Intermittency of a transitional airfoil flow with laminar separation bubble solved by the lattice-Boltzmann method
本研究用格子玻尔兹曼方法直接数值模拟NACA0012翼型过渡流动，揭示层流分离泡引起的间歇性涡脱落及噪声频谱调制，为叶片降噪提供新见解。
2024-11-07 physics.flu-dyn
Resolvent analysis of compressible laminar and turbulent cavity flows
目前的工作表明，使用预解式分析，以获得物理见解的开放腔流。预解式分析确定了对谐波强迫的流量响应，给出了稳定的基本状态，根据响应和强迫模式以及放大增益。的响应和强迫模式揭示了与此放大过程相关的空间结构。在这项研究中，我们进行解析分析层流和湍流超过一个矩形空腔的长度与深度比$L/D=6$在自由流马赫数为$M_\infty=0.6$在展向周期设置。基于基态的主导不稳定性，在预解式分析中引入折扣参数，考察了有限时间窗内的谐波特性。我们首先揭示了基本的流动物理和解释的结果从层流在$Re_D = 502$。这些结果从层流扩展到一个更实际的空腔流动的例子在一个更高的雷诺数$Re_D = 10^4$。层流和湍流空腔流的响应模式和强迫模式的特征与层流分析的空间结构相似。我们进一步发现，在流动响应中的能量的大放大与高频率的湍流，而流动是更响应于低频激励的层流的情况下。这些研究结果从预解式分析提供了有价值的见解，流动控制研究方面的参数选择和放置的致动器和传感器。
2019-09-13 physics.flu-dyn
A tale of two airfoils: resolvent-based modelling of an oscillator vs. an amplifier from an experimental mean
采用预解式分析和粒子图像测速仪获得的有限实验测量数据，对雷诺数为10250、迎角为α = 0（A0）和α = 10（A10）的NACA 0018翼型绕流进行了模拟。实验平均速度剖面的数据同化，使它们是不可压缩的雷诺应力项，这是来自实验数据的雷诺平均纳维-斯托克斯方程的解决方案。频谱适当的正交分解（SPOD）的速度波动和非线性强迫发现低秩行为的脱落频率和高次谐波的A0的情况下。在A10的情况下，低秩行为观察到的速度波动在两个频带的频率。解析分析的数据同化的手段，确定低秩行为仅在附近的脱落频率为A0和没有其谐波。另一方面，A10情况下的预解算子确定了两个线性机制，其频率与SPOD确定的频率密切匹配。它还表明，第二个线性机制，对应于剪切层中的Kelvin-Helmholtz不稳定性，不能仅仅通过考虑作为平均流的时间平均的实验测量，由于实验数据丢失的事实，在前缘附近识别。A0的情况下被归类为振荡器的流动是围绕一个固有的不稳定性，而A10的情况下，表现得像一个放大器，其强迫是非结构化的。对于这两种情况下，预解模式类似于那些从SPOD时，运营商是低秩。为了模拟高次谐波，这是不是这样的情况下，我们添加寄生预解模式，而不是经典的预解模式是最放大的，通过近似的非线性强迫有限的三元相互作用的已知预解模式。
2019-04-23 physics.flu-dyn
Aerodynamic Control of Laminar Separation on a Wall-Bounded Airfoil at Transitional Reynolds Numbers
本研究通过风洞实验发现，在过渡雷诺数下，以恒定重标度斯特劳哈尔数0.027的局部声学激励可有效控制壁面受限翼型的层流分离状态切换，并据此提出主动与被动反馈控制策略。
2025-04-21 physics.flu-dyn
Switch of tonal noise generation mechanisms in airfoil transitional flows
对NACA 0012翼型在迎角为${α= 3}$ °时产生的音调噪声进行了大涡模拟研究。自由飞行马赫数为${M_{\infty} = 0.3}$。分析了跨越${0.5 \times 10^5 \le Re \le 4 \times 10^5}$的不同雷诺数。结果表明，负责噪声产生的流型出现从不同的层流分离气泡，包括一个观察到的翼型吸力面和另一个附近的后缘，在压力侧。对于较低的雷诺数，吸力面上的间歇性涡流动力学导致相干结构或湍流包向后缘平流。这种流动动力学也影响压力侧的分离气泡，其变得间歇性。尽管不规则的层流湍流过渡的发生，噪声频谱描绘了一个主音与多个等距的副音。增加雷诺数会导致吸力侧出现永久性湍流状态，从而降低相干性水平，导致仅观察到小尺度湍流涡流。此外，吸力面的层流分离泡几乎消失，而压力面的层流分离泡变得更加明显和持久。因此，主要的噪声产生机制成为沿尾流的旋涡脱落。
2022-08-07 physics.flu-dyn
Improved Analytical/Statistical Modelling of the Shock Wave-Laminar Boundary Layer Around a Thin Airfoil Standard Atmosphere Case
本文工作的目的是发展一种改进的和更精确的分析模型，模拟在标准大气中低迎角下薄翼型周围的定常无旋层流激波-边界层干扰。本研究采用我们的研究团队以前处理的问题的渐近建模，并通过整合经验参数m来改进分析解决过程。然后，将我们的分析模型与在AF 300超声速风洞中的实验结果进行了对比。最后，在ANSYS Fluent R13中进行CFD数值模拟以验证我们的模型，随后在SPSS中进行统计研究，考虑分析和数值结果，以建立每个翼型的m取决于上游马赫数的精确解析表达式。我们的改进模型和以前的模型的实验和分析对抗显示出有希望的结果，并大大减少了我们以前的研究中获得的近似误差。
