2. UnsteadinessAs noted earlier, in

2. Unsteadiness
As noted earlier, in this context, the term unsteadiness refers to frequencies of relatively high amplitudes in bands which are an order of magnitude or more lower than those associated with fine-scale turbulence in the incoming boundary layer. The problem of unsteadiness, in both nominally 2-D and 3-D circumstances, has been the focus of experimental studies at speeds ranging from transonic to hypersonic over the course of several decades – see e.g., Refs. [1] and [33] for early descriptions – and key results from those and subsequent efforts are summarized in the reviews of Refs. [7] and [10].

Since the publication of Ref. [10], sustained synergistic computational and experimental efforts have been conducted on the study of nominally 2-D situations, including both the ramp and impinging shock flows. Fig. 3(a) shows a schematic of the overall expected mean flow features of a separated impinging shock configuration. Inside the boundary layer, the shock typically bends as it encounters lower Mach numbers and ultimately breaks up into a compression fan [34] and a reflected shock develops as shown. For a given boundary layer, if the shock is strong enough, separation occurs. The compression corner flow shown in Fig. 3(b) has a single major shock associated with the ramp. However, the dynamics in terms of unsteadiness and separation is generally similar to the impinging shock (see Ref. [4] for a discussion on the differences between the two types of interactions). The length of the separation region, Lsep, and the incoming boundary layer thickness are the two larger length scales in the flow. Fig. 3(c) and (d) shows SBLI in canonical axisymmetric situations. The former is taken from Ref. [35] on the HIFiRE-1 configuration discussed in more detail below. The flow represents the counterpart of the 2-D compression ramp, with similar topological features, except for the addition of a shoulder, which is necessary in practical situations. Frame (d), taken from Ref. [36] is the laminar Mach 9 flow past the double-cone 25–55° configuration measured by Holden et al. [37] and [38]. The flow structure for this particular case has been couched in Ref. [36] in terms of a Type V interaction of Edney [39]. Briefly, the two cones yield individual shocks linked at two triple points with a connector shock. A shear layer emanates from the aft triple point, effectively separating the subsonic flow from the near-wall supersonic jet. The viscous interaction associated with the reattachment shock is similar to that described for transonic interactions [40]. Comments on turbulence in such flows are deferred to Section 3.

ผลลัพธ์ (ไทย) 1:

2. ยกตามที่ระบุไว้ก่อนหน้านี้ ในบริบทนี้ ยกระยะหมายถึงความถี่ช่วงค่อนข้างสูงในวงดนตรีซึ่งเป็นความ หรือมากกว่าผู้เกี่ยวข้องกับการปรับขนาดเหตุการณ์ความวุ่นวายในชั้นขอบเขตเข้ามา ปัญหาความเห็น ในกรณีที่ตุลาการ 2 มิติ และ 3 มิติ ได้รับความสนใจศึกษาทดลองที่ความเร็วตั้งแต่ transonic hypersonic ช่วงหลายทศวรรษ – ดู Refs [1] และ [33] สำหรับ อธิบาย – และผลลัพธ์ที่สำคัญจาก และต่อมาความพยายามสรุปในความคิดเห็นของ Refs [7] และ [10]ตั้งแต่การพิมพ์ของรหัส [10], ได้รับการดำเนินอย่างยั่งยืนเสริมฤทธิ์กันคำนวณ และทดลองความพยายามในการศึกษาสถานการณ์ตุลาการ 2 D รวมทั้งทางลาด และ impinging ช็อกกระแส รูปแสดง 3(a) ที่ schematic ของโดยรวมคาดว่ากระแสหมายถึงคุณสมบัติของการกำหนดค่าการกระแทก impinging แยก ภายในชั้นขอบเขต โช๊คปกติโค้งมันเจอเลข Mach ต่ำ และในที่สุด แบ่งเป็นอัดพัดลม [34] และช็อตที่สะท้อนการพัฒนาดังที่ สำหรับชั้นขอบเขตที่ระบุ ถ้าโช๊คแข็งแกร่ง การแยกเกิดขึ้น การบีบอัดมุมไหลแสดงในรูป 3(b) มีช็อตสำคัญเดียวที่เกี่ยวข้องกับทางลาด การเปลี่ยนแปลงในแง่ของการยกและแยกก็ตามโดยทั่วไปคล้ายกับการ impinging ช็อต (ดูรหัส [4] สำหรับการสนทนาเกี่ยวกับความแตกต่างระหว่างสองชนิดของการโต้ตอบ) ความยาวของภูมิภาคแยก Lsep และความหนาของชั้นขอบเขตเข้ามาเป็นเครื่องชั่งยาวใหญ่สองในกระแส รูป 3(c) และ (d) แสดง SBLI ในสถานการณ์มาตรฐาน axisymmetric เดิมนำมาจากรหัส [35] ตามการกำหนดค่า HIFiRE-1 ที่กล่าวถึงในรายละเอียดด้านล่าง การไหลแสดงถึงคู่สัญญาของทางลาดบีบ 2 D มีคล้าย topological ยกเว้นการเพิ่มของไหล่ ซึ่งจำเป็นในสถานการณ์จริง กรอบรูป (d), มาจากรหัส [36] เป็น laminar Mach 9 flow อดีตคู่กรวยฟิก 25-55 องศาวัดโดยโฮลเดน et al. [37] [38] โครงสร้างกระแสสำหรับกรณีนี้ได้รับ couched ในรหัส [36] ในแง่ของการโต้ตอบชนิด V ของ Edney [39] สั้น ๆ กรวยสองผลแรงกระแทกแต่ละลิงค์ที่สองสามจุดกับช็อตขั้ว ชั้นเฉือนมาจากท้ายสามจุด แยกไหลฟิลเตอร์จากเจ็ทเหนือใกล้ผนังได้อย่างมีประสิทธิภาพ การโต้ตอบที่มีความหนืดที่เกี่ยวข้องกับช็อก reattachment จะคล้ายกับที่อธิบายไว้สำหรับการโต้ตอบ transonic [40] ความคิดเห็นเกี่ยวกับเหตุการณ์ความวุ่นวายในกระแสดังกล่าวถูกเลื่อนออกไปส่วนที่ 3

