The unsteady inner flow structure of a single-stage axial flow compressor under the coexisting conditions of surge and rotating stall was experimentally investigated via detailed measurements of the unsteady characteristics and the internal flow velocity fluctuations. The main relevant feature of the tested compressor is a shock tube with a capacity tank connected in series to the compressor outlet through slits and a concentric duplex pipe: surge and rotating stall can both be generated by connecting the shock tube. Research attention is focused on the unsteady behavior of a rotating stall during the surge cycle. The size of the rotating stall cell during the recovery process of an irregular surge cycle was experimentally determined by the circumferential flow velocity fluctuations ahead of the rotor blade. The results suggested that the size of the rotating stall cell at the switching point of the performance curve between large and small cycles is considered to be the key parameter in determining the following surge cycle. In addition, the surge cycle is largely influenced by the unsteady behavior of the rotating stall cell. © 2013 Science Press, Institute of Engineering Thermophysics, CAS and Springer-Verlag Berlin Heidelberg.

The unsteady flow structure between rotor blade-to-blade passages in a three-stage axial flow compressor is experimentally investigated by detailed measurements of unsteady performance characteristics, casing wall pressure fluctuations and their wavelet analyses. The main feature of the test compressor is a capacity tank facility connected in series to the compressor outlet in order to supply compression and/or expansion waves from downstream of the compressor. Research attention is focused on the post-stall characteristics of the surge and rotating stall which occur simultaneously. The influence of the compressor operating point on the unsteady performance curve shows that the surge cycle changes irregularly depending on the steady-state resistance characteristics, and the results of the wavelet analyses of the wall pressure fluctuations suggest that the surge cycle may selectively be determined by the rotating stall cell structure within the rotor cascade.

Improvement Of Surge margin and reduction of interaction tone noise radiated from a centrifugal compressor with a vaned diffuser is discussed from experiments and CFD analyses. Two types of one-side tapered diffuser vanes, which are shroud- and hub-side tapered vanes, were used in the experiments. The height of the leading edge of the tapered vanes varied from 100% to 10%. Both types of tapered vanes are effective for the reduction of the interaction tone noise radiated from the compressor, because of the smaller interaction area between impeller-discharge flow and diffuser vane surface. Especially, the hub-side tapered diffuser vane suppresses the evolution of the leading-edge vortex, which causes reverse-flow in the diffuser passage. Furthermore, the hub-side tapered diffuser vane, which has an optimized diffuser leading edge shape, can improve the compressor pressure-rise characteristics at low-flow operation and can enlarge the surge margin.

The effects of a three-dimensional tapered diffuser vane on the flow field and noise radiated from a centrifugal compressor are investigated by both CFD analyses and experiments. Tapered diffuser vanes are very useful not only for the reduction of the interaction tone noise but also for the improvement of the pressure recovery characteristics within the diffuser passage. By using tapered diffuser vanes, the interaction area between the impeller-discharge flow and diffuser vanes becomes small, and then the noise level of the discrete tone can be reduced remarkably as a result. Furthermore, by utilizing the visualization technique of vortical structures based on the CFD results, the scale of vortex shedding leaving from the leading edge of the diffuser vanes is found to be contracted and a tendency for the turbulence level to decrease is observed. This may be the cause of the attenuation of broadband noise components. The secondary flow, which is considered to be an obstruction of diffuser pressure recovery, can also be suppressed by the tapered diffuser vanes, and the pressure decrease observed in the throat part of the diffuser passage is further reducible. © 2007 Science Press.

This paper proposes a unique stall risk index based on pressure signals by high-response transducers on the casing wall at the rotor leading-edge location. The aim of the research is to explore the possibility of reducing current excessive stall margin requirement for compressor design based on the worst-case scenario. The index is generated by computing correlation degradation of pressure time histories of current and one revolution before over each blade pitch. Tests conducted on a single-stage low-speed compressor exhibits that the correlation diminishes significantly with proximity to stall, and the proposed technique might have the capability of generating a stall warning signal sufficiently in advance of spike inception. Extensive experiments on a research compressor show that the degree of the index degradation depends on various factors, such as flow coefficient, tip clearance, and rotor blade incidence. In order to obtain a reliable stall warning signal in practical use, these effects must be carefully examined.

