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
Bistable flow dynamics of airfoil stall under varying angle of attack: A stochastic model with multiplicative noise
针对变攻角下翼型间歇性双稳态失速，提出含乘性噪声的一维Langevin方程，再现S形升力曲线并预测分岔性质。
2025-08-15 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
The dynamics and timescales of static stall
翼型失速在安全有效的升力面设计中起着核心作用。我们通常根据翼型迎角的非定常变化率来区分静态失速和动态失速。尽管有些误导的指示，力和流动的翼型经历静态失速的发展是非常不稳定的，动态失速的边界没有明确的定义。我们实验研究了作用在二维翼型上的力，该翼型经受两种导致静态失速的机动：迎角缓慢连续增加，俯仰速率减小为1.3e-4，迎角逐步增加，在0.04对流时间内从14.2°增加到14.8°。我们系统地量化了这两种机动多次重复的失速反应延迟。流动失速的开始以升力系数的明显下降为标志。缓慢连续斜升操纵的反应延迟不受叶片运动学的影响，其发生直方图正态分布在32个对流时间附近。将静态反应延迟与动态失速延迟进行了比较，其中动态斜升运动的俯仰速率范围为9 e-4至0.14，而不同翼型的动态正弦俯仰运动的雷诺数高达1 e6。所有条件下的失速延迟都遵循相同的幂律，从最稳定情况下的32个对流时间下降到减小俯仰角速率大于0.04时的渐近值3。静态失速在现象上与动态失速没有区别，它只是小俯仰角速率失速的一种典型情况。基于我们的研究结果，我们建议，传统的静态失速角和静载荷曲线的测量应使用一个连续的和均匀的斜坡上升运动在约1 e-4的降低频率进行。
2021-02-08 physics.flu-dyn
Computational study of airfoil stall flutter Limit Cycle Oscillations
National Technical University of Athens（雅典国立技术大学）
本文研究了NACA0012机翼在不同流体动力学区域中失速颤振极限环振荡的计算模拟，通过数值方法验证了计算框架并填补了文献中的关键空白。
2026-01-15 physics.flu-dyn
Spanwise Control Authority of Synthetic Jets on a Stalled Airfoil
University of Toronto（多伦多大学）；University of Toronto Institute for Aerospace Studies（多伦多大学航空研究院）
研究低频和高频合成喷嘴控制策略对NACA 0025翼型气动效应的影响，分析流场稳定性及展向控制能力变化。
2024-06-21 physics.flu-dyn
All you need is time to generalise the Goman-Khrabrov dynamic stall model
翼型上的动态失速对其气动性能产生负面影响，并可能导致结构损坏。动态失速载荷的精确预测和建模对于在易受动态失速影响的非定常条件下工作的机翼和叶片的更稳健设计以及对于扩大这些升力面的工作范围是至关重要的。许多动态失速模型依赖于需要从实验或数值数据中获得的经验参数，这限制了它们的通用性。在这里，我们引入物理推导的时间尺度来取代Goman-Khrabrov动态失速模型中的经验参数。基于物理的时间常数对应于动态失速延迟和失速后负载波动的衰减率。动态失速延迟在很大程度上与运动类型、雷诺数和翼型几何形状无关，并被描述为归一化瞬时俯仰速率的函数。过失速衰减速率与运动学无关，而与过失速涡脱落的Strouhal数直接相关。我们的物理为基础的时间常数的一般有效性证明使用三组实验动态失速数据，涵盖各种翼型，雷诺数从75'000到1' 000 '000，和正弦和斜坡上升俯仰运动。基于物理的时间常数的使用推广了Goman-Khrabrov动态失速模型，并扩展了其应用范围。
2022-01-22 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
To stall-cell or not to stall-cell: Variational data assimilation of 3D mean flow past a stalled airfoil
