Predictive Compressibility Transformation for Hypersonic Turbulent Boundary Layers with Cold Walls
University of Missouri（密苏里大学）
本文提出了一种更严格的压缩性变换条件，通过高马赫数DNS验证，开发了新的正向和逆向变换框架，以提高冷壁高马赫数湍流边界层的近壁建模精度。
2025-12-09 physics.flu-dyn
Analysis of Wall Heat Flux of a Hypersonic Shock Wave / Boundary Layer Interaction with a Novel Decomposition Formula
壁面热流的产生机理是超声速/高超声速湍流边界层的基本问题之一。提出了一种新的曲线坐标下的热分解公式。新公式适用范围更广，可应用于网格变形的构形。用新公式分析了激波与压缩拐角处湍流边界层相互作用的壁面热流。结果表明，该公式在复杂相互作用区具有良好的性能。得到了不同能量输运过程的贡献。湍流波动的贡献，雷诺应力和热通量的湍流输送显著增加，而平均剖面的过程，分子应力和热传导可以忽略不计。另外，压力功是壁面热流的另一个贡献因子，流向分量主要作用于剪切层和再附着点，而壁面法向压力主要集中在再附着点附近。
2022-05-04 physics.flu-dyn
Effects of thermochemical modelling on a hypersonic shock-wave/turbulent boundary-layer interaction
Sapienza University of Rome（罗马大学）；ONERA, The French Aerospace Lab（法国航空航天实验室）
通过直接数值模拟研究有限速率化学反应、热完全气体和量热完全气体三种热化学模型对高超声速激波/湍流边界层相互作用的影响，发现化学反应模型导致分离泡更小、壁面热流更低等系统性差异。
2026-06-29 physics.flu-dyn
Recent developments and research needs in turbulence modeling of hypersonic flows
本综述系统评估了高超声速流动条件下RANS湍流建模的最新进展与局限性，比较了多种模型在预测关键工程量方面的能力，并指出了验证数据库的空白及未来研究方向。
2025-04-28 physics.flu-dyn
Shock impingement on a transitional hypersonic high-enthalpy boundary layer
本文首次用直接数值模拟的方法研究了激波撞击非热化学平衡过渡高焓边界层的动力学过程。自由飞行马赫数等于9，斜激波以10°角撞击冷却平板边界层，产生回流区。结合自由湍流扰动，激波冲击触发过渡到一个充分的湍流制度的相互作用区域的下游不久。因此，壁面特性强调层流区、再循环气泡、过渡区和完全湍流区的存在。由于特殊的激波模式，湍流破裂的特征是表面摩擦和壁面热通量的异常增加。在所考虑的热力学条件下的流动被发现是在整个热非平衡状态，与非平衡效应增强和持续的冲击引起的层流/湍流过渡，而化学活性几乎可以忽略不计，由于壁冷却。在相互作用区域中，松弛朝向热平衡被延迟并且旋转平移和振动温度的波动值强烈不同，尽管强烈的壁冷却。完全湍流部分表现出的流向速度，雷诺应力和湍流马赫数的演变与以前的结果高度可压缩冷却壁边界层在热不平衡，湍流运动维持热不平衡。然而，振动能量被发现对总壁面热流的贡献很小。
2022-12-13 physics.flu-dyn
Wall cooling effect on spectra and structures of thermodynamic variables in hypersonic turbulent boundary layers
基于Kovasznay分解研究高超声速湍流边界层壁面冷却效应，发现强冷却通过行波状交替结构和条纹状熵结构分别增强近壁声学模态与熵模态，且远壁区熵模态占主导。
2023-05-18 physics.flu-dyn
Wavelet-based Adaptive Techniques Applied to Turbulent Hypersonic Scramjet Intake Flows
高超声速流场的数值模拟需要大量的计算量，这是由于强激波和厚的边界层或剪切层引起的流场变量的大梯度。这些梯度的分辨率要求在相应区域中使用极小的单元。考虑到湍流，尺度的变化会更加剧烈。此外，高超音速流已被证明是对网格极为敏感的。对于工程应用中的三维构型的模拟，这导致大量的单元和令人望而却步的计算时间。因此，现代自适应技术可以提供相对于计算成本和精度的增益，允许在需要的地方生成局部高分辨率的流动区域，并保持平滑的分布。采用基于小波的h-自适应方法求解高超声速绕流。采用雷诺应力湍流模型求解可压缩雷诺平均纳维-斯托克斯方程，该模型适用于预测高焓流动中激波-边界层相互作用。考虑了两种试验情况：压缩角和超燃冲压发动机进气道。压缩角是高超声速流场研究中的一个经典试验问题，因为它涉及到激波-粘性边界层干扰问题。自适应过程被应用到一个二维的配置作为验证。首先对超燃冲压发动机进气道进行二维计算。随后考虑三维几何形状。这两个测试用例的实验数据进行验证，并与非自适应计算。结果表明，在高焓条件下使用高超声速湍流的自适应技术可以大大提高性能的内存和CPU时间，而在同一时间保持所需的精度的结果。
