The Influence of Forebody Topology on Aerodynamic Drag and Aeroacoustics Characteristics of Squareback Vehicles using CAA
本研究采用SBES-FW-H方法数值研究了三种前体形状对方背车辆气动阻力和气动声学的影响，发现升力系数和侧窗噪声存在显著差异，但气动阻力和辐射声差异可忽略。} {
2023-06-23 physics.flu-dyn
Scaling laws for the sound generation of bio-inspired flapping wings
针对受生物启发扑翼的发声标度律研究空白，基于势流理论与Ffowcs Williams-Hawkings声学类比提出悬停扑翼发声标度律，经数值模拟验证吻合良好，可助力微型飞行器的气动与声学协同设计。
2024-09-17 physics.flu-dyn
Vortical similarities across laminar and turbulent extreme gust encounters
University of California, Los Angeles（加州大学洛杉矶分校）
研究揭示了在极端涡旋风遭遇中，方形机翼上层流与湍流流动的显著相似性，发现大尺度涡旋核心结构在不同雷诺数下具有相似特征，为高雷诺数流动建模提供新见解。
2026-03-02 physics.flu-dyn
Self-critical machine-learning wall-modeled LES for external aerodynamics
飞机气动力参数的预测是计算流体动力学面临的最紧迫的挑战之一。飞机空气动力学本质上是湍流的，具有平均流三维性，通常伴随着层流到湍流的转变、气流分离、拐角处的二次流运动和激波形成等。然而，最广泛的壁面模型是建立在假设壁面边界湍流处于平衡状态的基础上的，并且不能忠实地解释上述各种各样的流动条件。这就提出了一个问题，即如何设计能够以可行的方式解释如此庞大而丰富的流动物理学集合的模型。在这项工作中，我们建议通过将流设计为构建块的集合来解决壁建模的挑战，其信息能够预测壁的应力。该模型依赖于简单的规范流包含基本的流动物理设计准确的模型的假设。三种类型的积木单元用于训练模型：湍流槽道流，湍流管道和湍流边界层分离。这个有限的训练集将在模型的未来版本中扩展。该方法是使用两个相互连接的人工神经网络：一个分类器，它确定的贡献，每个积木在流中;和一个预测器，它估计通过非线性组合的积木单元的壁应力。模型的输出伴随着预测的置信度。后一个值有助于检测模型表现不佳的区域，例如不代表用于训练模型的构建块的流动区域。该模型是在一个看不见的情况下，代表外部空气动力学应用：美国宇航局连接流实验验证。
2021-05-22 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Aerodynamic Influence Over Leading and Pursuing Motorcycles Equipped With Downforce-Generation Wings
University of Brasília（巴西利亚大学）
通过数值模拟研究装备翼片摩托车对后车的气动影响，发现湍流尾迹和翼尖涡对后车稳定性有独立影响，并提出移除下压力翼片以提高安全性。
2024-11-06 physics.comp-ph physics.flu-dyn
A numerical investigation of sweep effects on turbulent flow over iced wings
本研究用AMD-IDDES方法数值研究结冰后掠机翼，发现后掠角诱导的展向流将分离区从二维转为三维，并主导非定常气动力，翼尖影响次要。
2025-07-21 physics.flu-dyn
Numerical Investigation of Supersonic Turbulent Flow Over Open Cavities
空腔流动的研究是非定常空气动力学的重要研究课题之一。空腔上方的超音速湍流主要出现在导弹、导弹和高速飞行器上。空腔内的湍流会产生额外的阻力、声波、压力波动和振动，这可能导致许多问题，如过量的燃料消耗、导弹弹道或机械部件故障以及气动加热。我们进行数值模拟，调查流动，并将我们的结果与现有的实验数据进行比较，以显示定量验证。然后，我们调查的马赫数的湍流超声速流动的压力等值线和空腔内的旋涡结构和随后的影响对其他流动参数，如声波。此后，我们提出了两个修改的空腔的几何形状，a）倾斜的边缘和b）光滑的角落与倾斜的边缘，以提高空气动力学性能。ANSYS ICEM工具已被用于我们的腔体几何形状的精细网格生成，所有的模拟都在ANSYS fluent软件上运行。K Ω SST湍流模型用于模拟，因为它可以以合理的精度捕获近壁特性，并进行网格独立性研究，以通过求解器找到纳维-斯托克斯方程的正确解。得到了不同马赫数下改进前后的开腔压力等值线、流线型、压力分布系数和声压级等参数，并进行了比较。所提出的改进方案在平均声压分布和声压级分布方面比开腔设计有明显的改善。
2021-08-18 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
A term-by-term variational multiscale method with dynamic subscales for incompressible turbulent aerodynamics
