气动力及弹道计算软件MGFPI软件参数定义及受力分析
Airpak 简介
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如图显示的是环境温度为19.4摄氏度下，风扇风速3.25米/秒，空调风 速为0，，前门关闭，后门风速为0.2米/秒的情况下的PMV值分布状况。 根据实验的需要，最后就可以根据这些图像来迚行对比分析了。
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检查工作完成后，就要迚行基本计算了，AIRPAK中的计算是基于热辐 射的，热辐射大小是由物体的功率、温度、表面风速等因素决定。选择 MODEL菜单下的RADIATION选项下迚行辐射计算设定 （这里要注意的是，选择计算时，要将墙体的优先级设为零，因为我们 都考虑的是墙体不外界丌发生热交换）
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4 网格的建立不检验 在计算完成后，软件默认计算值导 入将要建立的网格中。所以同一个 模型在未改变参数的情况下，丌需 要重复计算。打开MODEL菜单下 的GENERATE MESH菜单，点击 生成网格即可，下方会有网格相关 参数设定，包括网格大小，网格的 精细程度，网格类型等。
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计算过程是需要一定时间的（该模型大概是3-5分钟左右），取决于模 型的复杂程度，细小的参数区别可能导致结果的巨大差异。计算完成后 就可以查看结果了，选POST菜单下的PLANE CUT 菜单，勾选SHOW CONTOURS(显示轮廓）迚入参数菜单，
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在参数设定菜单里选择你要显示的图像，以PMV值为例 再迚入参数菜单，点击下方的计算即可显示图像。
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2 建模及部件数据ຫໍສະໝຸດ 入AIRPAK的建模优势在于简单直观，上图是基于学生寝室构建的模型，其建 模原理类似于VB中的面向对象。并丏建模方式中还有直接引入CAD中已有 模型的功能。
应用气动力修正技术的静气动弹性发散计算_严德
的气动网格上. 在完成各迎角的气动压力系数插值后, 将各
个网格上的压力系数拟合成迎角的一元函数, 得 到各迎角处 $ cpA. 在线性范围内, $ cAp 的值是相同 的. 图 2、图 3给出了在选取的 2个展向 位置处, 依据 CFD与 DLM 的 $ cAp 沿弦向的比较. 横轴中 的 c表示弦长.
S ta tic a e roe la s tic d ive rge nce a na lys is by introduc ing co rrec tion te chn ique s o f ae rodynam ic da ta
Y an De Yang Chao W an Zh iq iang
其中, wei为外部气动力的第 i 个网格的下洗, 是
上述列阵 we 的第 i 项; w ci为偶极子格网法计算得 出的第 i个网格的下洗; Cwi为下洗修正因子矩阵
的对角第 i 项; Cw 为下洗修正因子矩阵, 是一对 角矩阵.
2 模态法发散计算理论
在工程实践中常采用柔度法、模态法和颤振
法进行发散计算, 这 3种方法在线性范围内是一 致的 [ 9] . 文 中采 用了其 中的模 态法进 行发散 计
( School of Aeronau tic Scien ce and E ngineering, B eijing Un ivers ity ofA eronau tics and A stron aut ics, Beijing 100083, Ch ina)
Abs tra c t: The correct ion techn iques of aerodynam ic forceswere introduced in the computat ion and ana ly2 sis of sta tic aeroelastic divergence. According to steady pressure d istribu tion data on a three d imensiona lw ing, the correction factors to pressure and downwash were obta ined and the steady aerodynam ic in fluence m atrix based on p lanar doub le lattice method was corrected. The d ivergence speed of the w ing was ca lculated using the mode method. The results show the d ivergence speeds of the wing after pressure correction and downwash correction are both lower than that before, due to the aerodynam ic center of steady pressure distribution on the three dim ensional be ing closer to the lead ing edge than that of p lanar doub le lattice method.
