《Applied Sciences》：Automatic Structured Mesh Generation Method for Wing Configuration Based on Adaptive Parametric Multi-Block Topology
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结构化网格生成是高保真计算流体力学（CFD）模拟的关键环节，然而针对复杂三维（3D）机翼的多块结构化网格自动生成仍是长期存在的挑战。传统方法严重依赖人工多块拓扑分解，而近期智能方法存在泛化能力有限、依赖标注训练数据以及边界层可控性不足等问题。研究人员提出一种基
结构化网格生成是高保真计算流体力学（CFD）模拟的关键环节，然而针对复杂三维（3D）机翼的多块结构化网格自动生成仍是长期存在的挑战。传统方法严重依赖人工多块拓扑分解，而近期智能方法存在泛化能力有限、依赖标注训练数据以及边界层可控性不足等问题。研究人员提出一种基于自适应参数化多块拓扑的任意三维机翼构型全自动化结构化网格生成方法。首先，采用Gordon曲面方法建立三维机翼几何参数化框架；随后通过控制顶点与控制边的参数化解析构造，自适应地解析生成多块拓扑；最后采用四级装配流程生成最终网格。针对变展弦比、变后掠角及变形机翼的系统测试表明，该方法具备优异鲁棒性。生成百万级单元网格仅需0.391 s（单线程），较现有智能方法提速约6倍。基准机翼的CFD结果与可用参考数据吻合良好，自定义飞翼模型的静气动弹性特征符合物理规律。该研究为三维机翼结构化网格生成提供了一种可泛化、可解释且全自动的解决方案。
研究背景方面，高保真计算流体力学（CFD）在飞行器设计中作用日益突出，而网格生成作为最耗时且依赖经验的瓶颈步骤，被NASA CFD Vision 2030列为六项关键技术之一。结构化网格因规整索引、低数值耗散适于高精度模拟，但复杂三维构型下几何适应性差，传统代数法、偏微分方程（PDE）法与中轴/交叉场等域分解法均需大量人工干预，近年智能方法虽平衡效率与质量，却缺乏多块原生支持、边界层各向异性可控性差、空间映射耦合且跨构型泛化不足。为此，研究人员开展基于显式解析几何的全自动多块结构化网格生成研究，论文发表于《Applied Sciences》，结论是为高保真机翼CFD提供可泛化、可解释、免训练、免人工的端到端方案。
关键技术方法上，研究人员依托Gordon曲面（两条插值曲线族兼容网络张量积消冗余）完成三维机翼参数化，支持变展长、变后掠、变扭角及展向变翼型；推导四类控制顶点（翼面Type 1、边界层外缘Type 2沿外法向推进δ=0.06clocal、内场外缘Type 3按厚/缘/弦三向解析延伸、远场六面体框架Type 4分层交线）与四类控制边（直线、贴体曲线、自由空间曲线RBF插值、形状约束空间曲线缩放拷贝）的显式公式；最终以边界边装配、网格域、网格面、网格块四级递进，结合二维/三维超限插值（TFI）生成体网格，所有算例基于自建Fortran单机单线程执行。
研究结果部分，2.1节三维机翼几何参数化中，研究人员用剖面曲线与引导曲线构建兼容曲线网，以B样条混合函数严格插值得到无皱折机翼曲面。2.2节自适应多块拓扑自动生成中，Type 1顶点在前后缘附近加密保证正交；Type 2由Type 1沿外法向推进，根段用切向逆时针90°得法向、中段用曲面偏导叉乘、尖段引入展向单位向量平滑修正；Type 3经厚度向（含扭角与挠度系数）、缘向（展长系数）、弦向（后掠角修正）三步延伸，±30%系数扰动下最小Jacobi仍0.623；Type 4远场取100–150倍平均气动弦（MAC）六面体框架分层相交。控制边按直线、贴体、RBF自由形、缩放约束四类解析采样。2.3节网格自动生成中，参数面域直接映回物理坐标，一般面域用2D TFI，体块用3D TFI装配，基准机翼32块约315万单元，前缘后缘正交性良好。第3节测试案例中，3.1节变展弦比（AR4–10）与变后掠（前掠15°至后掠25°）机翼拓扑随几何自适应更新无错位；3.2节换翼型（NACA对称/有弯度、Eppler高升力、SC(2)超临界）、弯曲（最大挠度0.35L）与扭转（正负扭角）工况下边界层正交稳定；3.3节四种飞翼布局（含大后掠尖梢）全自主成网；3.4节质量统计显示最差单元Jacobi≥0.5、平均≥0.7、90%以上单元≥0.9；3.5节效率上百万单元0.391 s，为代数法1/37、PDE法1/70000、智能法1/5–1/6，2亿单元约53 s。第4节工程应用中，AGARD 445.6翼Ma=0.85时压力系数与文献C-H结构网格及非结构网格吻合；ONERA M6翼Ma=0.8395捕获上表面λ型激波压分布，与ICEM手筑网格及试验一致；自定义高展弦比飞翼静气动弹性模拟中，Ma=0.6下弯曲变形最大约半展长9%，扭角分布符合前缘挠度大于后缘为正扭的物理规律。
讨论与结论部分，研究人员指出当前参数化依赖预定义翼型与引导曲线，对翼梢小翼、发动机吊架等局部特征描述力待增强，未来将拓展至翼身融合与全机。原结论译为：该方法使多块拓扑随机翼几何内在演化，对变展弦比、后掠、翼型组合、弯扭及飞翼布局均稳定生成高质量网格无拓扑失效；飞翼算例最差Jacobi>0.5、平均>0.7、超90%单元≥0.9；单线程百万单元0.391 s，2亿单元约53 s，无需训练与人工；AGARD 445.6与ONERA M6稳态CFD及飞翼静气弹结果均符参考与物理规律，证实工程可靠性。
