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
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。
T-rex 教程
之前选择的connector方向相反 Ok
创建好的domain
远场connector 机身connector
Block
1. Create, Assemble Special, Block 选择任一远场domain 选择所有相邻的domain Save Face 选择任一机身domain 选择所有相邻的domain Save Face 选择与AB,BC和CD，TE组成domain Save Baffle Face OK
裁剪后的机翼和吊舱视图
装配quilts
Create Assemble Quilts 点击 +X view 按住shift键左键拉框选中pylon 去掉 Use Default前的单选框 设置Angle 为45.0 Assemble Apply 选中机翼上端的两个quilts (wing-zmin-quilt and wingtip-zmin-quilt) Assemble Apply 选中机翼下端的两个quilts (wing-zmax-quilt and wingtip-zmax-quilt) Assemble OK
Isotropic Seed Layers： 3 Collision Buffer：1.0 打开Skew Criteria 不使用Max. Angle默认设置 Max. Angle：175.0
Solve
Initialize
OK
Isotropic Seed Layers ：用于非常小的间隙时，防止体网格高度畸变 Max. Angle;控制网格质量
装配quilts
M6-fluent设置
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。
Gridgen经典培训教程
发展历程
随着计算流体力学（CFD）的快速发展，Gridgen不断进行升级和改进，逐渐增加了对复 杂几何形状的支持、提高了网格生成的质量和效率，并引入了先进的网格优化技术。
行业应用
如今，Gridgen已经成为航空航天、汽车、能源、环境等领域中广泛应用的网格生成工具 。
全局网格重构技术
Delaunay三角化法
基于Delaunay三角剖分准则生成高质量的全局网格，适 用于任意形状的区域。
推进波前法
从边界开始逐步向内部生成网格，适用于复杂外形的流场 计算。
自适应网格法
根据流场特征动态调整网格分布和密度，以提高计算效率 和精度。该方法结合了局部优化和全局重构的思想，是当 前研究的热点之一。
基于Delaunay三角剖分准则生成三角形或四面体网格。
推进波前法
从边界开始逐步向内部推进生成网格，适用于复杂几何形状。
分裂法
将已有的网格分裂成更小的网格，以提高网格分辨率。
混合网格生成技术
结构化与非结构化网格混合
01
在复杂区域使用非结构化网格，而在规则区域使用结构化网格
，以提高计算效率。
多重网格技术
汽车内饰舒适性研究
通过Gridgen建立汽车内饰的几何模型，并进行网格划分，研究 内饰造型和材料对乘客舒适性的影响。
能源动力领域应用案例
风力发电机叶片设计
利用Gridgen对风力发电机叶片进行网格划分和流场模拟，优化 叶片形状以提高风能利用率。
核反应堆热工水力分析
应用Gridgen建立核反应堆的复杂几何模型，并进行网格划分，模 拟反应堆内的热工水力过程，确保安全稳定运行。
2-GridPro 教程二——理想机翼体
下图所显示的是以上操作后的结果。从上图里，我们基本可以看到拓扑结构里有两个wrap，一个在圆面上，另一个在椭圆面上。在这个案例里，我们主要的目的是要为两个形体创建网格，并同时确保在两面的交叉点创建出一个定义明确的网格。为达到这个目的，我们可以在wrap的两个交接拓扑点上采用双重拓扑与表面关联设置。请看下图。
现在，我们可以开始把与机身相交的拓扑线给删除掉。按着键盘上的键并在那四条要被删除的拓扑线上用鼠键点击。删除操作完成后，我们可以开始创建wrap了。wrapwrapwrapwrap就如在2维的案例里一样，wrap的创建是通过两个阶段来完成的。第一个wrap将会在机身的周围创建，而第二个wrap将会在机翼周围创建。首先把所有平面显示的设定改为点模式，然后从拓扑组2里把围绕在机翼周围的拓扑点给从组中删除。请看下图。1324
