应用Gridgen生成ONERA M6机翼非结构网格

围绕旋翼飞行器的三维结构化运动嵌套网格生成方法尹江离;招启军;李鹏【摘要】考虑到旋翼飞行器的旋翼各种运动和机身复杂外形特点,建立了一种鲁棒性高的三维结构化嵌套网格生成方法.采用三维Poisson方程对初始网格进行迭代,获得了高质量的旋翼桨叶三维结构化网格.以此方法为基础,以复杂外形几何体表面网格为初始网格,建立了一种抛物型法向外推方法.推进过程中,使用经抛物化处理的新Poisson方程进行光顺迭代,源项由Hilgenstock法确定,有效克服了椭圆型方程生成网格时边界点较难调整的困难.通过网格最小正交度的检测,表明了该抛物型方法的先进性.进一步将高效的挖洞法(“Top map"法)和贡献单元搜寻法(“Inverse map"法)引入上述三维结构化网格生成中,建立了围绕旋翼飞行器的运动嵌套网格生成方法,采用RANS方程分别对Caradonna-Tung旋翼和V-22倾转旋翼机流场进行计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)计算,表明该网格生成方法能够满足CFD计算的需求.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2015(047)002【总页数】7页(P228-234)【关键词】旋翼飞行器;流场;三维结构化网格;运动嵌套网格;Poisson方程;RANS 方程【作者】尹江离;招启军;李鹏【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.3高质量的网格生成技术是使用CFD方法进行流场精确分析的基础和重要前提[1]。

结构网格具有良好的拓扑性，数据结构简单、方便索引且便于构造高精度格式，能够显著提高流场模拟的精度。

然而研究如包含旋翼运动部件及机身静止部件等的旋翼飞行器时，生成一套结构化网格难度较大，通常采用运动嵌套网格技术来实现，允许各区网格重叠，降低了网格生成的难度。

本文件接“应用Gridgen生成ONERA M6机翼非结构网格.pdf”后进行fluent设置，文中的**表示因个人设置不同而可能造成的不同数字名称，依据前部分的参数应该不会产生混淆。

蓝色字体表示需要更改的数据或参数1、(Gridgen) 边界条件的设置及网格文件的输出为了后续数据的处理，机翼表面的边界条件需做适当调整。

在主菜单中依次点击Analysis S/W /Set BCs，选中机翼上表面，点击Done，点击Create Custom BC，点击Name后的BndCond **，输入wall-top(命名随意)，点击Enter；点击ID后的**，输入3，点Enter/Done。

同样方法修改下表面，ID也是3，命名随意。

主菜单点击Input/Output /Export Analysis Date，选中文件存储目录及文件名，保存Gridgen 类型文件。

(输出前注意检验求解器是否选择了FLUENT 3D)如果采用压缩文件中的m6-gridgen09-FLUENT.cas文件，则跳过第一步。

2、打开fluent，选择3d或3dd，点击Run。

点击File/Read/Case，选择刚刚保存的文件3、点击Grid/Check，检查是否有负体积（minimum volume是否为负？）4、点击Grid/Scale，在右侧的Grid Was Created In里选择mm，点击Scale一次(如果点击多了按Unscale)，Close5、Define/Models/Solver，Solver选项选择Density Based，其余保持默认，OK6、Define/Models/Energy，选中能量方程，OK7、Define/Models/Viscous，选择无粘Inviscid，OK8、Define/Materials，Properties下Density选择ideal-gas，其余保持默认，Change/Create，Close9、Define/Operating Conditions，记下Operating Pressure的数值，并将其改为0，OK10、Define/Boundary Conditions，选择pressure-far-field-*，右侧相应变为Pressure-far-field，点击Set…，Gauge Pressure改为刚才记下的Operating Pressure的数值，Mach Number设置为0.84，因为计算的迎角3.04°情况下的机翼，所以X-Component of Flow Direction设置为0.9986，Y-Component of Flow Direction设置为0.053。

飞机蒙皮拉形模拟中上压模具网格的生成技术飞机蒙皮拉形模拟是指通过计算机软件对飞机蒙皮进行拉形分析和优化设计，在飞机蒙皮表面形成符合设计要求的曲面形态，以满足飞机性能和外观美观的双重要求。