Computational Heat and Fluid Flow Lab, Universidad de Santiago de Chile（圣地亚哥智利大学计算热与流体流动实验室）；Department of Mechanical Engineering, University of Santiago de Chile（圣地亚哥智利大学机械工程系）；Chair for Computational Analysis of Technical Systems, RWTH Aachen University（亚琛工业大学技术系统计算分析教席）；Chair of Methods for Model-based Development in Computational Engineering, RWTH（亚琛工业大学计算工程基于模型开发方法教席）；Center for Simulation and Data Science (JARA-CSD), RWTH Aachen University（亚琛工业大学仿真与数据科学中心（JARA-CSD））
本文提出了一种动态子尺度的变分多尺度方法，用于模拟不可压缩湍流气动学，通过统一的离散化方案实现稳健的流体模拟。
2026-02-05 cs.NA math.NA physics.flu-dyn
Convolutional causal learning for aerodynamic flows
Tohoku University（东北大学）；Tokyo University of Science（东京科学大学）；New Mexico State University（新墨西哥州立大学）
本研究利用信息论机器学习技术从快照数据中捕捉空气动力学因果关系，通过卷积神经网络提取时间依赖的涡旋结构，用于预测未来空气动力学系数，并通过自编码器数据压缩识别低阶表示。
2026-05-18 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Passive aerodynamic robustness reduces disturbance amplification in flight
J. C. Wu Center for Aerodynamics, School of Aeronautics and Astronautics, Shanghai Jiao Tong University（上海交通大学航空航天学院空气动力学中心）；Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd.（中国商用飞机有限责任公司）
研究揭示鸟类翅膀通过被动方式减少气动扰动放大，提升飞行稳定性，但牺牲了气动效率，揭示了效率与鲁棒性之间的权衡。
2026-06-05 physics.flu-dyn
A Theoretical Basis for Determination of the Reynolds Stress in Canonical Turbulent Flows
本文提出了一种求解湍流正则流中雷诺应力的独特方法，该方法基于控制体以局部平均速度运动的动量平衡。在简单的几何形状与实验和计算数据的比较显示出相当好的协议。基于雷诺应力的封闭式表达式，给出了湍流动量输运的另一种形式。利用DNS数据验证了湍流动量平衡。这种方法在空气动力学中有潜在的应用，也代表了一种可能的方法来确定更复杂的流动中的雷诺应力。
2017-08-03 physics.flu-dyn
Experimental investigation on the turbulent wake flow in fully-established transonic buffet conditions
跨音速飞行状态通常由跨音速抖振控制，这是一种高度非定常和复杂的激波/边界层干扰，涉及流场的主要部分。这种现象与压缩激波的大幅度周期性运动以及大尺度流动分离和间歇性再附着有关。由于所产生的全局流动拓扑的大尺度变化，翼型或机翼的湍流尾流也受到严重影响，并且尾流冲击的下游的任何空气动力学装置也受到严重影响。为了分析和理解尾迹的湍流结构和动力学，我们对超临界OAT 15 A翼型在跨音速抖振条件下的近尾迹进行了全面的实验研究，弦雷诺数为2 mio。速度场测量结果表明，抖振模态对翼型吸力面边界流场和尾流都有严重的全局影响。流动间歇性地强烈分离，具有延伸到尾流中的显著动量赤字。抖振运动引起严重的扰动和湍流的变化，如根据雷诺剪应力和RMS值的相平均湍流量所示。利用高速聚焦纹影序列分析了下游对流波动和湍流结构的光谱性质。对后缘附近涡脱落的功率谱密度的分析表明，主频率比与激波抖振有关的主频率高一个数量级。结果表明，剪切层的拍动运动是伴随着冯卡门型涡街的波动强度的形成。这些尾流结构和动力学将影响受尾流影响的任何下游空气动力学装置。
2023-01-15 physics.flu-dyn
Simulation of Turbulent Flow around a Generic High-Speed Train using Hybrid Models of RANS Numerical Method with Machine Learning
Bauhaus University Weimar（魏玛包豪斯大学）；Obuda University（欧布达大学）；Ton Duc Thang University（同塔大学）；Hong Kong Polytechnic University（香港理工大学）
