Extremum seeking control applied to airfoil trailing-edge noise suppression
在NACA 0012翼型的高逼真度流场仿真框架中应用了振幅寻迹控制（ESC）及其斜率寻迹推广，以降低翼型产生的噪声。两个雷诺数进行了研究，不同的噪声产生机制被激发。对于低雷诺数流动，翼型后缘处的旋涡脱落的散射产生音调噪声，而对于中等雷诺数情况，边界层不稳定性在后缘处散射，导致在宽带驼峰上叠加的多个音调的噪声发射。研究了不同的控制设置，并且它们被配置为找到用于吹/吸装置的最佳稳定致动器强度或最佳位置。实现细节进行了讨论，关于控制模块和数字滤波器的设计。
2021-07-15 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
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
On the aerodynamic forces on heaving and pitching airfoils at low Reynolds number
采用直接数值模拟和力分解算法研究了二维翼型俯仰和垂荡运动对气动力的影响。大振幅运动被认为是（一个弦的顺序），与中等的雷诺数和1阶的约化频率，改变平均俯仰角和俯仰和垂荡运动之间的相移。我们的研究结果表明，表面涡度的贡献（粘性效应）的气动力是可以忽略不计的贡献相比，从身体的运动（流体惯性）和涡度内的流动（循环）。对于这里考虑的参数范围，后者倾向于瞬时定向在垂直于翼弦的方向上。在此基础上，利用力的分解和流场中涡量对总气动力的贡献的弦法向取向，提出了一种瞬时气动力的降阶模型。所提出的模型的预测相比，从文献中的一个类似的模型，显示出显着的改善的平均推力的预测，和一个较小的改善的平均升力和瞬时力系数的预测。
2017-07-24 physics.flu-dyn
Prediction of Intermittent Fluctuations from Surface Pressure Measurements on a Turbulent Airfoil
这项工作研究了几种机器学习技术的有效性，用于预测在低雷诺数下翼型周围流动中发生的极端事件。对于一定的雷诺数，气动力表现出由翼型尾流中的涡流行为变化引起的间歇性波动。这些事件是在低雷诺数下翼型中观察到的非定常行为的原型，并且由于其不稳定性和流动的混沌性质，其预测极具挑战性。我们试图在这些波动发生之前的一段特定的时间内预测它们。我们假设只知道翼型表面上一组离散点处的压力，以及流动状态的离线知识。方法包括从历史压力测量直接预测，流重建，然后使用全阶求解器进行前向积分，以及各种低维量的数据驱动的动态模型。方法进行了比较，使用几个标准定制的极端事件预测。我们表明，使用数据驱动的模型的低阶动态变量的方法优于那些没有动态模型，与以前的作品，低维初始化不准确预测观测与极端事件，如阻力。
2021-08-11 physics.flu-dyn
Airfoil Tonal Noise Reduction by Roughness Elements. Part II -- Direct Simulations
本研究通过壁面解析大涡模拟，探究圆柱粗糙元对NACA 0012翼型tonal噪声的抑制效果，揭示了粗糙元结构与剪切层不稳定性模态的耦合降噪机制。
2024-10-09 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
Experimental and LBM analysis of medium-Reynolds number fluid flow around NACA0012 airfoil
本研究的基础是对NACA 0012翼型绕流的研究，目的是在中等雷诺数（Re = 191000）下，将风洞实验结果与格子玻尔兹曼方法（LBM）分析结果进行数值验证。本文中描述的LBM-大涡模拟（LES）方法为更快的计算流体动力学（CFD）分析开辟了机会，因为LBM在高性能计算架构上的可扩展性，更具体地说，通用图形处理单元（GPGPU），同时属于高分辨率LES方法。过程从开路风洞实验的数据采集开始。此外，压力系数作为比较变量，在不同的迎角（2、4、6和8度）下用于实验和LBM分析。为了数值再现实验结果，LBM耦合LES湍流模型，广义壁函数（GWF）和累积碰撞算子与D3 Q27速度集已被采用。此外，还提供了网格独立性研究，以确保结果一致。与实验数据相比，所提出的LBM方法能够进行高度准确的预测。此外，这项工作的特殊意义是实验和CFD比较相同的域尺寸的可能性。考虑到计算结果的质量，均方根误差（RMSE）显示了良好的相关性，无论是翼型的上，下表面。更准确地说，对于所有攻角，上表面的最大RMSE为0.105，而下表面为0.089。
2023-02-09 physics.flu-dyn
On Secondary Tones Arising in Trailing-Edge Noise at Moderate Reynolds Numbers
