Unsteady Aerodynamics and Vortex-sheet Formation of A Two-dimensional Airfoil
机翼和翼型的非定常无粘流动模型已经发展到研究自然和人造飞行器的空气动力学。涡方法已被广泛应用于这些空气动力学模型的降维，其基础是对尾流中涡的强度和分布进行适当的估计。在这种模拟方法中，最基本的问题之一是涡面是如何产生的，并从尖锐的边缘释放。为了确定后缘涡面的形成，通过认识到流动不能围绕锐边突然转向，可以将经典库塔条件扩展到非定常情况。由于已知形成涡面的方向与后缘相切，所以这个条件可以很容易地应用于平板或具有尖尾缘的翼型。然而，对于有限角后缘，或在离开尖角的流动分离的情况下，形成的涡面的方向是不明确的。为了消除任何特别的实现，非定常库塔条件、环量守恒以及质量和动量守恒定律被耦合起来，以解析地求解后缘涡面的角度、强度和相对速度。通过定常和非定常背景流中翼型的流动结构和力计算与实验结果的比较，验证了二维空气动力学模型以及所提出的涡面形成条件。
2016-11-17 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
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
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
Adjoint-based trailing edge shape optimization of a transonic turbine vane using large eddy simulations
燃气轮机喷嘴导向叶片的后缘形状对下游滞止压力损失和叶片表面上的传热有显著影响。传统上，基于伴随的设计优化方法的气动元件使用低保真度的模拟，如雷诺平均纳维尔-斯托克斯。为了可靠地捕捉涡轮叶片上湍流所涉及的复杂流动现象，需要像大涡模拟（LES）这样的高保真模拟。在本文中，伴随的后缘形状优化，使用LES进行，以减少压力损失和传热的表面上的叶片。湍流的混沌动力学限制了伴随方法对LES计算的长时间平均目标函数的有效性。粘性稳定的非定常伴随方法用于获得具有合理精度的设计目标函数的梯度。利用贝叶斯优化的梯度用于鲁棒地处理目标函数和梯度评估中的噪声。后缘形状采用$5$凸设计的线性组合进行参数化。从优化的结果，进行超级计算机米拉，与使用相同的问题的无导数设计优化产生的最优设计进行比较。
2020-11-25 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
Numerical investigations of the fluid-structure interaction of a NACA0012 airfoil based on large-eddy simulations
这项工作的目的是扩展Streher（2017）的工作，以研究由运动NACA 0012翼型周围的流动产生的气动弹性不稳定性。该剖面的弦长为$c = 0.1 m，并暴露于雷诺数Re = 30，000的气流中。翼型只有两个自由度：相对于垂直方向的平移和绕展向轴线的旋转。基于两个单独的求解器和流固耦合（FSI）方案的分区方法。内部CFD求解器FASTEST-3D根据壁面分辨大涡模拟（LES）结合Smagorinsky模型（1963）计算流体子问题。结构子问题由Viets（2013）实现的刚体运动求解器求解，该求解器基于刚体的运动方程。FSI耦合基于松耦合或强耦合算法在两个求解器之间交换信息。一个彻底的分析的问题，主要是为了获得一个计算设置，提供准确性和CPU时间的要求之间的最佳折衷。三个系统配置，然后进行测试和彻底的研究：一个导致有限的小振幅的翼型的振荡行为。另一种是以扭转发散气动弹性不稳定性的存在为特征。最后，针对颤振现象建立了一种构型。然而，目前没有足够的数据，因此，这种动态气动弹性不稳定性不能在本工作中进行彻底的研究。在不久的将来，这项研究将作为颤振实验和计算在流体力学位于赫尔穆特施密特大学的部门进行的基础。
2018-07-04 physics.flu-dyn
Direct numerical simulation of cambered airfoil aerodynamics at Re = 20,000
本文采用高阶直接数值模拟方法，对NACA 65（1）-412翼型在Re = 20，000、攻角为0° ~ 10°时的流动拓扑进行了全面而详细的研究。它表明，不稳定性分叉的流动，并导致它改变在一个临界角的攻击从层流分离没有再附着在一个层流分离气泡在后缘的气泡在前缘。流态的转变受后缘压力侧边界层的卡门涡脱落、吸力侧分离剪切层内的Kelvin-Helmholtz不稳定性以及涡核内椭圆流和随后卡门涡之间剪切层内双曲线流的三维不稳定性控制。随着吸力面剪切层的过渡和重新附着，二维和三维不稳定性的相互作用导致三维管状结构和大尺度湍流喷流。层流分离泡的形成和移动定义了翼型后面几个弦长处的远尾流拓扑结构，并伴随着升力的突然增加和阻力的减小，这突出了低雷诺数翼型空气动力学的敏感性。升力和阻力极直接数值模拟，风洞实验，简化的数值程序，其中不正确的预测的力系数是由于未能正确建模的低压区在后缘，这是由时间相关的卡门涡的产生所造成的。