University of Southampton（南安普顿大学）；Imperial College London（帝国理工学院）
本文通过三维变分数据同化方法，利用稀疏实验数据重建停顿细胞的三维均流场，展示了如何通过两个平面的数据恢复停顿细胞的核心特征。
2026-04-30 physics.flu-dyn
Field Inversion Machine Learning for Time-Resolved Unsteady Flows in Airfoil Dynamic Stall
Iowa State University（爱荷华州立大学）
本文提出了一种用于时间分辨不稳流的场反演机器学习方法，通过优化修正场来提升RANS湍流模型的预测能力，成功应用于空气foil动态分离的模拟。
2025-11-23 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
Separation delay via hydro-acoustic control of a NACA4412 airfoil in pre-stalled conditions
本文对近失速状态下\nacafft翼型通过阻抗边界条件（IBC）进行了湍流分离控制的大涡模拟。对于自由飞行马赫数$M_\infty=0.3$、弦-雷诺数$Re_c = 1.5\times10^6$和迎角$α=14^{\circ{}}$，获得了无控基线流。通过使用Scalo、Bodart和Lele开发的时域实现方式施加复杂IBC来应用流量控制，$\textit{Phys. Fluids} $（2015）。分离被延迟，由于增强的混合与对流放大展向导向开尔文-亥姆霍兹（KH）辊，通过水声不稳定性产生。后者是通过阻抗面板的壁正常蒸腾和叠加的平均背景剪切的相互作用的结果。结果是分离剪切层和尾流中的旋涡脱落（已经存在于不受控制的基线流中）之间的耦合不稳定性发生变化，从而产生与被动生成的KH旋涡结构的不同强度相关的独特尾流拓扑结构。具体地说，升力系数提高了13%。结果表明，调谐的谐振腔的自然脱落频率以下，需要产生KH辊结构具有足够大的夹带直径，以涵盖整个范围的分离区域，从而增强混合和促进再附着。总之，在这项工作中提出的结果表明，采用水声调谐谐振面板是一种很有前途的被动控制技术的边界层分离控制。
2017-01-29 physics.flu-dyn
A deep neural network physics-based reduced order model for dynamic stall
Politecnico di Milano（米兰理工大学）
本文提出了一种基于深度神经网络的物理引导降阶模型，用于高效预测pitching NACA0012翼型在动态失速情况下的气动性能。
2024-02-19 physics.flu-dyn
Duty-cycle actuation for drag reduction of deep dynamic stall: Insights from linear stability analysis
本研究提出基于线性稳定性分析的流动控制框架，通过确定翼型前缘鞍点处的不稳定性特征，优化周期性吹吸驱动的位置与占空比，在大幅降低驱动占空比的同时实现与连续驱动相当的减阻效果。
2025-01-14 physics.flu-dyn
Machine Learning to Predict Aerodynamic Stall
University of Naples Federico II（那不勒斯费德里科二世大学）；Stanford University（斯坦福大学）
卷积自动编码器使用翼型空气动力学模拟的数据库进行训练，并在整体准确性和可解释性方面进行评估。目的是预测失速并研究自动编码器区分翼型压力分布对迎角变化的线性和非线性响应的能力。在对学习基础设施进行敏感性分析后，我们研究了自动编码器针对极端压缩率（即非常低维的重建）识别的潜在空间。我们还提出了一种策略，使用解码器生成新的合成翼型几何形状和空气动力学的解决方案，通过插值和外推的潜在表示学习的自动编码器。
2022-07-07 cs.LG physics.flu-dyn
Effect of Leading Edge Tubercles on Compressor Cascade Performance
锯齿是对翼型前缘的改进，其形式为钝的波浪状锯齿。关于孤立翼型上结节效应的几项研究表明，结节在过失速状态下具有有益的效果，因为它可以减少阻力，增加升力，从而延迟失速。延迟失速的前景对于燃气轮机中的轴向压缩机的设计者特别有吸引力，因为这导致具有更高负载的设计，并且因此导致具有更少级数的更高压力升高。本文对NACA 65209翼型叶栅进行了不同结节形状的实验研究。在出口平面上使用五孔探针进行测量，以比较叶栅性能参数。此外，在叶片表面附近进行热线测量，以了解靠近结节区域的流动性质。叶栅端壁上的油流可视化显示了通过有和没有结节的叶片通道的流动。对于所考虑的叶栅，发现最佳性能叶片组的估计失速角从未修改叶片的6.0°增加到8.6°。在轴流压气机叶片上应用这种结构，可以有效地抑制轴流压气机的失速，扩大轴流压气机的工作范围。