2013-07-27 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Phonon-mediated stabilization of first and second modes in hypersonic boundary-layer flows
University of Maryland（马里兰大学）；University of Colorado Boulder（科罗拉多大学博尔德分校）
提出利用地下声子工程调控壁面压力与速度波动相位关系，同时稳定高超声速边界层第一和第二模态，实现减阻和降低热载荷。
2026-06-19 physics.flu-dyn
Analysis of thermochemical non-equilibrium hypersonic flow over a waverider with uncertainty quantification
本研究采用非侵入式不确定性量化方法，分析湍流普朗特数不确定性对高超声速乘波体RANS模拟气动热预测的影响，通过多项式混沌展开和Sobol指数识别关键不确定性来源，提升预测可靠性。
2024-05-24 physics.data-an physics.flu-dyn
Control of deterministic breakdown to turbulence of hypersonic boundary layer with spanwise non-uniform surface temperature
Imperial College London（伦敦帝国理工学院）；University of Surrey（萨里大学）
通过DNS研究了Mach6边界层中横向非均匀表面温度对确定性强迫下破转为湍流的影响，发现弱控制湍流可减少高频剪切应力并延迟转捩。
2026-09-29 physics.flu-dyn
Assessment of a high-order shock-capturing central-difference scheme for hypersonic turbulent flow simulations
高速湍流在大多数与空间有关的应用（包括勘探、旅游和国防领域）中都会遇到，并且在过去几十年中是一个越来越受关注的主题。对这种流动进行高保真模拟的一个主要挑战在于对所使用的数值方案的严格要求。这些必须足够强大，以处理强大的，不稳定的不连续性，同时确保在平稳流动区域的低数量的固有耗散。此外，广泛的时间和空间的活动尺度导致并发需要数值稳定和准确表示的最小分辨率的流尺度下解决配置的情况下。在本文中，我们提出了一个有限差分高阶激波捕捉技术的基础上詹姆森的人工扩散率的方法。由此产生的计划是九阶精度远离间断，并依赖于人工耗散接近大梯度。冲击检测器略有修改，以提高其选择性，并避免虚假激活的冲击捕获项。一套测试用例，从一维到三维配置（即，激波管，舒-Osher问题，等熵涡平流，欠膨胀射流，可压缩泰勒-格林涡，超音速和高超音速湍流边界层）进行了分析，以测试所提出的数值策略处理各种各样的问题，从热量完美的空气多组分反应流的能力。在欠分辨网格上获得的结果也被认为是隐式大涡模拟的背景下，测试所提出的策略的适用性。
2021-03-30 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Hypersonic Boundary Layer Transition and Heat Loading
本文采用六阶紧致有限差分结合四阶 Runge-Kutta 格式的直接数值模拟，研究马赫数 10 平板高超声速边界层转捩，重点分析非平衡化学反应对不稳定增长的影响并量化壁面热载荷。
2024-07-02 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Hypersonic curved compression ramp flows with bistable states
对弯曲压缩斜面（CCR）流动中的双稳态状态和分离滞后现象以及相应的气动特性（包括壁面摩擦、压力和热流）进行了数值和理论研究。对旋转角变化引起的分离滞后现象以及来流马赫数和壁面温度对滞后现象的影响进行了直接数值模拟。分析了壁面摩擦力、压力和热流密度的分布。此外，壁摩擦的第一和第二个最小值的出现在分离泡的解释，揭示它是由分离和再附着冲击引起的逆压梯度占主导地位。目前的结果和分析表明，史密斯（伦敦皇家学会会刊。A. Mathematical and Physical Sciences，1988，420：21-52）在CCR流中不太可能发生。分离态峰值压力的预测证实了基于最小粘性耗散定理的模型（Physics of Fluids，2020，32（10）：101702）。而压力超调可以通过压缩和膨胀过程的压力匹配激波极线来分析。根据经典的幂函数关系，讨论了分离态和附着态的峰值热流密度与峰值压升之间的关系。
2021-09-01 physics.flu-dyn
Shock-induced heating and transition to turbulence in a hypersonic boundary layer