2021-08-10 physics.flu-dyn
Comprehensive Study on the Slat Noise of 30P30N High-Lift Airfoil Basd on High-Order Wall-Resolved Large-Eddy Simulation
本研究利用高阶壁面解析大涡模拟对30P30N高升力翼型缝翼噪声进行综合研究，验证了方法的准确性并降低了计算成本，揭示了雷诺数和迎角对噪声的影响，提出了改进的纯音频率预测公式。
2024-11-08 physics.flu-dyn
Identification of structures driving trailing-edge noise. Part I -- Experimental investigation
本研究通过展向模态分解与同步声压测量实验，识别出大展向波长的展向相干结构是宽频后缘噪声的主要驱动因素，为气动声学建模与噪声控制提供了实验依据。
2024-12-12 physics.flu-dyn
Intermittent Vortex Merging and Extreme Drag in Transitional Airfoil Flow
Oklahoma State University（俄克拉荷马州立大学）
该研究通过NACA0012翼型的二维数值模拟，揭示转捩翼型流动中极端阻力源于成簇涡释放与合并，提出通过secondary涡量动力学控制涡释放时机可缓解极端气动载荷。
2026-08-14 physics.flu-dyn
Switch of tonal noise generation mechanisms in airfoil transitional flows
对NACA 0012翼型在迎角为${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
Large-eddy simulations of the NACA23012 airfoil with laser-scanned ice shapes
本文利用壁面模化大涡模拟对NASA IRT生成的五种激光扫描冰形NACA23012翼型进行多迎角气动仿真，验证该方法能准确捕捉明冰与霜冰的复杂气动效应，为结冰环境下的飞机设计提供依据。
2023-09-22 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
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
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
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
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
Far-Field Aeroacoustic Shape Optimization Using Large Eddy Simulation
本研究提出一种结合FR、LES、FW-H方程和无梯度MADS算法的并行形状优化框架，在雷诺数23000下对NACA翼型进行远场气动声学优化，实现5.9 dB噪声降低和超14%阻力减少。
2025-10-11 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
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
Effect of Tripping and Domain-Width on Transonic Buffet on Periodic NASA-CRM Airfoils
Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)（日本宇宙航空研究开发机构）
针对周期性NASA-CRM翼型开展高保真模拟，探究边界层绊线振幅与展向域宽对跨声速抖振的影响，明确了不同状态下的抖振特征与展宽选取准则。
2024-01-26 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
Effect of geometric parameters on the noise generated by rod-airfoil configuration
本文采用实验和数值计算的方法研究了杆的几何参数--杆直径和杆与翼型之间的距离--对杆-翼型组合体产生的噪声的影响。数值模拟采用低耗散迎风格式和延迟分离涡模拟（DDES）方法，并采用剪切层自适应（SLA）亚网格长度尺度（SGS），以实现RANS和LES之间的快速过渡。一个双时间步进策略，导致二阶精度的空间和时间，其次。采用Ffowcs-Williams和Hawkings（FWH）技术对声压起伏进行后处理，预测远场声学。相应的详细的实验分析，进行了使用相控麦克风阵列技术在气动声学风洞在勃兰登堡技术大学科特布斯，用于验证的数值方法。分析的主要目的是检查配置参数对噪声产生的影响。计算结果与远场声学实验数据吻合较好。