2022-12-21 physics.data-an physics.flu-dyn
Direct numerical simulation of cambered airfoil aerodynamics at Re = 20,000
本文采用高阶直接数值模拟方法，对NACA 65（1）-412翼型在Re = 20，000、攻角为0° ~ 10°时的流动拓扑进行了全面而详细的研究。它表明，不稳定性分叉的流动，并导致它改变在一个临界角的攻击从层流分离没有再附着在一个层流分离气泡在后缘的气泡在前缘。流态的转变受后缘压力侧边界层的卡门涡脱落、吸力侧分离剪切层内的Kelvin-Helmholtz不稳定性以及涡核内椭圆流和随后卡门涡之间剪切层内双曲线流的三维不稳定性控制。随着吸力面剪切层的过渡和重新附着，二维和三维不稳定性的相互作用导致三维管状结构和大尺度湍流喷流。层流分离泡的形成和移动定义了翼型后面几个弦长处的远尾流拓扑结构，并伴随着升力的突然增加和阻力的减小，这突出了低雷诺数翼型空气动力学的敏感性。升力和阻力极直接数值模拟，风洞实验，简化的数值程序，其中不正确的预测的力系数是由于未能正确建模的低压区在后缘，这是由时间相关的卡门涡的产生所造成的。
2021-08-10 physics.flu-dyn
Resolvent Analysis of laminar and turbulent duct flows
这项工作适用于不可压缩流通过矩形管道的预解式分析，以确定主导的线性能量放大机制存在于这样的流量。特别是，我们制定的预解算子线性化的纳维-斯托克斯方程的二维基/平均流。层流基流只有非零的流向速度分量，而紊流情况则表现出二次平均流（普朗特第二类二次流）。一个奇异值分解的预解算子允许识别对应于最大能量放大的结构，为指定的流向波数和时间频率。预解式分析已经富有成效的展向均匀性的壁有界流动的分析，在这里，我们的目标是探索如何这样的方法和研究结果可以扩展到有限展向范围的空间域中的流动。我们调查线性能量放大机制（特别是响应谐波强迫）的大小和结构的变化的纵横比（定义为管道宽度除以其高度）之间的变化（一个正方形管道）和10。我们还研究了二次流对线性能量放大机制的影响，发现在不同的制度，它可以增强或抑制放大。我们进一步研究了二次流如何改变强迫和响应模式的形状，导致最大的线性能量放大。
2022-05-26 physics.flu-dyn
Biglobal resolvent analysis of separated flow over a NACA0012 airfoil
University of California, Los Angeles（加州大学洛杉矶分校）；Rensselaer Polytechnic Institute（伦斯勒理工学院）；Israel Institute of Technology（以色列理工学院）
研究了不同雷诺数下NACA0012翼型分离流的动力学机制，揭示了响应模式随频率变化的特征。
2025-01-08 physics.flu-dyn
Recurrent Neural Network for End-to-End Modeling of Laminar-Turbulent Transition
层流-湍流转捩的准确预测是多流态气动设计计算流体动力学模拟的关键。传统的过渡预测方法不能很容易地扩展到流动配置的过渡过程取决于一个大的参数集。相比之下，神经网络方法允许考虑更高维的输入特征，而不会损害传统数据驱动模型的效率和准确性。早期提出的神经网络方法遵循在宽频率范围内预测不稳定性增长率的繁琐方法，然后对其进行处理以获得N因子包络，然后基于相关的N因子获得过渡位置。本文提出了一种基于循环神经网络的端到端转捩模型，该模型通过对二维翼型表面的平均边界层廓线进行序列处理，直接预测二维翼型的N因子包络线和转捩位置。建议的过渡模型已经开发和评估使用的大型数据库的53个翼型在广泛的弦雷诺数和攻角。本文提出的序列到序列转换模型提供了一种比早期神经网络方法更直接的方法来准确预测过渡位置，早期神经网络方法预测沿翼型的固定位置处的单个不稳定模式的局部放大率。在各种应用中遇到的翼型的大范围导致额外的困难。因此，我们提供了从大量可用数据中选择训练数据集的进一步见解。
2021-06-15 physics.flu-dyn
Low-Reynolds-number aerodynamic characteristics of airfoils with piezocomposite trailing control surfaces
变形机翼是一种新型的无人机主动控制技术，它由固定前缘段和压电复合材料后缘控制面组成。然而，这种混合翼型布局的尾流动力学和气动性能还没有得到彻底的研究。本文对固定雷诺数为1000时，由NACA 0012前缘段和压电复合材料后缘控制面组成的混合翼型的二维绕流进行了直接数值模拟。本文研究了大迎角范围内后缘操纵面长度和弯度对层流气动特性的影响。结果表明，翼型后的流动表现出不同的特点，包括定常流动，周期性涡脱落，准周期性涡脱落不同的配置。与标称NACA 0012翼型相比，这些尾流状态之间的转换发生在略小的攻角处。当阻力系数在固定的迎角下保持彼此接近时，混合翼型的升力系数受到后缘控制表面的长度和弯度的积极影响。升力产生的机制进行了检查，表面压力分布和力元分析。结果表明，随着后缘操纵面弯度的增加，翼型吸力面和压力面的流动都以有利的方式得到改善，从而提高升力。增加长度比只会显著改变压力侧后段附近的流动。本文的结果提供了一个层流气动特性的混合翼型与拖尾控制表面，并可能有助于下一代小型无人机的控制技术的设计。
