Airfoil Synchronous Surging and Pitching
本研究通过理论与实验首次验证了翼型同步沉浮与俯仰的一般非定常理论，揭示了升力系数不能由独立叠加表示，并发现气泡破裂动态失速机制对转子性能和噪声有重要影响。
2024-08-20 physics.flu-dyn
The Mechanism of Lift and Pitching Moment Reversal
在$12^o$迎角下，对NACA-0009二元翼型进行了单脉冲激励分离流响应实验。研究了单脉冲激励后升力和俯仰力矩反转的机理。由涡诱导下洗引起的空间局部高压区是升力和俯仰力矩反转的原因。流场的本征正交分解（POD）表明，模式2具有类似的结构，产生下洗，并负责升力和俯仰力矩逆转。另一方面，POD模式1代表翼型吸力面上的反向流的方向和强度，是升力增强的原因。
2022-11-11 physics.flu-dyn
Existence of three distinct scaling regimes in self-propelled rigid pitching airfoil
本研究通过旋转实验装置探究正弦俯仰NACA0015翼型的自推进特性，发现三种对应不同俯仰位置与振幅的标度律，揭示尾涡模式与推进速度的关联，构建了经实验验证的刚性俯仰翼型自推进研究框架。
2025-06-12 physics.bio-ph physics.flu-dyn
Dynamic mode decomposition based analysis of flow over a sinusoidally pitching airfoil
动态模态分解（DMD）已被证明是一个有价值的工具，用于分析复杂的流场，但这种技术的应用程序与移动边界的流动是不简单的。这是由于在DMD公式中难以考虑移动通过感兴趣的场的非零厚度的主体。这项工作提出了一种方法，用于分解的流动或附近的移动边界的参考系的变化，然后通过校正所计算的模式，这是由运动的频谱确定的。校正用于恢复底层流动动力学的模式，同时去除参考系中的变化的影响。该方法被应用到正弦俯仰翼型的流动，DMD分析用于获得有关这些翼型的流动诱导俯仰振荡的有用的见解。
2020-07-24 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Unsteady aerodynamic response of pitching airfoils represented by Gaussian body forces
针对大涡模拟中致动线方法高斯核宽度偏大、现有修正忽略展向脱落涡影响的问题，建立了考虑核宽度的展向脱落涡对高斯体积力翼型非定常载荷影响的模型，经LES验证发现核宽度可使非定常升力幅值最多降低40%。
2024-10-30 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
The Harmonic Pitching NACA 0018 Airfoil in Low Reynolds Number Flow
本研究探究低雷诺数下对称NACA 0018翼型谐波俯仰运动的气动性能，通过Transition SST等湍流模型模拟不同频率、振幅及稳态工况，发现该模型在特定场景的优势，为厚翼型气动行为及湍流建模提供见解。
2025-04-17 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Direct Numerical Simulation of Transonic Flows Induced Pitching of NACA Airfoil
Department of Mechanical Engineering, IIT(ISM) Dhanbad（印度理工学院（ISM）达纳巴德机械工程系）
通过DNS研究NACA0012翼型跨声速俯仰流动，发现约化速度影响气动载荷与耦合频率，U*=2时流动主导，U*=8时结构主导。
2026-10-06 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
Revealing the mechanism and scaling laws behind equilibrium altitudes of near-ground pitching hydrofoils
本研究通过升力分解揭示近地俯仰水翼平衡高度由尾迹诱导升力与准稳态升力平衡产生，推导相关标度律并明确其适用范围，为地面效应及集群水翼研究提供关键理论支撑。
2023-04-27 physics.flu-dyn
Numerical Simulation of Wavy-Flap Airfoil Performance at Low Reynolds Number: Insights from Lift and Drag Coefficient Analysis