依照以上对机身的拓扑与表面关联设定把新建wrap的拓扑点全都与机翼面关联。完成机翼的拓扑与表面关联设置后，我们将可以开始运行网格生成程序。六面体各个平面上的拓扑表面关联会自动由拓扑关系遗传功能设定好。构建好拓扑并与表面关联好后，在拓扑菜单topo里开始启动网格生成程序。稍等几分钟后再载入网格文件并查看所生成的网格。点击网格查看面板MKSHEET上的键，并用鼠标在实体块上创建几个剖面。请看下图说明。接着，我们要在机翼上创建一个网格片。把视图往机翼放大后，再按下网格片生成键，并在机翼表面上分块的边缘点击。请看下图的详解。点击这条网格线点击这条网格线
飞机翼结构设计自动生成原理
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
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。
ONERA M6机翼绕流的数值计算分析
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
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]。
基于FLUENT的旋翼(螺旋桨)旋转仿真
基于FLUENT的旋翼(螺旋桨)旋转仿真本文主要通过动网格技术对旋翼旋转过程的气流现象进行仿真。
涉及到机构网格、非结构网格划分，网格组装，UDF应用，CFX-POST后处理等软件应用知识点。
希望能够给大家学习提供帮助。
由于时间紧迫，加上本人的水平有限，文中的不足之处请大家批评指正。
利用fluent对旋翼旋转进行仿真，通过仿真结果观察旋翼以1000rad/s的速度转动时的气流现象。
旋翼几何模型针对问题描述建立几何模型如图1所示，将整个计算域划分成固定域和旋转域。
网格的划分采用网格模型组装方法，固定域通过结构网格方法划分网格，旋转域包含旋翼曲面采用非结构网格方法建立相应的part 如图将上述几何模型保存为single.tin一、进行旋转域网格划分将parts里的名字为DOWN 、UP、DOWN_WALL、WALL的part删除，留下的几何图形即为包含旋翼的旋转域如图所示将上述几何模型保存为single_in.tin现在对旋转域进行网格划分，先生成旋转域的壳网格。
网格参数的设置如图所示生成的旋翼表面网格如图所示对网格质量进行检查，网格质量较好，quality质量指数在0.5以上。
对壳网格进行保存，为single_in_shell.uns。
单纯的壳网格并不能进行流动计算，接下来对旋转域进行体网格划分。
图中为切面处的体网格，按照下列参数对网格质量进行检查。
从上图中可以看出，网格质量在0.15以上，没有负网格产生。
保存网格为single_in.uns。
二、进行固定域网格划分打开开始保存的几何文件single.tin，将parts里的名字为PROPELLER的part删除，留下的几何图形即为不包含旋翼的固定域如图所示将模型另存为single_out.tin。
固定域结构简单，现在对其进行结构网格划分。
固定域Block划分及节点设置，如图所示。
进行网格预览，并检查网格质量。
所有网格Determinant2X2X2值大于0.5，大部分大于0.6。
网格生成软件Gridgen,Gambit,Icem CFD的比较
网格生成软件Gridgen，Gambit，Icem CFD的比较[转帖]网格生成软件Gridgen，Gambit，Icem CFD的比较Gridgen很容易生成二维，三维的单块网格或者分区多块对接结构网格，也可以生成非结构网格，但非结构网格不是它的长项，该软件很容易入门，可以在一两周内生成复杂外形的网格，生成的网格可以直接输入到Fluent，CFX，StarCD，Phonics，CFL3D等十几种计算软件中，非常方便，功能强大，网格也可以直接被用户的计算程序读取（采用Plot3D格式输出时）。
因此在CFD高级使用人群中有相当用户。
Gambit作为Fluent的网格生成前置软件，主要针对Fluent生成非结构网格，它输出的网格很难被其他软件读取，因此，除非你要用Fluent进行计算，一般不会用它。
但Fluent有较多的用户，因此，它也有相当多的用户。
它的长项是生成非结构网格，对用于粘性计算的网格难以生成。
ICEM CFD作为Gridgen的主要竞争者，是一个重量级的网格生成软件，可以生成结构，非结构，笛卡儿（在4.22版中才有）网格，它也针对众多的流场计算软件，可以生成高质量的网格，但它比较难学，没有3到5月的学习时间，最好不要选用它。