2021-09-21 physics.flu-dyn
Quantification of Reynolds-averaged-Navier-Stokes model form uncertainty in transitional boundary layer and airfoil flows
众所周知，Boussinesq粘性假设会给分离、再附着和层流-湍流转捩等复杂流动特性的预测带来不确定性。本研究采用最近的基于物理的不确定性量化（UQ）方法来解决这种模型形式的不确定性在雷诺平均的Naiver-Stokes（RANS）模拟。到目前为止，几乎所有的UQ研究都集中在量化湍流情景中模型形式的不确定性。研究的重点是推进我们对UQ方法在两种不同过渡流场景下的性能的理解：平板和SD 7003翼型，以缩小这一差距。对于T3 A（平板流）流动，大部分模型形式的不确定性集中在层流-湍流过渡区。对于SD 7003翼型流动，特征值扰动揭示了分离泡长度的减少以及增加。因此，不确定性边界成功地包含了再附着点。同样，分离泡中出现的回流区也受到本征值扰动的抑制或加强。在此背景下，UQ方法被应用于过渡，并显示出很好的效果。这是第一个成功的RANS UQ研究过渡流。
2022-07-16 physics.flu-dyn
Resolvent analysis on the origin of two-dimensional transonic buffet
本文对翼型跨音速抖振的起源进行了预解分析。预解式分析的基本流是在弦基雷诺数为2000和自由流马赫数为0.85时NACA 0012翼型上的时间平均流。我们揭示了抖振的机制是埋在全球低雷诺数流动物理。在此低雷诺数下，主要的流动特征是冯卡门脱落。然而，我们表明，与适当的强迫输入，抖振可以出现，甚至在雷诺数是远远低于传统的跨音速抖振。抖振的来源被确定为在激波脚从窗口预解式分析，这是验证了同伴模拟使用持续强迫输入的基础上预解式模式。我们还评论的扰动在后缘附近的作用。本研究不仅提供了对抖振起源的见解，而且还为低雷诺数可压缩空气动力学提供了一个构建模块，因为人们对火星飞行的兴趣越来越大。
2021-03-24 physics.flu-dyn
Design of F-16 Airfoil Mock-ups for Supersonic Wind Tunnel: Study, Production, Testing and Validation
本文通过设计制造配备测压孔的F-16 NACA 64A204翼型模型并在AF300超声速风洞中测试，结合Ansys Fluent数值模拟与解析SWBLI理论模型，验证了模型对黏性超声速层流及激波-边界层干扰行为的描述能力。
2023-07-03 physics.data-an physics.flu-dyn
UniFoil: A Universal Dataset of Airfoils in Transitional and Turbulent Regimes for Subsonic and Transonic Flows
本研究提出大型公开翼型数据集UniFoil，基于RANS模拟覆盖多流动状态与广泛工况，弥补现有数据集缺失转捩与激波物理的不足，可支撑流体动力学及科学机器学习研究，且免费开放。
2025-10-28 physics.data-an physics.flu-dyn
Low-frequency resolvent analysis of the laminar oblique shock wave / boundary layer interaction
用预解分析方法研究了层流斜激波/边界层干扰的低频特性。结果表明，计算出的最佳增益（可视为系统的传递函数）遵循一阶低通滤波器方程，恢复了Touber和Sandham的结果（JFM，2011）。这种行为被理解为从一个单一的稳定，稳定的全球模式，其阻尼率设置的时间尺度的过滤器的激励。研究了不同的马赫数和雷诺数，包括不同的回流长度$L$。发现该阻尼率与$1/L$成比例，导致如文献中所观察到的恒定斯特劳哈尔数$St_L$。它与再循环气泡的呼吸运动有关。该分析进一步支持了SWBLI的低频动态是受迫动态的想法，其中背景扰动连续地激发流动。然后进行调查的三维扰动，两个政权被确定。在低波数的顺序为$L$，一个模式机制类似的二维扰动被发现，并表现出较大的最佳增益值。在较大的波数的边界层厚度的顺序，条纹的增长，这是从一个非模态机制，检测。没有观察到与再循环区的相互作用。基于这些结果，在低频动态的SWBLI的3D效果的潜在患病率进行了讨论。
2022-04-28 physics.flu-dyn
Unsteady aerodynamic effects in small-amplitude pitch oscillations of an airfoil
本文采用高精度壁面分辨大涡模拟（LES）研究了Re = 100，000时翼型小振幅俯仰振荡的流动物理特性。非定常现象的研究是在自然层流翼型的背景下进行的，在某些“非设计”条件下，自然层流翼型可以显示气动力对迎角的敏感依赖性。桨距振荡的动态范围被选择为在该敏感区域中。在整个俯仰周期中，观察到翼型吸力面上的过渡点变化很大，导致动态富流响应。前缘层流分离泡的稳定性特性的变化对边界层动力学具有主要影响，并引起翼型上转捩位置的突变。LES程序是基于一个松弛项模型的最小的未解决的尺度耗散。对通道流和Re = 400，000时的固定机翼进行了验证。
2019-04-16 physics.app-ph physics.flu-dyn
Model form uncertainty quantification of Reynolds-averaged Navier-Stokes modeling of flows over a SD7003 airfoil