The characteristics of interaction tone noise radiated from a centrifugal compressor with a vaned diffuser are discussed by experiments, including visualization techniques using the oil-film method. Research attention is paid to the leading edge geometries of the diffuser vanes that are deeply related to the generation mechanism of the interaction tone noise. The compressor-radiated noise can be reduced by several decibels by setting some clearances in both the hub and shroud surfaces of the diffuser wall along with some decline in the pressure-rise coefficient. Since the decline turned out to be caused by the flow impingement and also by the secondary flow within the diffuser passages, several new types of diffuser vane geometries which do not detract from both the performance and noise level are developed and utilized for the experiments. The presented diffuser vane geometries will offer a few basic guidelines for the diffuser vane design.

In order to establish the design methodology of ultra micro centrifugal compressor, which is the most important component of ultra micro gas turbine unit, a 10 times of the final target size model was designed, prototyped and tested. The problems to be solved for downsizing were examined and 2-dimensional impeller was chosen as the first model due to its productivity. The conventional 1D prediction method, CFD and the inverse design were attempted. The prototyped compressor was driven by using a turbocharger and the performance characteristics were measured.

The blade-passing frequency noise, abbreviated to BPF noise, of a low-specific-speed centrifugal blower is analyzed by separating the frequency response of the transmission passage and the intensity of the noise source. Frequency response has previously been evaluated by the authors using a one dimensional linear wave model, and the results have agreed well with the experimental response in a practical range of the blower speed. In the present study, the intensity of the noise source is estimated by introducing the quasi-steady model of the blade wake impingement on the scroll surface. The effective location of the noise source is determined by analyzing the cross-correlation between measured data of the blower suction noise and pressure fluctuation on the scroll surface. Then, the surface density distribution of a dipole noise source is determined from pressure fluctuation expressed in terms of quasi-steady dynamic pressure of the traveling blade wake. Finally the free-field noise level is predicted by integrating the density spectrum of the noise source over the effective source area. The sound pressure level of the blower suction noise is easily predicted by multiplying the free-field noise level by the frequency-response characteristics of the noise transmission passage.

軸流圧縮機に発生する旋回失速を能動的に制御すると共に,失速に突入する非定常過程を把握するために,多段圧縮機を用いた実験的研究を展開した.主に,(1)多段圧縮機に発生する失速予兆現象の観測と形態把握,および(2)衝撃波管を圧縮機出口に接続して圧縮波を印加することで圧縮機系を瞬間的に失速させ,その非定常流れ場と失速突入・回復過程の実験的把握を行った.まず(1)に関しては,単段圧縮機の失速突入に関する従来の豊富な実験データと比して,多段機特有の現象をいくつか発見し,その構造と内部流れに及ぼす影響を調査した.動静翼列のスタッガ角を精度良く変更できる供試圧縮機の利点を活かし,各段翼列の負荷配分を変更した様々な条件下で失速突入過程を調査した.その結果,後段の負荷を増大させて後方より失速させた場合でも全段失速に至る予兆現象は初段前方に出現し,能動制御法が有効に機能することが期待された.また,二段目の負荷配分のみが極端に軽い場合には,二段目動翼のみが低流量域まで失速せず,系全体の不安定と重畳する形で,いわゆるモーダル波のような周方向に長いスケールを持つ不安定波動が観察された.今後の研究対象として非常に興味深い現象である.(2)に関しては,同心二重軸を持つ圧縮機-貯気タンク連結実験設備を完成させ,圧縮波の印加試験を実施した.背圧のステップ状上昇によって圧縮機翼列は急速に失速に突入し,過渡現象終了後に定常運転点に回復する過程を模擬することができた.また,旋回失速とサージングが共存して交互に発生する現象も確認され,圧縮機の安定性と過渡現象に関して重要な現象を幾つも見出すと共に,今後の研究課題を数多く提案することができた.本研究の成果は,引き続き,失速,サージング現象の実験研究に活用されることが期待できる