本文对高速训练进行了空气动力学研究。在本文的第一部分中，对一般的高速训练在湍流中的运动进行了数值模拟。采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程结合湍流模型求解高速训练绕流的不可压湍流问题。在一些典型风向下的流场结构、速度和压力等值线以及流线是这次模拟的最重要的结果。最大值和最小值的规定和讨论。并对训练表面某些临界点的压力系数进行了估算。在此基础上，分析比较了不同风向下的阻力、升力和侧向力等关键气动参数对风向的影响。此外，速度变化（50，60，70，80和90米/秒）的影响进行了估计和比较上述流动和气动参数。在论文的第二部分，各种数据驱动的方法，包括基因表达式编程（GEP），高斯过程回归（GPR）和随机森林（RF），用于预测输出参数。因此，阻力，升力和侧力，以及最小和最大的压力系数，上述风向和风速的预测和比较使用统计参数。所得结果表明，RF在所有的风向系数和自由流速度的大部分系数提供了最准确的预测。因此，可以推荐使用RF来预测气动系数。
2019-12-25 cs.LG physics.flu-dyn stat.ML
Surrogate Modeling of Aerodynamic Simulations for Multiple Operating Conditions Using Machine Learning
本文提出了一种预测定常紊流空气动力场的新方法。由于高逼真度的气动模拟的重要计算成本，代理模型是用来应付几个来流条件的显着变化。具体地说，本文提出的局部分解方法已被推导出捕获的非线性行为所造成的连续和不连续的信号的存在。无监督和监督学习算法的组合与物理标准相结合。它自动分解的输入参数空间，从有限数量的高保真仿真，到子空间。后者对应于不同的流动状态。熵的测量识别具有预期最强非线性行为的子空间，从而允许对该低维结构执行主动恢复。局部降阶模型建立在每个子空间上使用适当的正交分解加上一个多元插值工具。以RAE2822跨音速翼型二维湍流绕流为例，对该方法进行了验证。与传统的替代模型方法相比，局部分解方法在不同流型下的预测精度有了显著的提高。
2019-12-04 physics.comp-ph physics.data-an physics.flu-dyn
Zonal structure of unbounded external-flow and aerodynamics
本文从外无界流速度场的远场特性出发。我们发现，众所周知的代数衰减的扰动速度推导运动学是过于保守。一旦考虑到动力学的工作远场线性化的纳维-斯托克斯方程的基本解，它被证明，最远的远场区相邻的均匀流体在无穷远处必须是不稳定的，粘性和可压缩的，所有的扰动退化为声波，指数衰减。但在一些常用的简化流动模型中，如定常流动、不可压缩流动和无粘流动，并不存在这种最优速率，因为它们实际上是在无界自由空间的真子空间中工作，而这些真子空间周围是不同性质的更远的场。这一发现自然导致了外部无界流场的带状结构。带状结构的重要性表现在它与现有的外流空气动力和力矩理论的密切相关性上，包括消除简化模型中固有的困难或矛盾。
2016-11-21 physics.flu-dyn
Time resolved tracking of a sound scatterer in a turbulent flow: non-stationary signal analysis and applications
已知超声技术产生流体动力学流的非侵入式测量。例如，对脉冲波列声穿透大量粒子产生的回波的研究已经导致了现在标准的测速技术。在本文中，我们提出了扩展的方法，一个单一的粒子嵌入在一个复杂的流的连续跟踪。这给出了流体运动的拉格朗日测量，这在混合和湍流研究中是重要的。该方法依赖于及时解决由连续声穿透的粒子散射的声音的多普勒频移的能力。对于这个信号处理问题的两类方法：时频分析和参数高分辨率的方法。在第一类中，我们考虑的频谱图和重新分配的频谱图，我们应用它来检测一个小珠在静止的流体中的运动。在第二类方法更稳健的非定常湍流中，我们采用了近似极大似然技术和广义卡尔曼滤波器。
2001-03-26 physics.flu-dyn
Multiscale simulation of coexisting turbulent and rarefied gas flows
针对湍流与稀薄气体流动难以统一模拟的挑战，研究提出结合介观Boltzmann方程合成迭代格式与k-ω湍流模型的多尺度方法，经实验与稀薄流验证，可捕捉高超声速对向喷流中湍流对表面热流的显著影响。
2024-08-15 physics.flu-dyn
Cluster-based feedback control of turbulent post-stall separated flows
我们提出了一种新的无模型自学习基于集群的控制策略，一般非线性反馈流控制技术，基准的高保真度模拟过失速分离流的翼型。本方法将流轨迹（力测量）划分为簇，其对应于低维特征空间中的特征粗粒度相。然后通过迭代评估和下坡单纯形搜索为每个集群状态寻求闭环控制律，以最小化飞行中的功耗。用于原位学习和粗粒度控制律优化的流轨迹的无监督聚类以自动化的方式作为关键使能器来实现。重新路由的流动轨迹，优化的控制律转移集群人口的空气动力学有利的状态。利用有限数量的传感器测量的聚类和优化，这些反馈的法律确定只有$O(10)$迭代。本工作的目的不一定是抑制流动分离，但要尽量减少所需的成本函数，以实现增强的气动性能。本文应用大涡模拟方法对NACA 0012翼型在迎角$9^\circ$、雷诺数$Re = 23,000$和来流马赫数$M_\infty = 0.3$下的二维和三维分离流进行了控制。优化后的控制律有效地减小了飞行功耗，使气流达到低阻力状态。本工作旨在解决与自适应闭环控制设计的湍流分离流在中等雷诺数的挑战。