直接数值模拟进行调查的流动特性负责的二次音调在后缘噪声中出现在中等雷诺数。对NACA 0012翼型在自由飞行马赫数为0.1、0.2和0.3、迎角为0 °时进行了模拟。对于3 °时的马赫数为0.3的情况。入射角基于翼弦的雷诺数固定为$Re_c=10^5$。研究了后缘边界层不稳定性散射产生噪声的气流构形。结果表明，噪声发射有一个主音等距离的副音，在文献中讨论。零冲角下的流动显示出一个有趣的特征;尽管几何对称，但流动变得不对称，仅在翼型的一侧有分离泡。对于非零冲角流动，也观察到分离泡。对于这两个角度的入射角分析，它表明，低频运动的分离气泡引起的频率调制沿翼型边界层发展的流动不稳定性。当机翼处于0度时。迎角也观察到流动量的强烈振幅调制，导致后缘处复杂的涡干扰机制。振幅和频率调制直接影响在后缘处散射的速度和压力波动，这导致声辐射中的次级音调。
2019-09-10 physics.flu-dyn
Modeling the Aerodynamic Lift Produced by Oscillating Airfoils at Low Reynolds Number
本文以Strouhal数St为控制参数，对NACA-0012翼型在1,000雷诺数Re下的绕流进行了数值模拟。非定常力的时间分布，升力和推力，以及它们的频谱分析清楚地表明，该解决方案是一个周期-1吸引低Strouhal数。研究结果表明，机翼下俯产生的气动力与机翼的初始运动条件无关，证明了极限环的存在。振荡升力中存在的频率由较高Strouhal数的基波（fs）、偶次谐波和奇次谐波（3fs）组成。利用数值模拟，脱落频率（f_s）被观察到几乎等于激励频率在所有的情况下。采用改进的vanderPol振子模型模拟了翼型下倾产生的非定常升力。利用多尺度方法和稳态CFD解的谱分析，估计了van der Pol振子模型中的频率和阻尼项。我们证明了这个模型的适用性，所有的平面运动的翼型;暴跌，俯仰和扑动。目前提出的模型的一个重要方面是捕获气动升力系数的时间平均值。
2014-12-11 math.DS 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
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
Numerical and Experimental Investigation of a NACA 64A-110 Airfoil in Transonic Flow Regime
在本文中，我们给出了NACA 64 A-110翼型在$Ma=0.72$和相对于弦长的雷诺数为$Re_c=930.000$的两种攻角下的实验和数值参考数据。试验用例的设计是为了提供$0^\circ$条件下非倾斜翼型的数据和$3^\circ$条件下稳定定常激波的数据。对于这两种情况，我们在亚琛工业大学的三音速风洞中进行了实验，包括PIV数据以及数值壁分辨大涡模拟。结果表明，在尾流和边界层区域，平均速度和雷诺应力是匹配的。实验显示了一个更强的激波，包括一个λ结构，但激波位置和整体流动物理是在很好的协议，为测试的攻角。生成的数据可用于代码验证、功能开发和湍流建模。
2023-03-17 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
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
Implementation of Immersed Boundaries via Volume Penalization in the Industrial Aeronautical Computational Fluid Dynamics Solver CODA
本研究在工业航空CFD求解器CODA中实现浸入边界体积惩罚法，开发自适应网格预处理工具，通过多类翼型及飞机算例验证，证明其高效准确，可用于工业航空应用。
2025-01-07 physics.flu-dyn
Wake Stabilization and Force Modulation via Surface Dimples on an Airfoil at Low-Reynolds-Numbers
本研究通过直接数值模拟发现，翼型表面凹坑可通过产生流向涡，根据雷诺数不同被动调制非定常力与尾迹动力学，或抑制或增强流动不稳定性。
2025-07-31 physics.flu-dyn
Fluid flow around NACA 0012 airfoil at low-Reynolds numbers with hybrid lattice Boltzmann method