2021-02-25 physics.flu-dyn
Criteria for dynamic stall onset and vortex shedding in low Reynolds number flows
本文通过高分辨率大涡模拟研究低雷诺数下SD7003翼型动态失速，发现边界涡量通量（BEF）判据能识别并定位前缘吸力参数（LESP）无法捕捉的局部涡脱落事件，为流动控制提供新依据。
2024-02-01 physics.flu-dyn
Discrete vortex-based broadcast mode analysis for mitigation of dynamic stall
North Carolina State University（北卡罗来纳州立大学）
本文提出一种基于离散涡流和网络分析的主动流体控制方法，通过优化涡流扰动引入时机和位置，有效抑制动态失速，实验显示可显著降低升力峰值。
2025-06-27 physics.flu-dyn
Dynamic stall reattachment revisited
Institute of Mechanical Engineering, École Polytechnique Fédérale de Lausanne (EPFL)（洛桑联邦理工学院机械工程学院）
本研究通过实验数据重新审视动态失速再附着，识别了再附着过程的三个阶段及关键特征。
2026-01-16 physics.flu-dyn
Flow Past Stationary and Oscillating Airfoil at Low Reynolds number Using Sharp Interface Immersed Boundary Approach
本研究报告的流动通过翼型（静止和运动）使用尖锐的界面浸入边界的方法。非边界协调的方法，如浸入边界的方法提供了一个可行的替代传统的边界协调的方法，使我们能够模拟流过去任意复杂的形状，通过消除需要重新网格的流动域的身体表现出运动。我们目前的流动过去的NACA 0012翼型在静止条件下，以及表现出俯仰运动。涡动力学和尾迹结构的演变表明，开发的尖锐界面浸入边界的方法准确地捕捉动态失速的流动物理。用浸入边界法求解动体问题时，通常会遇到寄生振荡和质量守恒问题。这是通过基于鬼细胞方法的场扩展策略来处理的，该方法允许将流场值外推到鬼节点上，从而确保浸没表面随着时间移动而平滑的时间过渡。这里给出的结果与文献中的实验结果非常吻合。
2021-02-10 physics.flu-dyn
Aerodynamic Prediction of a CRM High-lift Configuration using a modified three equation turbulence mode
本文针对CRM高升力构型失速预测问题，提出修正的转捩k-(v^2)-ω三方程湍流模式，通过固定分离剪切层和引入旋转修正，将最大升力系数预测误差控制在5%以内，并揭示了短舱边条涡对失速特性的改善作用。
2024-02-27 physics.flu-dyn
Study of the wall pressure variations on the stall inception of a thick cambered profile at high Reynolds number
针对高雷诺数厚弯度翼型失速过程缺乏一致描述的问题，通过壁面压力实验发现失速前存在时空双稳态间歇性分离，可用低阶POD模态建模，为风力涡轮机翼型的监测与控制提供支撑。
2024-01-30 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
Tracking stall cell dynamics at high Reynolds numbers
CSTB（法国建筑科学研究院）；Laboratoire EM2C, CNRS, Centralesupélec, Université Paris-Saclay（EM2C实验室，法国国家科学研究中心，中央理工-巴黎电信学院，巴黎萨克雷大学）；Nantes University, Centrale Nantes, LHEEA UMR 6598（南特大学，南特中央理工学院，LHEEA联合研究实验室）
