transmission passage which is composed of some numbers of blade-to-blade passages and inlet duct. By adjusting the blade passing frequency to the maximum attenuation frequency of the frequency response function of the transmission passage, noise level of basic BPF can be reduced more than 20 decibels. The presented hybrid method of active and passive noise control is found to be effective against any types of radiated noise from centrifugal blower, and is the quite new type of noise reduction technique

Experimental and Analytical Approach has been conducted for these three years in order to present an effective evaluation and reduction methods for aerodynamic noise radiated from widely used centrifugal type of blower.
Experiments are focused on basic and higher-order of blade passing frequency (BPF) components of the radiated noise since these components show distinct peaks in power spectra and thus control the whole noise level. First, effective noise source region is experimentally determined using correlation method between the data of pressure fluctuation on the scroll surface and that of far field noise. The effective noise source region of basic BPF exists in the vicinity of the cut off apex as usually expected, while that of the higher-order BPF exists relatively downstream part on the scroll. Using this pattern of noise source distribution, active cancellation of BPF components are conducted by using piezoelectric actuators to oscillate the scroll surface directly. However, the presented active control is found to be very effective only for the higher-order BPF components because the pressure fluctuation level of basic BPF noise source is much larger than that of the secondary source. Then, another type of reduction method i.e. passive reduction method by changing geometric parameters of the blower, is necessary to have the complete noise reduction method. The passive reduction method is related to the characteristics of the noise transmission passage which is composed of some numbers of blade-to-blade passages and inlet duct. By adjusting the blade passing frequency to the maximum attenuation frequency of the frequency response function of the transmission passage, noise level of basic BPF can be reduced more than 20 decibels. The presented hybrid method of active and passive noise control is found to be effective against any types of radiated noise from centrifugal blower, and is the quite new type of noise reduction technique.

遠心送風機発生騒音の中で,特に顕著な離散周波数成分として観察される翼通過周波数(BPF)騒音および旋回失速騒音を対象に,実機および風洞設備を用いた実験的調査・研究を行った子.BPF騒音の発生機構を調査し,有効な低減化法を確立するための基礎研究として音源の相関面積に着目し,風洞中に置かれた物体表面に適切な障害物を取り付けることで放出渦のスパン方向構造を崩壊させ,相関面積を減少することが可能であることを示した.この方法は実機送風機においても有効であると考えられるため,実機を用いた研究を継続して行う予定である.特に,現在までほとんど解明されていないBPF高調波成分の有効な低減化法および評価法を確立する有力な手段になるものと考えている.
一方,旋回失速騒音に関しては,羽根車出口近傍での速度場を詳細に計測することで,失速セルの周方向特性と密接に関係することを見出した.特に渦形室が非対称である遠心機の場合,ケーシング内の圧力モードに支配され,失速セルの特性は周方向で著しく変化し,その現象が直接騒音の周波数変化となって現れることを確認した.さらに,流量の変動に伴う騒音レベルの変化は,従来の報告とは異なり,管路系をも含めた送風機系全体の周波数特性に依存していることを示し,その特性を記述する物理波動モデルを提示した.このモデルは,旋回失速騒音という低周波数領域での現象のみならず,比較的高い周波数範囲でも適応可能であると考えられるため,BPF騒音に関しても有効なモデルになる可能性を有している.BPF騒音への適用可能性は現在実機を用いて検討中であり,羽根車内部での詳細な流動状況を調査する目的で,有限体積法を用いた数値解析研究を並行して行っている.