2018-09-19 physics.flu-dyn
Separation control applied to the turbulent flow around a NACA4412 wing section
本研究通过高分辨率大涡模拟评估NACA4412翼型上的分离控制方法，发现均匀吹吸气可延迟分离并提升升力11%，但效率增益有限，周期性控制无效，为首次全面评估此类控制的数值研究。
2025-04-24 physics.flu-dyn
Information-theoretic machine learning for time-varying mode decomposition of separated aerodynamic flows
Department of Aerospace Engineering, Tohoku University（东京东京大学航空工程系）；Department of Mechanical and Aerospace Engineering, Tokyo University of Science（东京科学大学机械与航空航天工程系）
本研究提出信息论模态分解方法，利用深度sigmoidal流神经网络提取分离气动流中与未来升力相关的信息性结构，揭示阵风影响及湍流尾迹的关键涡旋，提供因果视角。
2025-07-08 cs.LG physics.comp-ph physics.flu-dyn
Numerical Investigation of Diffusion Flame in Transonic Flow with Large Pressure Gradient
University of California, Irvine（加州大学尔湾分校）
研究脉动流中扩散火焰的湍流输运特性，探讨化学反应对湍流粘性的影响，验证了涡轮-燃烧概念的可行性。
2023-10-02 physics.flu-dyn
Pressure, density, temperature and entropy fluctuations in compressible turbulent plane channel flow
利用可压缩湍流平面槽道流动的直接数值模拟（DNS）结果，研究了可压缩气动壁面湍流中热力学状态变量的涨落。基本的输运方程的热力学变量（密度，压力，温度和熵）的行为进行审查，并用于推导出精确的输运方程的方差和通量（运输的波动速度场）的热力学波动。本文讨论了可压缩平面槽道湍流的雷诺数和马赫数的标度关系。的热力学涨落的相关系数和高阶统计进行了检查。最后，详细的预算的运输方程的方差和通量的热力学变量从一个良好的解决DNS进行了分析。这些结果的影响，以了解在可压缩壁湍流的热力学相互作用和可能的改进统计建模进行评估。最后，所需的扩展现有的DNS数据，以充分体现这一规范的流进行了讨论。
2013-11-18 physics.flu-dyn
Turbulent flow over a house in a simulated hurricane boundary layer
每年飓风和其他极端风暴在全世界造成数十亿美元的损失。对于住宅建筑，这样的故障通常与屋顶，看到最大的气动载荷。然而，确定北美房屋不同部分的空气动力学载荷是复杂的，因为缺乏明确的载荷路径和木框架屋顶的非线性载荷分配。这种流体-结构相互作用的问题需要进行风洞试验和全尺寸结构试验。在模拟大气边界层（ABL）中对房屋进行了一系列风洞试验，并将所得的风致压力施加到全尺寸结构上。ABL的模拟流动在开放的国家地形的速度和湍流强度的轮廓，以及光谱，匹配与可用的全尺寸测量这种类型的地形。第一组测量是在整个房子上同时进行600次表面压力测量。表面压力场的一个关键特征是顶板上出现大的、高度非高斯的峰值隆起（吸力）。为了更好地了解是哪些流动特征导致了这种情况，在风洞模型上进行了PIV实验。这些实验用时间分辨PIV（500 Hz的采样率）进行30秒的持续时间。从PIV数据生成的流体动力学视频（低分辨率和高分辨率）中可以清楚地看到，在屋顶的迎风边缘产生了强环流。这些涡流最终沿着屋顶脱落并对流。正是这种集中环流的存在导致了所观察到的峰值负荷。
2009-10-16 physics.flu-dyn
Sound Generation by a Turbulent Flow in Musical Instruments - Multiphysics Simulation Approach -
科学模拟的总计算成本之间的直接数值模拟（DNS）和多物理场模拟（MPS）在乐器的声音生成进行了分析。为了在一个简单的类似录音机的仪器中通过湍流产生声学声音，在DNS中需要在仪器的边缘和谐振器周围进行具有低马赫数的可压缩流体动力学计算，而在MPS中使用基于Lighthill声学类比的与声音传播动力学耦合的不可压缩流体动力学计算。这些策略不仅从计算性能的角度进行评估，而且从理论角度作为复杂系统的科学模拟工具。
2007-09-06 cs.CE physics.comp-ph physics.flu-dyn
