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
Improvement of NACA6309 Airfoil with Passive Air-Flow Control by using Trailing Edge Flap
本文研究NACA6309翼型的改进，通过CFD仿真设计十六种后缘简单襟翼配置，发现1°上翻襟翼性能最佳，10°下翻襟翼最差。
2024-09-21 physics.app-ph physics.comp-ph physics.flu-dyn
The Increase of the Airfoil Trailing Edge Noise and Unsteady Surface Pressure due to High Inflow Turbulence
人为因素，特别是视觉影响和噪音产生，是目前更广泛的城市风能开发的主要限制。由与翼型表面相互作用的湍流边界层引起的后缘噪声是现代水平轴和垂直轴风力机的主要噪声源。低入流紊流度不影响后缘噪声。然而，高湍流强度的入流具有可穿透边界层的流动结构，从而增加了边界层内的速度波动，并因此增加了壁压波动和后缘噪声。本研究调查了在城市地区大气边界层中观察到的高自由流湍流对后缘噪声产生的影响。这是通过测量当翼型受到高流入湍流时，边界层内湍流的增量和后缘附近的表面压力波动来进行的。在特文特大学的气动声学风洞中对NACA 0012翼型进行了紊流来流的实验测量。实验的弦基雷诺数范围为170 x 10^3至500 x 10^3。结果表明，高来流湍流度显著增加了整个边界层的速度脉动和积分长度尺度，导致自由流湍流度为10%和20%时，表面压力谱在整个频率范围内分别增加了6 dB和10 dB以上。10%自由流湍流仅在低频率范围内增加速度波动，而20%流入湍流影响整个频率范围内的速度谱，增加湍流的最小结构的尺寸。应用Amiet理论预测了飞机尾缘远场噪声。
2021-08-04 physics.app-ph 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
Identification of structures driving trailing-edge noise. Part I -- Experimental investigation
本研究通过展向模态分解与同步声压测量实验，识别出大展向波长的展向相干结构是宽频后缘噪声的主要驱动因素，为气动声学建模与噪声控制提供了实验依据。
2024-12-12 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
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
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
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
Inviscid scaling laws of a self-propelled pitching airfoil
本文给出了一个自航虚拟体和一个绕其前缘作俯仰振荡的翼型组合体的无粘计算结果。时间平均推力的缩放趋势被证明是准确的Garrick的理论预测。然而，有限振幅运动的时间平均功率的缩放显示偏离理论。新的时间平均功率缩放，占贡献的附加质量的力量，从大振幅分离剪切层在后缘，和从附近的后缘涡。随后推导出自推进速度、效率和运输成本的比例律（$CoT$）。使用这些缩放关系的自推进的度量可以预测到5%以内的全尺度值，通过使用已知的先验参数。该关系可用于通过提供设计参数与预期$CoT$之间的直接联系来大幅加快仿生推进系统的设计阶段。缩放关系也提供了一个第一个机械的理由缩放的能量的自我推进游泳。具体而言，运输成本的规模主要与增加的质量功率。这表明，使用非定常推进的生物体或飞行器的$CoT$将与它们的质量成比例，即$CoT \propto m^{-1/3}$，这确实与现有的生物学数据一致。
2017-05-26 physics.flu-dyn
Efficient prediction of broadband trailing edge noise and application to porous edge treatment
由流过翼型边缘的湍流产生的后缘噪声是最重要的气动声学噪声产生机制之一。在工业应用的各个领域中，噪声问题是非常感兴趣的。在工业设计过程中，需要基于第一原理的CAA，响应时间短，以可靠地预测由于设计修改而引起的连续边界层后缘噪声的谱差异。本文研究了一种基于CFD/CAA混合程序的气动声学方法。第一步，RANS模拟提供了一个时间平均的解决方案，包括平均流量和湍流统计，如长度尺度，时间尺度和湍流动能。在此基础上，采用快速随机粒子网格法随机生成脉动声源，对宽带气动噪声进行二次CAA仿真。从实验结果可知，多孔后缘在很大的频率范围内显著降低后缘噪声级，最高可降低8dB。此外，声音降低取决于多孔材料参数，例如几何形状、孔隙率、渗透性和孔径。本文介绍了扩展的混合CFD/CAA方法，包括多孔材料与规定的参数的第一个结果。为了考虑孔隙率的影响，将体积平均的纳维-斯托克斯方程转化为微扰形式，导出了含源项的声微扰方程的扩展形式。达西和Forchheimer项的正确执行被验证为均匀和各向异性多孔介质中的声传播。本文研究了NACA 0012翼型无升力时的噪声产生，将升力和弯度对噪声的二次效应与基本的边缘噪声处理分开。