軸流圧縮機に発生する旋回失速を能動的に制御すると共に,失速に突入する非定常過程を把握するために,多段圧縮機を用いた実験的研究を展開した.主に,(1)多段圧縮機に発生する失速予兆現象の観測と形態把握,および(2)衝撃波管を圧縮機出口に接続して圧縮波を印加することで圧縮機系を瞬間的に失速させ,その非定常流れ場と失速突入・回復過程の実験的把握を行った.まず(1)に関しては,単段圧縮機の失速突入に関する従来の豊富な実験データと比して,多段機特有の現象をいくつか発見し,その構造と内部流れに及ぼす影響を調査した.動静翼列のスタッガ角を精度良く変更できる供試圧縮機の利点を活かし,各段翼列の負荷配分を変更した様々な条件下で失速突入過程を調査した.その結果,後段の負荷を増大させて後方より失速させた場合でも全段失速に至る予兆現象は初段前方に出現し,能動制御法が有効に機能することが期待された.また,二段目の負荷配分のみが極端に軽い場合には,二段目動翼のみが低流量域まで失速せず,系全体の不安定と重畳する形で,いわゆるモーダル波のような周方向に長いスケールを持つ不安定波動が観察された.今後の研究対象として非常に興味深い現象である.(2)に関しては,同心二重軸を持つ圧縮機-貯気タンク連結実験設備を完成させ,圧縮波の印加試験を実施した.背圧のステップ状上昇によって圧縮機翼列は急速に失速に突入し,過渡現象終了後に定常運転点に回復する過程を模擬することができた.また,旋回失速とサージングが共存して交互に発生する現象も確認され,圧縮機の安定性と過渡現象に関して重要な現象を幾つも見出すと共に,今後の研究課題を数多く提案することができた.本研究の成果は,引き続き,失速,サージング現象の実験研究に活用されることが期待できる

遠心型や軸流型の気体機械について,羽根車-回転軸系に現れる幾つかの非定常流体現象の中で,(1)軸受隙間流れ部に発生するTaylor渦の非定常挙動,(2)遠心圧縮機および送風機に発生する流体騒音とその音源領域分岐,(3)軸流型圧縮機の旋回失速パターンとセルの分岐現象,の3点に研究の焦点を絞り,数値的および実験的研究を行った.具体的な内容は以下の通りである.
(1)偏心率の大きい二重円筒間流れで発生するテイラー渦の非定常挙動を把握するため,3次元N-S方程式を用いた数値解析を実施した.本年度は,新たに移動座標系を採用することで中心軸が振れ回り運動する場合に対処できる計算コードを構築した.また,エネルギ式を連立して解くことにより,非定常温度場の把握が可能になり,粘性散逸によって発生した損失熱を効率的に冷却する試みについても数値的に検討した.さらに,数値解析結果の妥当性を検討する目的で,新たに実験装置を自主設計・製作して基本性能実験を行った.
(2)遠心機械の運転条件(回転数および流量)を種々に変化させた場合における騒音特性と騒音源の移動・分岐現象を調査するために,舌部近傍壁面での圧力変動と外部騒音圧との相関解析により,音源の定量的分布傾向を調査した.特に高次騒音成分の音源領域は,運転条件の変化に対して不規則な移動や分岐を示すことが明らかになった.また,この現象を詳細に把握することを目的として,従来から構築中であった数値解析モデルに代数乱流モデルを導入し,流れ構造のより詳細な調査を可能とした.
(3)軸流圧縮機の旋回失速現象に関しても,失速突入過程の詳細な実験を通して,複数のセル分岐パターンを把握することができた.本年度の特徴は翼列を3段まで拡張した点であり,従来の単段機では起り得なかった複雑な失速パターンを観察し,その予兆現象を捉えることで失速を能動的に制御する技術についても合わせて検討を行った.

遠心型や軸流型の気体機械について,羽根車-回転軸系に現れる幾つかの非定常流体現象の中で,(1)軸受隙間流れ部に発生するTaylor渦の非定常挙動,(2)遠心圧縮機および送風機に発生する流体騒音とその音源領域分岐,(3)軸流型圧縮機の旋回失速パターンとセルの分岐現象,の3点に研究の焦点を絞り,数値的および実験的研究を行った.具体的な内容は以下の通りである.(1)偏心率の大きい二重円筒間流れで発生するテイラー渦の非定常挙動を把握するため,3次元N-S方程式を用いた数値解析を実施した.本年度は,新たに移動座標系を採用することで中心軸が振れ回り運動する場合に対処できる計算コードを構築した.また,エネルギ式を連立して解くことにより,非定常温度場の把握が可能になり,粘性散逸によって発生した損失熱を効率的に冷却する試みについても数値的に検討した.さらに,数値解析結果の妥当性を検討する目的で,新たに実験装置を自主設計・製作して基本性能実験を行った.(2)遠心機械の運転条件(回転数および流量)を種々に変化させた場合における騒音特性と騒音源の移動・分岐現象を調査するために,舌部近傍壁面での圧力変動と外部騒音圧との相関解析により,音源の定量的分布傾向を調査した.特に高次騒音成分の音源領域は,運転条件の変化に対して不規則な移動や分岐を示すことが明らかになった.また,この現象を詳細に把握することを目的として,従来から構築中であった数値解析モデルに代数乱流モデルを導入し,流れ構造のより詳細な調査を可能とした.(3)軸流圧縮機の旋回失速現象に関しても,失速突入過程の詳細な実験を通して,複数のセル分岐パターンを把握することができた.本年度の特徴は翼列を3段まで拡張した点であり,従来の単段機では起り得なかった複雑な失速パターンを観察し,その予兆現象を捉えることで失速を能動的に制御する技術についても合わせて検討を行った