采用直接数值模拟（DNS）和壁面模型大涡模拟（WMLES）方法，研究了不同入射角下入射激波与冷壁面上马赫数为6的高超声速层流边界层的相互作用。在足够大的激波入射角下，边界层通过激波冲击下游附近近壁条纹的破裂转变为湍流，而不需要任何来流自由流扰动。过渡导致局部显着增加的斯坦顿数和表面摩擦系数，与高入射角增大的峰值热机械载荷以近似线性的方式。统计分析的边界层下游的相互作用，为每种情况下，量化流向的空间变化的雷诺类比因子，并表示故障的Morkovin的假设附近的墙壁，速度和温度变得相关。一个修改后的强雷诺模拟与一个固定的湍流普朗特数观察到执行最好的。传统的变换不能使不可压缩的对数定律上的平均速度剖面塌陷。WMLES促进过渡和峰值加热，延迟分离，并提前再附着，从而缩短分离泡。当冲击导致过渡，WMLES提供预测的DNS峰值热机械载荷内$\pm 10\%$的计算成本低于DNS的两个数量级。下游的相互作用，在湍流边界层，WMLES同意与DNS结果的雷诺相似因子，速度和温度的平均剖面，包括温度峰值，和温度/速度的相关性。
2020-10-20 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
Hypersonic Shock-Wave/Boundary-Layer Interaction on a Three-Dimensional Expansion-Compression Geometry
Sandia National Laboratories（桑迪亚国家实验室）
实验研究了马赫数5和8下细长锥体三维膨胀-压缩几何体的流场，发现分离激波锁定在膨胀角上，分离区随雷诺数变化，并观察到大规模低频呼吸运动。
2026-06-19 physics.flu-dyn
Stabilisation of second Mack mode in hypersonic boundary layers through spanwise non-uniform surface temperature distribution
Imperial College London（帝国理工学院）；University of Surrey（萨里大学）
研究通过展向非均匀表面温度生成尾流以抑制超音速边界层中第二Mack模态不稳定性，发现尾流能有效降低模态能量，最优性能出现在尾流波长为局部边界层厚度的8至10倍时。
2026-04-17 physics.flu-dyn
Data-Driven Turbulence Modeling Approach for Cold-Wall Hypersonic Boundary Layers
针对传统RANS模型无法准确模拟冷壁高超声速边界层近壁湍流行为的问题，提出基于迭代集合卡尔曼方法的数据驱动湍流建模方法，利用神经网络模型和稀疏观测数据训练，提升模型泛化能力。
2025-04-16 physics.flu-dyn
Large-eddy simulation of hypersonic flows. Selective procedure to activate the sub-grid model only where small scale turbulence is present
将一种新的高超声速小尺度湍流脉动区域定位方法应用于初始马赫数为5的可压缩湍流射流的大涡模拟。所使用的定位方法称为选择性LES，基于标量探测函数$f$的利用，该函数代表用涡度拟能归一化的涡度方程的拉伸-倾斜项的大小（Tordella等人，2007）。对于一个充分发展的湍流场的波动，统计分析表明，概率$f$大于2几乎是零，并且，对于任何给定的阈值，它是更大的，如果流动是欠分辨率。通过计算在模拟的每个瞬时实现中的$f$的空间场，可以定位归一化涡旋拉伸-倾斜的幅度非常高的区域。亚网格模型，然后引入到控制方程中，在这样的区域。选择性LES模拟的结果进行了比较与标准LES，其中的亚网格项被用于在整个域中，并与具有相同的分辨率的标准欧拉模拟。通过假设同一射流的较高分辨率欧拉模拟作为参考场进行比较。结果表明，选择性LES修改的流动的动态特性在较小程度上相对于经典LES。特别是，涡度拟能、平均速度和密度分布以及能量和密度谱的预测得到了实质性的改进。
2013-06-24 physics.flu-dyn physics.space-ph
Prediction of aerothermal characteristics of a generic hypersonic inlet flow
气动表面载荷的准确预测对高速飞行器的设计至关重要。在这项工作中，我们考虑的数值解的高超音速流的双鳍几何形状，代表进气道的吸气式飞行器，其特点是三维相交的激波/湍流边界层干扰在马赫数8.3。高雷诺数（基于自由流条件的$Re_L \approx 11.6 \times 10^6$）和冷壁（$T_w/T_o \approx 0.27$）的存在导致大的近壁温度梯度，因此必须使用壁面模型大涡模拟（WMLES），以使计算易于处理。WMLES结果与实验测量结果的比较表明，时间平均的表面热通量和壁面压力分布的良好协议，和WMLES预测显示相对于先前的RANS计算的实验测量的误差减少。尽管存在许多非平衡条件，包括三维、激波-边界层相互作用和流动分离，但使用基于平衡边界层近似的LES壁模型获得了有利的比较结果。最后，它也表明，使用半局部涡粘性缩放（代替常用的van Driest缩放）在LES壁模型是必要的，以准确地预测表面压力负荷和热通量。
2022-05-19 physics.flu-dyn
