XFLR5中文版怎么使用？XFLR5使用教程

XFLR5中文版是一款高级的机翼模拟分析软件，安装比较简单，但是想要快速的掌握XFLR5使用还需要来看看本教程。

XFLR5中文版使用教程

打开XFLR5，在File(文件)菜单中点击Direct Foil Design(直接设计翼型)，翼型设计的窗口就打开了。显示了一个默认的翼型Spline foil，把翼型列表中的去掉Show复选框中的“√”，将该翼型隐藏。

在Foil(翼型)菜单中选择Naca Foils(Nace翼型)，弹出一个翼型选择对话框“4 or 5 digits”的意思是四位或五位翼型，输入0012，Number of Panels为确定翼型轮廓线的点的数目，保持100不变。Number of Panels为确定翼型轮廓线的点的数目，保持100不变，点击OK确定。明显Naca 0012是个对称翼型。

下一步，在File菜单中选择XFoil Direct Analysis(翼型分析)，进入翼型的分析，点击“OpPoint view”(Operating Point (OpPoint) object，可能翻译为操纵点)打开“操纵点视图”，这个窗口显示的是压力分布曲线(cp vs x/c，cp为压力，x/c为沿弦长方向的位置，即曲线表示不同位置上的压力是多少)和翼型的形状(在下方)。

点击Analysis(分析)菜单中的Define an Analysis(定义一个分析)，Analysis Type选择Type 1，即雷诺数和马赫数使用给定值。将Reynolds(雷诺数)设为1000000，Mach设为0.00(意味着非常低的马赫数)。在Analysis Name(分析的名称)中，你可以使用Automatic(自动命名)和User Defined(用户自定义)两种方式。

点击OK确定后，在NACA 0012下拉框旁边出现了这个分析的名称

现在，我们可以进行分析了。在右边的XDirect中将a (angle of attack，攻角)设置为4°(在Start中)，点击Analyse分析可以得到下面的这个结果。这里有两条曲线，一条是翼型上表面压力，另一条是下表面压力。可以看出，上表面的压力曲线到了0.9的弦长位置的时候，负的压强变为正压，因为在这个地方附近气流发生了分离，甚至倒流!注意Cp轴是反过来的，负的数值在上面，因为一般来说上表面产生的是负压。当你设置a设为0°的时候，分析得到的只有一条曲线，是因为NACA0012是对称翼型，上下表面的压强曲线相同而重合了。

点击Polar view图标，在右边的Xdirect框中勾选Sequence复选框，然后将攻角范围设置为-4°到20°，间隔为△为1°，点击Analyse分析。现在，右边的四个小图中的第一个就是Cl vs Alpha曲线，即纵轴为升力系数，横轴为攻角，最大Cl为1.35对应Alpha为14°，在这个角度之后就失速了。(你会发现，19°和20°的地方没有数据，官方解释是“not converge”，也就是这两点的计算结果没有收敛)。而第一个大图，就是Cl vs Cd曲线了，最后那个小图就是升阻比随攻角变化的曲线大概在8°时升阻比最大。

在相应的图上右击会弹出一个右键菜单，里面的Define Graph Setting 可以设置图表的属性，选项卡的内容分别是Variables(变量设置)、Scales(缩放)、Axis and Grids(轴线和网格)、Fonts and BackGround(字体和背景)。

下一步，就是为这个翼型设置襟翼。回到Direct Foil Design菜单，选择Set Flap(设置襟翼)，其中L.E.Flap指Leading Edge flap(前缘襟翼)，T.E.Flap指Trailing Edge flap(后缘襟翼)，勾选T.E.Flap，设置Hinge(铰链，指旋转中心)的位置在80%弦长，10%厚度的地方，扭转角为10%(+is down 即正值就为向下扭转)。点击OK后程序要求你给该翼型命名，这里设置为NACA 0012 flap