本人对这三种网格生成软件都进行了深入的学习和应用，感觉生成非结构最好的是Gambit，生成结构网格最好的是Gridgen，Icem CFD可以证明你有很强的学习能力和很充足的空闲时间，无它，唯此而已！我也用了上述的三种网格生成软件，我觉得在非结构网格生成方面ICEM CFD已经远远超过了Gambit，无论是网格生成的成功率，还是质量控制，或者CAD模型的输入方面，ICEM CFD都胜一筹。
而在多块结构网格方面，ICEM CFD的发展前景要好于GRIDGEN，前者的工作效率要远远高于后者，当然是在发挥出两者的潜力的前提下，由于前者生成网格的思想与传统的结构网格生成的思路不一致（例如EAGLE)，采用由上到下的划分策略，导致其学习周期长，学习的难度大。
Gridgen-2D-C型网格
Gridgen网格3. 2D 机翼: Re-Extrude3.1 介绍这部分内容介绍2维extruded网格的生成方法以及Re-Extrude功能。
该功能使读者回到前面保存的extrusion，进行修改操作。
从前面保存的的最后一步开始，几乎所有变化都做了备份。
3.2 包含内容这个例子介绍的基本技巧有：使用Database Import导入一个database模型使用菜单SET DEFAULT V ALUES设置connector的缺省设置使用2 Point Connectors生成connector使用双曲形domain extrusion方法生成C型机翼网格使用Modify , Re-Extrude修改保存的extrusion3.4 几何体本例研究Re-Extrude命令的使用方法，处理的几何体模型为两条曲线形成的简单2D机翼。
最终网格为C型2D网格。
如下列图所示。
Database 几何体模型3.5 启动Gridgen3.6 Database 模型导入教程开始，导入复合几何体文件，reext.dba。
3.7 缺省设置从菜单MAIN MENU ：1、d efaults；2、C on Dim dimen；3、31；4、C on Dist Bgn s；5、0.01；6、D one所有新生成的connector的缺省dimension〔网格点数〕都是31；开始的间隔限制为0.01。
3.8 生成Connector从菜单MAIN MENU ：1.Connectors2.Create3. 2 Point Connectors4.移动光标到机翼前缘5.Add CP by Picking6.移动光标到机翼后缘7.Add CP by Picking由于选择的两个database点在同一个database实体上，系统转换conector为约束线segment型的database。
假设再选择同样两个点，系统为不同的database实体选择不同的路径；假设没有，则生成一个直线segment。
Ls-dyna中无网格法的一点心得
Ls-dyna中无网格法的一点心得前处理：一.采用ls-prepost在ls-prepost中第7页有sphgen的功能，利用这个功能可以建立一些简单的无网格模型。
操作具体步骤是：1．选择sphgen，出现如图1的菜单，选择其中的new，表示新建一个无网格的命令。
可以看到下面有几个选项：box，sphere，cylinder，sketch图12．选择box，出现如图2所示的菜单，即为创建一个具有长方体形的无网格模型。
图2可以看到有坐标x，y，z，而且标号为x1，x2，y1，y2，z1，z2，表示以p1点（x1，y1，z1）起点，以向量（由（x1，y1，z1）指向（x2，y2，z2））为对角线创建一个长方形的box。
NX,NY,NZ表示X,Y,Z方向的sph粒子的数量。
Box name和part id都需要用户制定，当给定part的id，比如“1”后，即表明创建的sph单元属于part1，然后点“enter”，可以看到material id也被激活，可以看到如图3的标识，点击这个按钮，就可以为这个part选择相应的材料了。
图3点这个按钮出现如图4的对话框，选择一种材料，如elastic，点击edit，出现如图5的窗口图4图5可以选择add，或者newid，新建一种材料，比如点击add，可以看到mid的选项下面出现了1的标号，代表材料id为“1”，然后填写相应的属性，填写完成选择“accept”，表示接受这种材料类型。
如果还要创建，那么选择“add”，如果想保持当前的数据，只是想把材料id改为别的数值，那么点击“newid”。