Calibrating hypersonic turbulence flow models with the HIFiRE-1 experiment using data-driven machine-learned models
在本文中，我们研究了机器学习方法与基于投影的模型简化技术相结合的有效性，用于创建计算昂贵，高保真物理模型的数据驱动代理模型。这种代理模型对于多查询应用是必不可少的，工程设计优化和参数估计，其中需要顺序地多次调用高保真模型。代理模型通常是为单个标量构造的。然而，存在需要将空间变化的场建模为模型的输入参数的函数的情况。我们开发了一种方法来做到这一点，使用投影来表示空间变异性，同时机器学习模型捕获模型响应对输入的依赖性。在马赫数为7.16的湍流中，对HIFiRE-1几何形状表面上的热通量和压力进行了建模。代理模型，然后使用风洞数据进行贝叶斯估计的自由落体条件和参数的SST（剪切应力传输）湍流模型嵌入在高保真度（Molds-Averaged Navier-Stokes）流模拟器。本文首次对复杂高超声速湍流的湍流模型进行了贝叶斯校正。我们发现，在估计SST模型参数的主要问题是有限的信息内容的热通量和压力测量和大的模型形式的错误遇到的某一部分的流动。
2021-12-17 physics.comp-ph 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
H3PC: Hypersonic, High-Order, High-Performance Code with Adaptive Mesh Refinement and Real Chemistry
H3PC是一种基于不连续伽辽金谱元方法的高性能代码，用于模拟超音速流动，并结合自适应网格细化和真实化学模型提高计算精度。
2025-11-12 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Unsteadiness in hypersonic leading-edge separation
在新近建造的高超声速路德维希风洞（HLT）中，在自由飞行设计马赫数为$M_\infty=6.0$的条件下，对高超声速前缘分离进行了研究，以了解激波相关的非定常性随自由飞行雷诺数（$1.66 \times 10^5 \leq Re_D \leq 5.85 \times 10^5$）的变化。基体直径为$D=35$ mm的轴对称平面圆柱体装配有不同细度（$d/D=0.1,0.2,0.26,0.34$，$L/D=1.4$）和细长（$L/D=0.7,1,1.4,1.9$，$d/D=0.2$）比的突起，以引起宽范围的前缘分离强度。定性和定量的评估是使用纹影成像，平面激光瑞利散射，和非稳态压力测量。当$Re_D$变化时，观察到一种称为脉动的来回激波运动和一种拍动激波剪切层振荡。较短的突出长度（$L/D=0.7$）产生的压力载荷比突出长度较长的情况高四个数量级。存在一个临界分离长度（$L/D \geq 1.4$），超过这个长度，分离的剪切层将变成湍流，并随着$Re_D$的增加在回流区引入波动。分离的湍流剪切层的效果被阻尼的顺序提供的再附着角是浅的，通过增加的长细比（$d/D=0.4$）。还存在一个临界几何参数（$L/D=1, d/D=0.2$），对于该参数，非定常模式基于上游波动在连续运行之间切换。根据Rayleigh散射图像的模态分析，驱动拍打的前四种主导模式被确定为平移拍打、蜿蜒拍打、大规模脱…
2022-08-11 physics.flu-dyn
Compressibility correction to the k-$ω$ turbulence model that considers the wall-cooling effect
Shanghai Jiao Tong University（上海交通大学）
本文提出改进的k-ω模型，通过修正速度剖面斜率，提升压缩性湍流通道流和强壁面冷却高超音速边界层的预测精度。
2025-08-18 physics.flu-dyn
Instabilities and transition in cooled-wall hypersonic boundary layers
壁面冷却对高超声速边界层的不稳定性发展和转捩过程有重要影响。本文采用线性稳定性理论、二维和非线性三维离散元数值方法分析了马赫数为6的边界层，壁温范围从近绝热到高度冷却，其中第二模态不稳定性辐射能量。流体热力学分析表明，这种辐射包括声波以及涡波。二维模拟表明，传统的“捕获”的第二模式不稳定性的性质被打破。虽然声学和涡分量的能量流出随着壁面冷却而增加，但不稳定效应要强得多，并且实现了压力扰动没有显著减轻。在近绝热HBL中，波包仍然被困在边界层内，并在线性不稳定区域外衰减。然而，在冷却壁HBLs的波包放大和显示非线性失真，和过渡更迅速。的波包的结构显示不同的行为;适度冷却的壁显示分叉成一个领先的湍流头部区域和拖尾谐波区域，而高度冷却的壁的情况下，显示较低的对流速度和显着的波包伸长，间歇性的湍流喷射在头部区域的尾流。这种伸长效应与由于展向相干结构的破坏而导致的横向喷流机制的减弱有关。在中等冷却壁面中，空间局部化的壁面载荷是由于湍流头部前沿区域的相干结构引起的。在高度冷却的壁面中，波包尾流区的细长近壁条纹在持续的一段时间内导致两倍以上的表面摩擦和传热水平。