遠心送風機発生騒音の中で,特に顕著な離散周波数成分として観察される翼通過周波数(BPF)騒音および旋回失速騒音を対象に,実機および風洞設備を用いた実験的調査・研究を行った子.BPF騒音の発生機構を調査し,有効な低減化法を確立するための基礎研究として音源の相関面積に着目し,風洞中に置かれた物体表面に適切な障害物を取り付けることで放出渦のスパン方向構造を崩壊させ,相関面積を減少することが可能であることを示した.この方法は実機送風機においても有効であると考えられるため,実機を用いた研究を継続して行う予定である.特に,現在までほとんど解明されていないBPF高調波成分の有効な低減化法および評価法を確立する有力な手段になるものと考えている.
一方,旋回失速騒音に関しては,羽根車出口近傍での速度場を詳細に計測することで,失速セルの周方向特性と密接に関係することを見出した.特に渦形室が非対称である遠心機の場合,ケーシング内の圧力モードに支配され,失速セルの特性は周方向で著しく変化し,その現象が直接騒音の周波数変化となって現れることを確認した.さらに,流量の変動に伴う騒音レベルの変化は,従来の報告とは異なり,管路系をも含めた送風機系全体の周波数特性に依存していることを示し,その特性を記述する物理波動モデルを提示した.このモデルは,旋回失速騒音という低周波数領域での現象のみならず,比較的高い周波数範囲でも適応可能であると考えられるため,BPF騒音に関しても有効なモデルになる可能性を有している.BPF騒音への適用可能性は現在実機を用いて検討中であり,羽根車内部での詳細な流動状況を調査する目的で,有限体積法を用いた数値解析研究を並行して行っている.

Development of technologies for extending the stable range of axial compressor operation by suppressing onset of rotating stall, or by recovering swiftly from stall, is one of the main subjects in improving the jet engine performance. This research aims at understanding mechanisms of rotating stall and of related unsteady flow phenomena through experiments and a numerical study of 2-D compressible Navier-Stokes equations.
In the numerical analysis, various aspects of unsteady flows generated by the relative motion of a rotor and a stator are presented with a special emphasis on features of vortical flow patterns in the cascades. With a rotor-stator cascades of a sufficiently large number of blades, it simulates a whole compressor characteristic from normal to deep-stall flow range, in the speed range up to transonic regime. For the subsonic case of rotor Mach number 0.3, comparisons are made on various flow data with measured data, whereas for the transonic case, total-pressure rise characteristics are compared to rig test data from an engine company.
On rotating stall structure, a twin-vortex cell structure is presented, which is formed by the collision of an incoming flow to the cascades with a high pressure stagnant zone produced in some portion of the cascade. The cell propagation speed as well as the induced reverse-flow velocity agree well with the data measured by hot-film probes. In the transonic regime, cell exhibits a structure slightly different from subsonic cases due to the presence of shock waves. Although the analysis is two-dimensional, it can be expected that, by focusing on this vortex system, dynamic model of the cell be established, and that, by introducing the model into a simplified three-dimensional analysis, some three-dimensional features of the stall cell be evaluated.
On the flow structure leading to stall inception, it can be prospected that, in such a highly loaded condition where the flow passing over the pressure surface of a blade rolls up to the suction surface, a blade-tip vortex stimulates this flow configuration, synchronized with the inlet distortion.
Various findings regarding stall behavior and cell structure, as well as some specific subjects for future study are obtained. These were applied to develop a stall control technique, and an improvement of 15% in stable flow range was attained up to this moment. It is noted that one of the papers on this project has received a 1995 Gas Turbine Society of Japan award.