本研究通过压力测量揭示高雷诺数下滞止细胞的动力学特征，发现其相干运动可通过局部测量追踪全局动态。
2026-02-03 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
Flying in a superfluid: starting flow past an airfoil
本文研究了从静止加速到有限速度的翼型的超流绕流。使用模拟的格罗斯-Pitaevskii方程，我们发现惊人的相似之处，粘性流：从生产的起始涡收敛到一个量化的版本的库塔-Joukowski循环的翼型环流。我们通过唯象的论证预测了由给定的箔片成核的量子化涡旋的数量。我们进一步发现失速行为由翼型速度，而不是迎角，在经典的流动。最后分析了翼型的升力和阻力。
2019-09-23 cond-mat.quant-gas physics.comp-ph physics.flu-dyn
The effects of turbulence modeling on dynamic stall
Politecnico di Milano（米兰理工大学）；Leonardo SpA（莱昂纳多公司）；Università degli Studi Roma Tre（罗马三大学）
本文研究了不同湍流模型对pitching翼型动态失速现象的模拟效果，通过数值方法分析了湍流解析能力对动态失速涡旋的恢复作用，并探讨了各种模型的优缺点。
2024-04-22 physics.flu-dyn
Unsteady airfoil aerodynamics in attached flow: From unsteady thin airfoil theory to wind turbine application
Technical University of Denmark（丹麦技术大学）
该研究针对风力机附着流非定常空气动力学，将其转化为BEM、LL、AL方法的气动力系数，经案例验证可提升计算精度，明确了关键建模选择与误差来源。
2026-08-31 physics.flu-dyn
Unsteady Navier-Stokes studies on loads, wake and dynamic stall characteristics of a two-bladed vertical axis wind turbine
计算流体动力学（CFD）的研究是在一个两叶片垂直轴风力机（VAWT）在8米/秒的风速运行的叶尖速比（$λ$）为0.50 - 3.0。叶片由NACA 0021翼型组成，弦长为0.265 m，转子半径为1 m。进行了各种时间步长的基本灵敏度研究。结果进行了验证，从文献中可用的测量数据。对于小的$λ$，在最佳条件下得到了很好的一致性。对于较高的叶尖速比，二维CFD计算预测的结果高于风洞实验，但它们与现场测量数据非常相似。尾迹特性在目前的研究中，显示出的尾迹成为高斯在5倍半径的转子下游。结果表明，复杂的流动现象发生，由于动态失速的开始，特别是对于较小的叶尖速比。
2017-09-21 physics.flu-dyn
Leading Edge Vortex Dynamics of Airfoils, Pitching Continuously at High Amplitudes
失速区的翼型俯仰由于其理想的气动力特性，近年来引起了人们的极大兴趣。在这项研究中，我们数值研究了非定常流通过NACA 0012翼型正弦俯仰运动下，使用有限体积为基础的尖锐界面浸入边界求解器。在三个不同的枢轴位置（距前缘c/3、c/2和2c/3），对低雷诺数状态（Re=3000）下的流动进行了研究，折合频率为0.1和0.5。翼型受到正弦振荡，其冲角从15 °到45 °变化。俯仰运动过程中形成的前缘涡决定了瞬态气动特性。流场数据用于识别流场中的各个LEV。在整个俯仰周期跟踪的时空演变的LEV在他们的实力，以获得其演变的定量估计。研究了枢轴位置和俯仰频率对涡演化和气动力的影响。俯仰频率的变化被发现有一个剧烈的影响涡动力学。LEV的形成被延迟到更高的分数时间，LEV被发现以更高的频率相互作用和相互融合。最大升力和阻力也发现随着俯仰频率增加。枢轴位置被发现有较高的影响的幅度和相位的气动系数在较高的频率。然而，在这两个频率，移动枢轴后，被发现延迟LEV的演变，并导致相位滞后的气动力。
2021-08-13 physics.flu-dyn
Viscosity, shock-induced separation, and shock reversal -- Oscillating wing section in transonic flow