ผลลัพธ์ (ไทย) 2:

2. ความไม่แน่นอน
ดังที่ระบุไว้ก่อนหน้านี้ในบริบทนี้ไม่แน่นอนหมายถึงความถี่ของช่วงกว้างของคลื่นที่ค่อนข้างสูงในวงดนตรีที่มีลำดับความสำคัญหรือมากกว่าต่ำกว่าผู้ที่เกี่ยวข้องกับความวุ่นวายปรับขนาดในชั้นขอบเขตที่เข้ามา ปัญหาที่เกิดจากความไม่แน่นอนทั้งในสถานการณ์นาม 2 มิติและ 3 มิติได้รับความสนใจจากการศึกษาทดลองที่ความเร็วตั้งแต่ transonic เพื่อความเร็วในช่วงหลายทศวรรษที่ผ่านมา - เห็นเช่น Refs [1] และ [33] สำหรับรายละเอียดในช่วงต้น - และผลที่สำคัญจากเหล่านั้นและความพยายามที่ตามมาได้สรุปไว้ในความคิดเห็นของ Refs [7] และ [10]

นับตั้งแต่การประกาศของโทษ [10] อย่างยั่งยืนการทำงานร่วมกันมีความพยายามในการคำนวณและการทดลองได้รับการดำเนินการเกี่ยวกับการศึกษาของนาม 2-D สถานการณ์รวมทั้งทางลาดและกระทบกระแสช็อต มะเดื่อ. 3 (ก) แสดงแผนผังของคาดว่าโดยรวมคุณสมบัติการไหลเฉลี่ยของการกำหนดค่าช็อตแยกกระทบ ภายในบริเวณชั้นช็อตมักจะโค้งเป็นพบหมายเลข Mach ลดลงและในที่สุดแบ่งออกเป็นแฟนบีบอัด [34] และช็อตที่สะท้อนให้เห็นถึงการพัฒนาที่แสดง สำหรับชั้นขอบเขตที่กำหนดถ้าช็อตที่มีความแข็งแรงพอแยกเกิดขึ้น การไหลของมุมการบีบอัดที่แสดงในรูป 3 (ข) มีช็อตสำคัญเดียวที่เกี่ยวข้องกับทางลาด อย่างไรก็ตามการเปลี่ยนแปลงในแง่ของความไม่แน่นอนและการแยกโดยทั่วไปคล้ายกับช็อกกระทบ (ดู Ref. [4] สำหรับการอภิปรายเกี่ยวกับความแตกต่างระหว่างทั้งสองประเภทของการมีปฏิสัมพันธ์ที่) ความยาวของภูมิภาคแยก Lsep และความหนาของชั้นเขตแดนเข้ามาเป็นสองขนาดใหญ่เครื่องชั่งน้ำหนักความยาวในการไหล มะเดื่อ. 3 (ค) และ (ง) แสดงให้เห็นว่าในสถานการณ์ SBLI axisymmetric ที่ยอมรับ อดีตจะนำมาจากการอ้างอิง [35] ในการกำหนดค่า HIFiRE-1 กล่าวถึงในรายละเอียดด้านล่าง การไหลหมายถึงคู่ของการบีบอัดลาด 2 มิติที่มีคุณสมบัติคล้ายทอพอโลยียกเว้นนอกเหนือจากไหล่ซึ่งเป็นสิ่งที่จำเป็นในสถานการณ์จริง กรอบ (ง) ที่นำมาจาก Ref [36] เป็นราบเรียบ Mach 9 ไหลที่ผ่านมาคู่กรวยกำหนดค่า 25-55 °วัดจากโฮลเดน, et al [37] และ [38] โครงสร้างการไหลสำหรับกรณีนี้โดยเฉพาะอย่างยิ่งได้รับสำนวนในการอ้างอิง [36] ในแง่ของการปฏิสัมพันธ์ V ประเภทของ Edney [39] สั้น ๆ สองกรวยผลผลิตแรงกระแทกของแต่ละบุคคลที่เชื่อมโยงสองจุดสามกับช็อตที่เชื่อมต่อ ชั้นเฉือนเล็ดลอดออกมาจากจุดที่สามท้ายเรือได้อย่างมีประสิทธิภาพแยกไหลเปรี้ยงปร้างใกล้ผนังเครื่องบินความเร็วเหนือเสียง การทำงานร่วมกันที่มีความหนืดที่เกี่ยวข้องกับการช็อต reattachment จะคล้ายกับที่อธิบายไว้สำหรับการโต้ตอบ transonic [40] ความคิดเห็นเกี่ยวกับความวุ่นวายของกระแสดังกล่าวจะรอการตัดบัญชีตามมาตรา 3