Lift Coefficient Estimation for a Rapidly Pitching Airfoil
我们发展了一种估算快速俯仰翼型瞬时升力系数的方法，该方法使用少量的压力传感器和迎角测量值。该方法通过卡尔曼滤波器同化四个表面压力测量与修改的非线性状态空间模型（Goman-Khrabrov模型）。升力系数估计的误差仅基于测量的压力的加权和被发现是嘈杂的和有偏见的，这导致不准确的估计。通过在常规卡尔曼滤波器中包括预测模型来改进估计。Goman-Khrabrov模型被证明是一个线性参数变化系统，因此可以用于卡尔曼滤波器，而不需要线性化。通过修改算法以提供更精确的升力系数估计值，实现了额外的改进。改进的卡尔曼滤波方法的结果在无偏升力系数估计，是更精确的比基于压力的估计或Goman-Khrabrov模型本身。新方法将使性能依赖于升力的空气动力系统的性能得到增强。
2020-12-29 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
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
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
Numerical Investigation of Unsteady Aerodynamic Effects on Thick Flatback Airfoils
本文用计算流体力学方法研究了厚平板翼型的非定常流动特性。选择了具有35%最大厚度和三种不同后缘厚度的Sandia翼型。与现有的实验数据相比，计算在升力曲线和后缘厚度的影响方面提供了良好的结果。非定常CFD模拟表明，Strouhal数被发现是独立的升力系数失速前，并增加与后缘。本工作显示了斯特劳哈尔数和尾流发展对后缘厚度的依赖性。通过考虑小迎角时的后缘分离，给出了平背翼型Strouhal数定义的建议。本文详细讨论了厚平背翼型的非定常特性。
2017-05-11 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
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
Drag reduction on a transonic airfoil
为了改善跨音速翼型的气动性能，对翼型进行了减摩擦阻力的流动控制。该研究是基于直接数值模拟（高达1.8亿细胞）的可压缩湍流绕超临界翼型，在雷诺数和马赫数为$Re_\infty= 3 \times 10^5$和$M_\infty =0.7$。通过展向施力的控制作用于翼型吸力面的一部分。除了局部减少摩擦外，控制还通过增加升力和减少阻力来修改激波并显著提高翼型的气动效率。因此，翼型可以在较低的迎角和较低的阻力下实现所需的升力。在飞机层面的估计表明，大量的节省是可能的;当控制是积极的，其能源成本变得微不足道，由于小的应用领域。我们认为，减少表面摩擦阻力不仅应被视为一个目标，而且还应被视为一种工具，以改善复杂流动的整体空气动力学。
2022-04-26 physics.flu-dyn
Low-Reynolds-number aerodynamic characteristics of airfoils with piezocomposite trailing control surfaces
变形机翼是一种新型的无人机主动控制技术，它由固定前缘段和压电复合材料后缘控制面组成。然而，这种混合翼型布局的尾流动力学和气动性能还没有得到彻底的研究。本文对固定雷诺数为1000时，由NACA 0012前缘段和压电复合材料后缘控制面组成的混合翼型的二维绕流进行了直接数值模拟。本文研究了大迎角范围内后缘操纵面长度和弯度对层流气动特性的影响。结果表明，翼型后的流动表现出不同的特点，包括定常流动，周期性涡脱落，准周期性涡脱落不同的配置。与标称NACA 0012翼型相比，这些尾流状态之间的转换发生在略小的攻角处。当阻力系数在固定的迎角下保持彼此接近时，混合翼型的升力系数受到后缘控制表面的长度和弯度的积极影响。升力产生的机制进行了检查，表面压力分布和力元分析。结果表明，随着后缘操纵面弯度的增加，翼型吸力面和压力面的流动都以有利的方式得到改善，从而提高升力。增加长度比只会显著改变压力侧后段附近的流动。本文的结果提供了一个层流气动特性的混合翼型与拖尾控制表面，并可能有助于下一代小型无人机的控制技术的设计。
2021-09-21 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
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
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
Active Control of Turbulent Airfoil Flows Using Adjoint-based Deep Learning
Graduate Student, Department of Aerospace and Mechanical Engineering（航空航天与机械工程系）；Postdoctoral Research Associate, Mathematical Institute（数学学院）；Assistant Professor, Department of Aerospace and Mechanical Engineering（航空航天与机械工程系）
本研究利用伴随深度学习训练神经网络控制器，通过吹吸气射流优化湍流翼型升阻比，显著改善二维和三维NACA 0012翼型的气动性能，并验证了跨维度应用的鲁棒性。
2025-10-08 cs.LG 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
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
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
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
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
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
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
NeuralFoil: An Airfoil Aerodynamics Analysis Tool Using Physics-Informed Machine Learning
Massachusetts Institute of Technology（麻省理工学院）
本研究提出开源工具NeuralFoil，融合物理信息机器学习与解析模型，在保证精度的前提下实现远快于XFoil的翼型空气动力学分析，支持梯度优化与不确定性量化，可快速生成接近专家设计水平的翼型。