高速列车气动外形的CFD计算与优化
高速列车气动外形的CFD计算与优化ＤｉｇｉｔａｌＤｅｓｉｇｎ数字化设计西迪阿特公司ｆ简称ＣＤＡＪ—ＣＨｌＮＡ）是计算流体动力学软件｛ＳＴＡＲ—ＣＣＭ＋）和优化软件（ｍｏｄｅＦＲｏＮＴＩＥＲ）亚太地区的独家代理商。
该文基于庞巴迪公司发表＂于２００８年ＣＤ－ａｄａｐｃｏＪｚ澜欧洲用户大会上利用这两款软件进行气动外形优化的成果，向大家介绍如何利用ＳＴＡＲ—ＣＣＭ＋和ｍｏｄｅＦＲＯＮＴＩＥＲ软件进行高速列车气动外形ＣＦＤ计算和优化的过程。
－＿＿｜Ｌ－一口同速列车气动外形的ＣＦＤ计算与优化口西迪阿特信息科技（上海）有限公司刘俊刘伟一、项目背景庞巴迪（Ｂｏｍｂａｒｄｉｅｒ）公司是加拿大的国际性交通运输设备制造公司，从支线飞机、公务机到完整的铁路、轨道交通运输设备、系统和服务等创新交通运输解决方案的制造方面，均居世界领导地位。
庞巴迪在产品设计过程中，广泛使用ＣＡＥ分析及优化工具来提高产品性能，基于计算流体动力学软件（ＳＴＡＲ—ＣＤ和ＳＴＡＲ－ＣＣＨ＋胙为流体开发工具，并应用优化软件（ｍｏｄｅＦＲＯＮＴＩＥＲ）作为优化平台。
鉴于庞巴迪公司在铁路行业已经与我国展开了广泛的合作，本文将高速列车ＣＦＤ分析和优化方面的内容介绍给大家。
高速列车外形设计是列车公司的重要课题，然而借助计算流体动力学软件（简称ＣＦＤ）进行分析和优化是最前沿的手段，有周期短、成本低的显著特点。
通过使用ＣＤ－ａｄａｐｃｏ公司开发的ＣＦＤ软件ＳＴＡＲ－ＣＣＭ＋以及意大＃ｌＪＥＳＴＥＣＯ公司开发的优化软件ｍｏｄｅＦＲＯＮＴＩＥＲ，庞巴迪公司对其设计的列车头型进行了ＣＦＤ分析和优化设计，并将研究成果发表于ＣＤ－ａｄａｐｃ０２００８年欧洲用户大会上，下面将向大家介绍此项目的流程与思路。
二、优化流程ｍｏｄｅＦＲＯ｝《ＴＩＥＲ作为一款专业的多学科多目标稳健性设计优化软件，具有强大的平台集成与整合能力，能够完备地集成包括ＣＡＤ、ＣＦＤ及ＦＥＡ等在内的各种成熟商业软件。
报告
，
b. ������∞ = 0.3，取������ = −0.2， c. 0.3 < ������∞ < 1.2时，取������ = 0
然后利用公式 5-97
������ 2 ������������������ = 1 + ������ 57.3������������������������ − 2������ 1 − ������������������ ������ 2
2. 工程估算方法 “麻雀Ⅲ”的气动外形如图所示，弹体由抛物线头部，柱形 弹身，弹翼，尾翼（安定面）结合而成。在对导弹整体进行 气动运算之前，首先对弹体各部分进行单独的气动运算。分 别包括单独弹翼，单独外漏翼，弹身的气动运算。 分别计算马赫数为 0.3、0.54、0.7、0.85、0.95、1.02、1.4、 2 时，攻角为-10°~10°时，因为导弹是升力系数、阻力系数、 俯仰力矩系数和压心位置。
6、利用公式 2-123
Cxxi 2(Cmc )M 0 c M
计算得到型阻系数Cxxi 。 7、计算λ M 2 − 1 − λtanχc ，查图 2-84 任意剖面机翼波
阻力的辅助函数φ图线，得不同马赫数对应的φ。 8、 将机翼近似看做菱形机翼， 查与根稍比对应的菱形剖面 机翼波阻力系数图， 如图 2-83， 并计算机翼的������������������������������������ 和������ ������， 在图上查找相应的曲线得到 ������������������ 菱。 9、将“6”计算所得������������������������ 与“8”计算所得 ������������������ 以得到弹翼的零升阻力系数������������0 。即： ������������0 = ������������������������ + ������������������
杀爆弹空气动力特性分析和弹道计算
