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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
Design of F-16 Airfoil Mock-ups for Supersonic Wind Tunnel: Study, Production, Testing and Validation
本文通过设计制造配备测压孔的F-16 NACA 64A204翼型模型并在AF300超声速风洞中测试，结合Ansys Fluent数值模拟与解析SWBLI理论模型，验证了模型对黏性超声速层流及激波-边界层干扰行为的描述能力。
2023-07-03 physics.data-an 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
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
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
Active Flow Control of NACA 0012 airfoil using Sawtooth Direct Current Augmented Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuator
介质阻挡放电（DBD）等离子体激励器在分离控制、增升减阻等方面有着广泛的应用前景。一些等离子体致动器具有优化的电极形状和电波形，以在更高的迎角下最大化气动力。在这里，我们分析了直流增强DBD（DBD-DCA）驱动器的性能与一个小的形状暴露的电极。主动电极位于NACA 0012翼型的18%弦长处，电极位于48%弦长处。风洞实验在风速为15 - 25 m/s，雷诺数Re = 201 k-335 k时进行。升力系数（C $_L$）、阻力系数（C $_D$）和俯仰力矩系数（C $_M$）在有和没有等离子体激励的情况下测量，攻角$α$ = 0 $^o$ - 8 $^o$，DCA电极电位（$φ_{DC}$）从0 kV变化到-15 kV。在15 m/s流速和0 $^o$迎角下，通电DCA电极的C $_L$增加到0.03，而C $_D$减少50%，在整个$α$范围内结果相似。在较高的Re的致动器的效果减弱，这表明，最大的控制权限可以在较低的风速。
2021-06-21 physics.flu-dyn physics.plasm-ph
Experimental and LBM analysis of medium-Reynolds number fluid flow around NACA0012 airfoil
本研究的基础是对NACA 0012翼型绕流的研究，目的是在中等雷诺数（Re = 191000）下，将风洞实验结果与格子玻尔兹曼方法（LBM）分析结果进行数值验证。本文中描述的LBM-大涡模拟（LES）方法为更快的计算流体动力学（CFD）分析开辟了机会，因为LBM在高性能计算架构上的可扩展性，更具体地说，通用图形处理单元（GPGPU），同时属于高分辨率LES方法。过程从开路风洞实验的数据采集开始。此外，压力系数作为比较变量，在不同的迎角（2、4、6和8度）下用于实验和LBM分析。为了数值再现实验结果，LBM耦合LES湍流模型，广义壁函数（GWF）和累积碰撞算子与D3 Q27速度集已被采用。此外，还提供了网格独立性研究，以确保结果一致。与实验数据相比，所提出的LBM方法能够进行高度准确的预测。此外，这项工作的特殊意义是实验和CFD比较相同的域尺寸的可能性。考虑到计算结果的质量，均方根误差（RMSE）显示了良好的相关性，无论是翼型的上，下表面。更准确地说，对于所有攻角，上表面的最大RMSE为0.105，而下表面为0.089。
2023-02-09 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
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
Effects of wall-normal and angular momentum injections in airfoil separation control
本计算研究的目的是量化壁面法向和角动量注入对抑制规范翼型上的层流分离的影响。用大涡模拟研究了NACA 0012翼型在$α= 9^\circ$和$Re = 23,000$上完全分离不可压缩流动的开环控制。本研究借由模型边界条件，将壁面法向动量与角动量分别独立地导入旋转喷流的分离流中。详细研究了流场和表面涡量通量对驱动输入的各种组合的响应。据观察，除了角动量输入的壁面法向动量注入增强了流动分离的抑制。通过修改动量系数的标准定义，来表征壁面法向和角动量输入对升力增强和分离抑制的影响。通过引入基于无量纲旋流数的特征旋流射流速度，将角动量的影响纳入修正动量系数中。有了这个修正的动量系数，我们就能把每一个受控流分为分离流、过渡流和附着流。
2017-11-26 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
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
Modeling unsteady loads on wind-turbine blade sections from periodic structural oscillations and impinging gusts
本文通过势流解析模型与高保真二维数值模拟，研究周期性俯仰、沉浮和阵风扰动下NACA-0012翼型的非定常升力响应，验证了模型在中小扰动下的有效性，并指出在接近静态失速时理论存在不足，为非定常模型纳入风力机设计工具提供了依据。
2024-06-15 physics.flu-dyn
A Hybrid CNN-Cheby-KAN Framework for Efficient Prediction of Two-Dimensional Airfoil Pressure Distribution
AVIC Aerodynamics Research Institute（中国航空工业空气动力研究院）；China Gas Turbine Establishment（中国燃气轮机研究院）；Graduate School of Chinese Aeronautical Establishment（中国航空研究院研究生院）
提出混合 CNN-Cheby-KAN 深度学习模型，通过 CNN 编码翼型几何特征并结合 Cheby-KAN 建模非线性映射，实现了高精度、强泛化且低开销的二维翼型压力分布快速预测。
2025-11-05 physics.flu-dyn
An Experimental Study of Noise Reduction in Wind Turbine Airfoils with Serrated Trailing Edges
本文通过风洞实验研究锯齿后缘风力机翼型的降噪特性，发现其在中高频段显著降低钝体涡脱落和层流分离泡噪声，且降噪与尾流湍流减弱相关，但锯齿几何形状对降噪影响很小。