本文用数值方法研究了振荡机翼跨音速流中激波-边界层相互作用的机理。在中等和大迎角但低振幅的振荡下，观察到激波诱导的流动分离或激波失速，并伴有激波反转。即使由粘性力输入到翼型的功率比由翼型上的压力输入到翼型的功率低三个数量级，边界层操纵激波位置和激波运动，并通过压力重新分配输入到翼型的功率。由于边界层不能承受激波造成的逆压梯度，激波运动与无粘流相反，导致激波向上游移动，从而导致早期分离。激波运动相对于翼型运动显示出相位差，并且是振荡频率的函数。在小迎角和低振幅振荡时，边界层改变了外部流的剖面，导致流的较慢膨胀，从而导致早期激波和由边界层引起的扩散激波脚。
2021-05-08 physics.flu-dyn
Resolvent-analysis-based design of airfoil separation control
本文结合三维大涡模拟（LES）和预解式分析，对NACA 0012翼型进行分离主动控制设计。在$6^\circ$和$9^\circ$两种过失速迎角下，考虑了翼型上的展向周期流动，其弦基雷诺数为$23,000$，自由流马赫数为$0.3$。在前缘附近，以开环方式引入局部非定常热激励，激励频率和展向波长为两个可调参数。对于实现完全再附着的最成功的控制情况，我们观察到阻力减小达$49\%$，升力增加达$54\%$。为了提供基于物理的指导，这些控制输入参数的有效选择，我们进行全球预解分析的基线湍流平均流量，以确定驱动频率和波数，提供高能量放大。本分析还考虑使用时间滤波器来限制评估能量放大的时间范围，以将预解式分析扩展到不稳定基流。我们将放大和响应模式从预解式分析提供一个度量，量化与模态结构的动量混合。通过比较此度量从预解式分析和LES控制流的结果，我们表明，预解式分析可以预测驱动频率的有效范围以及对驱动输入的全局响应。支持从预解分析和LES的结果之间的协议，我们相信，这项研究提供了使用预解分析在指导未来的主动流动控制的见解。
2018-05-06 physics.flu-dyn
Dynamic stall of a hydrofoil with tubercles in surface gravity waves
本研究实验探究表面重力波中带结节水翼的动态失速，通过PIV测量力与流场，发现结节虽未显著改变升力，但显著减弱阻力驱动的水平力波动并提出相关物理模型。
2025-08-18 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
Flow imaging as an alternative to pressure transducers through vision transformers and convolutional neural networks
提出用视觉变换器从流场图像预测翼型非定常压力，并创新地将语义分割视为图像到图像翻译，用CNN将速度场转为压力，为传感器提供替代方案。
2023-01-16 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
Computational And Experimental Study of Spanwise Synthetic Jet Flow Control
针对失速NACA 0025翼型，本文结合流动可视化实验与数值模拟，研究圆形合成射流作动器阵列的展向控制作用及其诱导三维流动结构随参数的演化。
2024-12-10 physics.flu-dyn
Significance of the strain-dominated region around a vortex on induced aerodynamic loads
涡流在近端表面上诱导气动载荷的能力在各种流动中起着重要作用。然而，大多数涡致效应的研究主要集中在分析旋转占主导地位的涡核的影响。在这项工作中，我们表明，不仅是由应变主导的区域所包围的粘性流中的涡，但这些区域是动态的重要性，有时甚至可以决定诱导的气动载荷。我们证明了这一点的俯仰翼型，表现出动态失速，并产生几个力诱导涡。使用数据驱动的力分割方法，我们量化的影响，以及涡相关的应变表明，我们目前的理解涡为主的现象，如动态失速，是不完整的，不考虑与涡相关的应变为主的区域的实质性影响。
2021-04-17 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
Effect of structural parameters on the synchronization characteristics in a stall-induced aeroelastic system
本研究通过风洞实验揭示了频率比、静不平衡等结构参数对经历动态失速的气动弹性系统分岔特性的影响，并从同步视角系统论证了模态相互作用在失速诱导失稳中的物理机制。