综合课程设计（B2）任务书一、设计题目：59式130mm杀爆弹空气动力特性分析和弹道计算二、已知条件： 1 结构尺寸（见附图）2 弹丸直径D=130mm3 弹丸初速v0 = 930m/s；弹丸总长度615=L mm4 弹丸射角045θ=︒5 弹丸质量m =33.4 kg6 弹丸转动惯量比J y/J x=0.00093kg2m/0.00008kg2m=11.67 火炮缠度η=29.5(d)8引信为DRL07A，外露长度58mm，质量045kg, 旋入弹体深度29mm, 小端直径为8mm;9 弹丸质心位置（距弹底）X=234.6mm;10弹体材料D60三、设计要求： 1 用AUTOCAD绘制弹体零件图和半备弹丸图2 对弹丸结构进行空气动力特性分析3 利用所学方法进行弹丸空气动力参数计算4 根据弹丸空气动力参数进行弹道计算5 进行弹道飞行稳定性计算6 总结分析计算结果7 撰写课程设计说明书学生签名：日期：年月日课程设计（论文）评语及成绩评定指导教师评语：评分_______ 指导教师（签字）_______________ ________年____月____日课程设计（论文）及答辩评分：1．学生工作态度和平时表现（共20分）__________；2．论文格式规范、语言流畅（共20分）__________；3．数据完整、分析论述充分合理，结论正确（共20分）__________；4．答辩表述能力（共20分）__________；5．基本概念及回答问题情况（共20分）_________。
课程设计总成绩______ 答辩组成员（签字）_______________ _____年___月__日目录1 绘制弹体零件图和半备弹丸图 (1)2 弹丸结构空气动力特性分析 (2)2.1旋成体的几何参数及外形 (2)2.2作用于弹丸的空气动力和力矩 (3)2.2.1作用于弹丸的空气动力及空气动力的分析 (3)2.2.2作用于弹丸的空气动力矩及其分析 (4)3 弹丸空气动力参数计算 (5)3.1摩擦阻力系数的计算 (5)3.1.1雷诺数的计算 (5)3.1.2Ss/S的计算 (5)3.1.3计算马赫数（Ma） (6)3.1.4旋转弹丸的摩阻系数的计算 (6)3.2涡阻系数的计算 (6)3.2.1涡阻系数的计算 (7)3.3波阻系数的计算 (7)3.3.1弹头部波阻系数的计算 (7)3.3.2弹尾部波阻系数的计算 (7)3.3.3波阻系数的计算 (7)3.4阻力系数的计算 (8)3.5各阻力所占百分数的计算 (8)3.6弹形系数及弹道系数的计算 (8)3.6.1计算弹形系数 (8)3.6.2计算弹道系数 (9)4弹道诸元的计算 (10)5飞行稳定性的计算 (12)5.1陀螺稳定性的计算 (12)5.1.1翻转力矩特征数Kmzo的计算 (13)5.1.2阻质心矩的计算 (13)5.2追随稳定性的计算 (14)5.2.1对H(ys)的计算 (14)5.2.2 vs的计算 (15)5.2.3Kmz(Ms）的计算 (16)6计算结果分析 (17)6.1弹丸空气动力参数计算结果分析 (17)6.1.1摩阻系数分析 (17)6.1.2涡阻系数分析 (17)6.1.3波阻系数分析 (17)6.2弹道计算结果分析 (17)6.2.1弹形系数分析 (17)6.2.2弹道系数分析 (18)6.2.3空气弹道分析 (18)6.3弹丸飞行稳定性计算结果分析 (18)7结束语 (19)8参考文献 (20)附图1附图21 绘制弹体零件图和半备弹丸图1.据任务书所提供的弹体结构简图和尺寸，运用AutoCAD绘制130mm的杀爆弹弹体零件图和半备弹丸图（附图1，附图2），标出相关尺寸，以便于识图和计算。
CFD软件简介
CFD软件简介作者：酥梨源于：CAE学术论坛CFD，主要用于解决工程中的流体和传热问题，目前比较好的CFD软件有：Fluent、CFX、Phoenics、Star-CD，除了Fluent是美国公司软件外，其它三个都是英国公司的产品。
FLUENTFLUENT是目前国际上比较流行的商用CFD软件包，在美国的市场占有率为60%。
举凡跟流体，热传递及化学反应等有关的工业均可使用。
它具有丰富的物理模型、先进的数值方法以及强大的前后处理功能，在航空航天、汽车设计、石油天然气、涡轮机设计等方面都有着广泛的应用。
其在石油天然气工业上的应用包括：燃烧、井下分析、喷射控制、环境分析、油气消散/聚积、多相流、管道流动等等。
Fluent的软件设计基于CFD软件群的思想，从用户需求角度出发，针对各种复杂流动的物理现象，FLUENT软件采用不同的离散格式和数值方法，以期在特定的领域内使计算速度、稳定性和精度等方面达到最佳组合，从而高效率地解决各个领域的复杂流动计算问题。