2025-03-20 cs.LG physics.flu-dyn
Aerodynamic Loads Alteration by Gurney Flap on Supercritical Airfoils at Transonic Speeds
采用湍流可压缩KW SST模型，通过求解二维雷诺平均纳维-斯托克斯方程，在跨音速马赫数和攻角范围内，数值研究了Gurney襟翼对超临界NASA翼型的影响。格尼襟翼的高度选择为弦长的1.65%。应用高分辨率网格精确预测翼型附近的流场。在阻力发散马赫数以下，格尼襟翼对气动系数有显著影响，特别是在-1和0 °迎角时，导致L/D比增加50%。在高的马赫数和攻角下，Gurney襟翼失去了它的作用，而清洁翼型具有更好的气动性能，因为它显著地增加了压力和剪切阻力。据观察，格尼襟翼减轻了跨音速λ激波的翼型的两个表面上。此外，它通过改变后缘分离点的位置来改变库塔条件，从而为翼型提供更多的边界环量和升力。
2018-09-19 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
Graph Neural Networks for Airfoil Design
本研究改编图神经网络架构，用于近似不同翼型几何上的二维稳态不可压缩纳维-斯托克斯方程解，并测试其预测表面量及升阻力系数的能力，以支持设计探索。
2023-05-09 cs.LG 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
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
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
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
Meta-Learning for Airflow Simulations with Graph Neural Networks
IRT SystemX（IRT SystemX研究所）；INRIA（法国国家信息与自动化研究所）；CNRS（法国国家科学研究中心）
针对CFD中气流模拟的OoD泛化问题，提出基于MAML的元学习方法，将不同翼型视为任务，仅用少量数据适应新翼型，实验证明提升泛化且保持效率。
2023-06-18 cs.LG 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
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
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
Large Wing Model
本文提出大型机翼模型（LWM），通过改进的深度核学习与高斯过程，利用小型实验数据预测机翼压力系数分布及升力系数，误差不超过1.7%，支持快速机翼设计空间探索。
2025-08-15 physics.flu-dyn
Optimization-Embedded Active Multi-Fidelity Surrogate Learning for Multi-Condition Airfoil Shape Optimization
本文提出一种嵌入优化的主动多保真度代理学习方法，用于多条件机翼形状优化，通过低保真度模型和高保真度模拟的结合，减少计算流体力学成本并保持RANS精度。
2026-07-09 cs.LG cs.NE math.OC
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
Aerodynamic Prediction of High-Lift Configuration Using k-(v^2 )-ω Turbulence Model
增升布局的气动性能对民用飞机的安全性和经济性有着重要的影响。准确预测增升布局的气动性能，尤其是失速特性，对飞机设计具有重要意义。然而，高升力布局的复杂流动现象给当前的湍流模型带来了很大的困难。本文采用一个适用于雷诺平均纳维-斯托克斯方程的k-（v^2）-ω三方程湍流模型来计算高升力布局的失速特性。湍流模型中采用分离剪切层固定函数，以更好地捕捉湍流的非平衡特征。不同的高升力配置，包括二维多元素NLR 7301和奥马尔翼型和复杂的全布局模型（JAXA标准模型），进行了数值试验。结果表明，湍流非平衡特性在自由剪切层中的影响是显著的，这是准确预测增升装置失速特性的关键。修正的SPF k-（v^2）-ω模型比Spalart-Allmaras模型、剪应力输运模型和原k-（v^2）-ω模型更能准确地预测全增升布局的失速特性。最大升力系数的计算值与实验值的相对误差在3%以内。
2021-05-26 physics.flu-dyn
Model-Based Reinforcement Learning for Control of Strongly-Disturbed Unsteady Aerodynamic Flows
Department of Mechanical and Aerospace Engineering（机械与航空航天工程系）；Graduate Aerospace Laboratories（航空航天研究生实验室）
针对强扰动非定常气动流动控制中无模型RL交互成本高的问题，提出以物理增强自编码器和潜动力学模型构建降阶替代环境的MBRL方法，并在俯仰翼型阵风控制中验证其可迁移至完整CFD环境。
2025-02-27 cs.LG physics.flu-dyn
DD-RNO: A Domain-Decomposed Routed Neural Operator for Airfoil Flow Prediction
Indian Institute of Technology Jodhpur（印度理工学院焦特布尔分校）
该研究提出DD-RNO模型，通过域路由机制与学习型标准求积解决翼型流动预测瓶颈，在AirfRANS基准测试中精度显著优于基线且速度大幅提升，可用于实时气动设计优化。
2026-08-14 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
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
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
A Novel Framework for Optimizing Gurney Flaps using RBF Neural Network and Cuckoo Search Algorithm
本研究提出结合RBF代理模型与布谷鸟搜索算法的Gurney襟翼优化框架，基于CFD数据优化襟翼高度与安装角，实现升阻比提升10.28%，并对比了多种元启发式算法的优化效果。
2023-07-25 physics.flu-dyn