2020-10-27 physics.flu-dyn
Numerical Investigation of the Effect of Airfoil Thickness on Onset of Dynamic Stall
采用大涡模拟研究了翼型厚度对动态失速起始的影响。本文研究了四种厚度弦比分别为9%、12%、15%和18%的对称NACA翼型。三维Navier Stokes方程求解器FDL3DI与六阶紧致有限差分格式一起用于空间离散、二阶隐式时间积分和鉴别滤波器以去除未解决的波数。研究了俯仰轴位于翼型四分之一弦点的等速上仰机动。模拟分两步进行。在第一步中，翼型在规定的迎角（$=4^\circ$）下保持静止。在第二步中，使用斜坡函数将俯仰速率从零平滑地增加到选定值，然后保持俯仰速率恒定，直到迎角超过升力失速点。与XFOIL的静态模拟比较，在预测过渡位置方面显示出良好的一致性。FDL3DI预测了薄翼型（9%和12%）的两级转捩，而在XFOIL结果中没有观察到。动态模拟表明，在所有情况下，动态失速的开始都是以层流分离泡（LSB）的破裂为标志的。然而，对于试验的最厚翼型，回流区扩展到翼型的大部分，并在LSB破裂和动态失速开始之前立即到达LSB位置，这表明失速可能由分离的湍流边界层触发。结果表明，不同类型的动态失速，特别是前缘失速与后缘失速之间的界限是模糊的。动态失速起始机制随着某些参数（在这种情况下是翼型厚度）的逐渐变化而逐渐从一种变化到另一种。
2017-05-18 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
Parallel optimization for large eddy simulations
提出了一种适用于大涡模拟的并行贝叶斯优化算法。这些模拟对优化方法提出了挑战，因为它们需要数小时或数天的计算时间，并且它们的目标函数包含在有限时间内平均的湍流统计噪声。基于代理的优化方法，包括贝叶斯优化，已经显示出对噪声和昂贵的目标函数的承诺。在这里，我们适应贝叶斯优化，以最大限度地减少在湍流通道流的阻力和设计的涡轮叶片的后缘，以减少湍流传热和压力损失。我们的优化同时运行多个模拟，每个模拟并行到数千个核心，以便利用当今超级计算机提供的额外并发性。
2014-11-03 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
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
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
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
Gradient-Free Aeroacoustic Shape Optimization Using Large Eddy Simulation
提出结合通量重构、网格自适应直接搜索和大涡模拟的无梯度气动声学形状优化框架，在深腔、串联圆柱和翼型三个算例中分别实现12.9dB、11dB和5.7dB降噪，同时控制阻力，验证了框架的可行性与有效性。
2025-10-07 physics.flu-dyn
High-Order Large-Eddy Simulations of a Wind Turbine in Ducted and Open-Rotor Configurations
采用高阶大涡模拟方法研究了涵道风力机在不同叶尖速比下的性能和流场。为了评估管道的影响，还对相应的开式转子涡轮进行了具有相同叶尖速比的模拟。结果发现，涵道涡轮机始终获得更高的功率输出比开放的转子对应，和管道本身增强了流动湍流和叶片后缘涡，但削弱尖端和轮毂涡。在最大叶尖速比下观察到流动分叉，并确定是由叶片阻塞效应引起的。在不同的偏航角下，对两种涡轮机进行了比较模拟。应注意，涵道构型对小的偏航角不敏感，并且在所有偏航角下保持比开式转子构型更高的功率输出。此外，据观察，这两种配置的尾流恢复更快的偏航角增加。
2022-06-01 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
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
Data-integrated uncertainty quantification for the performance prediction of iced airfoils
本研究针对结冰翼型冰形不确定性问题，基于风洞冰形数据结合主成分分析构建输入模态，对比多种先进不确定性量化方法，以大涡模拟为基准实现了结冰翼型性能的高精度不确定性预测。
2023-07-20 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
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