一般産業用として広く使用されている遠心送風機を対象に,その発生騒音を評価・低減化する有効な手法を提案することを指向して,3年にわたる研究期間内に以下のような実験的・理論的研究を行った.遠心送風機発生騒音の中で特に顕著な分離成分として全体の騒音特性を支配する翼通過周波数(BPF)成分に着目し,音源と考えられる渦形室壁面上の圧力変動と遠距離場での発生騒音との間に相関解析を施すことで,双極子音源の理論に基づいて有効音源領域の調査を実施した.この結果,BPF1次成分の音源領域は舌部頂点近傍にほぼ限定できるのに対し,高次成分の音源領域はやや下流側に分かれて存在していることが明らかとなった.この特性を利用して,二種類に分けた有効音源領域に対して,積層型圧電素子を用いて壁面を直接加振する能動音源制御を実施した.この制御法は特に,BPF高次成分に対しては極めて有効であり,高次成分の音圧レベルを15dB以上も減衰させ,顕著な分離成分を広帯域成分に埋没させる程度に消音することが可能となった.しかし,BPF基本成分に対しては有効性が低回転数運転域のみに限定されるという欠点を持つことがわかった.これは,高回転数運転状態では音源となる渦形室壁面上の圧力変動レベルが十分に大きいため,圧電素子の振動加速度では不十分なためであることがわかった.そこで,提案した能動制御法と,送風機の幾何形状を変化させる受動制御法を組みあわせることで,特定周波数の騒音成分だけではなく,系全体の騒音圧レベルも低減できる新たな送風機騒音の低減化法を提案した.BPF基本成分に適用する受動制御法は,音源特性ではなく騒音の伝播特性を利用することで,騒音の伝播経路で音圧の低下を期待するものである.BPF基本成分は,音源波長によって選択される個数の翼間通路と吸込管路を伝播経路とし,吸込口で放射インピーダンスを考慮した波動モデルによって実用上十分な精度で推定することが可能である.伝播系の周波数応答が極小値を示す周波数に翼通過周波数を一致させることで,音源特性や流体性能に影響を与えることなく,BPF基本成分の音圧レベルを最大20dBも減衰させることができた.圧電素子を用いた能動音源制御と,伝播系の特性を利用した受動騒音制御を組みあわせた本方法は,いかなる対象の騒音に対しても有効であり,新しい騒音評価法・低減化法の提案になるものである

一般産業用として広く使用されている遠心送風機を対象に,その発生騒音を評価・低減化する有効な手法を提案することを指向して,3年にわたる研究期間内に以下のような実験的・理論的研究を行った.
遠心送風機発生騒音の中で特に顕著な分離成分として全体の騒音特性を支配する翼通過周波数(BPF)成分に着目し,音源と考えられる渦形室壁面上の圧力変動と遠距離場での発生騒音との間に相関解析を施すことで,双極子音源の理論に基づいて有効音源領域の調査を実施した.この結果,BPF1次成分の音源領域は舌部頂点近傍にほぼ限定できるのに対し,高次成分の音源領域はやや下流側に分かれて存在していることが明らかとなった.この特性を利用して,二種類に分けた有効音源領域に対して,積層型圧電素子を用いて壁面を直接加振する能動音源制御を実施した.この制御法は特に,BPF高次成分に対しては極めて有効であり,高次成分の音圧レベルを15dB以上も減衰させ,顕著な分離成分を広帯域成分に埋没させる程度に消音することが可能となった.しかし,BPF基本成分に対しては有効性が低回転数運転域のみに限定されるという欠点を持つことがわかった.これは,高回転数運転状態では音源となる渦形室壁面上の圧力変動レベルが十分に大きいため,圧電素子の振動加速度では不十分なためであることがわかった.そこで,提案した能動制御法と,送風機の幾何形状を変化させる受動制御法を組みあわせることで,特定周波数の騒音成分だけではなく,系全体の騒音圧レベルも低減できる新たな送風機騒音の低減化法を提案した.BPF基本成分に適用する受動制御法は,音源特性ではなく騒音の伝播特性を利用することで,騒音の伝播経路で音圧の低下を期待するものである.BPF基本成分は,音源波長によって選択される個数の翼間通路と吸込管路を伝播経路とし,吸込口で放射インピーダンスを考慮した波動モデルによって実用上十分な精度で推定することが可能である.伝播系の周波数応答が極小値を示す周波数に翼通過周波数を一致させることで,音源特性や流体性能に影響を与えることなく,BPF基本成分の音圧レベルを最大20dBも減衰させることができた.
圧電素子を用いた能動音源制御と,伝播系の特性を利用した受動騒音制御を組みあわせた本方法は,いかなる対象の騒音に対しても有効であり,新しい騒音評価法・低減化法の提案になるものである.