本研究通过数值模拟分析了低雷诺数下波浪翼型的气动性能，发现其在较大尾部攻角和低攻角下能显著提升升力系数和升阻比，从而提高航空与海洋应用中的气动和燃油效率。
2025-03-06 physics.flu-dyn
A Hybrid Model for Lift Response to Dynamic Actuation On A Stalled Airfoil
目前的研究集中在建模的升力响应，由于动态（时变）的“突发型”驱动失速翼型。动态“突发型”驱动在系统内表现出两种不同的特征动态行为，即高频和低频分量。这些特征引入了建模挑战。在本文中，我们提出了一个混合模型，由两个单独的子模型，一个为两个频率。使用卷积模型捕获由于高频率单脉冲激励的升力响应。由于非线性突发-突发相互作用的低频分量被捕获使用维纳模型，由线性时不变动态和静态输出非线性。利用风洞实验数据对混合模型进行了验证。
2019-12-18 physics.flu-dyn
Large Eddy Simulation of a NACA0015 Circulation Control Airfoil Using Synthetic Jets
对NACA 0015环量控制翼型的合成射流流场进行了大涡模拟。研究中采用的弦雷诺数为110000，激励频率为175 Hz，动量系数为0.0044 ~ 0.0688，攻角为0°、6°和12°。数值计算结果与实验结果吻合较好。在非驱动翼型的升力和阻力系数的波动被发现是由旋涡脱落频率。假设动量系数足够高，则升力系数和阻力系数倾向于在合成射流频率下波动。在低动量系数范围内，平均升力系数随动量系数线性增加，在高动量系数范围内，平均升力系数的增加率开始下降。增加翼型的迎角可观察到升力增量的斜率略有减小。
2018-10-06 physics.flu-dyn
Dynamic stall of an airfoil under tailored three-dimensional inflow conditions
在大气边界层中的风力机的转子叶片经常经历动态失速的空气动力学现象，该动态失速包括升力的暂时过冲和有害的疲劳载荷。特别是在三维来流条件下动态失速的形成提出了一些悬而未决的问题。在风洞中分析了DU 91-W2-250翼型在轻微动态失速时的气动特性。通过比较总升力和局部升力产生与翼型上方流动形成，研究了具有流向和展向周期性变化的阵风的影响。所观察到的失速循环分为五个阶段，其中一个阶段揭示了高达$16~\%$的升力超调。翼型的气动力响应显示出在局部迎角和升力的演变之间大约有$1/8$周期的延迟，从而给出逆时针动态极线。流场的适当正交分解（POD）分析有助于理解三维阵风的气动后果。局部入流、总升力以及特定升力事件分别由一个POD特征模态捕获。得到的结果导致的结论是，流动，特别是失速后的翼型面临的三维阵风强烈耦合在展向方向。这就产生了流动稳定性、失速抑制，进而产生了逆时针动态极线以及增大的总升力。
2020-03-17 physics.flu-dyn
Vortex gust interactions with a freely-flying rigid airfoil
Dept. Mechanical Engineering, University of Wisconsin-Madison（威斯康星大学麦迪逊分校机械工程系）
通过数值模拟研究孤立涡旋阵风与自由飞行翼型的相互作用，建立理论框架解释耦合升力和升沉响应，模型可预测升沉轨迹。
2026-06-04 physics.flu-dyn
Rapidly pitching plates in decelerating motion near the ground
本研究通过实验与分析模型揭示近地面减速中快速俯仰平板的非定常气动特性，发现俯仰与减速同步时早期形成的大涡产生后向偶极射流利于捕猎后加速，而延迟俯仰形成的小涡利于平稳着陆。
2023-06-24 physics.flu-dyn
Closed Form Analytical Model for Airflow around 2-Dimensional Composite Airfoil Via Conformal Mapping
本文提出了一种计算二维翼型截面升力特性的方法，该翼型在前缘或前缘前的位置上具有第二个二维物体。由于两个物体都是二维的，因此分析产生了计算翼型和第二物体上的气流的闭合形式解，使用经过初始复平面中的两个圆形物体的解析闭合形式气流速度矢量的保角映射，单独使用每个物体的标准气流模型。通过分别计算的两个对象的速度矢量的线性叠加来获得组合气流速度矢量。升力特性是从翼型和第二物体周围的环量中获得的，该环量是从组合的闭合形式的速度矢量和沿环量的轮廓积分的几何形状计算的。本文中所考虑的说明性例子表明，第二个物体基本上是一个圆柱体，其直径约为翼型弦长的9%，它使翼型的截面升力系数比单独的翼型的截面升力系数减小约6：3%。1.