2020-09-21 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Transition Prediction for Scramjet Intakes Using the γ-Re_θ_t Model Coupled to Two Turbulence Models
由于高超声速绕流中存在较厚的边界层，边界层的状态对整个流场以及表面热载荷有很大的影响。因此，对于工程应用而言，层流到湍流转捩的有效数值预报是一项具有挑战性的重要任务。在雷诺平均纳维-斯托克斯方程的框架内，Langtry/Menter [1]提出了$γ$ - $Re_{θ_t}$转捩模型，该模型使用两个传输方程计算湍流度，并结合剪切应力传输湍流模型（SST）[2]提出了$γ$ - $Re_{θ_t}$转捩模型。过渡模型包含两个经验的相关性的开始和过渡的长度。Langtry/Menter [1]设计并验证了亚音速和跨音速流态的相关性。对于我们在高超音速流态中的应用，即使使用相同的SST湍流模型，也证明有必要发展一套新的关联式[3]。在本文中，我们提出了下一步，并将转捩模型与SSG/LRR- $ω$雷诺应力湍流模型[4]耦合，我们发现该模型非常适合于超燃冲压发动机进气道模拟。首先，我们说明了必要的修改雷诺应力模型和高超音速内部的相关性使用高超音速平板测试情况。接下来，成功地验证了过渡模型的使用耦合到两个湍流模型使用高超声速双坡道测试情况。与实验数据相比，无论湍流模型如何，转捩模型都能够正确地预测转捩过程。此外，我们将转捩模型与两种湍流模型相结合，应用于三种不同的全三维超燃冲压发动机进气道构型，并在风洞设施中进行了实验研究。与现有的实验数据的协议也显示。
2014-10-15 physics.flu-dyn
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
Prediction of bypass transition in hypersonic blunt-plate boundary layers subject to noisy conditions
Tianjin University（天津大学）；Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences（中国科学院力学研究所）；National Key Laboratory of Vehicle Power System（车辆动力国家重点实验室）
针对高超声速钝板边界层旁路转捩预测难题，提出整合SF-HLNS、NPSE和BSA的混合框架，成功再现转捩逆转现象并与实验定量一致，提升预测能力。
2025-11-12 physics.flu-dyn
Multiscale simulation of interacting turbulent and rarefied gas flows in the DSMC framework
本文提出一种多尺度随机-确定性耦合方法，将通用合成迭代格式与SST湍流模型集成到DSMC中，实现湍流与稀薄气体流动的统一模拟，并验证了其在不同流动区域的自适应收敛性及在逆向射流中的应用效果。
2025-03-13 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Loss of Axial Symmetry in Hypersonic Flows over Conical Shapes
本研究结合三层理论/线性稳定性分析与DSMC方法，发现马赫数16下锥形高超声速流动存在n=1的非轴对称放大模态，且三维模拟与轴对称模拟在双锥分离区流动结构上存在显著差异，揭示了轴对称假设的局限性。
2024-07-09 physics.flu-dyn
A Kinetic Study of the Interactions of an Acoustic Vibrating Surface with Hypersonic Boundary-Layer Instabilities
University of Illinois, Urbana-Champaign（伊利诺伊大学厄巴纳-香槟分校）
本文通过DSMC方法研究高马赫数边界层第二模不稳定性，揭示了不稳定性特征及其与声学振动表面的相互作用。
2026-10-28 physics.flu-dyn
Three-dimensional receptivity of hypersonic sharp and blunt cones to free-stream planar waves using hierarchical input-output analysis
本文提出分层输入-输出分析方法，高效求解高超声速尖锥与钝锥对自由来流平面波的三维感受性问题，揭示了钝锥边界层中两种涡量主导的感受性机制及其三维特性，并验证了尖锥对慢声波的最优响应角度。
2023-12-04 physics.flu-dyn
Assessment of Gradient-based Reconstruction and Artificial Diffusivity Methods in Simulating High-Speed Compressible Flows
本文评估了基于梯度的重建和人工扩散方法在模拟高速可压缩流中的性能，提出混合方法以提高稳定性和效率。
2025-11-22 physics.flu-dyn
A priori tests of turbulence models for compressible flows