本文采用混合格子玻尔兹曼方法（HLBM）对美国国家航空咨询委员会（NACA）0012翼型的二维绕流进行了数值模拟。该研究的目的是评估的数值性能和计算方法的鲁棒性。为此，在提供了一个收敛性研究，以估计该方法的整体精度后，我们分析了在雷诺数等于$10^3$的迎角的不同值的数值解。随后，计算了零迎角布局雷诺数达到$10^4$时的流场。一个网格加密方案被应用到重叠网格系统的均匀间隔的组件，以进一步提高模型的数值效率。结果表明，HLBM的能力，以实现高精度附近的固体弯曲壁，从而提供了一个可行的替代领域的非格子玻尔兹曼方法的基础上贴体网格。
2020-06-18 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Effects of Trailing Edge Thickness on NACA 4412 Airfoil Performance at Low Reynolds Numbers: A CFD Analysis
本研究使用CFD和Spalart Almaras模型在雷诺数300k下分析后缘厚度对NACA 4412翼型的影响，发现0.8%厚度能获得最佳升阻比，而0.2%厚度会降低性能。
2024-09-20 physics.app-ph physics.comp-ph 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
Wall-resolved large eddy simulations of a pitching airfoil incurring in deep dynamic stall
Politecnico di Milano（米兰理工大学）
本研究通过壁解析大涡模拟分析了深动态失速pitching翼型的流动演变，与实验数据对比，验证了计算模型跨度与弦长比的重要性。
2025-01-15 physics.flu-dyn
Unsteady Thin-Airfoil Theory Revisited: An Approximate Analytical Solution and the Self-Similar Wagner Effect in Viscous Flows
Western Michigan University（西密歇根大学）
本文从黏性流视角推导了非定常薄翼升力的近似解析解，验证了Wagner与Theodorsen问题，并在起动流及数值模拟中发现自相似Wagner效应，体现雷诺数不变性。
2026-09-09 physics.flu-dyn
Phase-based analysis and control of low Reynolds number aeroelastic flows
University of Nevada, Reno（内华达大学里诺分校）
本研究通过相位基控制策略，针对低雷诺数翼型颤振问题，实现能量最优的不稳定抑制与稳定恢复。
2025-05-30 physics.flu-dyn
AeroDiT: Diffusion Transformers for Reynolds-Averaged Navier-Stokes Simulations of Airfoil Flows
针对传统CFD方法难兼顾效率与精度的问题，提出融合扩散模型与Transformer、加入物理信息损失的代理模型AeroDiT，可快速高精度预测翼型RANS流场。
2025-10-22 physics.comp-ph 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
Deep Learning Methods for Reynolds-Averaged Navier-Stokes Simulations of Airfoil Flows
Technical University of Munich（慕尼黑工业大学）
在这项研究中，我们研究了深度学习模型对雷诺平均Navier-Stokes解的推断的准确性。我们专注于一个现代化的U-网络架构，并评估了大量的训练神经网络的压力和速度分布的计算精度。特别是，我们说明了如何训练数据的大小和权重的数量影响的解决方案的准确性。我们最好的模型，我们在一个范围内的平均相对压力和速度误差小于3%，以前看不见的翼型形状。此外，所有源代码都是公开的，以确保可重复性，并为对物理问题的深度学习方法感兴趣的研究人员提供起点。虽然这项工作的重点是RANS解决方案，神经网络架构和学习设置是非常通用的，并适用于广泛的PDE边值问题的笛卡尔网格。
2020-10-19 cs.LG physics.flu-dyn stat.ML
Direct numerical simulations and modal analysis of subsonic flow over swept airfoil sections
应用直接数值模拟（DNS）和模态分析技术研究了雷诺数为50，000时NACA-0012翼型的绕流。对于两种扫掠配置，考虑三种不同的扫掠角，即0度、20度和40度。使用分离气泡模型，雷诺数和厚度效应与扫掠效应分离。过渡流结构被观察到随后掠角而变化，后掠角的情况下，显示出更多的展向相干的大结构。在20度后掠角时，这些结构垂直于自由流方向，而在40度时，它们平行于前缘。DNS数据的傅立叶分析和全局稳定性分析之间的良好协议表明，这些变化是由于出现在40度扫掠的情况下，一个不稳定的全局模式。整体模态具有耦合的声学和涡支持，这意味着后缘声产生和剪切层不稳定性之间的耦合。动态模式分析表明，在高扫频的情况下，不存在于未扫频的情况下，存在较低频率的非声学模式。