其中，上压模具网格的生成技术是飞机蒙皮拉形模拟中的重要环节之一。

本文将从上压模具网格的概念、分类、生成算法和应用等方面进行论述。

1. 概念和分类上压模具网格是指沿着飞机蒙皮表面曲线方向划分而成的网格，用于模拟压模过程中飞机蒙皮的拉伸变形情况。

上压模具网格可以分为正交网格和非正交网格两种类型。

正交网格是指网格线与飞机蒙皮表面曲线垂直的网格，也称为笛卡尔网格。

正交网格生成方法较为简单，计算速度较快，但在非平面区域的应用效果较差。

非正交网格是指网格线与飞机蒙皮表面曲线不垂直的网格，也称为非结构网格。

非正交网格在非平面区域的应用效果好，但是生成方法较为复杂，计算速度也较慢。

2. 生成算法2.1 正交网格生成算法正交网格生成算法包括等间距线网格法、最大值线网格法和变形坐标法。

等间距线网格法是指将飞机蒙皮表面曲线沿着长度方向分割成若干段，每段等分成若干个线网格，线网格之间的间距相等。

该方法生成的网格简单、规则，但适用范围有限。

最大值线网格法是指在飞机蒙皮表面曲线上确定最大值线，再将最大值线向两侧扩展生成网格。

该方法生成的网格相对均匀，但对于非平面区域的适应性不好。

变形坐标法是指先利用一种适合飞机蒙皮表面特征的坐标系对飞机蒙皮进行参数化，然后在这个坐标系中生成网格。

该方法对于非平面区域的生成效果好，但是计算量较大。

2.2 非正交网格生成算法非正交网格生成算法包括有限元法、基于空间分割的算法和基于特征线的算法。

有限元法是指利用有限元分析的方法在飞机蒙皮表面上生成网格。

该方法适用范围广，适用于各种复杂表面曲线，但计算量较大。

基于空间分割的算法是指在三维空间内对飞机蒙皮表面曲线进行划分，形成节点和单元，并利用插值法生成网格。

该方法生成的网格质量好，但计算量较大。

飞机翼结构设计自动生成原理随着科技的快速发展，计算机辅助设计和自动化技术已经在许多行业中得到应用，其中包括飞机设计领域。

飞机翼结构是飞机设计中最重要的组成部分之一，对于飞机的性能和安全性有着至关重要的影响。

为了提高飞机翼结构设计的效率和准确性，自动生成原理被应用于飞机翼结构设计的过程中。

飞机翼结构设计自动生成原理是基于计算机辅助设计（CAD）和计算机辅助工程（CAE）技术的一个系统。

该系统通过先进的算法和模型来生成飞机翼结构的设计方案，以满足飞机设计的要求。

以下是飞机翼结构设计自动生成原理的一些关键步骤和技术。

首先，该系统需要从设计要求和约束条件开始。

设计师需要输入飞机的性能要求、使用环境、航空规范等信息，以便系统能够生成符合这些要求的翼结构设计方案。

这些输入可以是数值数据、图形数据或者文本数据。

接下来，系统利用先进的算法和模型来生成初始的翼结构设计方案。

这些算法和模型可以基于数学模型、统计分析、优化算法和人工智能等技术。

系统会考虑到翼面积、翼展、翼弦长、后缘形状等因素，以及飞机的重量、气动力等因素，来生成符合设计要求的翼结构。

在生成初始设计方案后，系统还需要进行评估和优化。

系统会将初始设计方案与设计要求进行比较，并使用数值分析和仿真技术来评估翼结构的性能。

同时，系统还会利用优化算法来改进设计方案，以获得更好的性能和更满足设计要求的翼结构。

这个过程可能需要进行多次迭代，直到找到最优的设计方案。

除了基本的设计要求外，飞机翼结构设计还需要考虑到其他因素，如材料和制造过程。

系统可以根据设计要求和约束条件，自动选择合适的材料和制造工艺来实现翼结构设计。

系统会考虑到材料的强度、重量以及制造成本等因素，以优化翼结构的设计。

最后，系统会生成最终的设计文档和图纸。

设计文档和图纸包括了翼结构的几何形状、尺寸、材料和制造过程等详细信息。

这些文档和图纸也可以作为制造和检验的依据，以确保飞机翼结构的质量和安全性。

飞机翼结构设计自动生成原理的应用可以提高设计的效率和准确性。

翼身组合体的网格生成及euler方程数值模拟飞行器机身网格生成是飞行器的基础设计及性能计算的重要部分。

飞行器机身的网格的定义和生成，具有确定计算结果精确度的意义，同时也是计算速度和稳定性的重要因素。

目前，应用计算流体力学（CFD）研究一翼机身组合体，需要在三维空间划分网格，本文依据一翼机身组合体的几何特征来研究其网格的生成，以及基于此面网格的Euler方程数值模拟。