2024-04-22 physics.app-ph physics.flu-dyn
Analysis of transient and intermittent flows using a multidimensional empirical mode decomposition
本研究对比了FA-MVEMD与mrDMD两种模态分解方法，通过SD7003翼型动态失速、NACA0012翼型间歇涡配对两类流动问题验证，发现多维EMD结合希尔伯特变换的模态空间支撑性更优，且单IMF可承载更多信息。
2023-08-23 physics.flu-dyn
Model Predictive and Reinforcement Learning Methods for Active Flow Control of an Airfoil with Dual-point Excitation of Plasma Actuators
本研究在NACA 4412翼型上对比了MPC与RL方法，利用DBD等离子体作动器双点激励控制流动分离，发现RL在优化激励频率和响应速度上优于自适应MPC。
2025-08-15 physics.flu-dyn
Machine-learning-assisted phase-amplitude reduction for fast synchronization of airfoil wakes with constrained fluctuations
Tohoku University（东北大学）；Johns Hopkins University（约翰斯·霍普金斯大学）；Institute of Science Tokyo（东京科学研究所）
本研究结合相位-振幅缩减与机器学习稀疏传感器重构，仅用三个传感器即可快速同步翼型尾流频率，并抑制升力波动20%，为快速流动控制提供高效路径。
2026-10-08 nlin.AO physics.comp-ph physics.flu-dyn
Surface morphing for aerodynamic flows at low and stalled angles of attack
在目前的工作中，我们数值研究了在雷诺数为1000时，NACA 0012吸力面上的行波表面变形驱动的效果。虽然这种驱动策略已在较高雷诺数的翼型和矩形平板进行了研究，但其在低雷诺数下的影响尚未得到研究。驱动的运动学由波数和波速定义，两者都在很宽的值范围内变化，以包括显著改变升力动力学的参数以及不改变升力动力学的参数。我们首先研究了在$α$ =5°迎角下的激励效应，此时非激励流是定常的。升力动力学被发现与表面变形运动学对齐，并且有一个低压最小值被引入到流场中，通过以与变形参数无关的速度平流的变形。升降机的好处被发现是最大的变形运动学与此内在的流速对齐。然后，我们研究了在$α$ =15°时存在非定常分离基线流（具有固有涡脱落过程）时变形的作用。在这个更高的迎角下，我们根据变形和潜在脱落频率之间的关系确定了三种不同的行为机制。在这些状态中，对平均升力最有利的是锁定状态，其中涡脱落动力学与变形运动学一致。我们还确定了其他制度，变形可以成为异相的旋涡脱落动力学，这里称为互动制度，和变形离开未驱动的动态不变，这里称为叠加制度。在较高的迎角下，导致升力效益/升力损失的参数是根据变形对前缘和后缘涡的影响来解释的。
2021-06-07 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
Improving boundary-layer separation prediction by an IDDES turbulence model using a pressure-gradient sensor
University of Mississippi（密西西比大学）；National Laboratory of the Rockies（落基山国家实验室）
本文通过改进IDDES模型中的压力梯度传感器，提高了边界层分离预测的准确性，适用于风能和航空航天应用。
2026-03-09 physics.flu-dyn
Towards a Generalized SA Model: Symbolic Regression-Based Correction for Separated Flows
本文提出基于符号回归修正SA湍流模型生成项的数据驱动方法，通过翼型数据同化构建白盒修正模型，在多种翼型和机翼上验证，显著提升分离流预测精度，失速迎角升力预测误差降低69.2%。