本研究利用直接数值模拟数据对可压缩RANS湍流模型进行先验检验，评估多种闭合模型与修正，重点关注湍流热通量、膨胀耗散及高焓条件下的湍流-化学和湍流-振动弛豫相互作用。
2023-10-15 physics.flu-dyn
Machine-learning wall model of large-eddy simulation for low- and high-speed flows over rough surfaces
Massachusetts Institute of Technology（麻省理工学院）；California Institute of Technology（加州理工学院）
本文提出了一种基于机器学习的壁模型，用于大涡模拟中粗糙表面低速和高速流动的预测，通过神经网络训练实现高精度模拟。
2026-01-28 physics.flu-dyn
Optimal non-linear mechanisms for laminar-turbulent transition of a shock-induced separated shear layer
Imperial College London（帝国理工学院）；ONERA, Université Paris-Saclay（法国航空研究院，巴黎萨克雷大学）
本文研究了激波边界层相互作用中层流-湍流转变的最优非线性机制，通过非线性输入输出优化框架揭示了分离流动中湍流发展的四阶段路径。
2026-05-10 physics.flu-dyn
A Review of the Design of Cone-Cylinder-Flare Geometries for Stability Analyses and Conventional/Quiet Wind Tunnel Tests
本文综述了用于高超声速边界层稳定性分析的锥-柱-扩压器几何形状设计，利用LST和PSE预测附着流扰动放大率，并通过BAM6QT风洞实验和N因子方法验证转捩预测及噪声影响。
2025-09-12 physics.flu-dyn
Data-Driven Mori-Zwanzig: Approaching a Reduced Order Model for Hypersonic Boundary Layer Transition
在这项工作中，我们申请，第一次空间非均匀流，最近开发的数据驱动的学习算法的Mori-Zwanzig（MZ）运营商，这是基于广义Koopman的动力系统的描述。MZ形式主义提供了一个数学上精确的过程，用于从高维动力系统构建解析变量的非马尔可夫降阶模型，其中由于未解析动力学的影响被捕获在记忆核和正交动力学中。在这项工作中开发的算法应用森的线性投影算子和基于SVD的压缩的选择的解决变量（相当于，两个时间协方差矩阵的低秩近似）。我们表明，这种MZ分解不仅确定了相同的时空结构DMD发现，但它也可以用来提取时空结构的滞后效应存在于内存内核。我们进行了分析，这些结构的上下文中的层流湍流边界层过渡流在一个扩口锥在马赫数6，并显示动态相关的内存内核。此外，通过包括在我们的数据驱动的MZ方法中学习到的这些记忆项，我们在相同的截断水平和相似的计算成本下显示了DMD的预测精度的提高。此外，MZ运营商的时空结构的分析表明，可识别的结构与非线性生成的所谓的“热”条纹的表面上的耀斑代码，这是以前在实验和直接数值模拟中观察到的。
2023-01-17 math.DS physics.flu-dyn
Experimental Data Based Reduced Order Model for Analysis and Prediction of Flame Transition in Gas Turbine Combustors
在贫油预混燃烧室中，火焰稳定是一个重要的操作问题，它会影响效率、鲁棒性和污染物的形成。本文研究旋流燃烧室火焰在喷管上的抬升和再附着。使用时间分辨的实验测量，一个数据驱动的方法，称为基于聚类的降阶建模（CROM）被用来1）隔离关键的流动模式和它们的顺序在火焰过渡，2）制定一个预测模型来预测火焰不稳定性。由CROM方法分离的流动模式证实了一些关于火焰转变机制的实验结论。特别是，CROM突出了旋进涡核（PVC）在火焰分离过程中的关键作用，在无人监督的方式。对于附着过程，远离喷嘴的强流再循环似乎将火焰向上游驱动，从而开始重新附着。不同的数据类型（速度场，OH浓度）的建模工具进行了处理，这些不同的模型的预测能力进行了比较。结果发现，旋流速度具有最好的预测性能，这给了一个补充的论点的PVC在引起火焰转变的作用。该模型对看不见的数据进行了测试，并成功地预测了火焰过渡（分离和附着）的概率，当训练与旋流速度与最小的用户输入。用OH-PLIF数据训练的模型仅在预测火焰附着方面是成功的，这意味着不同类型的火焰转变存在不同的物理机制。总的来说，这些方面显示了数据驱动的方法，特别是概率预测技术，在分析和预测复杂的湍流燃烧问题的大规模功能的巨大潜力。
2019-04-01 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
A parametrized non-equilibrium wall-model for large-eddy simulations