众所周知，Boussinesq湍流粘性假设在涉及复杂流动特征时，例如层流-湍流转变时，可能产生不准确的预测。研究的重点是探索基于物理的不确定性量化（UQ）方法的能力，以量化Selig-Donovan（SD）7003翼型层流-湍流过渡流的雷诺平均Naiver-Stokes（RANS）模拟的模型形式的不确定性。这种方法扰动的建模雷诺应力张量的动量方程，扰动注入到振幅，特征值和特征向量的各向异性雷诺应力张量进行了本征分解。在这项研究中，我们的分析集中在振幅扰动。我们观察到一个单调的行为的大小预测的不确定性界限的不同数量的利益。高阶回归的基础上的湍流动能差异被用来开发一种新的开关标记函数Mk引入扰动在不同区域的域基于先验知识的模型的局限性的非均匀的方式。重要的是，Mk和特征值扰动的复合效应显示出协同行为，例如，显著增加的不确定性界限，以解释RANS预测中的差异; Mk函数有效地避免了对各向异性雷诺应力张量幅度的过度扰动。在这种情况下，基于回归的各向异性雷诺应力张量的振幅扰动作出了新的贡献，RANS UQ方法在翼型过渡流的模拟，这显示出非常令人鼓舞的结果。
2022-07-28 physics.flu-dyn
Fast sparse flow field prediction around airfoils via multi-head perceptron based deep learning architecture
传统的计算流体动力学方法为了获得流场信息，需要在带边界条件的网格上求解纳维-斯托克斯方程，这是一项耗时的工作。本文采用一种基于卷积神经网络和多头感知器的数据驱动方法，对绕翼型的不可压层流定常稀疏流场进行了预测。首先，我们使用卷积神经网络从输入的灰度图像中提取翼型的几何参数。其次，提取的几何参数与雷诺数，迎角和流场坐标一起被用作多层感知器和多头感知器的输入。所提出的多头神经网络结构可以在几秒钟内预测翼型的气动系数。此外，实验结果表明，对于稀疏流场，多头感知器可以取得更好的预测结果比多层感知器。
2022-07-03 physics.flu-dyn
The Harmonic Pitching NACA 0018 Airfoil in Low Reynolds Number Flow
本研究探究低雷诺数下对称NACA 0018翼型谐波俯仰运动的气动性能，通过Transition SST等湍流模型模拟不同频率、振幅及稳态工况，发现该模型在特定场景的优势，为厚翼型气动行为及湍流建模提供见解。
2025-04-17 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Cross-frequency amplification of perturbations in a laminar separation bubble using resolvent analysis
Syracuse University（雪城大学）
本文采用 LES、SPOD 及 resolvent 分析，揭示层流分离泡内驻留条纹的能量源于斜向 KH 波与驻留条纹的跨频放大耦合，为相关流动机制提供了新解释。
2026-08-17 physics.flu-dyn
Randomized resolvent analysis
对高雷诺数湍流进行全局预解式分析需要处理一个大的离散算子。尽管在分析中需要如此大的算子，但大多数预解式分析的应用仅提取少数主导预解式响应和强迫模式。在这里，我们考虑使用随机数值线性代数，以减少维数的预解算子实现计算速度和内存节省相比，标准的预解分析。为了实现这一目标，我们利用草图的线性算子与随机测试矩阵与高斯分布和从基流的见解纳入执行奇异值分解的低秩矩阵持有的主导特征的完整的预解算子。随机预解式分析的强度在翼型的湍流分离流上被证明。这种随机化方法为解决高雷诺数双全局和三全局基流的预解式分析扫清了道路。
2020-02-06 physics.flu-dyn
Airfoil Boundary Layer Bubble Separation and Transition in a Surging Stream
本文从理论和实验两方面研究了高振幅谐波喘振对翼型层流分离泡的影响。一个广义的压力系数，占局部静压变化，由于喘振。这种以前从未实现过的概括，促进了喘振和准定常压力系数之间的直接比较，从而可以将非定常效应与雷诺数效应区分开来。采用动量积分边界层分析方法确定气泡分离点的运动，转捩点的运动由实验表面压力系数提取。最重要的发现是，气泡破裂发生，违反直觉，在早期施加有利的时间压力梯度。这是因为有利的压力梯度迅速驱动气泡向后，使其无法重新附着。破裂导致大的升力和形阻系数振荡，而未能实现广义压力系数定义导致高达400个计数的时间形阻误差。
2022-07-25 physics.flu-dyn
Prediction of Separation Induced Transition on Thick Airfoil Using Nonlinear URANS Based Turbulence Model
实践中的大多数湍流模型都是基于雷诺应力和平均流动应变率之间的线性关系的假设，这通常在附着和完全湍流的情况下提供了良好的近似。本文采用k-ω SST模型，在Re = 120，000时，对NACA 0021在不同攻角下层流分离泡的形成过程进行了二维数值研究。LSB的正确预测需要雷诺应力的各向异性的准确分辨率。为了与其它线性模型进行比较，还用k-kl-ω、k-ω SST和SpalartAllmaras模型进行了模拟。这些模型的性能通过气动升力、阻力、压力和摩擦系数进行评估。发现非线性k-ω SST和k-kl-ω转变模型在升力和阻力系数方面提供了相当的预测质量（尽管非线性k-ω SST涉及求解比过渡模型更少数量的输运方程的事实），如实验中所观察到的，而k-ω SST涉及求解比过渡模型更少数量的输运方程的事实。由于不能捕捉分离诱导转捩，ω SST和SA模型在低迎角时低估了阻力系数值。还观察到，当使用非线性或过渡模型时，准确地捕获层流分离气泡的位置，而不是SA或线性SST模型，其缺乏预测相同的能力。