Development of technologies for extending the stable range of axial compressor operation by suppressing onset of rotating stall, or by recovering swiftly from stall, is one of the main subjects in improving the jet engine performance. This research aims at understanding mechanisms of rotating stall and of related unsteady flow phenomena through experiments and a numerical study of 2-D compressible Navier-Stokes equations.
In the numerical analysis, various aspects of unsteady flows generated by the relative motion of a rotor and a stator are presented with a special emphasis on features of vortical flow patterns in the cascades. With a rotor-stator cascades of a sufficiently large number of blades, it simulates a whole compressor characteristic from normal to deep-stall flow range, in the speed range up to transonic regime. For the subsonic case of rotor Mach number 0.3, comparisons are made on various flow data with measured data, whereas for the transonic case, total-pressure rise characteristics are compared to rig test data from an engine company.
On rotating stall structure, a twin-vortex cell structure is presented, which is formed by the collision of an incoming flow to the cascades with a high pressure stagnant zone produced in some portion of the cascade. The cell propagation speed as well as the induced reverse-flow velocity agree well with the data measured by hot-film probes. In the transonic regime, cell exhibits a structure slightly different from subsonic cases due to the presence of shock waves. Although the analysis is two-dimensional, it can be expected that, by focusing on this vortex system, dynamic model of the cell be established, and that, by introducing the model into a simplified three-dimensional analysis, some three-dimensional features of the stall cell be evaluated.
On the flow structure leading to stall inception, it can be prospected that, in such a highly loaded condition where the flow passing over the pressure surface of a blade rolls up to the suction surface, a blade-tip vortex stimulates this flow configuration, synchronized with the inlet distortion.
Various findings regarding stall behavior and cell structure, as well as some specific subjects for future study are obtained. These were applied to develop a stall control technique, and an improvement of 15% in stable flow range was attained up to this moment. It is noted that one of the papers on this project has received a 1995 Gas Turbine Society of Japan award.

遠心送風機の主要な分離騒音である翼通過周波数成分および、低流量域で発生する旋回失速に起因する分離騒音について、音源の特性と騒音伝播系の特性とを分離して考慮する予測・評価法を導入した。本年度は、流速、圧力および外部騒音の詳細な計測により音源特性を把握すると共に、送風機の吸込・吐出管路系をも含めた騒音伝播モデルを提示し、騒音予測・評価法に関する幾つかの新しい知見を得た。主な研究成果は以下の通りである。(1)翼通過周波数成分の音源特性の評価は、騒音源と考えられる舌部上の圧力変動と外部騒音圧との相関解析により、数dBの精度で予測する事が可能となった。これにより、舌部隙間や先端半径などの幾何形状が騒音特性に与える影響を定量的に把握すると共に、その特性を物理モデルで表現することで騒音の発生機構を明確に示した。(2)旋回失速に起因する分離成分については、羽根社内の失速セルの旋回特性と密接に関連していることを見い出し、運転回転数や流量を実験パラメータとして、詳細な実験研究を行った。これにより、吸込・吐出管路系を含めた系全体の特性を考慮することで、騒音レベルを低減できることを示した。特に、吐出管路系に発生する共振現象により、管路系が動吸収器として機能し、音響エネルギを口金隙間より吸収する現象を明らかにした。この現象を有効に利用すれば、管路長さや断面積の変化だけで騒音レベルの低減が可能となる。また、系全体を構成要素とした波動モデルにより、上記現象を理論的に説明することができた。(3)顕著な分離騒音を誘起する失速セルの特性についても合わせて検討を行い、遠心機特有の非対称渦形室の影響から、失速セルが羽根車方向において異なる形状や旋回速度を有することも明らかにした

遠心送風機の主要な分離騒音である翼通過周波数成分および、低流量域で発生する旋回失速に起因する分離騒音について、音源の特性と騒音伝播系の特性とを分離して考慮する予測・評価法を導入した。本年度は、流速、圧力および外部騒音の詳細な計測により音源特性を把握すると共に、送風機の吸込・吐出管路系をも含めた騒音伝播モデルを提示し、騒音予測・評価法に関する幾つかの新しい知見を得た。主な研究成果は以下の通りである。(1)翼通過周波数成分の音源特性の評価は、騒音源と考えられる舌部上の圧力変動と外部騒音圧との相関解析により、数dBの精度で予測する事が可能となった。これにより、舌部隙間や先端半径などの幾何形状が騒音特性に与える影響を定量的に把握すると共に、その特性を物理モデルで表現することで騒音の発生機構を明確に示した。(2)旋回失速に起因する分離成分については、羽根社内の失速セルの旋回特性と密接に関連していることを見い出し、運転回転数や流量を実験パラメータとして、詳細な実験研究を行った。これにより、吸込・吐出管路系を含めた系全体の特性を考慮することで、騒音レベルを低減できることを示した。特に、吐出管路系に発生する共振現象により、管路系が動吸収器として機能し、音響エネルギを口金隙間より吸収する現象を明らかにした。この現象を有効に利用すれば、管路長さや断面積の変化だけで騒音レベルの低減が可能となる。また、系全体を構成要素とした波動モデルにより、上記現象を理論的に説明することができた。(3)顕著な分離騒音を誘起する失速セルの特性についても合わせて検討を行い、遠心機特有の非対称渦形室の影響から、失速セルが羽根車方向において異なる形状や旋回速度を有することも明らかにした