壁面模型对于高雷诺数下实际问题的大涡模拟（LES）是必不可少的。本研究的重点是直接建模的壁面剪应力的方法，特别是填补模型之间的差距，基于壁正常的常微分方程（ODE），假设平衡和模型的基础上充分偏微分方程（PDE），不。我们开发的想法，如何将非平衡效应（最重要的是，强大的压力梯度效应）的壁模型，同时仍然只解决壁正常的常微分方程。我们测试这些想法使用两个参考数据库：一个不利的压力梯度湍流边界层和激波/边界层相互作用的问题，这两个都导致分离和重新附着的湍流边界层。
2015-11-30 physics.flu-dyn
STREAmS: a high-fidelity accelerated solver for direct numerical simulation of compressible turbulent flow
我们提出了STREAmS，一个内部高保真求解器的大规模，大规模并行直接数值模拟（DNS）的可压缩湍流的图形处理单元（GPU）。STREAmS是用Fortran 90语言编写的，它是为进行规范的可压缩有壁流动的DNS而设计的，即紊流平面通道、零压力梯度紊流边界层和超音速斜激波/边界层相互作用。该求解器采用了最先进的数值算法，专门设计用于解决与高速湍流有关的具有挑战性的问题，并可用于从低亚音速到高超音速范围的宽范围的马赫数。cuf自动内核的使用允许在GPU架构上轻松高效地移植，最大限度地减少了对原始CPU代码的更改，这也是保持的。我们讨论了一个内存分配策略的基础上重复的主机和设备的阵列，仔细最大限度地减少内存使用，使求解器适合大规模计算的最新GPU卡。不同CPU和GPU架构之间的比较强烈倾向于后者，在单个NVIDIA Tesla P100上执行求解器相当于使用大约330个Intel Knights Landing CPU内核。STREAmS显示了非常好的强大的可扩展性和基本上理想的弱可扩展性高达2048 GPU，铺平了道路，在真正的高雷诺数制度的模拟，可能在摩擦雷诺数$Re_τ > 10^4$。该求解器在GPL v3许可下开源发布，可在https://github.com/matteobernardini/STREAmS上获得。
2020-04-05 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Coherent structures modeling in stenotic transitional flow via resolvent analysis
Technische Universität Berlin（柏林工业大学）
本研究利用求解分析对轴对称狭窄中的过渡流进行线性建模，识别了雷诺数4000下的流动放大机制，并重构了湍动能和湍流壁面剪切应力，揭示了线性机制在捕捉狭窄后复杂动力学中的有效性。
2026-06-16 physics.flu-dyn
Closed-loop separation control over a sharp edge ramp using Genetic Programming
我们实验进行开放和闭环控制的分离湍流边界层下游从一个尖锐的边缘斜坡。分离点上方的湍流边界层具有基于动量厚度的雷诺数$Re_θ\approx 3\,500$。控制的目标是减轻分离和早期重新连接。强迫采用主动涡流发生器的展向阵列。流动状态由致动器下游的表面摩擦传感器监测。闭环控制律是使用无模型遗传编程控制（GPC）获得的（Gautier et al. 2015）。利用动量系数、压力分布和表面摩擦力对产生的流动进行了评估。PIV产生矢量场统计数据，例如剪切层增长、回流区域和涡流区域。GPC以最佳周期强制为基准。虽然开环控制通过锁定脱落模式来实现分离减少，但GPC通过加速剪切层生长来产生类似的益处。此外，GPC使用较少的驱动能量。
2015-08-21 physics.flu-dyn
Role of flame localization in wavemaker regions on the suppression of combustion instability in turbulent partially-premixed methane flames
RWTH Aachen University（亚琛工业大学）
本研究通过实验和线性稳定性分析，证实火焰与波发生器区域的空间重叠是旋流稳定燃烧室稳定性的关键，为低排放燃烧系统设计提供指导。
2026-10-01 physics.flu-dyn
Numerical investigation of high-pressure combustion in rocket engines using Flamelet/Progress-variable models
本文对推进系统中高压液氧/氢或液氧/烃燃烧进行了数值研究。目前的研究工作是由持续的兴趣，实现低成本，可靠的进入空间，最近，由新的兴趣，高超音速运输系统能够减少时间到目的地。此外，在高压下燃烧已被认为是实现更好的推进性能和更低的环境影响的关键问题，只要用碳氢化合物代替氢，就可以降低与地面操作相关的成本并增加灵活性。目前的工作提供了一种采用详细化学描述的高压湍流燃烧的数值模拟模型，该模型嵌入在具有低雷诺数k Ω湍流模型的RANS方程求解器中。用于研究这种燃烧现象的模型是结合雷诺平均纳维-斯托克斯方程求解器（RANS）的标准火焰前进变量（FPV）湍流燃烧模型的扩展。在FPV模型中，所有的热化学量通过演化混合物分数Z和进展变量C来评估。当湍流模型与FPV模型结合使用时，需要使用概率密度函数（PDF）来评估化学量的统计平均值。这种PDF的选择必须在计算成本和精度水平之间进行折衷。最先进的FPV模型是建立在假定Z和C的联合PDF的函数形状的基础上的，以评估热力学量的Favre平均值。这里提出的模型评估Z和C的最可能的联合分布，而不对它们的行为做任何假设。