2021-02-26 physics.flu-dyn
Transition, intermittency and phase interference effects in airfoil secondary tones and acoustic feedback loop
对NACA 0012翼型在迎角为$α= 3^{\circ}$、自由飞行马赫数为$M_{\infty} = 0.3$、雷诺数为$Re = 5 \times 10^4$时产生的二次谐波进行了大涡模拟。在吸力面和压力面后缘附近观察到层流分离泡。采用流场显示和频谱分析方法研究了吸力面分离泡尾部的旋涡脱落现象。涡流相互作用导致合并或破裂，使得相干结构或湍流包向后缘平流，导致不同水平的噪声发射。尽管间歇性发生层流湍流过渡，噪声频谱描绘了一个主音与多个等距的副音。为了理解流动不稳定性对音调的作用，线性化的纳维-斯托克斯方程通过双全局稳定性和预解式分析，并通过使用无矩阵方法的扰动的时间演化，在其运营商的形式进行检查。这些线性全局分析揭示了吸力面分离气泡扰动的放大。线性算子的非正态性会导致特征向量间模态相互作用引起的瞬态放大。沿展向方向的压力的两点，一次自协方差计算阐明在非线性解决方案的声学反馈回路机制的方面。这个反馈过程是自我维持的声波辐射的后缘，到达最敏感的流动位置之间的前缘和分离气泡，确定的解析分析。在本征谱中计算的最不稳定的频率之间的二次衍射和相位干涉所产生的前缘扰动也被证明在反馈回路中有一个重要的作用。
2022-03-03 physics.flu-dyn
Effects of wall-normal and angular momentum injections in airfoil separation control
本计算研究的目的是量化壁面法向和角动量注入对抑制规范翼型上的层流分离的影响。用大涡模拟研究了NACA 0012翼型在$α= 9^\circ$和$Re = 23,000$上完全分离不可压缩流动的开环控制。本研究借由模型边界条件，将壁面法向动量与角动量分别独立地导入旋转喷流的分离流中。详细研究了流场和表面涡量通量对驱动输入的各种组合的响应。据观察，除了角动量输入的壁面法向动量注入增强了流动分离的抑制。通过修改动量系数的标准定义，来表征壁面法向和角动量输入对升力增强和分离抑制的影响。通过引入基于无量纲旋流数的特征旋流射流速度，将角动量的影响纳入修正动量系数中。有了这个修正的动量系数，我们就能把每一个受控流分为分离流、过渡流和附着流。
2017-11-26 physics.flu-dyn
Resolvent-based estimation of a turbulent wake
本文提出基于预解式的因果估计框架，利用大涡模拟互谱密度与 Wiener-Hopf 核，从有限壁面剪切应力测量中准确估计 NACA0012 湍流尾迹速度。
2025-07-24 physics.flu-dyn
Investigation of asymmetrically pitching airfoil at high reduced frequency
随着微型飞行器的广泛应用，人们开始研究低雷诺数下扑翼的非定常流动。本文数值研究了二维俯仰翼型（SD7003）在层流区高约化频率下的不可压非定常绕流。研究了俯仰运动的振幅（A）、折合频率（k）、雷诺数（Re）和非对称性参数（S）等非定常参数对力系数的影响。利用无粘理论模型计算了粘性区正弦运动的升力系数，并与数值计算结果进行了比较。理论分析表明，在高的折合频率下，非循环升力对循环升力的影响。此外，研究结果还表明，约化频率（k）和非对称性参数（S）对瞬时力系数和时均力系数以及尾流中的涡结构有显著影响。最后，快速傅里叶变换（FFT）分析进行了模拟的情况下，固定的振幅和雷诺数不同的k和S值。研究结果证实，气流中的主频率（k*）与翼型俯仰频率（k）直接相关。
2021-02-02 physics.flu-dyn
Airfoil trailing-edge noise source identification using large-eddy simulation and wavelet transform
采用壁面分辨大涡模拟和小波变换对NACA 0012翼型在马赫数为0.06、雷诺数为400，000、采用阶梯带强迫转捩和自然转捩时的翼型噪声进行了预测和分析。在大迎角时，吸力面出现旋涡脱落和层流分离泡（LSB）。LSB触发强制和自然转换情况下的流转换。采用小波阈值去噪算法将压力场分解为相干或去噪压力和非相干或背景噪声压力。这种去噪技术提供了真实噪声生成和传播的清晰画面。当存在多个噪声源时，它还揭示了特定频率下的主导噪声源。在另一种用法中，具有下采样的小波阈值算法基于流结构分离噪声。例如，小波方法分离低频涡旋脱落噪声和高频LSB噪声以及后缘噪声之间的噪声。最后，利用近场压力和远场压力之间的相干性，利用小波变换对近表面的水动力和声压分量进行分解。总体而言，基于小波分解是一个有价值的工具，研究和揭示翼型噪声产生的机制。
2023-02-11 physics.flu-dyn
Airfoil tonal noise reduction by roughness elements Part I -- Experimental investigation