2019-01-15 physics.flu-dyn
Quantifying Flow separation for ellipse and von-Kármán Airfoil: A dataset of surface pressure and skin friction
Department of Mathematical Sciences, Aalborg University（奥尔堡大学数学科学系）；Propeller & Aft Ship Department, Everllence SE（Everllence SE 螺旋桨与后部船舶部门）
本文通过RANS模拟研究椭圆和冯·卡门翼型在不同攻角和雷诺数下的流动分离，提供表面压力、摩擦系数等数据，用于评估扩展势流模型。
2026-04-10 physics.flu-dyn
Reinforcement Learning-Based Closed-Loop Airfoil Flow Control
本文研究基于强化学习的闭环主动流动控制策略，通过优化作动位置、观测状态、奖励函数及更新间隔等参数提升NLF(1)-0115翼型升阻比，并验证预训练控制器结合物理信息展向分布在三维流动中的有效性。
2025-05-07 physics.flu-dyn
Comprehensive Study on the Slat Noise of 30P30N High-Lift Airfoil Basd on High-Order Wall-Resolved Large-Eddy Simulation
本研究利用高阶壁面解析大涡模拟对30P30N高升力翼型缝翼噪声进行综合研究，验证了方法的准确性并降低了计算成本，揭示了雷诺数和迎角对噪声的影响，提出了改进的纯音频率预测公式。
2024-11-08 physics.flu-dyn
A Geometry-Adaptive Mesh Refinement Framework for Immersed Boundary Methods on Hybrid Unstructured Meshes
School of Aeronautics, Universidad Politécnica de Madrid（马德里理工大学航空学院）；Center for Computational Simulation, Universidad Politécnica de Madrid（马德里理工大学计算模拟中心）
本研究开发了一种用于混合非结构网格的新型预处理工具，可对浸入几何周围的网格加密，通过圆柱、NACA0012翼型及多段翼型的流动模拟验证，结果与实验数据吻合良好，实现了准确高效的流动模拟。
2026-11-03 physics.flu-dyn
Machine learning based uncertainty quantification of turbulence model for airfoils
基于雷诺平均纳维尔-斯托克斯（RANS）的转捩模型广泛用于航空航天应用，但由于Boussinesq湍流粘性假设而存在不准确性。本征空间摄动法可以通过对雷诺应力的预测值进行摄动来估计RANS模型的精度。然而，缺乏一种可靠的方法来选择注入扰动的强度，而现有的机器学习模型往往是复杂的和数据的渴望。我们检查了两个轻量级的机器学习模型，以帮助选择注入扰动的强度，用于估计Selig-Donovan 7003翼型上过渡到湍流的气流的RANS不确定性。一方面，我们研究了多项式回归构建一个标记函数与特征值扰动估计的不确定性界预测的表面摩擦系数。另一方面，我们训练了一个卷积神经网络（CNN）来预测高保真的湍流动能。训练后的CNN作为标记函数，可以集成到本征空间扰动方法中，以量化RANS不确定性。我们的研究结果表明，轻量级的机器学习模型是有效的，在构建一个适当的标记函数，这是有希望丰富现有的特征空间扰动方法，以更精确地量化RANS的不确定性。
2022-11-07 physics.flu-dyn
A High-Order Immersed Boundary Method for Fluid-Structure Interaction Problems
Beihang University（北京航空航天大学）；Northwestern Polytechnical University（西北工业大学）
本文提出一种高阶浸入边界方法，结合体积惩罚和高阶DG求解器，通过各向异性p自适应策略提升近壁精度，实现高阶精度和鲁棒性的FSI模拟。
2025-12-05 physics.flu-dyn
Drag reduction on a transonic airfoil
