XFoil是用于分析翼型（2D）和機(jī)翼、甚至整個(gè)飛機(jī)（3D）氣動(dòng)力的共享軟件，它由MIT（麻省理工）航空航天系的Prof. Mark Drela 和 H. Youngren開發(fā)。XFLR5是使用Xfoil作為求解器，有友好用戶界面的開源軟件，軟件支持英語、日語、法語、德語，可供不同的用戶選擇，喜歡的朋友不妨下載試試！

使用教程

　　一、翼型分析

　　本節(jié)內(nèi)容會(huì)教大家使用XFLR5來分析翼型NACA 0012的一些基本步驟。

　　1、打開XFLR5，在File（文件）菜單中點(diǎn)擊Direct Foil Design（直接設(shè)計(jì)翼型），翼型設(shè)計(jì)的窗口就打開了。顯示了一個(gè)默認(rèn)的翼型Spline foil，把翼型列表中的去掉Show復(fù)選框中的“√”，將該翼型隱藏。

　　2、在Foil（翼型）菜單中選擇Naca Foils(Nace翼型)，彈出一個(gè)翼型選擇對(duì)話框“4 or 5 digits”的意思是四位或五位翼型，輸入0012，Number of Panels為確定翼型輪廓線的點(diǎn)的數(shù)目，保持100不變。Number of Panels為確定翼型輪廓線的點(diǎn)的數(shù)目，保持100不變，點(diǎn)擊OK確定。明顯Naca 0012是個(gè)對(duì)稱翼型。

　　3、下一步，在File菜單中選擇XFoil Direct Analysis(翼型分析)，進(jìn)入翼型的分析，點(diǎn)擊“OpPoint view”(Operating Point (OpPoint) object，可能翻譯為操縱點(diǎn))打開“操縱點(diǎn)視圖”，這個(gè)窗口顯示的是壓力分布曲線（cp vs x/c，cp為壓力，x/c為沿弦長(zhǎng)方向的位置，即曲線表示不同位置上的壓力是多少)和翼型的形狀（在下方）。

　　4、點(diǎn)擊Analysis(分析)菜單中的Define an Analysis(定義一個(gè)分析)，Analysis Type選擇Type 1，即雷諾數(shù)和馬赫數(shù)使用給定值。將Reynolds（雷諾數(shù)）設(shè)為1000000，Mach設(shè)為0.00（意味著非常低的馬赫數(shù)）。在Analysis Name（分析的名稱）中，你可以使用Automatic（自動(dòng)命名）和User Defined（用戶自定義）兩種方式。

　　5、點(diǎn)擊OK確定后，在NACA 0012下拉框旁邊出現(xiàn)了這個(gè)分析的名稱

　　6、現(xiàn)在，我們可以進(jìn)行分析了。在右邊的XDirect中將a (angle of attack，攻角)設(shè)置為4°（在Start中），點(diǎn)擊Analyse分析可以得到下面的這個(gè)結(jié)果。這里有兩條曲線，一條是翼型上表面壓力，另一條是下表面壓力?？梢钥闯?，上表面的壓力曲線到了0.9的弦長(zhǎng)位置的時(shí)候，負(fù)的壓強(qiáng)變?yōu)檎龎?，因?yàn)樵谶@個(gè)地方附近氣流發(fā)生了分離，甚至倒流！注意Cp軸是反過來的，負(fù)的數(shù)值在上面，因?yàn)橐话銇碚f上表面產(chǎn)生的是負(fù)壓。當(dāng)你設(shè)置a設(shè)為0°的時(shí)候，分析得到的只有一條曲線，是因?yàn)镹ACA0012是對(duì)稱翼型，上下表面的壓強(qiáng)曲線相同而重合了。

　　7、在相應(yīng)的圖上右擊會(huì)彈出一個(gè)右鍵菜單，里面的Define Graph Setting 可以設(shè)置圖表的屬性，選項(xiàng)卡的內(nèi)容分別是Variables（變量設(shè)置）、Scales(縮放)、Axis and Grids(軸線和網(wǎng)格)、Fonts and BackGround(字體和背景)。

　　8、下一步，就是為這個(gè)翼型設(shè)置襟翼?；氐紻irect Foil Design菜單，選擇Set Flap(設(shè)置襟翼)，其中L.E.Flap指Leading Edge flap(前緣襟翼)，T.E.Flap指Trailing Edge flap（后緣襟翼），勾選T.E.Flap，設(shè)置Hinge（鉸鏈，指旋轉(zhuǎn)中心）的位置在80%弦長(zhǎng)，10%厚度的地方，扭轉(zhuǎn)角為10%（+is down 即正值就為向下扭轉(zhuǎn)）。點(diǎn)擊OK后程序要求你給該翼型命名，這里設(shè)置為NACA 0012 flap

　　9、之后，轉(zhuǎn)到XFoil Direct Analysis(翼型分析)對(duì)它進(jìn)行分析，將攻角范圍設(shè)置為-4°到20°，間隔為△為1°，就像剛才那樣處理。

　　二、機(jī)翼分析

　　1、最后，到了我們比較關(guān)心的部分了，就是建立一個(gè)三維的機(jī)翼。為了達(dá)成目的，我們需要足夠的2D數(shù)據(jù)（翼型的數(shù)據(jù)）來支撐3D的分析。最好的方法是使用Polars > Batch Analysis。我將會(huì)定義一系列范圍的Re(雷諾數(shù))和angles（攻角），這是因?yàn)橐粋€(gè)三維機(jī)翼的雷諾數(shù)和攻角是隨后掠角、變截面（taper）、扭轉(zhuǎn)角、上反角以及其他的機(jī)翼外形因素而改變的。我將會(huì)對(duì)NACA 0012（無襟翼）進(jìn)行分析，設(shè)置雷諾數(shù)Re的范圍為80,000到1,80,000，步進(jìn)為10,000，以及攻角的范圍為-4~20°，步進(jìn)為1°。這大概會(huì)花費(fèi)幾分鐘的時(shí)間。有時(shí)候分析的結(jié)果并不會(huì)收斂。L/D值的峰值也會(huì)隨雷諾數(shù)Re而變化，主要是因?yàn)樽枇Πl(fā)生了變化。

　　有了這些數(shù)據(jù)，就可以對(duì)機(jī)翼進(jìn)行分析。轉(zhuǎn)到Wing and Plane Design中，選擇Wing-Plane，點(diǎn)擊Define a New Wing（定義一個(gè)飛翼），機(jī)翼從根部節(jié)段開始定義。最簡(jiǎn)單的機(jī)翼只有兩個(gè)節(jié)段，翼根和翼尖。節(jié)段處的翼弦長(zhǎng)度決定了根梢比（taper），而偏移量（offset）決定前緣的后掠角。這里我們定義一個(gè)直機(jī)翼，弦長(zhǎng)（chord）為0.25m，展弦比（AR）=8，以及從翼根到翼尖偏移0.05m，（大概前緣后掠角為2.86°）。點(diǎn)擊“Save and Close”保存設(shè)置并關(guān)閉這個(gè)對(duì)話框。

　　2、點(diǎn)擊Polars-Define an Analysis定義一個(gè)分析，這里我把默認(rèn)的LLT改為VLM，點(diǎn)擊OK確認(rèn)。然后，攻角設(shè)為-4°~10°，點(diǎn)擊Analyze。

　　3、這樣分析結(jié)果就出來了。Results一欄里，可以選擇顯示哪些結(jié)果。