创建了材料之后，选择done推出当前窗口，再选择done结束材料的创建。
在sph的主窗口下，选择apply，可以看到我们创建的box形的sph模型，出现在窗口中，如图6所示。
如果不选择“done”，可以继续创建sph模型。
图63．我们现在创建的box使用的缺省尺寸1，1，1。
用户可以根据需要采用不同的尺寸和sph 的数量。
机翼网格Word
原文地址：gambit入门教程——如何用gambit生成机翼结构网格作者：cfd咨询现在很多新手在用gambit划分网格的时候，习惯性的直接生成体网格，这样做确实简单，但是简单省力的同时就蕴藏着风险，当遇到复杂外形的时候，就长不了结构网格或者是生成的网格质量很差，为什么会这样？因为要划分一套高质量的网格，在gambit中直接划分体网格是不恰当滴。
那如何在gambit中划分结构网格呢？了解pointwise或者icem的同学都知道，这些牛b软件划分网格的思路都是分区，所以要在gambit中划分结构网格，其基本思路也是要分区，想偷懒直接划分体网格是行不通的哦。
下面开始讲课：1.导入实体2.将面移动至中心位置3.在yz平面生成一个圆4.将圆绕着x轴旋转90°5.将圆周split6.生成如图的两条线7.将圆面删除，删除的时候将lower geometry去掉，这样删除之后就还能剩下线8.选择如图中的四条边，生成面9.同上10.查看该点的位置，显示其x坐标为15411.选择刚刚生成的两个面，选择copy，并沿着x轴移动15412.同上，复制面到翼端面处，同时沿着z轴调整面，使机翼的控制面位于圆面的中心位置左右13.生成如图所示的线14.生成封闭的面，在gambit中有些面没有生成很难看出来，可以将面用阴影来显示查看是否有漏生成面。
15.生成如图所以的体（绿色显示的）16.布置节点，参数如图所示17.选择如图所示的面，生成结构面网格18.选择该体的各面，生成结构网格19.选择刚刚生成的体，生成结构体网格20.重复15-19，直至生成如图所示的体网格21.下面开始划分端面网格，为了显示更清爽一点，把生成的网格先隐藏掉22。
选择端面的3个面，用拉伸的方式生成体23。
布置节点分布24.生成机翼端面的网格，网格类型如图所示25.生成体网格，生成类型如图所示接下来就是设置边界条件和输出网格了，这些就不在此赘述了。
脱体涡数值分析与应用研究
II
南京航空航天大学硕士学位论文
图、表清单
图 3.1 弹簧近似方法处理的二维无粘网格的变形运动 …………...………...18 图 3.2 NACA0012 翼型混合网格和边界点 …………………………………...19 图 3.3 NACA0012 翼型 Delaunay 图 …………………………………………..19 图 3.4 Delaunay 图与网格的映射关系示意 …………………...………………20 图 3.5 运动后的 Delaunay 图 ……………………………………………………20 图 3.6 运动后的混合网格图 ……………………………………………………21 图 3.7 RAE 机翼 A 表面网格的局部变形 ...…………………………………..22 图 3.8 旋转 30 度后的变形网格比较 …………………………………………..23 图 3.9 旋转 90 度后的变形网格 ………………………………………………...24 图 3.10 NLR7301 翼型不同的 Delaunay 图变形比较 …….………………….25 图 3.11 第 i 个处理器的流程图 ………………………………………………...28 图 3.12 调用 METIS_PartGraphRecursive 分区 .……………………………...29 图 3.13 调用 METIS_PartGraphKway 分区 .…………………………………..29 图 3.14 NACA0012 翼型绕流并行计算 ……………………………………….31 图 4.1 NACA0012 翼型网格图 ..