Performance of wall-modeled LES for external aerodynamics in the NASA Juncture Flow
我们调查的性能壁面模拟LES的外部空气动力学在美国宇航局交界流。我们的特点的误差预测的平均速度剖面和压力系数为三个不同的位置在飞机上：机身的上游区域，机翼-机身接合处，机翼-机身接合处靠近后缘。后两个位置的特点是强烈的平均流三维性和分离。我们的误差分析所传达的信息是，WMLES执行预期的流动类似于零压力梯度平板边界层的区域。然而，在翼身结合部的存在下，以及在分离区的存在下，现有模型的性能明显下降。在这些区域中的解决方案的缓慢收敛呈现暴力网格细化方法，以提高解决方案的精度是不可行的。上面报告的结果与使用外部空气动力学应用的典型网格分辨率预测的平均速度剖面有关，即，每个边界层厚度5- 20个点。即使在边界层的分辨率很低的情况下，对于所有考虑的网格尺寸，压力系数的预测误差也低于5%。后一种精度可归因于平均压力的外层性质，其对湍流边界层内的流动细节变得不太敏感。最后，我们表明，边界层协调网格（即，每个边界层厚度保持恒定数量的点的网格）允许网格点的更有效分布和更小的误差。我们的研究结果表明，新的建模场地，包括物理的见解，以及数值和网格的进步，必须利用，以达到通过分析认证所需的公差内的预测。
2021-01-01 physics.flu-dyn
Enhanced Wall Boundary Modeling for Turbulent Flows Using the Lattice Boltzmann Method with Adaptive Cartesian Grids
National Institute of Aerospace Technology (INTA)（国家航空航天技术研究所）
本文提出基于自适应笛卡尔网格的改进壁面边界建模方法，用于高雷诺数湍流流动的格子玻尔兹曼方法，通过结合解析壁面函数的湍流模型，实现准确的气动参数预测。
2026-01-26 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
Wake structures and performance of wind turbine rotor with harmonic surging motions under laminar and turbulent inflows
本研究利用大涡模拟结合致动线模型，分析了层流和湍流下纵荡FOWT的转子性能与尾流结构，发现纵荡诱导的相干结构通过增强对流加速尾流恢复，并强调需综合纵荡幅值与变化率以表征滞后载荷。
2024-10-03 physics.flu-dyn
Influence of geometric structure, convection, and eddy on sound propagation in acoustic metamaterial with turbulent flow
降低交通噪声问题是预防交通事故、为人们提供一个文明环境的重要研究领域。最近在降噪研究中引起关注的一种材料是声学超材料，迄今为止的研究项目大多局限于静态介质无流动的情况。为了开发应用于交通运输领域的声学超材料，我们研究了湍流作用下声学超材料的声传输特性。本文研究了声超材料在湍流作用下的几何结构、对流效应和涡流效应对声传播的影响，并分析了它们之间的关系。对流效应和涡流效应都降低了由声学晶体的独特几何形状引起的声音传输损耗的谐振强度，但是在相反的方向上移动谐振频率。此外，当气流的对流效应和涡流效应，以及声学超材料独特的几何结构所产生的固有相互作用效应不可忽略时，它们会表现出相互竞争的现象，导致共振峰的加宽。结果，这三个效应导致声音传输损耗的谐振频率的偏移和谐振峰值的加宽。本研究结果显示，即使在湍流的情况下，只要适当地控制声超材料的几何尺寸和形状，声超材料也可以用于传输。
2020-12-22 cond-mat.mes-hall physics.flu-dyn
LES wall modeling for heat transfer at high speeds
通用壁面定标的一个实际应用是近壁湍流模拟。在本文中，我们利用温度的半局部标度[Patel，Boersma，and Pecnik，{Scalar statistics in variable property turbulent channel flows}，Phys. Rev. Fluids，2017，2（8），084604]，并推导出用于高速流的壁模型大涡模拟的涡导闭合。我们发现，虽然半局部标度不崩溃高速直接数值模拟（DNS）的数据，由此产生的涡流传导率和壁模型工作得相当好。本文试图回答以下悬而未决的问题：为什么半局部标度失败，但由此产生的涡导工作良好。我们在马赫数从$M=1.4$到6的范围内进行了库埃特流的DNS。我们在能量方程中加入一个源项，得到一个冷壁，一个接近绝热的壁，和一个热壁。对气流能量收支的详细分析表明，气动加热是我们问题的答案：气动加热在Patel等人的研究中没有考虑。的半局部缩放，但在平衡壁模型建模。我们将气动加热半本地缩放，并表明新的缩放成功地崩溃的高速DNS数据。我们还表明，将气动加热或不，半局部标度引起完全相同的涡流传导率，从而回答了悬而未决的问题。
2021-05-26 physics.flu-dyn
Performance Evaluation of a Fan-Array Wind Tunnel for Advanced Aerodynamic Studies