之后，转到XFoil Direct Analysis(翼型分析)对它进行分析，将攻角范围设置为-4°到20°，间隔为△为1°，就像刚才那样处理。

最后，到了我们比较关心的部分了，就是建立一个三维的机翼。为了达成目的，我们需要足够的2D数据(翼型的数据)来支撑3D的分析。最好的方法是使用Polars > Batch Analysis。我将会定义一系列范围的Re(雷诺数)和angles(攻角)，这是因为一个三维机翼的雷诺数和攻角是随后掠角、变截面(taper)、扭转角、上反角以及其他的机翼外形因素而改变的。我将会对NACA 0012(无襟翼)进行分析，设置雷诺数Re的范围为80,000到1,80,000，步进为10,000，以及攻角的范围为-4~20°，步进为1°。这大概会花费几分钟的时间。有时候分析的结果并不会收敛。L/D值的峰值也会随雷诺数Re而变化，主要是因为阻力发生了变化。

有了这些数据，就可以对机翼进行分析。转到Wing and Plane Design中，选择Wing-Plane，点击Define a New Wing(定义一个飞翼)，机翼从根部节段开始定义。最简单的机翼只有两个节段，翼根和翼尖。节段处的翼弦长度决定了根梢比(taper)，而偏移量(offset)决定前缘的后掠角。这里我们定义一个直机翼，弦长(chord)为0.25m，展弦比(AR)=8，以及从翼根到

翼尖偏移0.05m，(大概前缘后掠角为2.86°)。点击“Save and Close”保存设置并关闭这个对话框。

点击Polars-Define an Analysis定义一个分析，

这里说明一下，

• Polar Name：极曲线名称 Polar Type：极曲线类型

o Type 1 (Fixed Speed)：固定速度 Type 2 (Fixed Lift)：固定升力 Type 3 (Fixed aoa)：：固定攻角

• Plane and Flight Data：飞机和飞行数据

o Free Stream Speed：自由来流速度

α：攻角

o β：侧滑角 o

• Flitht Characteris：飞行特性

o Wing Loading：翼载荷 Tip Re：翼尖雷诺数 Root Re：翼根雷诺数

• Inertia Properties：转动惯量特性(如果勾选了Use plane inertia，这些特性就会在另

一个专用的对话框中定义，下面三项参数就不使用了)

o Plane Mass：飞机质量 X_CoG：重心的X坐标 Z_CoG：重心的Z坐标

• Aerodynamic Data：气动力数据

o Unit：选择国际单位制或英制 ρ：空气密度

o ν：空气运动粘度(注意：粘度有两种：动力粘度、运动粘度)

• Wing analysis methods：分析方法

o LLT：升力线法 VLM：涡格法 3D panel：(这个我也不知道是啥方法了)

• Ground Effect：地面效应

o Height：高度

• Options：选项

o Viscous：粘性流

• Reference Area and Span for Aero Coefficients：说的大概是选择哪个作为飞机的参考

面积

o Wing Platform：机翼平面 Wing Platform projected on xy plane：机翼在xy平面的投影

这里我把默认的LLT改为VLM，点击OK确认。然后，攻角设为-4°~10°，点击Analyze。

这样分析结果就出来了。 Results一栏里，可以选择显示哪些结果：

o Cp ：压强分布，这里是总的压强，正方向和Z轴一致

o Panel Forces ：每个涡格的升力? Lift ：升力 Moment ：力矩 Ind. Drag ：诱导阻力 Visc. Drag ：粘性阻力

Trans ：转戾的地方? Downw. ：下洗 Surf.Vel. ：表面速度? Stream ：流线 Animate：动画，如果定义了一个攻角范围的话，比如-4°~10°，就可以显示攻角变化的情景。

Wing Name：现在“Wing Name”是这个飞机的名称 Wing Span：翼展 XYProj.Span：向XY面投影后的翼展 Root Chord：翼根弦长 M.A.C：平均气动弦长 X_CG：重心的X坐标

o Wing Area：机翼面积 XYProj.Area：向XY面投影后的机翼面积 Plane Mass：飞机质量 Wing Load：翼载荷 Tip Twist：翼尖扭转

Aspect Ratio：展弦比 Taper Ratia：根梢比 Root-Tip Sweep：后掠角 V：速度 Alpha ：攻角 Sideslip：侧滑角 Bank： Control pos.： CL：升力系数 CD：阻力系数 Efficiency：效率? CL/CD：升阻比 Cl：滚转力矩 Cm：俯仰力矩 Cn：偏航力矩 X_CP：压心的X坐标值