本研究针对翼型层流分离泡引发的tonal噪声问题，在NACA0012翼型上布置展向周期排列的圆柱粗糙元，通过实验验证其可破坏分离泡、降低甚至完全抑制特定工况下的tonal噪声。
2024-10-09 physics.flu-dyn
Wing sweep effects on laminar separated flows
本文采用直接数值模拟和预解式分析的方法，揭示了后掠对NACA 0015机翼大迎角尾迹动力学的影响。对于展向周期性机翼，在基于弦的雷诺数为$400$和马赫数为$0.1$时，考虑了从$0^\circ$到$45^\circ$的后掠角和从$16^\circ$到$30^\circ$的攻角下，后掠角对尾流动力学的影响。机翼后掠角影响尾流动力学，特别是在稳定性和展向波动方面，并影响三维尾流的发展。我们观察到机翼后掠角衰减展向波动。即使后掠角影响尾流，当在垂直于壁面和垂直于翼展的独立流动分量中检查时，对于小迎角，力和压力系数也会崩溃。在大后掠角和冲角下的一些小偏差归因于通过力元分析揭示的施加二次气动力载荷的涡流尾流结构。此外，我们进行整体预解式分析，以揭示高干扰放大的斜模式。预解式分析还揭示了在大攻角下与三维尾流出现相关的剪切主导区域中存在造波器。对于在高后掠角的流动，响应模式的最佳对流速度被证明是快于最佳造波机的速度表明扰动的衰减机制。目前的研究结果作为一个基本的垫脚石，以了解分离流在较高的雷诺数。
2022-06-09 physics.flu-dyn
Global instability of long separation bubbles in a laminar boundary layer
本文旨在数值研究层流平板边界层内放置小间隙钝体扰动引起的逆压梯度变化引起的长分离泡的线性全局不稳定性。边界层起始于$Re_{δ^\ast}$ =121.7，分别受到NACA 4415翼型和带间隙圆柱$h\leqslant 0.2$扰动后，在计算范围内是稳定的。据发现，占主导地位的稳定性与二维和三维的固定本征模。在较小的波数范围内存在阻尼较小的振荡模式。在非模态分析框架中进一步证实了三维性的强烈影响。瞬态生长分析表明，最强的最佳扰动是三维的参数范围内的研究。模态分析表明，随着间隙的减小，不稳定性增加，而最佳扰动随着间隙的增加而增加。研究发现，分离边界层稳定性分析对钝体几何形状的依赖性较小。
2018-12-17 physics.flu-dyn
Open-Source Parametric Airfoils to Study Geometric Effects on Buffet
本研究开发了基于少量参数的高阶连续翼型构建方法，通过大涡模拟探究翼型四个关键几何参数对跨声速抖振的影响，证实不同边界层状态下抖振敏感性相似，且提供开源翼型几何数据。
2024-10-08 physics.flu-dyn
A Database for Reduced-Complexity Modeling of Fluid Flows
我们提出了一个公开访问的数据库，旨在帮助概念，培训，演示，评估和比较的复杂性降低模型流体力学。高质量流量数据的可用性对于数据驱动和基于物理的方法的模型开发的所有这些方面都是必不可少的。该数据库包含六个不同数据集的时间分辨数据：紊流射流的大涡模拟，零压力梯度紊流边界层的直接数值模拟，同一边界层在几个雷诺数下的粒子图像测速测量，层流静止和俯仰平板翼型的直接数值模拟，遇到阵风的翼型的粒子图像测速和力测量，以及翼型上分离的湍流的大涡模拟。这六种情况跨越几个关键的流动类别：层流和湍流，统计上的平稳和瞬态，音调和宽带频谱内容，规范和面向应用，壁边界和自由剪切流，模拟和实验测量。对于每个数据集，我们描述了流程设置和计算/实验方法，对数据库中可用的数据进行编目，并提供了如何将这些数据用于降低复杂性建模的示例。所有数据都可以使用浏览器界面或Globus下载。我们的愿景是，该数据库提供的通用测试平台将有助于流体力学社区澄清新的和现有的方法的不同能力。
2022-06-23 physics.flu-dyn
Efficient harmonic resolvent analysis via time-stepping
扩展RSVD-$Δt$算法用于时间周期流的谐波预解分析，通过时间步进线性化Navier-Stokes算子降低计算与内存成本，实现随问题维度线性扩展的高效求解。
2024-12-20 physics.flu-dyn
On Capturing Laminar/Turbulent Regions Over a Wing Using WMLES
NASA LaRC（美国国家航空航天局兰利研究中心）；Analytical Mechanics Associates（分析力学协会）
本文通过WMLES研究机翼上层流与湍流区域的捕捉，采用不同网格分辨率方法，发现细化近壁网格可提高层流区域的精度，但影响湍流区域的解析。
2026-02-11 physics.comp-ph physics.flu-dyn
A robust intermittency equation formulation for transition modeling in Spalart-Allmaras simulations of airfoil flows across a wide range of Reynolds numbers
本文提出一种用于RANS-SA方程的稳健层流-湍流转捩模型公式，通过将对数形式的间歇性方程、基于能量的限制、梯度驱动人工粘性及SA方程修正相结合，有效解决了数值不稳定性，并在宽广雷诺数范围的翼型流模拟中验证了其有效性与实用价值。
2025-10-31 physics.flu-dyn
Analysis of amplification mechanisms and cross-frequency interactions in nonlinear flows via the harmonic resolvent