2022-12-05 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
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
On the applicability of the actuator line method for unsteady aerodynamics
ITA（巴西技术航空学院）
本文研究了作用线方法在不稳定性气动学中的适用性，通过理论与模拟验证，指出参数选择对计算精度的影响，并强调了攻角定义的重要性。
2025-09-20 physics.flu-dyn
A Response to "Application of Gauss's Principle to the Classical Airfoil Lift Problem"
本文反驳了变分升力理论的批评，指出其预测中的问题源于原理不一致，并通过分析力学和流体力学基础证明压力力作为约束力的作用，以及经典与变分理论的可逆性问题。
2026-01-10 physics.flu-dyn
Airfoil wake modification with Gurney flap at Low-Reynolds number
研究了低雷诺数下Gurney襟翼对对称NACA翼型尾迹的复杂修正。本文对雷诺数为$Re = 1000$的NACA 0000（平板）、0006、0012和0018翼型的二维不可压缩流动进行了数值分析，以考察襟翼对流动的修正作用。虽然在大迎角下可以通过机翼上的格尼襟翼获得高升力，但也观察到空气动力的高度不稳定性。对尾流结构和升力谱的分析揭示了影响气动性能的四种特征尾流模式（定常、2S、P和2 P）。襟翼在大迎角和襟翼高度范围内的影响被认为是识别这些尾流模式的发生，并被封装在尾流分类图中。同伴的三维模拟也进行了检查的三维尾迹制度的影响。展向不稳定性，出现较高的攻角被发现抑制出现的2 P模式。使用的尾迹分类图作为指导格尼襟翼选择在不同的操作条件，以实现所需的气动性能进行了讨论。
2017-10-25 physics.flu-dyn
Modeling the Aerodynamic Lift Produced by Oscillating Airfoils at Low Reynolds Number
本文以Strouhal数St为控制参数，对NACA-0012翼型在1,000雷诺数Re下的绕流进行了数值模拟。非定常力的时间分布，升力和推力，以及它们的频谱分析清楚地表明，该解决方案是一个周期-1吸引低Strouhal数。研究结果表明，机翼下俯产生的气动力与机翼的初始运动条件无关，证明了极限环的存在。振荡升力中存在的频率由较高Strouhal数的基波（fs）、偶次谐波和奇次谐波（3fs）组成。利用数值模拟，脱落频率（f_s）被观察到几乎等于激励频率在所有的情况下。采用改进的vanderPol振子模型模拟了翼型下倾产生的非定常升力。利用多尺度方法和稳态CFD解的谱分析，估计了van der Pol振子模型中的频率和阻尼项。我们证明了这个模型的适用性，所有的平面运动的翼型;暴跌，俯仰和扑动。目前提出的模型的一个重要方面是捕获气动升力系数的时间平均值。
2014-12-11 math.DS physics.flu-dyn
Airfoil Lift Calculation Using Wind Tunnel Wall Pressures
本文探讨了利用风洞壁静压孔计算升力的实验方法及其有关限制。虽然壁压测量（WPM）技术已被其他研究人员用于升力计算，但关于WPM方法对试验截面尺寸、翼型弦长和模型厚度的敏感性的文献还很缺乏。弦灵敏度研究表明，翼型弦在测量的准确性中起着重要的作用，并且需要针对给定的测试截面尺寸适当地确定尺寸，以使WPM方法的性能达到最佳。提出了一个弦灵敏度参数（$CSP$），并确定了一个下限（$=0.025$），以使理想弦长与风洞试验截面尺寸相关联，从而确保最佳升力测量能力。最后，对厚度从$6\%-21\%$变化的对称翼型和弯曲翼型的组合进行了试验，并成功地对自由翼弦雷诺数范围为100，000至550，000的参考数据进行了验证。WPM方法被发现对变化的表面流动条件和翼型厚度是敏感的，并且已经被证明是使用负载平衡或表面压力端口的传统升力测量技术的可行替代。
2020-06-16 physics.app-ph 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
Deep reinforcement learning of airfoil pitch control in a highly disturbed environment using partial observations
本研究利用深度强化学习（TD3算法）在部分可观测条件下设计翼型俯仰控制器，通过融合尾流信息和历史观测，在随机扰动流动中实现升力变化最小化，性能达到或超过标准线性控制器。
