机翼网格划分(附Gambit安装包，NACA0012)

第三十六章

将欲歙之，必固张之；将欲弱之，必固强之；将欲废之，必固兴之；将欲取之，必固与之。是谓微明，柔弱胜刚强。鱼不可脱于渊，国之利器不可以示人。

前言

这一节来说下Gambit中机翼网格的划分方法，本来Gambit都不怎么用了，快成ICEM的天下了，可是呢，Gambit能输出一种网格格式(.neu)，在计算中要使用到，所以就只好重新拾起来了！

正文

机翼网格的划分在计算中是经常用到的，这其中NACA系列的翼型最常使用，而且其机翼几何形状数据比较好找，因此在这里就以NACA0012翼型为例来示范一种网格的划分方法。

1、机翼外形几何数据获取

其实NACA系列翼型的几何数据是非常好找的，不过在这里还是再强调一下。
第一种是直接到Airfoil Tolls官网上找，这里提供各种翼型数据，也包括一些比对数据，比如升力系数，阻力系数之类的。但是有一点得说明的是，这里提供的翼型数据比较粗糙，也就是数据点较少，不过整体来说，画个翼型的几何外形还是绰绰有余的。
第二种是用专门的翼型生成工具，在这里我使用的是Profili，但是由于是未破解的好多功能都限制了，不过一些常用的翼型数据还是能得到的，而且几何外形还是比较精确的，有一点需要说的是，这里最终导出的翼型弦长是100的，因为一般用的都是弦长为1的，所以还得把数据导到Excel中处理一下变成弦长为1的数据。下面简单说下这种方式导出翼型数据的步骤。
打开软件在菜单栏打开“A翼型---->A翼型管理”

在左侧选择你要的翼型，这时右侧会显示出你选翼型的外形，然后选择 “E输出”导出为txt格式即可。

2、Gambit导入数据

打开Gambit软件，在菜单File/Import/Vertex Data/中选择要导入的翼型的数据文件，确定即可，这种方式导入的都是数据点，后续需要自己画外形曲线。另外还有一种方法是在数据开头添加数据线和点数目，导入之后直接生成曲线，不过这种方式生成的曲线较粗糙，所以还是采用导入点的方式来自行绘制曲线。

3、创建几何域

2. 首先绘制机翼外轮廓，选择Geometry/EDGE /NURBS曲线类型，然后选择翼型数据点。在这里建议分成四部分来划分，机翼 头缘点较密集的为一部分，机翼尾缘为一部分，上下表面各分开，这样得到的几何外形较准确。

3.       创建面。在菜单***FACE/Create Face From Wireframe***里，选中上面的曲线，***APPLY***即可。
   

4.     创建20倍弦长的计算域。在菜单***FACE/CREATE  FACE***里选择***Circular Face***，创建一个半径为20的圆形计算域。
   

5.     除去机翼内部的面积。在布尔操作菜单里选择***Substract***命令，第一个面选择圆形，第二面选择机翼表面，***Apply***即可。
   

4、曲线设置

1.     在这里将定义两个函数来设置曲线，切换到菜单***TOOL/Create Size Function.***里。
   

2.        尺寸函数1：在***Type***里选择***Curvature，Sources***和***Attachmen***选择机翼表面曲线，输入以下参数：***Angle = 3, Growth rate = 1.125, Max. size =0.013, Min. size = 0.00001***
   

3.         尺寸函数2：在***Type***里选择***Fixed，Sources***选择机翼尾缘的点，***Attachmen***选择机翼表面曲线，输入：***Start size = 0.0005, Growth rate = 1.125, Max. size = 0.013***
   

4.        到菜单***Mesh/ Mesh  Edges***里选择机翼表面曲线确定即可。
   

5、边界层生成

在菜单MESH/BOUNDARY LAYER/Create Boundary Layer里，Algorithm选择Aspect ratio (last)，输入以下参数：First row (a) = 1.0e-05, Rows = 26, Last percent (c/w) = 50，勾选Wedge corner shape，确定即可。

6、非结构网格生成

1.    创建完边界层之后，继续生成非结构网格，在***Tools/Create Sizing Function***下定义两个函数
   

2.       函数1：***Type***选择***Meshed，Source***选择机翼表面曲线，***Attachment***选择整个表面，输入参数：***Growth rate = 1.125 ，Max.size =  20***
   

3.         函数2：***Type***选择***Fixed，Source***选择机翼尾缘点，***Attachment***选择整个表面，输入以下参数：***Start size = 0.00001, Growth rate = 1.125, Max. size = 20.***
   

4.     切换到菜单***Mesh / Mesh  Face***下， ***Elements *** 选择***Tri ，Type ***选择*** Pave***，确定即可
   

7、输出.neu格式

接下来输出.neu格式的文件，在菜单栏里求解器选择Generic，然后根据需要去设置边界条件和计算域流体性质，最后导出网格格式即为.neu结尾的网格文件。

总结

1.     这种网格生成方式时，机翼尾缘的网格衔接处质量会很差，原因是机翼尾缘圆弧曲率过大，在那里的网格点数较密集，解决的方法是，自己定义机翼表面曲线网格节点分布方式，让节点分布恰当。在衔接处的网格尺寸相差不要太大，这样质量会好点
   

2.    生成的网格数量会比较多，尽管调节了网格的分布，但是在远离机翼表面的地方，网格数量还是很多，增加了一些计算资源。但是如果熟悉Gambit网格分布设置的话，最终画出的网格质量还是不错的。
   

3.  *** 鉴于还有人使用Gambit软件，关注“咋家”后台回复gambit即可获得安装包。***
   

参考：

http://grid-generation.blogspot.in/2011/05/gambit-viscous-grid-for-naca0016-airfoil.html

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