………………………………………………..32 图 4.2 NACA0012 翼型计算结果 ………………………………………………33 图 4.3 ONERA M6 机翼网格 ……………………………………………………33 图 4.4 ONERA M6 机翼计算结果 ……………………………………………...34 图 4.5 ONERA M6 机翼表面压力系数分布 …………………………………..35 图 4.6 NACA0012 翼型网格和 Delaunay 三角化图 ………………………….36 图 4.7 NACA0012 振荡翼型合力系数随攻角的变化曲线 …………………..36 图 4.8 NACA0012 振荡翼型表面压力系数分布图 …………………………...38 图 4.9 NLR7301 翼型网格和 Delaunay 三角化图 …………………………….39 图 4.10 NLR7301 翼型表面压力分布曲线 …………………………………….39 图 4.11 三维振荡直机翼网格图 ………………………………………………..40 图 4.12 三维振荡直机翼表面压力的平均值分布曲线 ……………………….41 图 4.13 三维振荡直机翼表面压力的实部分布曲线 ………………………….42 图 4.14 三维振荡直机翼表面压力的虚部分布曲线 ………………………….42 图 4.15 三种翼型的厚度与形状比较 …………………………………………..43 图 4.16 NACA0015 翼型初始网格和 Delaunay 三角化图 …………….……..44
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应用Gridgen生成ONERA M6机翼非结构网格
M6机翼网格结构如图1所示，远场边界向上、下、前和右侧距离约为平均气动弦长的10倍，向后的远场范围约为平均气动弦长的15倍。
图1 M6机翼网格
1、Gridgen初始设置
首先，运行Gridgen，将流动分析求解程序设定为3D Fluent；然后设定所生成的点及边的精度数值，所谓精度，以点为例：如果两点间的距离大于所设定的精度值，Gridgen认为这两个点为不同的点，反之，则认为这两点重合，即为同一个点。
如果精度设置不当，会出现看似重合的点实际并未重合，造成两个看似相连的边实际并未相连的情况发生。
设置精度的方法为：在主菜单中点击Next Page，点击Dflt按钮，再点击Next Page/Tolerances，点击Node，输入0.01，同样分别点击Connector、Grid Point，同样输入0.01，最后返回主菜单。
2、读入DataBase文件
在主菜单中分别点击DataBase/Import，选择相应的M6机翼DataBase文件，会显示如图1所示的图形，该DataBase文件包含机翼表面的曲面信息及远场尺寸，其长度单位为毫米，机翼表面如图2所示。
有了M6机翼外形的DataBase文件，我们在下面的工作就只是在其DataBase上生成边(connector)、面(domain)和体(block)了，而不
用再具体关心其尺寸了。
图2 M6机翼表面图形
3、边（connector）的生成
在主菜单中分别点击Connectors/Create/On DB Entities/All/Done，完成在所有的DataBase上建立边。
返回主菜单，分别点击DataBase/En/Disable，用鼠标左键在左上角的DataBase明细显示窗口中将所有的DataBase选中，最后按Done，这样所有的DataBase将不再显示，方便我们后续的操作。
下面删除多余的connector，并在保留的connector上设置网格点的数量及其分布。
参照图1，删除机翼根部下弧线、端部下弧线、BE边、BG边和两个端点重合的EE边、GG边、CC边和DD边。
在保留的边上网格点的数量及其分布如下：
机翼根部上弧线80个节点，前缘处节点间距2，后缘处节点间距4；
机翼端部上弧线80个节点，前缘处节点间距1，后缘处节点间距2；
机翼端部弦平面上的弧线80个节点，前缘处节点间距1，后缘处节点间距2；
机翼前缘线AC上70个节点，在端点C处节点间距8；
机翼后缘线BD上70个节点，在端点D处节点间距8；
弧线EF、FG、EK、KG、KF、IJ和JH皆为10个节点，且均匀分布；
直线EI和GH上分别分布9个节点，且均匀分布；
直线IL和LH上分别分布7个节点，且均匀分布。
4、面(domain)的生成
首先生成机翼上表面结构网格面：在主菜单中分别点击Domains/Create，选中Cell Type中的structured，点击Assemble Edges（注意：此时Auto Next Edge和Auto Complete皆应选中），用鼠标右键在图形窗口中点击构成机翼上表面的AC边，然后按箭头指示方向再点击CD边（机翼端部上弧线），两个边选完后机翼上表面的结构网格面就会自动生成，注意该面颜色为紫色，表示该面是依附在DataBase曲面上的网格面。