基于上述思想，Fluent开发了适用于各个领域的流动模拟软件，这些软件能够模拟流体流动、传热传质、化学反应和其它复杂的物理现象，软件之间采用了统一的网格生成技术及共同的图形界面，而各软件之间的区别仅在于应用的工业背景不同，因此大大方便了用户。
其各软件模块包括：GAMBIT——专用的CFD前置处理器，FLUENT系列产品皆采用FLUENT公司自行研发的Gambit前处理软件来建立几何形状及生成网格，是一具有超强组合建构模型能力之前处理器，然后由Fluent进行求解。
也可以用ICEM CFD进行前处理，由TecPlot进行后处理。
压缩流及中度可压缩流流场问题的CFD软件。
可应用的范围有紊流、热传、化学反应、混合、旋转流（rotating flow）及震波（shocks）等。
在涡轮机及推进系统分析都有相当优秀的结果，并且对模型的快速建立及shocks 处的格点调适都有相当好的效果。
利用计算机仿真技术研究气动力提升系统
利用计算机仿真技术研究气动力提升系统引言：气动力提升系统是一种利用空气动力学原理，通过风力将物体或人体提升至空中的系统。
随着科技的不断发展，计算机仿真技术的应用也日益广泛。
本文将探讨如何利用计算机仿真技术研究气动力提升系统，从而提高安全性和系统性能。
一、气动力提升系统的原理气动力提升系统是基于贝努利原理和流体动力学的原理设计的。
根据贝努利原理，当流体速度增加时，压力就会降低。
而气动力提升系统通过设计特定的形状和结构，利用风的速度差异和气流的压力差来实现物体或人体的提升。
二、计算机仿真技术在气动力提升系统中的应用1. 数值计算模型的建立利用计算机仿真技术，可以通过建立数值计算模型来模拟气动力提升系统的工作过程。
首先，需要收集相关气动力学参数，包括空气密度、气流速度、物体形状等。
然后，利用数值计算方法，根据流体动力学定律，建立数学模型。
2. 流场模拟与可视化通过计算机仿真技术，可以对气流的流动进行模拟，并将结果可视化。
利用流场模拟软件，可以模拟出气流在系统内的流动情况，包括速度分布、压力分布等。
同时，通过可视化技术，可以直观地展示出气动力提升系统内部的气流状态，有助于了解系统的运行情况。
3. 动力学仿真与优化除了模拟气流的流动，计算机仿真技术还可进行动力学仿真和优化。
通过建立物体或人体的动力学模型，可以模拟其在气动力提升系统中的运动轨迹和受力情况。
通过对仿真结果进行分析，可以优化系统的设计，提高提升效果和安全性。
三、气动力提升系统仿真技术的优势1. 安全性：通过计算机仿真技术，可以在系统设计阶段模拟出各种情况下的受力和运动情况，从而避免设计缺陷对实际使用的不良影响。
这有助于提高系统的安全性。
2. 成本：利用计算机仿真技术，可以在系统设计和优化阶段快速提供准确的数据和结果，降低试错成本和设备开发周期，对提升系统的研究和开发具有较高的经济效益。
3. 精度：由于计算机仿真技术能够快速计算多参数的复杂运算，因此可以提供较为准确的结果。
导弹型号气动估算概述
战术导弹的气动工程估算一、气动工程估算概述当飞行器以一定的速度在大气中运动时，外表面各部分都会受到空气动力的作用，这些空气动力的总和就是飞行器总的空气动力。
空气动力的大小取决于飞行器外形结构、飞行速度、飞行姿态以及环境大气条件。
空气动力的作用对飞行器射程、飞行稳定性，以及散布特性产生重大的影响，因此，在设计过程中必须充分考虑作用在飞行器上的空气动力。
飞行器气动计算是飞行器设计中很重要的工作之一，为后面各部分的设计提供重要的数据支持，是飞行器设计得以顺利进行的重要保障。
在中小型战术导弹设计的初始阶段，最重要的空气动力特性参数有三个:阻力系数、升力系数、压力中心系数。
精确的空气动力数据必须由风洞实验测得，但在飞行器设计初始阶段，具体参数还没有完全确定，无法进行风洞实验，在总体结构参数基本确定的情况下，利用各种理论计算、经验公式以及实验曲线或数表等工程估算方法，可以较快速地得到导弹的空气动力和操作稳定特性，因此工程估算方法广泛应用于导弹初步设计阶段。
本节课讲述的工程估算方法的理论依据是飞行器部件空气动力学，飞行器部件空气动力学于20世纪50年代随着无人飞行器（主要是各种战术武器）的研究而广泛应用。
国内比较有影响的著作：肖业伦等人翻译、国防工业出版社1964年出版的前苏联人A.A.列别捷夫和契尔诺波洛夫金编著的《无人驾驶飞行器的飞行动力学》，而其中的部分方法和数据是基于美国人当时公开出版的理论和实验著作。