一、机身网格的生成1、定义网格类型根据网格的应用功能不同，现有形式的空间网格可分为固体壳网格（Solid Shell）和多普勒网格（Doppler），其中，固体壳网格可被应用于射流流动，而多普勒网格可被用于高超声速流动。

2、生成网格网格生成步骤主要包括网格类型选择、定义机体几何特征、拓扑结构等，具体实现有可均匀分布的三角形网格和多面体网格。

同时，需要考虑网格的分布和密度，以便能够使网格细度合理，减少计算难度。

3、更新机身网格更新网格在计算后有两种方式，一是网格移动，二是网格重新生成或调整，在这种情况下，网格重新生成和调整大大降低了计算时间。

二、基于网格的Euler方程数值模拟1、工程化数值模型Euler方程可以用来描述一翼机身组合体的空气动力学问题，其中建立的数值模型包括飞行器的质量及动力特性、空气动力学特性及流体气动力学特性等。

2、无量纲化数值模型无量纲化是Euler方程的重要技术，其实现的方式主要有：相对自由下降的无量纲算法；离心率衰减变化的无量纲算法；相对能量改变的无量纲算法，等，无量纲化有助于减少飞行器系统参数数量，使计算变得更加容易。

3、物理有限差分模型物理有限差分（PFD）是一种快速有效的算法，用来求解偏微分方程，可以准确而改善网格精度，从而提高计算精度、准确性和完整性，常用于计算飞行器及用偏微分方程表述的流体动力学问题。

总的来说，一翼机身组合体的网格生成及Euler方程数值模拟工作具有重要的科学意义和应用价值，受到了研究人员广泛关注，在当前计算流体力学和计算机仿真技术的发展中具有重要的应用，可以用来改进飞行器的设计，把飞行器更好的效能应用到日常的实际应用中。

应用计算空气动力学ONERA M6机翼绕流的数值计算分析学 院：航空宇航学院专 业：飞行器设计指导教师：罗东明姓 名：冀美珊学 号：SQ10018251064目 录一、引言 (2)二、问题描述 (2)1、ONERA M6机翼几何外形 (2)2、来流属性 (3)3、计算状态 (3)三、求解过程 (3)1、网格划分 (3)2、建立计算模型 (5)四、计算结果 (5)五、结果分析 (6)1、z/l=0.2翼剖面 (6)2、z/l=0.65翼剖面 (8)3、z/l=0.9翼剖面 (9)致谢 (10)参考文献 (10)ONERA M6机翼绕流的数值计算分析一、引言ONERA M6机翼几何外形简单，且在跨声速环境中其表面绕流呈现出诸如局部超音速流动、激波、边界层分离等复杂的流动状态，因而成为典型的CFD验证算例，经常出现在CFD 的论文里面，ONERA M6机翼几乎是验证CFD算法的一个标准。