2018-10-05 physics.flu-dyn
Time-resolved phase-lock pressure-sensitive paint measurement of trailing edge noise dynamics
本文提出时间分辨锁相PSP测量技术，以解决微弱尾缘噪声压力脉动被传感器噪声掩盖的问题，在NACA0012翼型上实现了679 Hz、50 Pa脉动的高精度分辨，并揭示了尾缘噪声的抑制与再发展动力学。
2024-07-05 physics.flu-dyn
Trailing-Edge Noise Reduction using Porous Treatment and Surrogate-based Global Optimization
宽带降噪是航空航天和工业应用中的一个重要问题。具体地，从翼型的后缘产生的噪声提出了具有挑战性的问题，提出了各种解决方案。本研究探讨多孔后缘处理。我们使用基于代理的无梯度优化和经验噪声模型来有效地探索设计空间并找到最佳孔隙率分布。结果，在宽带300-5000 Hz中实现了预测的8-10 dB降低。优化设计强调了设计空间的复杂性和全局搜索的困难性。此外，最佳设计呈现低孔隙率解决方案，同时构成显著的噪声降低。
2023-02-03 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
Aeroacoustic airfoil shape optimization enhanced by autoencoders
本文提出了一种用于风力机叶片设计的翼型形状优化框架，以降低后缘噪声。使用Amiet理论结合TNO-Blake模型计算壁面压力谱和快速回转XFOIL模拟评估边界层参数，对远场噪声进行评估。首先使用零迎角的NACA 0012翼型验证计算框架。采用粒子群算法对翼型外形进行优化。多目标优化在保证足够升力和最小阻力的同时，使不同攻角下的A加权总声压级最小。我们比较经典的参数化方法来定义翼型几何形状（即，CST）到机器学习方法（即，变分自动编码器）。我们观察到，变分自动编码器可以表示各种各样的几何形状，只有四个编码变量，导致有效的优化，从而改善最佳形状。与基线几何形状NACA 0012相比，基于自动编码器的优化翼型将总体声压水平降低了3%（1.75 dBA）（整个频率范围内的噪声降低），同时在升力和阻力方面保持了良好的空气动力学特性。
2022-09-30 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
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
Shape optimization for trailing-edge noise reduction using large-eddy simulation and ensemble-based method
本研究基于大涡模拟和 ensemble Kalman method 优化翼型尾缘形状，通过施加平滑正则化同步降低噪声与阻升比，并利用谱本征正交分解揭示其通过破坏大尺度流动结构及非线性作用抑制高频噪声的机理。
2025-09-17 physics.flu-dyn
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
Physically consistent formulation for the bound vortex sheet strength in the Wagner model
North Carolina State University（北卡罗来纳州立大学）
该研究针对非定常薄翼型理论中经典公式的不足，通过对瓦格纳问题束缚涡旋片强度进行物理一致公式化，推导系数递推关系，开发离散涡方法并对比，改进后消除后缘虚假振荡，提高涡量和压力分布正则性。
2026-07-09 math-ph math.MP physics.flu-dyn
Optimally time-dependent modes of vortex gust-airfoil interactions
本文利用最优时变模态分析研究了不同强度阵风涡冲击NACA 0012翼型时的瞬态扰动放大特性，揭示了最放大结构随尾流演化的时空变化规律，为非定常空气动力学问题提供了分析技术和基础性见解。
2025-01-03 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
The aerodynamic performance of a transonic airfoil with spanwise forcing
本文通过直接数值模拟研究展向行波力对跨声速翼型激波与边界层相互作用的控制效果，发现合适的控制参数可推迟激波、形成与摩擦减阻相关的分离区，从而提高气动效率。
