Tosupportthepropositionthatthenewno

Tosupportthepropositionthatthenewnoisecomponentistheresultofindirectcombustionnoise,wewouldfirstlike
to demonstratebynumericalsimulationthatthepassageofhotandcoldspotsthroughamilitary-stylenozzle(see Fig. 35)
would lead to the generation and radiation of indirect combustion noise. This is the best we can do for now as no
experimentally measured flow and temperature data of the F-22A jets have been published. Since the geometry and
operating conditions of military engines are classified information, we will use a model configuration, a static temperature,
and a static pressure inside the afterburner, based on the best information available. To simplify the problem, we will
assume that the nozzle flow is quasi-one-dimensional. The size and spectrum of hot spots/entropy waves coming out of the afterburner of an F-22 aircraft are unknown and might not have even been measured. For this reason, we will consider two simulations. The first simulation has a single hot spot or an entropy wave pulse entering the upstream end of the computational domain as input.This simulation allows us to demonstrate that the indirect combustion noise generated
consists both fast and slow acoustic waves. The second simulation uses a temperature wave train at a specified frequency as input.These simulations explore the effects of unsteady entropy wave input on indirect combustion noise generation.

ผลลัพธ์ (ไทย) 1:

Tosupportthepropositionthatthenewnoisecomponentistheresultofindirectcombustionnoise, wewouldfirstlikeการ demonstratebynumericalsimulationthatthepassageofhotandcoldspotsthroughamilitary-stylenozzle(see Fig. 35)จะนำไปสู่การสร้างและรังสีเสียงเผาไหม้ทางอ้อม นี่ดีสุดที่เราสามารถทำให้ตอนนี้เป็นไม่มีมีการจัดข้อมูลทดลองวัดอัตราการไหลและอุณหภูมิของ jets F 22A ตั้งแต่รูปทรงเรขาคณิต และสภาพการใช้งานของเครื่องยนต์ทหารข้อมูลลับ เราจะใช้การกำหนดค่ารูปแบบ อุณหภูมิคงที่และแรงดันไฟฟ้าสถิตภายใน afterburner ตามข้อมูลที่ดีที่สุดพร้อมใช้งาน เพื่อทำให้ปัญหา เราจะสมมติว่ากระแสหัวฉีด quasi-one-dimensional ขนาดและสเปกตรัมของคลื่นจุด ร้อน/entropy มาจาก afterburner ของเครื่องบิน F-22 เป็นที่รู้จัก และอาจไม่มีแม้จะมีการวัด ด้วยเหตุนี้ เราจะพิจารณาจำลองสอง การจำลองครั้งแรกมีจุดเดียวหรือมีชีพจรคลื่น entropy ป้อนโดเมนคำนวณสิ้น upstream เป็นอินพุต จำลองนี้ให้เราได้แสดงให้เห็นว่า เสียงเผาไหม้ทางอ้อมที่สร้างขึ้นประกอบด้วยคลื่นเสียงความรวดเร็ว และช้า การจำลองสองใช้รถไฟอุณหภูมิคลื่นที่ความถี่ที่ระบุเป็นการป้อนข้อมูล สถานการณ์จำลองเหล่านี้สำรวจผลของ entropy ถ้าคลื่นอินพุตบนรุ่นเสียงเผาไหม้ทางอ้อม

ผลลัพธ์ (ไทย) 2:

Tosupportthepropositionthatthenewnoisecomponentistheresultofindirectcombustionnoise, wewouldfirstlike
เพื่อ demonstratebynumericalsimulationthatthepassageofhotandcoldspotsthroughamilitary-stylenozzle (ดูรูปที่. 35)
จะนำไปสู่การสร้างและการฉายรังสีการเผาไหม้ของเสียงทางอ้อม นี่คือสิ่งที่ดีที่สุดที่เราสามารถทำได้ในตอนนี้ที่ไม่มีการ
วัดการไหลของการทดลองและอุณหภูมิข้อมูลของเครื่องบินไอพ่น F-22A ได้รับการตีพิมพ์ ตั้งแต่รูปทรงเรขาคณิตและ
สภาวะของการปฏิบัติการทางทหารของเครื่องยนต์จะถูกจัดประเภทข้อมูลที่เราจะใช้การตั้งค่ารูปแบบอุณหภูมิคงที่
และความดันคงที่ภายในคาร์บอนบนพื้นฐานของข้อมูลที่ดีที่สุดที่มีอยู่ เพื่อให้ง่ายต่อปัญหาที่เกิดขึ้นเราจะ
คิดว่าการไหลของหัวฉีดเป็นกึ่งหนึ่งมิติ ขนาดและสเปกตรัมของจุดร้อน / คลื่นเอนโทรปีจากคาร์บอนเพื่อลดมลพิษของ F-22 เครื่องบินมาเป็นที่รู้จักและอาจจะไม่ได้รับแม้กระทั่งวัด ด้วยเหตุนี้เราจะพิจารณาการจำลองสอง การจำลองครั้งแรกมีจุดร้อนเดียวหรือคลื่นพัลส์เอนโทรปีเข้าสู่ปลายต้นน้ำของโดเมนคอมพิวเตอร์จำลอง input.This ช่วยให้เราสามารถแสดงให้เห็นว่าการเผาไหม้เสียงทางอ้อมที่สร้าง
ประกอบด้วยทั้งเร็วและช้าคลื่นอะคูสติก การจำลองที่สองใช้รถไฟคลื่นอุณหภูมิที่ความถี่ที่ระบุเป็นแบบจำลอง input.These สำรวจผลกระทบของการป้อนข้อมูลคลื่นสั่นคลอนเอนโทรปีในการสร้างเสียงรบกวนการเผาไหม้ทางอ้อม

ผลลัพธ์ (ไทย) 3:

tosupportthepropositionthatthenewnoisecomponentistheresultofindirectcombustionnoise wewouldfirstlike ,เพื่อ demonstratebynumericalsimulationthatthepassageofhotandcoldspotsthroughamilitary stylenozzle ( ดูรูปที่ 35 )จะนำไปสู่การสร้างระบบเสียงการเผาไหม้ทางอ้อม นี่เป็นสิ่งที่ดีที่สุดที่เราสามารถทำตอนนี้เป็นไม่มีการทดลองวัดการไหลและข้อมูลอุณหภูมิของ f-22a เครื่องบินได้รับการตีพิมพ์ เนื่องจากทางเรขาคณิตสภาวะของเครื่องยนต์ ทหารจะจัดข้อมูล เราจะใช้ค่าแบบอุณหภูมิคงที่และความดันคงที่ภายใน afterburner , ตามข้อมูลที่ดีที่สุดที่มีอยู่ เพื่อลดความซับซ้อนของปัญหา เรา จะสมมติว่า หัวฉีดไหลกึ่งหนึ่งมิติ ขนาดและความถี่ของจุดร้อน / เอนโทรปีคลื่นออกมาจากตัวเร่งของเครื่องบิน F-22 จะไม่รู้จัก และไม่อาจจะถูกวัด สำหรับเหตุผลนี้ เราต้องพิจารณาสองจำลอง . แบบจำลองแรกมีจุดเดียวหรือมีเอนโทรปีคลื่นชีพจรเข้าปลายต้นน้ำของโดเมนคอมพิวเตอร์เข้า การจำลองนี้จะช่วยให้เราสามารถแสดงให้เห็นว่าอ้อมการเผาไหม้เสียงที่สร้างขึ้นมีทั้งเร็วและช้า เสียงคลื่น แบบจำลองที่สองใช้คลื่นความถี่ อุณหภูมิ รถไฟที่ระบุเป็นข้อมูล แบบจำลองเหล่านี้สำรวจผลของคลื่นแบบไม่ใส่ในการเผาไหม้เสียงเอนโทรปีโดยรุ่น