本文设计并评估一种无收缩段、无蜂窝器的紧凑型10×10风扇阵列风洞，可在1米处生成线性剪切流，并表征多种工况下的速度、压力及湍流尺度。
2025-08-28 physics.flu-dyn
Performance of wall-modeled LES with boundary-layer-conforming grids for external aerodynamics
本文研究了壁面模型大涡模拟（WMLES）在外部气动应用中的误差尺度和计算代价。美国宇航局的连接流被用作后缘光滑体分离的飞机的代表。研究了两种网格划分策略：i）定尺寸网格，其中近壁网格尺寸具有恒定值; ii）边界层协调网格（BL协调网格），其中网格尺寸变化以适应边界层厚度的增长。我们的研究结果是伴随着平均压力系数（$C_p$）和平均速度配置文件的成本和预期误差缩放的理论分析。对于所有研究的网格，即使边界层的分辨率很低，$C_p$的预测也在小于$5\%$误差的范围内。$C_p$预测的高精度归因于附着流中平均压力的外层性质。预测的平均速度分布的误差表现出很大的变化性，这取决于所考虑的位置，即机身、翼身结合部或分离后缘。WMLES在流动类似于零压力梯度紊流边界层的区域，如机身（$<5\%$误差），其性能符合预期。然而，WMLES对翼身结合部附近的平均速度的预测精度下降，更严重的是，对分离区的预测精度下降。还研究了欠分辨机翼前缘误差传播的影响。结果表明，由于网格点分布更有效，BL-协调网格在翼身结合部和分离区具有更高的精度，从而减小了误差的流向传播。
2021-07-03 physics.flu-dyn
Real-time and On-site Aerodynamics using Stereoscopic PIV and Deep Optical Flow Learning
提出RAFT-StereoPIV，利用深度光流学习实现实时三维空气动力学流场估计，在基准上误差降低68%和47%，分辨率优于传统方法16倍。
2024-01-18 physics.flu-dyn
Turbulent drag reduction over curved walls
本文研究了弯曲壁面上湍流的表面摩擦减阻效应，以期了解摩擦减阻与总气动阻力变化之间的关系。直接数值模拟（DNS）进行了不可压缩的湍流在一个通道，其中一个壁有一个小的凸起，两个凸起的几何形状被认为是，产生轻度分离和附着流。摩擦阻力的减小是通过施加展向速度的流向行波（StTW）来实现的。由StTW产生的局部摩擦减少被发现沿着弯曲壁变化，导致全局摩擦减少，对于所研究的情况，比在平面壁情况下获得的摩擦减少大10%。此外，修改后的表面摩擦引起不可忽略的压力阻力的变化，这是有利的StTW的影响，并在全球范围内减少高达10%。净功率节省，占创建StTW所需的功率，是积极的，并且对于所研究的情况下，是一个比平面的情况下的净节省一半。该研究表明，减少复杂形状物体表面的摩擦会产生进一步的影响，对其进行简单的评估可能会导致低估总的减阻效果。
2020-04-25 physics.flu-dyn
Lateral turbulent jet in rarefied environment
本研究采用结合SST湍流模型与GSIS稀薄气体方法的GSIS-SST，分析50–80 km高度横向射流中湍流与稀薄效应的耦合影响，揭示二者对俯仰力矩、热通量和剪切应力预测的显著差异。
2025-01-09 physics.flu-dyn
Effect of free-stream turbulence on a moderate adverse pressure gradient turbulent boundary layer developing over an airfoil
Politecnico di Torino（都灵理工大学）；Center for Turbulence Research, Stanford University（斯坦福大学湍流研究中心）
研究自由流湍流对翼型上中等逆压梯度湍流边界层发展的影响，通过风洞实验，改变攻角调整压力梯度，用热线风速仪测量边界层特性，发现FST是控制参数，其影响随压力梯度放大，对相关流动研究有重要意义。
2026-07-24 physics.flu-dyn
Scatterless interferences: Delay of laminar-to-turbulent flow transition by a lattice of subsurface phonons
University of Colorado, Boulder（科罗拉多大学博尔德分校）；Centre Internacional de Mètodes Numèrics en Enginyeria (CIMNE)（国际工程数值方法中心）；Universitat Politècnica de Catalunya（加泰罗尼亚理工大学）
通过引入亚表面声子晶格，利用无散射干涉机制抑制流动扰动，延迟层流到湍流转捩，并通过Bloch波单元分析和直接数值模拟验证。
2025-07-09 physics.flu-dyn
Characterization of a turbulent flow with independent variation of Mach and Reynolds numbers