2025-02-06 physics.flu-dyn
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
Stall cells over an airfoil. Part 1: Three-dimensional flow organisation and vorticity dynamics
LHEEA lab. - CNRS - Nantes Université, Centrale Nantes（南特大学、中央南特学院）；FLOW, Department of Engineering Mechanics, KTH Royal Institute of Technology（瑞典皇家理工学院）
本研究采用混合RANS/LES方法分析机翼上滞止细胞的三维流动组织与涡量动力学，揭示了展向速度结构的旋转特性及分离涡管的不稳定性。
2026-02-06 physics.flu-dyn
Wake transition and aerodynamics of a dragonfly-inspired airfoil
本研究在二维$α-Re$参数空间中，结合线性稳定性分析与三维非线性直接数值模拟，揭示仿蜻蜓翼型的流场转捩机制、稳定性特性及空气动力学性能与参数的关联。
2025-02-16 physics.flu-dyn
Calibration of projection-based reduced-order models for unsteady compressible flows
在这项工作中的降阶模型（ROM）的校准分析。Galerkin和最小二乘Petrov-Galerkin（LSPG）方法进行了测试可压缩流涉及的时间尺度的差异。针对LSPG方法提出了一种新的标定策略，并对两个测试用例进行了分析。第一种包括亚音速翼型流，其中边界层不稳定性是后缘噪声产生的原因，第二种包括具有瞬态周期的超音速翼型流，其中分离激波在后缘处发生激波-涡流相互作用的同时向上游传播。结果表明，校准产生稳定和长期准确的两种情况下。为了减少LSPG模型的计算量，采用加速贪婪缺失点估计（MPE）算法进行超约简。对于第一种情况，超约化得到的LSPG解与全阶模型得到的LSPG解有很好的比较。然而，对于超音速的情况下，流动的瞬态特征需要适当地捕获的采样点。否则，运动冲击波的动力学不能完全恢复。不同的时间推进计划的影响也进行了评估，不同的文献中报道，Galerkin模型被证明是更准确的比LSPG计算时，非保守形式的纳维-斯托克斯方程求解。对于超音速情况，Galerkin和LSPG模型（无超简化）捕捉了沿翼型的分离和斜激波的总体动力学。然而，当激波-涡相互作用发生在后缘时，Galerkin ROM能够捕获来自涡脱落的高频波动，而LSPG呈现出更多的耗散解，不能恢复流动动力学。
2020-08-13 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
Stall cells over an airfoil. Part 2: A vortex-based analytical model for their formation and saturation
LHEEA lab. - CNRS - Nantes Université, Centrale Nantes（南特大学中央理工学院）；FLOW, Department of Engineering Mechanics, KTH Royal Institute of Technology（皇家理工学院）
本文提出基于涡旋的分析模型，研究滞止细胞的形成与饱和机制，通过线性和非线性分析揭示其动力学特性。
2026-02-06 physics.flu-dyn
Identification of structures driving trailing-edge noise. Part II -- Numerical investigation
本研究通过高保真壁面解析可压缩隐式LES模拟NACA 0012翼型后缘噪声，结合SPOD分析发现流向传播波包是噪声源，证实声学低秩性并提出用于远场重建的降阶模型。
2024-12-12 physics.flu-dyn
The Sound Radiated by Tip Clearances Submerged in a Boundary Layer
本文研究了低马赫数叶尖间隙流引起的远场声辐射特性。叶尖间隙高度的范围为进入的未扰动边界层厚度的14%至30%，基于雷诺数的间隙高度在2，600至16，000之间。使用麦克风阵列测量的远场声进行波束成形，以揭示主要噪声源以及当流动马赫数、迎角和间隙高度变化时它们的行为。近场的行为也通过PIV测量和表面压力波动的尖端上的测量进行了检查。结果表明，叶尖间隙产生的中高频噪声主要由中弦和前缘区域的泄漏流所控制，而在靠近叶尖间隙后缘的区域则存在一个具有不同标度特性的低频噪声源。这种低频噪声源的来源被认为是位于后缘附近并在该区域引起显著湍流水平的叶尖分离涡。该噪声源的强度随着间隙高度的增加而降低，这与分离涡流相关的湍流水平的降低是一致的。中频间隙噪声的大小与马赫数的六次方成比例，由于翼型叶尖表面上的波动压力减小，间隙噪声的大小随叶尖间隙高度减小。这种声音的时间尺度是独立的流速，这意味着源是非紧凑的。还发现，较小的叶尖间隙会产生较大的高频噪声，这是由于强烈的湍流和压力波动水平集中在间隙的前缘附近。