生成机翼端部的非结构网格面：在主菜单中分别点击Domains/Create，选中Cell Type中的unstructured，点击Assemble Edges（注意：此时Auto Next Edge和Auto Complete皆不选中），用鼠标右键在图形窗口中分别点击构成机翼端面的机翼端部上弧线和端部弦平面上的弧线，然后点击Save Domain，此时该非结构网格面生成，注意该面颜色也为紫色。
在Domains菜单中点击Run Solver中的Unstrctrd，用鼠标左键在窗口左上角关于面的明细窗口中选择刚生成的非结构网格面，按Done按钮，点击Set
Solver Attribs/Grid Control Params/Boundary Decay，输入数字1，按Enter/Next Page/Done Setting Attributes，然后反复点击Refine按钮若干次，注意网格的变化，最后点击Done-Save结束。
由于M6机翼采用对称翼型，所以机翼下表面采用镜像复制的方法生成。
分别点击Domain/Copy，选择之前生成的两个网格面，点击Done/Abort-Don't Translate/Mirro/Y=0/Done-Mirro/Save Domains，完成下表面的复制。
机翼端部及其附近的网格如图3所示。
图3 机翼端部及其附近的网格
下面生成对称面上的非结构网格。
在主菜单中分别点击Domains/Create，选中Cell Type中的unstructured，点击Assemble Edges（注意：此时Auto Next Edge和Auto Complete皆不选中），用鼠标右键在图形窗口中首先选择EI边，然后按箭头方向分别选择IL边、LH边、HG边、GF边、FE边，完成对称面远场边的选择；点击Next Edge，选择机翼根部上下弧线，注意检查边的方向，应与对称面远场边的方向相反。
如果相同，应点击Reorient Edge改变其方向。
点击Save Domain/Done，并调整网格的疏密分布，方法同机翼端部网格相同，但此时Boundary Decay参数设置为0.95。
图4为完成的对称面网格。
图4 对称面网格
下面开始生成远场前部1/4球面上的非结构网格：在主菜单中分别点击Domains/Create，选中Cell Type中的unstructured，点击Assemble Edges（注意：此时Auto Next Edge和Auto Complete皆不选中），用鼠标右键在图形窗口中选择EK 边，然后按箭头方向依次选择KF边和 FE边，点击Save Domain/Done，注意此时生成的非结构网格面的颜色为紫色，说明其依附在DataBase球面上。
应用同样的方法生成KFG球面非结构网格。
最后生成远场侧面EKGHJI结构网格面和远场后面IJHL非结构网格面，详细方法不再复述。
图5为所生成的远场网格。
图5 远场网格
5、体(block)的生成
在主菜单中依次点击Blocks/Create/Cell Type-unstructured/Assemble Faces/Add 1st Face/All Domains/Save Faces/Done-Save Blocks，然后再依次点击Run Solver-Unstrctrd/All/Done，再设置体的参数：点击Set Solver Attribs/Grid Control Params/Boundary Decay，输入0.8，然后依次点击Enter/Next Page/Done Setting Attributes/Initialize，等待网格的最后生成……，最后点击Done-Save，结束网格体的生成。
图6为机翼上下表面附近的网格，其网格类型包括了四面体网格和金字塔网格。
图6 机翼上下表面附近的网格
6、边界条件的设置及网格文件的输出
在主菜单中依次点击Analysis S/W /Set BCs，按图1标识，选择EILHGF面，将其设置为Symmetry边界；分别选择EKF面、KFG面、EIJHGK面和ILHJ面，将其设置为Pressure Far Field边界；最后将机翼表面设为Wall边界。
点击Export Analysis Data输出能被Fluent读入的文件。
最后在主菜单中点击Input/Output，点击Export/Export Anaway，选择文件存储位置及文件名，保存Gridgen 类型文件。