2024-04-01 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
Data-driven transient lift attenuation for extreme vortex gust-airfoil interactions
本研究针对极端涡阵风引起的翼型大幅瞬态升力问题，提出结合非线性机器学习低维建模与相-幅约简的前馈控制方法，推导敏感性函数确定最优强迫，可快速抑制扰动影响，为小型飞行器不利大气飞行提供支撑。
2024-07-10 physics.flu-dyn
Lift and leading-edge suction parameter of separated flows over an NACA0012 at high angles of attack
National Tsing Hua University（国立清华大学）
研究通过CFD模拟分析NACA0012静止翼在高攻角下的分离流特性，探讨前缘吸力参数（LESP）与升力的关系，揭示涡量预算对气动性能的影响。
2026-04-25 physics.flu-dyn
Far-field Boundary Conditions for Airfoil Simulation at High Incidence in Steady, Incompressible, Two-dimensional Flow
本文研究大攻角翼型模拟的远场边界条件，发现阻力一致性需引入点源，提出 Lagally-Filon 修正以缓解无点源引起的侧壁阻塞，并分析了点涡-点源组合条件与力矩方程的不一致性。
2024-11-20 physics.flu-dyn
Response of the Separated Flow over an Airfoil to Actuator Bursts
对二维翼型在$12^o$迎角下的单次和多次脉冲激励的分离流响应进行了实验研究。对于单次爆发驱动的情况下，表面压力信号与流场观测的卷起和对流的一个大规模的涡结构，以下的驱动器爆发输入。在剪切层中形成的“扭结”的下方和略微上游处出现高压的空间局部区域，这是突发信号触发后$2.0t^+$内发生升力反转的原因。单次爆发流场的正交分解表明，前两个模态的时变系数与升力系数和俯仰力矩系数的负值相关。单次爆发流场数据的动力学模态分解（DMD）确定的模式相关的动能增长的扰动。具有最大增长率的模式具有接近与分离气泡动力学相关的Strouhal数。然而，当使用多个突发来控制分离时，观察到突发之间的相互作用，其取决于突发之间的时间间隔。对多次爆发流场数据进行卷积积分和DMD。结果表明，非线性爆-爆相互作用只影响分离泡内的反向流动强度，而反向流动强度与升力的主要趋势有关。另一方面，线性猝发-猝发相互作用有助于与猝发相关联的高频升力变化。
2019-12-11 physics.flu-dyn
Unsteady Thin-Airfoil Theory Revisited: An Approximate Analytical Solution and the Self-Similar Wagner Effect in Viscous Flows
Western Michigan University（西密歇根大学）
本文从黏性流视角推导了非定常薄翼升力的近似解析解，验证了Wagner与Theodorsen问题，并在起动流及数值模拟中发现自相似Wagner效应，体现雷诺数不变性。
2026-09-09 physics.flu-dyn
Knowledge-embedded meta-learning model for lift coefficient prediction of airfoils
Shanghai Aircraft Design and Research Institute（上海飞机设计研究院）；Shanghai Jiao Tong University（上海交通大学）
气动性能评估是飞机气动设计优化过程的重要组成部分，但传统的气动性能评估方法成本高、耗时长。尽管各种机器学习方法都能达到很高的精度，但由于泛化性能差和“黑箱”性质，其在工程中的应用仍然困难。本文提出了一种知识嵌入的Meta学习模型，该模型将数据与升力曲线的理论知识充分融合，用于求解任意超临界翼型在各种迎角下的升力系数。在该模型中，主网络负责表示升力和迎角之间的关系，而几何信息被编码到超网络中，用于预测主网络中涉及的未知参数。具体来说，三个具有不同架构的模型被训练以提供各种解释。与普通的神经网络相比，我们提出的模型可以表现出更好的泛化能力和竞争力的预测精度。然后，基于集成的相似性和显著性方法进行可解释性分析。结果表明，所提出的模型可以倾向于评估翼型几何形状的物理特性的影响。此外，还对该模型的例外情况和不足之处进行了详细的分析和讨论.