2024-10-02 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
Compact representation of transonic airfoil buffet flows with observable-augmented machine learning
本研究利用机器学习提取跨音速机翼 buffet 的低维表示，通过升力增强自编码器实现低阶建模，展示了在高雷诺数下对升力相位动态的合理估计。
2025-09-22 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Shocks Under Control: Taming Transonic Compressible Flow over an RAE2822 Airfoil with Deep Reinforcement Learning
Aerospace Engineering Department, Worcester Polytechnic Institute（航空航天工程系，沃斯特理工学院）；Department of Aerospace Engineering, University of Michigan（航空航天工程系，密歇根大学）
针对Re=50,000时二维RAE2822翼型跨音速激波-边界层相互作用的主动流动控制问题，本文采用深度强化学习（DRL）结合高保真CFD求解器，通过合成射流作动器有效缓解激波诱导分离、抑制振荡并提升气动力性能。
2025-11-10 cs.LG 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
An Empirical Wall-Pressure Spectrum Model for Aeroacoustic Predictions Based on Symbolic Regression
ETSIAE-UPM - School of Aeronautics, Universidad Politécnica de Madrid（马德里理工大学航空工程学院（ETSIAE-UPM））；University of Twente（特文特大学）
本研究针对现有翼型壁压谱模型适用范围窄、鲁棒性不足的问题，采用基于遗传算法的AI符号回归构建新经验模型，经多翼型多工况数据验证更优，结合Amiet理论可准确预测全尺寸风机气动噪声。
2025-01-14 cs.AI cs.LG physics.flu-dyn
Feather-inspired flow control: The flow physics of spatially distributed covert flaps
本文研究受鸟类覆羽启发的空间分布式被动流动控制系统，通过风洞实验和PIV揭示其通过剪切层相互作用和压力坝效应在失速后实现升力最高提升50%、阻力最高降低30%，并分析了瓣片位置与数量的影响。
2024-04-01 physics.flu-dyn
Quantifying Model Form Uncertainty in RANS Simulation of Wing-Body Junction Flow
当边界层遇到安装在表面上的翼型时，就会发生机翼-机身连接流动。由于两个垂直边界层的相互作用，导致近壁区雷诺应力的各向异性，使得尾缘附近的角区流动对于线性涡粘性雷诺平均Navier-Stokes（RANS）模型是一个挑战。最近，Xiao等人提出了一个物理信息贝叶斯框架，通过利用稀疏观测数据来量化和减少RANS模拟中模型形式的不确定性。在这项工作中，我们扩展了这个框架，将壁面函数的使用RANS模拟，并适用于扩展的框架的RANS模拟翼身连接流。对3：2椭圆形头部和NACA 0020尾筒在其最大厚度位置处连接进行标准RANS模拟。结果表明，后向平均速度和雷诺应力各向异性在尾缘附近的拐角区域与实验数据吻合较好。另一方面，在前缘处的先前速度剖面表明不确定性空间的限制，并且框架在该区域的性能不太有效。通过扰动雷诺应力的方向，在前缘的先验速度分布的不确定性范围覆盖的实验数据。结果表明，在平均应变率变化较快的区域，RANS预测速度场的不确定性与雷诺应力方向的不确定性关系较大。本文的工作不仅证明了贝叶斯框架在改进翼身结合部流动RANS模拟中的能力，而且揭示了该流动的模型形式不确定性的主要来源，这对RANS模拟具有一定的辅助作用。
2016-05-19 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
Using Optimal Transport Aligned Latent Embeddings for Separated Flow Analysis
本文提出利用最优传输对齐自编码器潜在嵌入，以学习可解释的流场低维表示，并在NACA 0012翼型分离流控制中验证了该方法能有效捕捉不同攻角下共有的流动响应与控制性能物理关系。
2025-11-11 physics.flu-dyn