2025-03-12 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Numerical Simulation of Three-dimensional High-Lift Configurations Using Data-Driven Turbulence Model
本文将条件场反演与符号回归得到的数据驱动湍流修正用于三维高升力构型，验证SST-CND泛化性并迁移至k-(v^2)-w模型，CRM-HL失速预测误差低于5%。
2025-03-19 physics.flu-dyn
Extracting dominant dynamics about unsteady base flows
本文综述了在非定常非周期基流条件下提取主导流动结构与动力学的方法，涵盖数据驱动分解、算子方法、因果分析等，并指出未来研究方向。
2025-06-03 physics.flu-dyn
Construction of Reduced Order Models for Fluid Flows Using Deep Feedforward Neural Networks
我们提出了一种数值方法，通过流动模态分解和回归分析相结合的降阶模型，ROM，流体流动的建设。采用谱本征正交分解（SPOD）对模型进行降维，同时滤除POD时域模式。回归步骤由深度前馈神经网络DNN执行，并且当前框架在类似于非线性动态算法SINDy的稀疏识别的上下文中实现。DNN超参数的优化提供了一个讨论，以获得最好的ROM和评估这些模型提出了一个典型的非线性振荡器和可压缩流通过一个气缸。最后，通过对一个动态失速下的纵倾翼型的大涡模拟计算，对该方法进行了验证。降阶模型能够捕捉前缘失速涡和随后的后缘涡的动态。对于分析的情况下，数值框架允许使用比全阶模型所采用的时间增量更大的时间增量来预测训练窗口之外的流场。我们还通过与稀疏回归的比较，证明了通过深度前馈神经网络构建的当前ROM的鲁棒性。DNN方法能够学习流的瞬态特征，并与稀疏回归相比提供更准确和稳定的长期预测。
2019-03-12 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Greenberg's force prediction for vertical-axis wind turbine blades
我们提出了一种方法，以适应格林伯格的势流模型的耦合俯仰和喘振流，使它可以应用于预测上的垂直轴风力机叶片上的负载。通过将叶片运动学表示为简谐运动的和，将该模型扩展到计算在有效迎角和来流速度下经历多谐振荡的叶片上的载荷。这些函数中的每一个都是主涡轮机旋转频率的倍数，与单个振幅相关，如Greenberg所建议的。调整后的模型的结果进行了比较，从一个单叶片H型Darrieus风力机的缩小模型的实验数据。格林伯格模型和实验获得的相位平均径向力演变的预测之间的比较表明，无粘格林伯格模型预测以及在开始的逆风部分的负载和最大负载在逆风，但失败时，在顺风部分发生流动分离。Greenberg模型在垂直轴风力机运动学中的拟议应用显示出诊断分离流区域以及量化动态失速和固有涡轮机运动学对叶片载荷的相对影响的巨大潜力。未来的研究可以很容易地将这种方法扩展到任何翼型经历的任意组合的俯仰，浪涌，和起伏，下面的运动学轮廓，可以近似的傅立叶级数。
2022-01-22 physics.flu-dyn
Three-dimensional variational data assimilation of separated flows using time-averaged experimental data
University of Southampton（南安普顿大学）
本文提出一种三维变分方法，利用时间平均实验数据提升湍流模型预测精度，通过对比传统二维方法，证明三维同化能更准确捕捉流动物理并改善重建量一致性。
2025-03-25 physics.flu-dyn
Machine-learning-assisted Blending of Data-Driven Turbulence Models
提出基于机器学习的框架，通过加权函数混合针对不同流态训练的数据驱动专家模型，显著提升了RANS湍流模型在多种流动条件下的泛化能力与鲁棒性。
2025-03-03 physics.flu-dyn
Analysis of amplification mechanisms and cross-frequency interactions in nonlinear flows via the harmonic resolvent
本研究提出基于谐波resolvent的分析框架，用于揭示非线性流动中不同时间尺度相互作用的输入输出特性，可捕捉三波能量传递机制，并通过微分方程和翼型绕流示例验证了方法的有效性。
2019-11-22 physics.flu-dyn