为了改善跨音速翼型的气动性能，对翼型进行了减摩擦阻力的流动控制。该研究是基于直接数值模拟（高达1.8亿细胞）的可压缩湍流绕超临界翼型，在雷诺数和马赫数为$Re_\infty= 3 \times 10^5$和$M_\infty =0.7$。通过展向施力的控制作用于翼型吸力面的一部分。除了局部减少摩擦外，控制还通过增加升力和减少阻力来修改激波并显著提高翼型的气动效率。因此，翼型可以在较低的迎角和较低的阻力下实现所需的升力。在飞机层面的估计表明，大量的节省是可能的;当控制是积极的，其能源成本变得微不足道，由于小的应用领域。我们认为，减少表面摩擦阻力不仅应被视为一个目标，而且还应被视为一种工具，以改善复杂流动的整体空气动力学。
2022-04-26 physics.flu-dyn
Embedded shear layers in turbulent boundary layers of a NACA0012 airfoil at high angles of attack
本文通过壁面解析大涡模拟研究了NACA0012翼型在高攻角下的湍流边界层，发现在强逆压梯度下外层形成嵌入剪切层并诱发Kelvin-Helmholtz不稳定性，利用SPOD分析揭示了条纹结构的增长特性。
2023-11-26 physics.flu-dyn
Investigation of passive flow control over an airfoil using leading edge tubercles
本文采用数值模拟方法研究了在过渡雷诺数（Re）区采用前缘结节作为被动流动控制装置对NACA 0021翼型的流动控制。采用基于kT-kL-ω的延迟分离涡模拟（DDES）模型，对Re=120000的翼型进行了数值模拟。计算包括失速前和失速后区域，同时还研究了存在结节时的平均流气动特性，如压力、升力、表面摩擦和阻力系数。经过改型翼型的展向流与主流相互作用。与未修改的翼型相比，湍流分离得到延迟，从而显著改善了失速特性和失速后区域中的流动特性。修改后的翼型提供了渐进的失速行为对陡峭的失速行为的未修改的翼型。为了优化结节配置，研究考虑了两种不同的振幅和波长组合的修改翼型。非定常分析，包括降阶建模，即3D固有正交分解（POD），表征了流动的主要旋涡结构，以评估改进翼型的气动性能的改善。翼型绕流的模型分解有助于更深入地理解流动控制现象。
2021-03-16 physics.flu-dyn
Direct Numerical Simulations of the Swirling von Karman Flow Using a Semi-implicit Moving Immersed Boundary Method
本文提出了一种新的移动浸没边界方法（IBM），并将其应用于层流和湍流状态下封闭容器内有旋von Karman流动的直接数值模拟（DNS）。IBM通过利用时间积分方案扩展了直接强迫方法，该方案将浸没边界强迫步骤嵌入半隐式迭代Crank-Nicolson方案中。整体方法是强大的，稳定的，并产生出色的结果，在典型的情况下，静态和移动的边界。移动的IBM使我们能够再现（F。Ravelet，A. Chiffaudel和F. Daviaud，JFM 601，339（2008））。在这些DNS中，流动由安装有弯曲惯性搅拌器的两个反向旋转叶轮驱动。我们分析了从层流到湍流的过渡，通过增加反向旋转叶轮的转速，以达到四个雷诺数90，360，2000，和4000。在层流制度在雷诺数90和360，我们观察到的流动特征类似于那些在实验中报告，特别是，在雷诺数360的外观的破环不稳定性。我们观察到雷诺数2000的过渡湍流。雷诺数为4000时，可实现充分发展的湍流。从模拟计算的无量纲扭矩与实验数据的相关性相匹配。低雷诺数的对称性，随着雷诺数的增加而丢失，恢复在充分发展的湍流制度，在那里我们观察到两个环面对称的中间高度平面的平均流。我们注意到，即使在最高的雷诺数4000，在该装置的中心区域的湍流波动保持各向异性，这表明各向同性需要显着更高的雷诺数。
2021-08-17 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
Decomposition of the mean friction drag on a NACA4412 airfoil under uniform blowing/suction
阻力控制策略在典型的壁面边界湍流（如周期性通道和零压力梯度或逆压力梯度边界层）上的应用提出了如何对不同的参考情况一致地描述控制效果的问题。我们采用RD身份（Renard & Deck，J. Fluid Mech.，790，2016，pp. 339-367）来分解平均摩擦阻力，并研究在弦雷诺数Re_c= 200，000和400，000时对NACA 4412翼型施加均匀吹气和吸气的控制效果。通过使用吹/吸的阻力减少/增加与湍流统计（包括粘性耗散，粘性动能生产，和空间增长的流量）跨越边界层，受到不利或有利的压力梯度的连接，进行检查。我们发现，与摩擦阻力产生相关的统计峰值在整个边界层的内部或外部单元中表现出良好的缩放。它们也与雷诺数、控制方案和吹/吸强度无关。采用自适应尺度分解方法，即经验模态分解（EMD），将小尺度和大尺度结构分离，分析湍流运动对摩擦阻力产生的尺度贡献。结果表明，在机翼吸力侧吹气能够增强大尺度运动的贡献，抑制小尺度运动的贡献;而吸力侧则相反。与跨尺度相互作用相关的贡献在不同的控制策略下几乎保持不变。