第14届美国航空航天学会（AIAA）计算流体动力学（CFD）年会论文集约130论文中有10篇中使用ONERA M6机翼作为验证算例。

二、问题描述使用Fluent计算ONREA M6机翼的绕流流场，使用Tecplot、Origin对结果进行处理，并将其与风洞实验值比较。

1、ONERA M6机翼几何外形ONERA M6机翼是一个半翼面，后掠，沿展向无几何扭转。

其几何外形及机翼平面形状如图1所示：a) b)图1 ONERA机翼几何外形a)3D b)2DONERA M6机翼具体几何参数如表1所示：表1ONERA M6机翼几何参数几何参数 值机翼面积S[a]0.7532m2展长l[a] 1.1963m根弦长b00.8059m尖弦长b10.4533m几何平均弦长b平均0.6296m平均气动弦长b A[b]0.64607m展弦比λ 3.8根梢比η 1.78前缘后掠角χ030°¼弦线后掠角χ¼26.7°后缘后掠角χ115.8°几何扭转角φ0°上反角ψ0°[a]参数均相对于半机翼[b]以平均气动弦长b A作为计算雷诺数Re的特征尺寸2、来流属性远方来流属性如表2所示：表2 来流属性属性 参数流体特性 可压气体自由来流马赫数M0.8395自由来流温度T288.15K自由来流压强P101325Pa自由来流粘性系数μ 1.7894×10-5雷诺数Re 1.172×1073、计算状态机翼所处的运动状态如表3所示：表3 计算状态状态 值迎角α 3.06°侧滑角β0°三、求解过程1、网格划分本文中使用Fluent 软件包中的Gambit 划分流场计算区域，将整个流场分为四个区，拓扑结构如图2所示：图2 流场网格划分拓扑结构每个区域的节点数如表4所示：表4 分区规格及节点数分区编号规格 节点数 zone 1(绿色) 70×50×35 122500 zone 2(蓝色) 30×50×35 52500 zone 3(黄色) 70×50×35 122500 zone 4(红色)30×50×35 525002、建立计算模型Fluent求解器的设置如表5所示：表5Fluent求解器设置属性 参数Solver pressure-basedEnergy Equation includeViscous Spalart-AllmarasMaterial ideal-gasGauge Pressure (Pa) 101325Mach Number 0.8395Temperature (K) 288.15X-Component of Flow Direction 0.99857402Y-Component of Flow Direction 0.053382002Z-Component of Flow Direction 0Pressure-Velocity Coupling CoupledPressure StandardDensity SecondUpwindOrderUpwindMomentum SecondOrderModified Turbulent Viscosity Second Order UpwindUpwind Energy SecondOrder四、计算结果机翼上下表面压力分布如图4所示：a) b)图4 机翼表面压力分布a)上表面b)下表面机翼靠近翼梢处流线分布如图5所示：a) b)图5 流线分布a)靠近翼尖处b)翼尖处五、结果分析定义沿机翼展向的坐标轴为z轴。

格子-波尔兹曼方法在直升机翼型设计中的应用李明;沈伋【摘要】简述了翼型设计的基本方法,针对翼型设计方法的不足,提出了格子-波尔兹曼方法在直升机翼型设计中应用的思路.从基本原理和特性上介绍了格子-波尔兹曼方法,以典型翼型为算例进行了对比分析.经数值模拟表明格子-波尔兹曼方法在翼型计算肘具有良好的精度,与传统CFD方法相比,计算过程中并行加速性更为明显,适用于大规模并行计算.其网格处理简单,程序编创简洁,能有效地提高直升机翼型设计效率.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2015(000)004【总页数】4页(P7-10)【关键词】直升机;翼型设计;格子-波尔兹曼方法【作者】李明;沈伋【作者单位】海军装备研究院,上海200436;海军装备研究院,上海200436【正文语种】中文【中图分类】V211.52直升机应用广泛，其良好的飞行性能在执行各种复杂的任务中起着至关重要的作用。

飞行性能的优劣很大程度上与旋翼翼型的设计有关。

先进翼型研发在直升机设计中起着基础作用。

研究翼型的方法有经验试凑法、反设计法和优化设计法。

经验试凑法基于风洞试验，它费时费力，有赖于经验的积累。

随着计算机技术的发展，研究者提出了反设计法和优化设计法，前者是先提出目标压力分布再求翼面边界来确定翼型，后者通过对基本翼型参数的迭代修改来优化到目标翼型。

早期的优化方法如全速势方程对翼型流场模拟的精度较低(不能模拟旋涡、分离等流动现象)，后来的研究者综合前人研究提出了基于N-S方程的翼型优化方法，这一方法使计算的可信度得以提升[1]。

现今，CFD方法已成为翼型设计中的重要方法而不可或缺。

设计方法的优劣主要取决于计算的精度和效率，而传统的CFD方法在这两点上一直受趋于稳态的算法和网格生成等的限制。

所以寻找另一种能有效应用于直升机翼型研究的方法也是翼型研究的主要方向。

格子-波尔兹曼方法(LBM)是流体仿真领域比较新颖和热门的研究课题，理论发展较成熟，工程上除在汽车设计领域有较好的应用外，在飞行器设计和性能评估领域发展也很快，大有和传统CFD方法并驾齐驱的趋势[2]。