2023-03-06 cs.LG physics.flu-dyn
Quantifying Flow separation for ellipse and von-Kármán Airfoil: A dataset of surface pressure and skin friction
Department of Mathematical Sciences, Aalborg University（奥尔堡大学数学科学系）；Propeller & Aft Ship Department, Everllence SE（Everllence SE 螺旋桨与后部船舶部门）
本文通过RANS模拟研究椭圆和冯·卡门翼型在不同攻角和雷诺数下的流动分离，提供表面压力、摩擦系数等数据，用于评估扩展势流模型。
2026-04-10 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
Solving all laminar flows around airfoils all-at-once using a parametric neural network solver
本文提出基于TSONN和网格变换的参数化神经网络求解器，可一次性求解UIUC翼型数据库中雷诺数100至5000、攻角-5°至15°范围内的所有层流，升阻力系数误差分别约为4.6%和1.1%，无需标注数据。
2025-01-02 physics.flu-dyn
Airfoil Boundary Layer Bubble Separation and Transition in a Surging Stream
本文从理论和实验两方面研究了高振幅谐波喘振对翼型层流分离泡的影响。一个广义的压力系数，占局部静压变化，由于喘振。这种以前从未实现过的概括，促进了喘振和准定常压力系数之间的直接比较，从而可以将非定常效应与雷诺数效应区分开来。采用动量积分边界层分析方法确定气泡分离点的运动，转捩点的运动由实验表面压力系数提取。最重要的发现是，气泡破裂发生，违反直觉，在早期施加有利的时间压力梯度。这是因为有利的压力梯度迅速驱动气泡向后，使其无法重新附着。破裂导致大的升力和形阻系数振荡，而未能实现广义压力系数定义导致高达400个计数的时间形阻误差。
2022-07-25 physics.flu-dyn
Attention on flow control: transformer-based reinforcement learning for lift regulation in highly disturbed flows
Mechanical and Aerospace Engineering, University of California, Los Angeles, CA 90095-1597, USA（机械与航空航天工程系，加州大学洛杉矶分校）
本文提出基于Transformer的强化学习框架，通过俯仰控制在任意长阵风序列中调节气动升力，利用专家策略预训练和任务级迁移学习加速训练，并证明四分之一弦俯仰控制以更少控制代价实现更优升力调节。
2025-11-07 cs.LG 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
Prediction of Separation Induced Transition on Thick Airfoil Using Nonlinear URANS Based Turbulence Model
实践中的大多数湍流模型都是基于雷诺应力和平均流动应变率之间的线性关系的假设，这通常在附着和完全湍流的情况下提供了良好的近似。本文采用k-ω SST模型，在Re = 120，000时，对NACA 0021在不同攻角下层流分离泡的形成过程进行了二维数值研究。LSB的正确预测需要雷诺应力的各向异性的准确分辨率。为了与其它线性模型进行比较，还用k-kl-ω、k-ω SST和SpalartAllmaras模型进行了模拟。这些模型的性能通过气动升力、阻力、压力和摩擦系数进行评估。发现非线性k-ω SST和k-kl-ω转变模型在升力和阻力系数方面提供了相当的预测质量（尽管非线性k-ω SST涉及求解比过渡模型更少数量的输运方程的事实），如实验中所观察到的，而k-ω SST涉及求解比过渡模型更少数量的输运方程的事实。由于不能捕捉分离诱导转捩，ω SST和SA模型在低迎角时低估了阻力系数值。还观察到，当使用非线性或过渡模型时，准确地捕获层流分离气泡的位置，而不是SA或线性SST模型，其缺乏预测相同的能力。
2021-02-26 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
A Method for Evaluation of Aerodynamic Lift and Drag Based on Statistical Mechanics
本文提出基于统计力学的“体积元”方法，用于数值评估空气动力升力与阻力，适用于凸形翼型，结合蒙特卡洛模拟可处理凹形翼型，并拓展至量子气体应用。
2023-04-25 cond-mat.stat-mech physics.app-ph physics.flu-dyn