2021-06-07 physics.flu-dyn
Large-eddy simulations of the flow around a NACA0012 airfoil at different angles of attack
本文采用壁面分辨大涡模拟方法研究了不同攻角下NACA 0012翼型绕流的流动特性。该剖面的弦长为c=0.1 m，并暴露于雷诺数Re= 100，000的气流中。背景是在下一步中应考虑耦合问题，处理颤振问题。利用ANSYS ICEM CFD软件生成网格，然后使用内部软件FASTEST-3D进行模拟。这是基于有限体积法和三个子步骤的预测-校正计划的空间和时间离散，分别。湍流模型采用大涡模拟技术，亚网格尺度采用Smagorinsky模型。基于速度的空间和时间平均结果、空间和时间平均流线、瞬时速度、空间和时间平均雷诺应力以及气动力系数，对与无量纲壁距有关的网格进行了分析。选择计算时间要求较低的网格，可以正确地近似测试用例的解决方案。在不久的将来，这些将被应用于研究流体-结构相互作用，特别是在湍流中NACA 0012型面的颤振现象。
2018-07-04 physics.flu-dyn
Mechanisms of transonic buffet over supercritical airfoils revealed by direct numerical simulations
Stanford University（斯坦福大学）
通过直接数值模拟揭示超临界翼型跨声速抖振机制：识别出单一主导全局模态，并阐明激波-声波反馈回路（含两条传播路径）如何维持抖振周期，统一了抖振的物理图景。
2026-09-24 physics.flu-dyn
Aerodynamic Loads Alteration by Gurney Flap on Supercritical Airfoils at Transonic Speeds
采用湍流可压缩KW SST模型，通过求解二维雷诺平均纳维-斯托克斯方程，在跨音速马赫数和攻角范围内，数值研究了Gurney襟翼对超临界NASA翼型的影响。格尼襟翼的高度选择为弦长的1.65%。应用高分辨率网格精确预测翼型附近的流场。在阻力发散马赫数以下，格尼襟翼对气动系数有显著影响，特别是在-1和0 °迎角时，导致L/D比增加50%。在高的马赫数和攻角下，Gurney襟翼失去了它的作用，而清洁翼型具有更好的气动性能，因为它显著地增加了压力和剪切阻力。据观察，格尼襟翼减轻了跨音速λ激波的翼型的两个表面上。此外，它通过改变后缘分离点的位置来改变库塔条件，从而为翼型提供更多的边界环量和升力。
2018-09-19 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
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
Resolvent analysis of an airfoil laminar separation bubble at Re = 500,000
我们进行预解式分析，以检查层流分离泡（LSB）的扰动动力学，在弦基雷诺数为500，000和迎角为8度的NACA 0012翼型的前缘附近形成。随机奇异值分解被采用在本分析中，以减轻与高Re全球基流的计算成本。为了研究LSB上的局部物理，我们考虑使用指数折扣来限制允许不稳定性相对于基流发展的时间范围。通过折扣，频率上的增益分布准确地捕获从流动模拟获得的LSB上的频谱内容。峰值增益频率也同意以前的流动控制的结果抑制动态失速俯仰翼型。根据增益分布和模式结构，我们得出主要的能量放大机制是开尔文-亥姆霍兹不稳定性。除了贴现，我们还研究了空间窗口的使用强迫和响应。从响应窗口分析，我们发现，LSB服务的能量放大器的主要作用，与放大饱和的再附着点。输入窗口施加表面强迫的约束，结果表明，最佳的驱动器的位置是稍微上游的分离点。表面强迫模式还建议在表面切线方向上的最佳动量强迫，具有很强的单向性，这对于合成射流型致动器是理想的。这项研究证明了随机预解式分析在处理高雷诺数基流的强度，并呼吁注意基流不稳定性所需的护理。
2020-07-31 physics.flu-dyn
Near-Field Aeroacoustic Shape Optimization at Low Reynolds Numbers
本研究采用无梯度MADS算法结合通量重构方法，在低雷诺数下对开腔、串联圆柱和NACA0012翼型进行气动声学形状优化，显著降低噪声并改善气动性能。
2025-10-07 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Machine learning methods for turbulence modeling in subsonic flows over airfoils