本研究提出基于谐波resolvent的分析框架，用于揭示非线性流动中不同时间尺度相互作用的输入输出特性，可捕捉三波能量传递机制，并通过微分方程和翼型绕流示例验证了方法的有效性。
2019-11-22 physics.flu-dyn
Active flow control of vertical-axis wind turbines: Insights from large-eddy simulation and finite-time resolvent analysis
研究提出基于双全局稳定性和有限时间预解分析的主动流动控制策略，通过大涡模拟验证其能抑制涡形成并提升单叶片垂直轴风力涡轮机气动性能，仅耗1%输出功率。
2025-07-11 physics.flu-dyn
Net drag reduction in turbulent pipe flow by airfoil-section grids concentrated near the wall
National Institute of Technology, Yonago College（米子工业高等专门学校）
本研究采用NACA0006翼型格栅作为整流器，通过数值模拟证实近壁集中的同心环格栅可在5×10^4至2×10^5雷诺数范围内实现最高9.0%的湍流管流净减阻。
2026-10-09 physics.flu-dyn
Identification of cross-frequency interactions in compressible cavity flow using harmonic resolvent analysis
本研究构建了可压缩流动的谐波resolvent分析框架，经低马赫数翼型流体验证后，应用于不同马赫数的空腔流动，揭示了跨频率相互作用的扰动放大机制与能量传递特性。
2024-06-11 physics.flu-dyn
Lift and leading-edge suction parameter of separated flows over an NACA0012 at high angles of attack
National Tsing Hua University（国立清华大学）
研究通过CFD模拟分析NACA0012静止翼在高攻角下的分离流特性，探讨前缘吸力参数（LESP）与升力的关系，揭示涡量预算对气动性能的影响。
2026-04-25 physics.flu-dyn
Understanding the instability-wave selectivity of hypersonic compression ramp laminar flow
本研究结合多种稳定性分析方法，揭示了高超声速压缩拐角层流分离泡对不同频率、维度不稳定波的选择性放大与冻结机制，为高超声速分离流不稳定性早期演化研究提供了理论依据。
2025-03-24 physics.flu-dyn
Numerical simulations of transition and long-term response of a wind turbine airfoil
FLOW, Department of Engineering Mechanics, KTH Royal Institute of Technology（KTH皇家理工学院工程力学系FLOW）；Department of Wind Energy, Technical University of Denmark, Risø Campus（丹麦技术大学风能系里斯厄校区）
针对DTU 10-MW参考风力机翼型，采用大涡模拟研究转捩与长期响应，发现法向力系数存在低频振荡（St=0.0012），与周期性失速和再附有关。
2026-06-15 physics.flu-dyn
Projection method for mean resolvent analysis of periodic flows
ONERA, DAAA, Institut Polytechnique de Paris（法国航空航天研究院，空气动力学与推进学院，巴黎理工学院）
本文提出两种周期流动平均预解分析方法，其中投影方法无需计算吸引子附近的伴随动力学，在近不可压缩轴对称层流射流测试中，不同非定常工况下收敛所需子空间维数不同，且一维子空间即可识别主导受纳峰。
2026-07-30 physics.flu-dyn
Triglobal resolvent analysis of swept-wing wakes
通过三体预解式分析，揭示了翼尖和后掠角对后掠翼层流分离尾迹的影响。对于目前的研究，我们考虑半展弦比从$1$到$4$，后掠角从$0^\circ$到$45^\circ$，攻角为$20^\circ$和$30^\circ$，弦基雷诺数为$400$，马赫数为$0.1$的机翼。使用直接数值模拟，我们观察到，非后掠机翼发展涡脱落附近的翼根与准定常的尖端涡。对于后掠翼，小后掠角时在翼尖附近观察到涡脱落，而大后掠角时尾流是稳定的。为了进一步深入了解流动不稳定的机制，triglobal预解式分析被用来确定最佳的空间输入输出模式对和相关的增益在一定的频率范围内。三维强迫和响应模式表明，谐波波动是针对非后掠翼的根部和后掠翼的翼尖。强迫-响应模态对的重叠区域揭示了与后掠翼自持非定常尾流有关的三体预解式波生子。此外，我们表明，低展弦比机翼的最佳扰动发展在整个翼展的全球。本研究揭示了翼尖和后掠角对后掠机翼分离流的最佳谐波扰动和尾流动力学增长的影响。
2022-12-05 physics.flu-dyn