国内相当多的文献和著作参考了该书内容。
工程估算方法的基本思想为将飞行器分解成各个部件，如弹身、弹翼、尾翼等，而弹身又分为弹头、中间圆柱段、尾部等，分别计算各个部件的气动数据，再考虑各个部件间的相互影响，最后得到所要求的气动数据。
二、基于部件空气动力学的气动工程估算2.1明确弹体径向配置、气动布局、获取弹体基本参数；气动计算中常用的基本参数：弹体最大直径；弹体圆柱部直径；弹底截面直径；头部圆锥半角；弹体长度；弹体头部长度；弹体圆柱部长度；弹体尾部长度；翼梢弦长；翼根弦长；尾翼展长；尾翼翼型最大厚度；前缘后掠角；后缘后掠角；尾翼翼型最大厚度位置；气动计算中常用的导出参数：全弹长细比；头部长细比；圆柱部长细比；尾部长细比；弹体横截面积；弹体侧表面面积；尾翼展弦比；对尾翼平面投影面积；尾翼平均几何弦长；根梢比；翼型相对厚度；平均空气动力弦；与升力面相关的常用概念：前缘:尾翼最靠前的边缘；后缘:尾翼最靠后的边缘；侧缘:平行于对称轴的边缘；翼根:尾翼上靠近弹体的部位；翼稍:尾翼上远离弹体的部位；翼展:尾翼的两侧缘之间的距离2.2采用工程估算方法计算导弹的气动参数首先整理所需的估算方法，编写程序计算导弹各项气动系数，其中有大量数据需要查阅图表，具体做法为先将图表中数据数字化，生成不同维数的插值表，然后进行插值计算。
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MGFPI 使用手册
北京理工大学
徐劲祥
xjx@ 2001 年 8 月
第一章
简
介
MGFPI 是美国 AEA Technology 公司开发的飞行器气动力及弹道 计算软件，采用 FORTRAN 77 语言开发。内嵌两个计算模块—— MGAERO+FPI。其中的 MGAERO 通过求解空间流场的 Euler 方程，可计 算任意飞行器的亚、 跨、 超音速内外流气动特性。 其主要技术特征为： 1、 笛卡尔网格技术
可计算发动机喷流与伴随来流的相互影响、发动机喷流对机身 的影响、全机动力特性等。
FPI 模块通过求解六自由度轨迹方程自动改变各子网格区域之间 以及相对主网格区域的位置和姿态， 同时由于子网格始终与运动构件 同步，在计算气动结构每一时刻气动干扰时可以保证一致精度。可输 入的外力包括重力、浮力、推力（如导弹的发动机推力） 、弹射力（如 两点悬挂弹射） ，可以是定值或时间序列变量。并可输出任意形状飞 行器的位置-时间历程、角度-时间历程、速度-时间历程及角速度时间历程。在计算问题时可以加入自动驾驶功能，通过 FPI 的自动驾 驶接口（USER FORTRAN） ，用户可以使用接口传递的飞行状态参数（加 速度、速度、位置等） ，经过控制回路计算出飞行器舵面偏转，并通 过接口传递回 FPI，从而构成大闭环回路，用于模拟制导、自动驾驶 过程。 OMNI3D 是用于 MGFPI 后处理的交互式三维数据可视化图形软件，包 括三维流场数据显示、二维截面数据显示、实验数据/计算数据对比 和数据分析四个主要功能： 三维流场数据显示 用高质量着色图或线框图显示几何体和尾迹 用精巧的颜色匹配显示几何体上的计算和实验数据 以线框、色带、截面或透明表面的方式显示尾迹，以颜色代表尾 迹强度 显示表面压力、速度、马赫数或其他任何物理量的等值线 以鼠标实时操纵屏幕图形旋转或移动以便观察
提高网格的经济性，仅在局部区域采用细网格，有助于在 不降低精度的情况下减少总体网格数量。 在流场平滑的区域采用粗网格，在流场变化剧烈的区域采 用细网格，层层加密的局部网格为研究流场细节提供了有 效手段。 适合在求解过程中采用多重网格加速算法 3、 全参数化
部件几何外形定义参数化
部件关系参数化 飞行条件参数化 4、 采用多种求解加速手段
第二章 软件参数定义