2025-02-09 physics.flu-dyn
On the aerodynamic forces on heaving and pitching airfoils at low Reynolds number
采用直接数值模拟和力分解算法研究了二维翼型俯仰和垂荡运动对气动力的影响。大振幅运动被认为是（一个弦的顺序），与中等的雷诺数和1阶的约化频率，改变平均俯仰角和俯仰和垂荡运动之间的相移。我们的研究结果表明，表面涡度的贡献（粘性效应）的气动力是可以忽略不计的贡献相比，从身体的运动（流体惯性）和涡度内的流动（循环）。对于这里考虑的参数范围，后者倾向于瞬时定向在垂直于翼弦的方向上。在此基础上，利用力的分解和流场中涡量对总气动力的贡献的弦法向取向，提出了一种瞬时气动力的降阶模型。所提出的模型的预测相比，从文献中的一个类似的模型，显示出显着的改善的平均推力的预测，和一个较小的改善的平均升力和瞬时力系数的预测。
2017-07-24 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
Study change of the performance of airfoil of small wind turbine under low wind speed by CFD simulation
本研究利用XFLR5软件重新设计S1010翼型，并通过CFD仿真在4-6 m/s低风速下评估其气动性能，发现新翼型在特定攻角与厚度参数下气动效率最优。
2023-11-20 physics.flu-dyn
Adjoint-based phase reduction analysis of incompressible periodic flows
我们建立了不可压缩周期性流动基于伴随的相约化分析的理论框架。通过这种基于伴随的方法，我们通过一对向前和向后的直接数值模拟，而不是基于脉冲的方法，需要非常大量的模拟获得时空相位灵敏度字段。基于相位的分析涉及关于周期性变化的基态的扰动分析，因此针对周期性流动的分析而定制。我们制定的相位描述的周期性流动相对于潜在的和涡扰动的流场。在浸没边界投影法中也可以一致地实现电流相位缩减分析，这有利于对任意形状物体的分析。我们证明了基于相位的分析的强度周期性流动在圆柱和对称翼型在大迎角。研究了圆柱流中相位修正的临界区域，发现流动分离的位置是最敏感的区域。进一步揭示了迎角和翼型厚度对各种翼型绕流相敏度分布的影响。这种流动的相位是根据升力系数来确定的，因此受到产生升力的旋涡结构的影响。本框架揭示了相敏性与涡旋形成动力学之间的联系。
2022-04-27 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
Study of flutter instability using the actuator line method for wind energy harvesting devices
Instituto Tecnológico de Aeronáutica（巴西航空研究院）；Universidad Nacional de La Plata（拉普拉塔国立大学）
本文通过建立二维线性模型研究作动线方法（ALM）预测颤振不稳定性的能力，比较了三种不同的ALM分析模型，包括是否包含非循环项和俯仰速率项，并与Theodorsen理论进行对比，结果表明考虑俯仰速率和非循环项的ALM能够更准确地预测颤振，为风能设备、大型水平轴风力涡轮机和固定翼飞机的气弹模拟提供指导。
2026-05-20 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
Effect of free-stream turbulence on a moderate adverse pressure gradient turbulent boundary layer developing over an airfoil
Politecnico di Torino（都灵理工大学）；Center for Turbulence Research, Stanford University（斯坦福大学湍流研究中心）
研究自由流湍流对翼型上中等逆压梯度湍流边界层发展的影响，通过风洞实验，改变攻角调整压力梯度，用热线风速仪测量边界层特性，发现FST是控制参数，其影响随压力梯度放大，对相关流动研究有重要意义。
2026-07-24 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
Aerodynamic Forces on a Wing Surfing in a Two-dimensional Vortex Wake
Brown University（布朗大学）
本研究通过风洞实验，利用PIV和力测量技术，揭示了二维涡旋尾涡中翼板的气动力变化规律，结合经典不稳定性气动学理论，有效预测了升力波动相位。
2025-12-09 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
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
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
Optimal smoothing length scale for actuator line models of wind turbine blades
作动器线模型（ALM）是在大涡模拟（LES）中表示诸如风力机叶片的升力面的常用方法。在ALM中，升力和阻力由施加的体积力代替，该体积力通常使用具有某个规定的平滑宽度$ε$的高斯核在若干网格点上平滑。迄今为止，选择$ε$最经常是基于数值的考虑，网格间距在LES中使用。然而，特别是对于网格间距等于或小于叶片弦长的精细解析LES，$ε$的最佳选择尚不清楚。在这项工作中，遵循理论方法来确定最合适的值的$ε$。首先，我们开发了高斯升力和阻力的线性化流响应的解析解，并使用结果来建立指定升力和阻力所需的局部速度和远场速度之间的关系。然后，首先集中在升力，我们找到$ε$和力中心的位置，最小化的高斯力和2D的位流超过Joukowski翼型诱导的速度场之间的平方差。我们发现，对于所考虑的情况，最佳平滑宽度$ε^{\rm opt}$为叶片弦长的14- 25%，力中心位于叶片前缘下游约13- 26%处。这些最佳值不依赖于迎角，仅微弱地依赖于升力面的类型。为了表示阻力，圆形高斯阻力场的最佳宽度被示出为等于尾流的动量厚度。
2016-05-10 physics.flu-dyn
Educational experiments with Particle Image Velocimetry in a small Prandtl water tunnel
本研究设计了一款桌面型小型普朗特水洞，结合激光片光与PIV技术开展三项基础流体动力学教学实验，实验结果与理论吻合良好，适用于高中及大学流体力学教学。
2025-08-04 physics.ed-ph physics.flu-dyn