在未来的几十年里，雷诺平均纳维尔-斯托克斯（RANS）方法仍将在航空航天工程中发挥重要作用。尽管RANS模型被广泛使用，但模型之间的不一致性和较大的差异降低了模拟复杂流动的可靠性。因此，近年来，数据驱动湍流模型引起了流体力学的广泛关注。基于实验/数值模拟结果，该方法旨在通过机器学习技术修改或构建特定目的的湍流模型。本文将SA模型计算的结果作为训练数据。与低雷诺数湍流不同，高雷诺数流动的数据表现出明显的尺度效应，从而导致数据驱动的模拟困难。为了提高拟合精度，将流场划分为近壁区、尾迹区和远场区，并对每个区域分别建立模型。本文采用径向基函数神经网络（RBFNN）和一些辅助优化算法来重构平均变量与涡粘性之间的映射函数。由于该模型反映了局部流动特性与湍流涡粘性的关系，因此与翼型形状和流动条件无关。本文中的训练数据仅由NACA 0012翼型的三个亚音速流场计算产生。将该方法与N-S方程耦合，计算了不同流动工况和两种不同翼型的涡粘性等值线、壁面法向速度分布和表面摩擦系数分布等，与SA模型进行了比较，结果显示了合理的精度和更好的效率，表明了数据驱动方法在湍流模拟中的积极前景。
2018-07-04 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Active Flow Control for Drag Reduction of a Plunging Airfoil under Deep Dynamic Stall
本文采用高保真度数值模拟方法研究了主动流动控制技术对SD7003翼型深动态失速的抑制作用。流动雷诺数为$Re=60{,}000$，自由飞行马赫数为$M=0.1$。数值模拟进行了有限差分求解器，采用高阶紧凑的差分格式，插值和过滤交错网格。网格收敛进行了研究，结果表明，良好的协议与现有数据的气动系数。不同的展向布置的致动器来模拟在翼型前缘的吹气和吸气。我们观察到，对于一个特定的频率范围内的驱动，平均阻力和阻力波动大幅减少，而平均升力保持几乎不受影响，特别是对于一个二维致动器设置。在此频率范围内，2D气流驱动破坏了动态失速涡流的形成，由于沿翼型吸力面朝向后缘区域的压力增加，导致阻力减小。同时，在靠近前缘的吸力面上的压力减小，从而增加升力并进一步减小阻力。
2019-07-11 physics.flu-dyn
On the effect of airfoil geometry on extreme vortex-gust encounters
University of California, Los Angeles（加州大学洛杉矶分校）
研究探讨了不同机翼几何参数对涡-气流冲击事件中流动场、升力分布及气动响应的影响，发现气流比和尺寸增大时流动场和气动响应显著偏离基准流，初始涡气流位置影响前缘速度梯度，从而改变升力响应幅度，且攻角增加至约10度时升力波动趋于平缓。
2025-10-16 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
Intermittent Vortex Merging and Extreme Drag in Transitional Airfoil Flow
Oklahoma State University（俄克拉荷马州立大学）
该研究通过NACA0012翼型的二维数值模拟，揭示转捩翼型流动中极端阻力源于成簇涡释放与合并，提出通过secondary涡量动力学控制涡释放时机可缓解极端气动载荷。
2026-08-14 physics.flu-dyn
Predicting airfoil pressure distribution using boundary graph neural networks
本研究提出仅在表面网格运行的边界图神经网络B-GNNs，结合局部物理输入特征预测二维翼型压力分布，在缩减模型与训练集规模的同时提升了预测精度与泛化能力，性能优于现有最优体积模型。
2025-03-24 physics.flu-dyn
Aeroacoustic investigation of airfoil at near stall conditions
本文通过同步PIV、RMP和远场传声器实验，研究了近失速条件下受控扩散翼型的分离噪声机制，证实噪声为偶极子性质且可由Amiet理论在分离频段外预测，同时指出后缘大扰动使薄翼线性化理论失效。
2023-07-05 physics.flu-dyn
Effect of span size in Scale Resolving Simulations of airfoil stall and post-stall
本研究使用PyFR求解器对NREL S826翼型进行大涡模拟，分析了计算域展向尺寸对气动力的影响，发现失速后需更大展向尺寸以准确捕捉三维流动结构。
2024-10-14 physics.comp-ph physics.flu-dyn