遠心送風機発生騒音の主要成分である翼通過周波数(BPF)に関して、音源であると考えられている渦形室舌部近傍壁面上での圧力変動と、外部騒音圧変動との間に相互相関解析を施すことにより、有効な音源領域の確定を行った。その結果、BPF１次成分に関しては、その有効音源領域が舌部頂点近傍のごく限られた領域内に存在し、しかもその領域は、送風機の運転状態（風量や回転数の変化）に依らずほぼ一定であるのに対し、２次成分の有効音源領域は運転条件によって大きく異なることが明らかとなった。２次成分の主たる音源領域は、１次成分よりも渦形室壁面上のやや下流部分に分布していることから、これら特性の違いを考慮した騒音能動制御法の開発を行った。まず、従来より殆ど報告例のない２次および３次BPF成分に関しては、それらの有効音源領域壁面に対して直接圧電式振動子により逆位相の振幅を付加することで、広帯域騒音の音圧レベルの値まで20dB以上も減衰し、騒音スペクトル中の離散成分は完全に消滅させることが可能となった。一方、１次成分に関しては、既に、翼枚数や伝播経路での周波数特性を考慮した簡便な騒音低減化法を提案済ではあるが、本方式を適用することで、送風機運転状態や幾何形状を変更することなく、数dBの減音効果が得られることがわかった。２次成分と比して減音効果が小さい原因に関しては現在調査中であるが、１次成分の音源振幅が十分に大きいために、圧電素子による加振では限界があるものと考えている。さらに、音源領域の違いを考慮して、１次および２次BPF成分の音源領域を独立に制御することで、同時低減化を指向した。その結果、両成分の音圧レベルは著しく減少すると共に、全体の総騒音圧レベルも著しく減少する傾向を示したが、３次BPF成分に加振による影響が若干現れ、数dBの増大傾向が認められた。この原因に関しては、現在調査中である。

産業用に広く利用されている低比速度の遠心ブロワは、翼通過に伴う発生騒音成分が極めて高い音圧レベル値を示すと共に、その周波数が可聴域に存在することから低減化手法の提案が強く求められているのが現状である。本研究では、特に高い音圧レベルを示す翼通過周波数（BPF）１次および２次成分に着目し、舌部表面上に誘起される周期的な圧力変動に対して詳細な相関解析を施すことにより、外部騒音に影響を与える有効音源領域を確定し、その音源領域に能動制御法を適用することで、流体機械騒音の有効な低減化を指向するものである。舌部表面上の圧力変動計測結果より、BPF１次成分はその発生領域がほぼ舌部頂点近傍に限定できること、また、２次成分は舌部下面に不規則に分布している状況を定量的に示した。特に、２次成分の分布状況は、ブロワの運転条件により大きく異なることが確認され、回転数および流量の変化が音源領域に大きく影響を与えていることを明らかにした。相関解析によって明らかになった有効音源領域に、ピエゾ振動子を用いた変位制御を行うことで、BPF騒音レベルが著しく低減できることを示した。この低減量は、20から25デシベルにも及び、スペクトラムに現れる離散周波数騒音は、この能動制御によって完全に広帯域騒音レベルに埋没するまでに低減できた。この能動制御法により、相関解析で求めた有効音源領域の信頼性を確認すると共に、産業用ブロワの騒音低減に関して、比較的簡単な手法により著しい低減量が得られる新しい手法を提案することができた。今後の研究課題として、回転数や流量の変化と共にBPF2次成分の音源領域が大きく影響を受ける現象に着目し、羽根車吐出流の詳細な計測を行うことで、舌部表面上で組織化される圧力変動の生成機構を明らかにすることを検討中である。研究成果の発表：日本機械学会流体工学部門講演会、1998年7月、信州大学、において発表