可变密度和声速船（VDSSV）产生亚音速湍流，既可压缩，并在所有规模的现有仪器，包括热线和粒子跟踪观察。我们通过观察重气体（六氟化硫$SF_6$）的流动来实现这一目标，其声速几乎比空气低三倍。通过在空气和$SF_6$之间切换，我们将湍流马赫数（直到$M_t$ = 0.17）对湍流统计的影响与雷诺数（直到$R_λ$ = 1600）和边界条件（我们保持恒定）变化的影响隔离开来。一个自由的剪切流产生的管道风扇，我们表明，它的行为像一个湍流射流中的平均速度分布接近自相似性与距离的孔（高达$x/D_f$ = 9）。喷流的响应类似于可压缩剪切层，因为它在高马赫数（直到$M_j$ = 0.7）时比在低马赫数时扩散得更慢。与此相反，积分长度尺度和Kolmogorov常数的湍流是近似不变的雷诺数或马赫数的变化。我们简要报告正在开发的仪器，将扩大可访问的泰勒尺度雷诺数和湍流马赫数分别为4000和0.3。
2021-11-29 physics.flu-dyn
Quantifying non-equilibrium pressure-gradient turbulent boundary layers through a symmetry-based framework
提出基于Lie群膨胀对称性破缺的统一框架，揭示非平衡压力梯度湍流边界层的总剪切应力多层结构与解耦机制，并在多类气动系统中验证。
2025-08-29 physics.flu-dyn
Subgrid-scale energy transfer and associated coherent structures in turbulent flow over a forest-like canopy
大涡模拟允许通过森林或植被样冠层纳入重要的驱动物理湍流。本文研究了涡旋拉伸和相干结构对亚网格尺度湍流动能的影响。我们提出了三个模拟（SGS-D/S/W）的冠层相互作用的影响。SGS-d假设SGS生产与SGS耗散的局部动态平衡。SGS-s平均拉格朗日轨迹上相干结构的SGS贡献。SGS-w假设TKE从大尺度到小尺度的平均叶栅发生在涡拉伸过程中。我们比较的后果，考虑森林的相同形态浸没固体或浸没树冠。我们的研究结果表明，流动和湍流的特性有明显的差异，而这两种情况下表现出冠层混合层。计算结果还表明，考虑涡拉伸后的TKE比经典的Deardorff TKE模型多解了约$18$ %。这些观测结果表明，森林冠层的空气动力学响应与森林覆盖的形态有关。讨论了森林中空间间歇相干结构的扫掠和喷射事件及其在动量、能量和标量传输中的作用。
2020-10-04 physics.flu-dyn
Extracting informative vortical structures of turbulent wake-extreme vortex gust interactions with machine learning
Department of Aerospace Engineering, Graduate School of Engineering, Tohoku University（东北大学大学院工学研究科航空航天工程系）
本研究采用卷积信息论学习，在雷诺数5000下从涡阵风-翼型相互作用中提取与升力、能量传递相关的关键涡结构，为瞬态空气动力学流动研究提供数据驱动的因果分析方法。
2026-07-30 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Stochastic modelling of a freely rotating disk facing a uniform flow
对薄圆盘与其湍流尾迹之间的流固耦合进行了实验研究，并采用低阶随机模型进行了描述。圆盘在雷诺数Re=133 000时面对均匀流，并可绕其直径之一旋转。它配备了瞬时压力测量，以给出空气动力学负载;前端和基座侧的力矩和压力中心。当磁盘是固定和对齐，破环涡脱落观察和所有方向访问的概率相等，产生轴对称的长期统计。Rigas等人（2014）最近观察到的极低频反对称模式，除非将圆盘形状修改为子弹形状，否则不会观察到，这表明分离角的重要性。这表明，这些模式是线性稳定的磁盘，而他们是不稳定的子弹形状。当圆盘固定并倾斜时，底部压力中心（CoP）优先向旋转轴的一侧移动。最后，当轮盘自由旋转时，前力矩与轮盘倾角（气动刚度）成正比，而底力矩与轮盘倾角有很好的相关性。从这些观察结果中，一个低阶模型推导出耦合（i）CoP，强迫随机的湍流，和（ii）磁盘倾角，作为一个线性谐振子强迫的基本时刻。该模型很好地捕捉了实验观察到的主要统计和动力学特征。一个不同之处在于圆盘倾角的分布（在测量中具有指数尾，但在模型中是高斯的），这表明可能存在非线性或时间延迟的改进。该模型预计捕捉耦合动力学在其他系统中，涉及湍流尾流背后自由旋转的钝体。
2019-01-18 physics.flu-dyn
Small Rarefaction, Large Consequences: Limits of Navier Stokes Turbulence Simulations
Southern University of Science and Technology（南方科技大学）
研究揭示了纳维-斯托克斯方程在湍流条件下因本构退化而出现的局限性，强调稀薄效应在剪切层中的主导作用，对高速气动学和行星探索有重要影响。
2026-02-09 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
A stochastic modeling framework to generate 2-D rough-wall high-Reynolds-number turbulent boundary layers