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
Investigation of Wake Dynamics of a Slender Symmetric Trailing Edge Hydrofoil
NTNU — Norwegian University of Science and Technology（挪威科技大学）
本研究通过LES与PIV结合，分析了零攻角下对称钝尾缘水翼的尾涡动力学，揭示了相干结构与涡街的关联，验证了尾涡建模对振动控制的适用性。
2026-01-29 physics.flu-dyn
The impact of non-frozen turbulence on the modelling of the noise from serrated trailing edges
本文通过大涡模拟发现冻结湍流假设导致锯齿尾缘噪声模型高估降噪量，提出考虑非冻结湍流的修正模型，并确定锯齿振幅与流向相关长度之比为关键参数。
2023-12-26 physics.flu-dyn
Unsteady adjoint of pressure loss for a fundamental transonic turbine vane
高保真模拟，例如，为了准确地预测在涡轮增压器应用中由于尾流混合引起压力损失，通常需要大涡模拟。这种高保真度模拟的非定常伴随对于这些空气动力学应用中的设计优化是有用的。在本文中，我们提出了非定常伴随解决方案，使用大涡模拟模型的VKI叶片使用气动目标。非定常伴随方法在捕获短时间间隔气动热目标的梯度方面是有效的，而该方法在捕获长时间平均热目标时提供了发散梯度。由于叶片后缘附近吸力面的边界层是湍流，这对伴随求解器提出了挑战。混沌动力学导致伴随的解决方案，从后缘区域按指数发散时，解决时间向后。这导致从伴随解获得的灵敏度的腐败。非定常可压缩Navier-Stokes伴随方程的能量分析表明，添加人工粘性的伴随方程可以潜在地耗散伴随能量，同时潜在地保持伴随灵敏度的精度。分析伴随能量的增长项提供了用于识别流中伴随项发散的区域的度量。从泰坦超级计算机上进行的模拟叶片的结果证明。
2015-11-22 physics.flu-dyn
Grid-Adaptation for Wall-Modeled Large Eddy Simulation Using Unstructured High-Order Methods
大涡模拟的精度和计算成本高度依赖于计算网格。在大多数实际用例中，根据先验知识手动构建最佳网格是不可行的;相反，解决方案自适应策略可以提供一种鲁棒且具有成本效益的方法来生成具有所需精度的网格。我们适应网格自适应算法开发的Toosi和Larsson的不连续Galerkin谱元素法（DGSEM），并显示其潜力完全非结构化网格。该方法的核心是使用DGSEM中使用的多项式基函数计算估计的建模残差，并对每个元素的估计残差进行平均。最后的方法是在多通道流动试验情况下进行评估，并为跨音速流的翼型，在这两种情况下，利用砂浆之间的接口与悬挂节点的元素。该方法被认为是强大的和可靠的，并提供解决方案，在可比的精度相比，当使用人工生成的网格时，成本降低高达50%。
2023-01-09 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Numerical Simulation of Iced Wing Using Separating Shear Layer Fixed Turbulence Models
本文用雷诺平均N-S方法研究了翼型和机翼表面积冰的气动力预报。考虑到湍流的非平衡特性，建立了两种分离固定湍流模型。关键的特别修正是湍流产生与耗散的局部比率项，其用于放大ω-方程的破坏项，以增加完全湍流区域的分离剪切层中的涡动粘度。采用剪切应力限制器来模拟湍流发展时剪切层转捩的开始过程。建议的分离固定项可以很容易地实现到当前的求解器。利用修正后的模型对两个翼型和一个三维后掠机翼进行了数值试验。结果表明，分离剪切层修正提高了模型对大迎角失速特性的预测能力。模拟的平均流场和湍流强度分布与实验数据吻合较好。
2021-03-08 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
A fully one-sided diffuse-interface immersed boundary method for wall-modeled large-eddy simulation
Aix-Marseille Univ, CNRS, Centrale Med, M2P2（艾克斯-马赛大学）；Department of Aeronautics and Astronautics, The University of Tokyo（东京大学航空航天工程系）
研究针对扩散界面浸入边界方法在壁面模型大涡模拟中存在的问题，开发全单侧扩散界面浸入边界方法，通过特定策略消除跨边界扩散效应，经多方面验证，该方法提高了预测精度，尤其在低参考高度时，且在翼型湍流流动评估中表现良好。
2026-07-09 physics.flu-dyn