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.

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.

航空エンジン等ガスタービンの高性能化に対し,主要構成要素である圧縮機の安定運転範囲を拡大して旋回失速突入を抑制し,あるいは速やかな失速離脱の技術を開発することは,主要な課題の一つである.
本研究の目的は,軸流圧縮機による実験と2次元圧縮性ナビエ・ストークス方程式の数値解析の両面から,旋回失速と不安定現象のメカニズムを把握し,有効な制御の基礎を見いだすことである.従来多くの研究がなされているが,遷音速域にまで及ぶ現象把握は十分ではない.
数値解析では,動翼列と静翼列の相対運動が誘起する非定常流れ場の諸相を明かにした.十分に多い翼枚数を扱い,正常から失速に至る流量範囲と,遷音速に及ぶ速度範囲で,圧縮機全特性をシミュレートしたもので,独創的な数値実験といえる.動翼マッハ数が0.3程度の低速では実験により,遷音速では企業設置機械の特性と比較し,このシミュレーションの信頼性と有る程度の実用性を確認した.
旋回失速の構造について,流入流れが翼列の一部に発生する高圧澱み域に衝突して形成する双子渦構造を提示した.この翼列内伝播速度と誘起される逆流速度は,開発した熱薄膜プローブによる実測結果とも良く一致する.遷音速域では,衝撃波の存在によりかなり異なった形態をとる.2次元での結果であるが,この渦系に焦点を絞って力学モデルを確立し,小規模な数値解析により3次元構造を評価し得る見通しを得た.
失速に至る不安定構造として,ある翼の後縁で正圧面流れが負圧面に回り込むような高負荷状態で,翼端渦がこれを促進し,圧縮機入口の非一様流れが同期することを予見した.失速遅延法については,現在,安定流量範囲が15%程度改善される結果を得ている.
以上,種々の知見と共に、新たな具体的課題と方法を得ることができた.平成7年度日本ガスタービン学会賞の受賞を付記しておく.

航空エンジン等ガスタービンの高性能化に対し,主要構成要素である圧縮機の安定運転範囲を拡大して旋回失速突入を抑制し,あるいは速やかな失速離脱の技術を開発することは,主要な課題の一つである.
本研究の目的は,軸流圧縮機による実験と2次元圧縮性ナビエ・ストークス方程式の数値解析の両面から,旋回失速と不安定現象のメカニズムを把握し,有効な制御の基礎を見いだすことである.従来多くの研究がなされているが,遷音速域にまで及ぶ現象把握は十分ではない.
数値解析では,動翼列と静翼列の相対運動が誘起する非定常流れ場の諸相を明かにした.十分に多い翼枚数を扱い,正常から失速に至る流量範囲と,遷音速に及ぶ速度範囲で,圧縮機全特性をシミュレートしたもので,独創的な数値実験といえる.動翼マッハ数が0.3程度の低速では実験により,遷音速では企業設置機械の特性と比較し,このシミュレーションの信頼性と有る程度の実用性を確認した.
旋回失速の構造について,流入流れが翼列の一部に発生する高圧澱み域に衝突して形成する双子渦構造を提示した.この翼列内伝播速度と誘起される逆流速度は,開発した熱薄膜プローブによる実測結果とも良く一致する.遷音速域では,衝撃波の存在によりかなり異なった形態をとる.2次元での結果であるが,この渦系に焦点を絞って力学モデルを確立し,小規模な数値解析により3次元構造を評価し得る見通しを得た.
失速に至る不安定構造として,ある翼の後縁で正圧面流れが負圧面に回り込むような高負荷状態で,翼端渦がこれを促進し,圧縮機入口の非一様流れが同期することを予見した.失速遅延法については,現在,安定流量範囲が15%程度改善される結果を得ている.
以上,種々の知見と共に、新たな具体的課題と方法を得ることができた.平成7年度日本ガスタービン学会賞の受賞を付記しておく.

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。