Saint Anthony Falls Laboratory, University of Minnesota（明尼苏达大学圣安东尼瀑布实验室）；Department of Civil, Environmental, and Geo-Engineering, University of Minnesota（明尼苏达大学土木、环境与地球工程系）
提出一种二维随机建模框架，利用少量关键参数生成高雷诺数粗糙壁湍流边界层，无需UMZ数据集，再现实验测量结果并验证代码。
2026-09-10 physics.flu-dyn
Scientific multi-agent reinforcement learning for wall-models of turbulent flows
Harvard University（哈佛大学）；California Institute of Technology（加州理工学院）；ETH Zurich（苏黎世联邦理工学院）
湍流模拟的预测能力对空气动力学设计和天气预报至关重要，取决于湍流模型的选择。大量的实验和模拟数据以及机器学习的出现推动了湍流建模工作。然而，湍流的模拟仍然受到阻碍，无法模拟的近壁动态的物理学和监督学习。我们通过引入科学的多智能体强化学习（SciMARL）来解决这一挑战，以发现大涡模拟（LES）的壁模型。在SciMARL中，离散化点也充当协作代理，学习提供LES闭包模型。智能体使用有限的数据进行自我学习，并推广到极端的雷诺数和以前看不见的几何形状。目前的模拟减少了几个数量级的计算成本超过完全解决的模拟，同时再现关键流量。我们相信SciMARL为模拟湍流创造了前所未有的能力。
2022-02-01 cs.LG physics.comp-ph physics.flu-dyn
Turbulent drag reduction with streamwise travelling waves in the compressible regime
本研究通过直接数值模拟对比不同可压缩槽道流的行波减阻效果，发现可压缩性对减阻的提升程度受对比流程影响，采用动能约束为固定比例转热能的对比方法更合理，此时可压缩性对减阻提升微弱。
2023-12-15 physics.flu-dyn
Wind Tunnel Testing and Modeling Implications of an Advanced Turbine Cascade
本文针对低亚声速等截面涡轮叶片开展大规模风洞试验，测定多参数下的气动性能，结合三维测量补充结果，验证了设计目标，并评估了CFX和MISES两种CFD工具的预测能力，讨论了测量与预测的差异。
2024-07-15 physics.flu-dyn
Implicit Large Eddy Simulation of Nearly Incompressible Flows with a Discontinuous Galerkin-Boltzmann Formulation
本文提出了一种基于不连续伽辽金-玻尔兹曼公式的高阶隐式大涡模拟方法，用于模拟近不可压缩流动，无需显式子格尺度建模，有效捕捉湍流特征。
2026-01-02 physics.flu-dyn
Resolvent analysis to inform viscoelastic coatings for turbulent drag reduction
North Carolina State University（北卡罗来纳州立大学）
该研究通过预解算子分析，发现不可压缩流动中黏弹性涂层减阻受流动诱导结构不稳定性限制，而超声速流动的高密度比提供了稳定窗口，为柔性壁减阻应用提供了理论依据。
2026-08-28 physics.flu-dyn
On wavenumber spectra for sound within subsonic jets
本文阐明了亚音速射流中声谱的性质。三个问题，越来越复杂，提出。首先，将点声源置于二维活塞流中，并解析地得到声场。其次，将点声源嵌入发散的轴对称射流中，通过求解线性化的欧拉方程得到声场。最后，通过直接数值模拟得到的声波通过湍流射流传播的分析。在每个问题中，压力或密度场在频率-波数域中进行分析。研究发现，声波可以分为三个主要的频率依赖组。为这一分类提供了物理依据。主要结论是，在低Strouhal数，声波满足d 'Alembertian色散关系。
2014-01-16 physics.flu-dyn
Real-time reinforcement learning for turbulent state-dependent control in a bluff-body wake
Imperial College London（帝国理工学院）
本文提出REACT框架，通过实时强化学习控制风洞中 bluff-body 唆流，减少阻力并实现能耗节省，发现动态抑制相干结构能提高效率。
2026-05-14 physics.flu-dyn
Physics informed data-driven near-wall modelling for lattice Boltzmann simulation of high Reynolds number turbulent flows
本文提出一种结合物理信息的神经网络数据驱动框架，用于高雷诺数湍流格子玻尔兹曼方法的近壁建模，大幅减少训练数据需求并准确预测大范围雷诺数下的壁面行为。
2024-02-12 physics.flu-dyn