　遠心ファンの発生騒音は、羽根車吐出流が舌部と干渉することで発生する翼通過周波数成分と、流れの中の渦などの非定常因子によって誘起される乱流広帯域成分とに大別される。翼通過周波数成分の発生および伝播機構については、従来からの研究により影響を与える物理パラメータが提示され、低減化の提案も行われている。しかし、その高次成分については、発生機構が極めて非線型性に富んでいるなどの理由により、実験的および理論的解析もほとんど行われた例がない。　本研究では、実機遠心ファンを用いた詳細な計測実験により、この高次成分の発生・伝播機構に与えるパラメータの選定を指向し、合わせて乱流広帯域成分についてもその特性を考慮した評価法を提案することを目的とした。熱線流速計による羽根車吐出流の二次元計測結果より、高次（特に２次）成分の発生には、翼表面から周期的に放出される渦が影響していることが明らかとなった。この放出渦が拡散・減衰する過程の調査、および舌部表面上で圧力変動を誘起する過程の調査は、今後の研究課題であり、数値解析を併用した新たな研究展開を計画中である。また、単独翼の場合に、風洞設備を利用した放出渦と騒音の関係を調査する基礎実験も合わせて行っていく。一方、乱流広帯域成分については、伝播系と音源の特性を分離して考える騒音相似則を適用し、比較的高精度で騒音レベルを予測できることを示した。翼通過周波数成分の影響を除去するために、狭帯域バンドパスフィルタを用いた信号処理により、広帯域成分本来の音源特性を正確に把握することが可能となった。また、口金隙間や吸込管路長さなど、伝播経路の違いによる特性の変化も詳細に把握することができた。これらの幾何形状パラメータの影響を考慮した音源特性、伝播特性の物理モデルを構築することが、今後の研究課題と考えている。このためにも、先に述べた風洞実験を実施し、基礎資料の収集・整理を行う。

遠心送風機の羽根車には低流量域において旋回失速と呼ばれる非定常現象が発生する。この旋回失速の発生は，単に送風機性能を著しく低下させるだけでなく，振動や騒音という重大な環境問題を引き起こす場合がある。 本研究ではこの旋回失速に起因して発生する低周波数領域での離散周波数騒音に焦点を当て，特に3次成分まで顕著に現れる高周波成分と失速領域の周方向伝播特性との関係を定性的・定量的に把握することを最終目標としている。当年度はX線熱線流速計を羽根車後方に設置することで失速セルの周方向伝播特性を明らかにし，離散周波数騒音の発生周波数に関する知見を得ることを指向する。 羽根車周方向10点，軸方向10点，計100点での計測データに，失速セルの旋回に対して同時性を持たせるような処理法を提案した。この方法は基準位置にトリガー用I型プローブを設置し，各データ取得時に常にX型プローブとの同時計測を行い，トリガー波形の相互相関解析により位相差を算出するもので，比較的簡単な処理により全測定点同時計測と同じ結果を得ることができる。 さらに，遠心機特有の非対称渦型室形状に起因すると考えられる羽根車吐出流量の周方向特性が存在することを明らかにし，周方向各測定点での平均流速を代表速度として無次元化して評価する方法を採用した。本方法の採用により，周方向の流量特性に重畳する形で存在していた失速セル通過による低流速域の存在を明確に把握・定義することが可能となった。さらに，運転流量の低下に伴う失速セル旋回周期の違いを的確に判断する基準を提案することができた。これにより旋回失速に起因する離散周波数騒音の発生周波数を調査する有力な手掛りを得ることができた。 一方，旋回失速騒音の音圧レベル予測に関しては，振幅が代表速度の6乗に比例して増大する双極子的な音源であることを示し，系外へ伝播する際に吸込・吐出管路系の共振現象に強く影響されることを明らかにした。