2014-12-02 physics.flu-dyn
Variable-property and intrinsic compressibility corrections for turbulence models using near-wall scaling theories
提出一种推导 RANS 模型可压缩性修正的新方法，通过考虑内外层缩放特性的变物性修正及内禀可压缩性对涡黏性的影响，显著提升了多种流动条件下的预测精度。
2025-07-07 physics.flu-dyn
Robust Spectral Solver for High-Fidelity Investigations of Aerospike Nozzle Flow Dynamics
本文开发了结合熵粘性与有限体积子单元激波捕捉方案的间断伽辽金谱元法求解器，实现气塞喷管非定常流动的高保真模拟，经二维、三维测试验证其精度与湍流模拟能力，系该场景下首次DGSEM计算。
2025-11-19 physics.flu-dyn
Hydrodynamic and Magnetohydrodynamic Simulations of Wire Turbulence
我们报告的模拟实验室实验中，磁化超音速流驱动通过丝网。这项研究的目的是调查这种配置产生超音速，MHD湍流的能力。我们首先报告的形态结构，在磁化和非磁化的情况下发展。然后，我们使用各种统计措施，包括功率谱和密度的概率分布函数的流量进行分析。利用这些结果，我们估计了金属丝网下游流动中的音速马赫数。我们发现，最初的高超音速（M=20）平面激波通过丝网不导致下游湍流条件。然而，在磁化和非磁化的情况下，所产生的湍流是边缘超声速到跨音速（M~1），和高度各向异性的结构。
2019-07-10 astro-ph.SR physics.flu-dyn
A physics-based shock capturing method for large-eddy simulation
提出了一种用于湍流大涡模拟的激波捕捉方法。所提出的方法依赖于物理机制来解决和平滑尖锐的未解决的流动特征，否则可能导致数值不稳定，如冲击波和欠分辨的热和剪切层。为此，我们设计了各种传感器来检测何时何地流体的剪切粘度、体积粘度和热导率不足以稳定数值解。在这种情况下，流体粘度选择性地增加，以确保单元Peclet数是一阶的，使得这些流动特征可以用网格分辨率很好地表示。虽然激波捕捉方法是在间断Galerkin方法的背景下设计的，但它可以与其他离散格式一起使用。通过对跨音速、超音速和高超音速区域内外流和内流的数值模拟，说明了该方法的性能。对于所考虑的问题，激波捕获方法执行鲁棒性，提供尖锐的激波轮廓，并已解决的湍流结构的影响很小。这三个特征对于实现激波流的鲁棒和精确的大涡模拟是至关重要的。
2018-06-17 nlin.CD physics.comp-ph physics.flu-dyn
Effect of Wall Transpiration and Heat Transfer on Nonlinear Görtler Vortices in High-speed Boundary Layers
凹表面上边界层流动中的Görtler涡是由离心效应和径向压力梯度之间的不平衡引起的。根据不同的几何和/或自由流动条件，涡破裂通过二次不稳定性导致早期过渡到湍流。因此，希望减少涡流能量以试图延迟从层流到湍流的转变，从而实现减小的摩擦阻力。为此，我们采用比例控制算法，旨在减少壁面剪应力和能量的Görtler涡演变在高速边界层。主动控制方案是基于壁面蒸发，传感器放置在流动中或壁面上。此外，我们评估的影响，壁冷却和加热的Görtler涡发展在高速边界层，通过降低或增加上游壁温度。数值结果是通过求解广义曲线坐标系下的全纳维-斯托克斯方程，采用高阶数值算法得到的。结果表明，基于壁面发汗的主动控制降低了壁面切应力和Görtler涡的能量;基于壁面冷却或加热的被动控制降低了壁面切应力，但在超声速和高超声速两种情况下都略微增加了涡的能量。
2018-11-01 physics.flu-dyn
A Massively Parallel Hybridizable Discontinuous Galerkin Solver for Direct Numerical Simulation of Compressible Flows on GPUs
Massachusetts Institute of Technology（麻省理工学院）
本文提出面向GPU的大规模并行HDG求解器，结合高阶离散化、DIRK时间积分等技术，在三类可压缩流基准问题上验证其可解析多种流态的能力，实现高效DNS计算。
2026-08-31 cs.NA math.NA physics.flu-dyn
Demonstration of an integral method for estimating wall shear stress in complex high-speed flows
本文提出一种基于Favre平均流向动量方程沿壁面法向一次积分的通用积分方法，用于估算复杂高速流动中的壁面剪应力，在粗糙表面、曲面和压力梯度条件下误差不超过5%，且在近壁数据缺失超40%时仍有效。
2025-08-20 physics.flu-dyn