Receptivity of swept-aerofoil flows to small amplitude wall roughness using resolvent analysis based on wall displacement
本文提出基于壁面位移的解析算子方法，用于研究ONERA-D后掠翼型层流边界层对小振幅壁面粗糙度的感受性，可直接识别最敏感粗糙度的位置与结构，并能准确计算任意小振幅粗糙度引起的流动响应。
2023-08-08 physics.flu-dyn
Accelerating high order discontinuous Galerkin solvers through a clustering-based viscous/turbulent-inviscid domain decomposition
本研究利用无监督聚类划分不可压缩流动的粘性/湍流与无粘区域，结合间断Galerkin框架分区求解不同方程，搭配局部P-自适应后最高可降低45%计算成本且保持精度。
2024-03-08 physics.flu-dyn
Oblique transition in hypersonic double-wedge flow
我们利用预解式和弱非线性分析与直接数值模拟（DNS）相结合，以确定机制的倾斜过渡马赫5高超音速流绝热细长双楔。即使层流分离流是全局稳定的，预解式分析表明，显着放大的非定常外部扰动的线性化流动方程。这些扰动被引入分离区的上游，并导致下游出现斜波。我们证明了斜波的大放大是由于分离剪切层中层流底流的流线曲率引起的波动剪切应力的增长。这与附着的边界层相反，在附着的边界层中不存在这种机制。我们还使用了弱非线性分析表明，预解算子与线性化周围的层流基流支配的稳定再附着条纹的演变所产生的非定常斜波的二次相互作用。这些二次相互作用在再附着剪切层中产生涡激，导致回流区中条纹的形成及其随后的放大、分解和向下游湍流的过渡。我们的能量收支分析表明，减速的基流附近的再附着是主要负责稳定条纹的放大。最后，我们采用DNS检查过渡到湍流的后期阶段，并展示了一个弱非线性输入输出框架的预测能力，揭示了触发机制的倾斜过渡分离的高速边界层流。
2022-05-27 math.AP math.DS math.OC
Triglobal resolvent-analysis-based control of separated flows around low-aspect-ratio wings
本文利用三全局 resolvent 分析的最优谐波强迫模态，通过根部脱落频率激励和翼尖高频扰动，主动控制低展弦比机翼的三维分离尾流，以减小分离泡、衰减翼尖涡并提升气动性能。
2024-06-18 physics.flu-dyn
General method for determining the boundary layer thickness in nonequilibrium flows
虽然对于正则平衡流，边界层厚度的计算是直接的，但是对于一般的非平衡流，还没有确定的定义。在这项工作中，开发的方法的基础上的局部重建的“无粘”的速度分布$U_I[y]$从应用程序的伯努利方程在壁法线方向。边界层厚度$δ_{99}$被定义为$U/U_I = 0.99$的位置，这与零压力梯度边界层（ZPGBLs）的经典定义是一致的。所提出的局部重建方法是无参数的，可以部署为内部和外部流，而不诉诸于迭代过程，数值积分，或数值微分。局部重建方法优于现有的各种方法的性能被证明，通过应用的方法，层流和湍流边界层和翼型上的两个流动。数值实验表明，局部重构方法比现有方法具有更高的精度和更强的鲁棒性，适用于大范围的雷诺数流动。
2021-02-20 physics.flu-dyn
Flow instability and momentum exchange in separation control by a synthetic jet
本研究通过大涡模拟和线性稳定性理论，揭示了合成射流控制翼型前缘分离的机制，确定了最优激励频带，并阐明了相干涡在动量交换和湍流增强中的关键作用。
2023-02-24 physics.flu-dyn
From bypass transition to flow control and data-driven turbulence modeling: An input-output viewpoint
瞬态增长和预解式分析通常用于评估流体流动的非渐近性质。特别是，预解式分析可以被解释为一个特殊的情况下，查看作为一个开放的系统，其中自由流湍流，表面粗糙度，和其他不规则性提供的输入强迫源的流动动力学。我们提供了一个全面的工具，可用于探测在这种随机或确定性的输入强迫的存在下，层流或湍流基流周围的波动动力学的总结，并描述了如何输入输出技术增强预解式分析。具体而言，物理的见解，可能仍然隐藏在预解式分析获得的详细检查空间局部体力和选定的状态变量的线性组合之间的输入输出响应。这种差异化的功能发挥了关键作用，在量化的重要性，不同的机制，旁路过渡壁有界剪切流，并在解释如何湍流射流产生噪音。我们强调了一个随机框架的实用性，白色或彩色输入，在解决各种开放的挑战，包括在复杂的流体，流量控制和物理感知的数据驱动的湍流建模过渡。时间或空间周期性的基流的应用进行了讨论，并概述了未来的研究方向。
2020-03-23 cs.SY eess.SY math.DS
Receptivity and instability of the hypersonic flow over moderately blunt cones
ENSMA；CEA
研究超高速流过钝体时，通过解析分析发现熵层对接收性结构有显著影响，最优条纹模式和熵层模式在不同条件下表现出不同的放大机制和温度混合机制。
2026-01-05 physics.flu-dyn