MGAERO 中参数对照表 CD---- Drag coefficient of section in wind axis system, (D/(q* REFAREA)) 阻力系数（风轴） CE----Entrainment Coefficient 卷吸系数（风轴） Cs---- Side force coefficient of section in wind axis system 侧向力系数（风轴） CsFD---- Skin friction drag coefficient of section in wind axis system （有粘）表面摩阻系数（风轴） CMX---- Rolling moment coefficient of section relative to input moment reference point 滚转力矩系数 CMY---- Pitching moment coefficient of section relative to input moment reference point 俯仰力矩系数 CMZ---- Yawing moment coefficient of section relative to input moment reference point 偏航力矩系数 CFX – Drag coefficient of section in body axis system.阻力系数（体轴） CFY – Side force coefficient of section in body axis system 侧向力系数（体轴） CFZ – Lift coefficient of section in body axis system 升力系数（体轴） Vx，Vy，Vz---速度在大地坐标中的分量 PHI---弹体滚转角 MACH---马赫数 BLSIG---（有粘）边界层 VR---法向速度 Warp---几何表面维 Patch---面元 CL-----Lift coefficient of section in wind axis system 升力系数 Cf----Skin Friction Coefficient 摩阻系数 Cl----Airfoil Lift Coefficient 翼型升力系数（剖面） Cp----Pressure Coefficient 压力系数 c----Speed of Sound 声速 C----The Airfoil Chord Length 弦长（翼型） D----Dummy Point 虚拟点 Dh----Dissipation Vector Term, in the Discretized Euler Equation 离散化欧拉方程中的耗散矢量项 E,Eh----Euler Spatial Vector Operator, Continuous and Discretized 欧拉空间矢量算子
MGAERO 在低马赫数时启用低马赫数修正算法， 因此可在 Ma<0.3 时保持优良的收敛性。 6、 MGAERO 的粘性计算（MGFPI 中没有）
MGAERO 层流边界层计算采用 Cohen 和 Reshotko 方法，边界层 转换计算采用 Granville 方法，湍流边界层计算采用 Green 方 法。通过粘性耦合计算，MGAERO 可以获得表面摩阻、边界层分 离位置等，这些特性可进一步用于指导外形的优化设计，以获 得无边界层分离的物面外形，如进气道的型面设计。 7、 包含发动机动力舱模型
动画显示非定常计算结果 显示贴体和脱体流线，用颜色显示流线和边界层属性 基于鼠标的即点即显示各点几何、流场参数的姨秸胗功能 二维截面数据显示 显示任意截面上任意物理量的彩云图和任意物理量-空间分布曲 线（如 Cp-X） ，截面可随鼠标动态移动 显示求解参数-时间变化曲线 在二维平面上显示流线和边界层参数 在指定的参考系中绘制截面 计算特定轴系的载荷 实验数据/计算数据对比 可从单独文件中接受实验数据 显示几何体特定位置处的实验数据 在二维截面上的彩色云图或 X-Y 曲线中显示实验数据 提供特殊设计的图形工具以比较实验数据和计算数据 数据分析 任何面元组上的载荷计算 载荷-时间或载荷-求解从本质上简化了外形优化问题， 当需要 改变个部件的相对位置时，仅需改变各部件的相对位置参数， 不需要重建几何，也不需要重建网格。MGAERO 在定义几何外形 时，自动剔除物面内网格节点，自动布尔装配各部件，提高了 运算速度，并可获得一致的高阶差分精度。 2、 使用局部嵌套的多重网格
当地时间步长：根据当地对流输运时间尺度决定当地时间 推进步长 多重网格算法：基于求解误差与网格尺度相关性理论 残差光顺算法 求解加速算法不仅使 MGAERO 求解流场的速度大大提高，而且 可以获得很好的鲁棒性（Robust） ，这对于优化气动设计以及 计算运动问题至关重要。 5、 低马赫数算法