On the estimation of time dependent lift of a European Starling during flapping
我们研究的作用，非定常升力的背景下，扑翼在鸟类的飞行。空气动力学家和生物学家都试图解决这个问题，但似乎非定常升力的贡献仍然有许多悬而未决的问题。目前的研究涉及的非定常气动力的估计上自由飞行的鸟通过翼拍运动学分析和近尾流测量使用时间分辨粒子图像测速仪。气动力是通过非定常薄翼型理论和升力计算获得的，升力计算采用粘性流动的动量方程。非定常升力由循环升力和非循环升力组成。两者都是在翼拍周期上呈现的。使用长采样数据，几个翼拍周期进行了分析，以涵盖下冲程和上冲程阶段。看起来升力在翼拍周期内变化，强调它对总升力的贡献和它在功率估算中的作用。建议在估算鸟类扑翼运动的升力或功率时，不能假定循环升力分量可以忽略不计，应予以考虑。
2015-02-28 physics.flu-dyn
Predicting airfoil pressure distribution using boundary graph neural networks
本研究提出仅在表面网格运行的边界图神经网络B-GNNs，结合局部物理输入特征预测二维翼型压力分布，在缩减模型与训练集规模的同时提升了预测精度与泛化能力，性能优于现有最优体积模型。
2025-03-24 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
Airfoil Shape Optimization using Deep Q-Network
Indian Institute of Technology - Madras（印度理工学院马德拉斯分校）；National Tsing Hua University（国立清华大学）
探讨了强化学习用于翼型外形优化的可行性。深度Q网络（DQN）用于马尔可夫决策过程，通过学习初始形状的最佳变化来找到最佳形状，以实现所需的目标。翼型轮廓使用贝塞尔控制点生成，以减少控制变量的数量。控制点位置的变化被限制在垂直于弦线的方向上，以降低优化的复杂性。该过程被设计为搜索对配置文件的每个控制点进行的改变的情节。DQN基本上通过更新Bellman最优性方程的时间差来学习最佳变化的情节。阻力和升力系数是根据使用XFoil势流求解器计算的沿剖面的压力系数分布计算的。这些系数用于在学习过程中对每一个变化给予奖励，最终目标是最大化一集的累积奖励。
2022-11-29 cs.LG physics.flu-dyn
Airfoil's Aerodynamic Coefficients Prediction using Artificial Neural Network
Institute of Space Technology（空间技术研究所）
在任何飞行器设计的初始阶段，确定正确的翼型是至关重要的一步，因为它的形状直接影响飞机或旋翼机的整体空气动力学特性。除了作为性能的量度外，气动力系数还用于设计附加的子系统，如飞行控制系统，或预测复杂的动态现象，如气动弹性不稳定性。所讨论的系数可以通过风洞试验获得，或者根据精度要求，通过数值模拟流体动力学的基本方程获得。本文研究了应用人工神经网络（ANN）在不同迎角、马赫数和雷诺数下估算不同翼型几何形状的气动力系数的可行性。人工神经网络是具有学习高度非线性空间和时间模式的能力的计算实体。因此，它们越来越多地被用来近似复杂的现实世界现象。然而，尽管在过去的几年中取得了重大突破，人工神经网络在计算流体动力学（CFD）领域的传播是相当新的，并且该领域内的许多应用仍然未被探索。因此，本研究比较了不同的网络架构和训练数据集，试图深入了解网络如何感知给定的翼型几何形状，同时产生一个可接受的神经元模型，用于更快，更容易地预测稳定状态下的升力，阻力和力矩系数，不可压缩流态。这种数据驱动的方法产生了足够准确的结果，并节省了高昂的计算和实验成本。
2021-09-24 cs.AI 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
A learning-based joint flow and kinematic state estimation for bodies in highly disturbed flows
University of California, Los Angeles（加州大学洛杉矶分校）
针对强扰动流场中从稀疏测量估计非定常流动与翼型运动的问题，提出结合运动学感知自编码器与在线滤波的序贯估计框架，实现流场、气动载荷和运动学的联合重建，并验证了融合离体测量可提升精度。
2026-09-15 physics.flu-dyn
Exact Distributions for the Solutions of the Compressible Viscous Navier Stokes Differential Equations: An Application in the Aeronautical Industry
本文提出瞬态和精确公式，通过求解 Navier Stokes 微分方程的流体动力学模型，提前分离翼型上的升力和阻力，以改进传统风洞和线性化模型的模拟近似过程。
2025-06-30 math-ph math.MP physics.flu-dyn
