XFoil是机翼用于分析翼型（2D）和机翼、甚至整个飞机（3D）气动力的模拟共享软件，它由MIT（麻省理工）航空航天系的分析方多Prof. Mark Drela 和 H. Youngren开发。XFLR5是工具 官使用Xfoil作为求解器 ，有友好用户界面的语版开源软件，软件拥穿着英语 、机翼日语、模拟法语
、分析方多德语 ，工具 官可供不同的语版用户选择
，喜欢的机翼挚友不妨下载试试！

使用教程

　　一、模拟翼型分析

　　本节内容会教大家使用XFLR5来分析翼型NACA 0012的分析方多一些基本步骤。

　　1 、工具 官打开XFLR5  ，语版在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“√”，将该翼型躲避。

　　2 、在Foil（翼型）菜单中选择Naca Foils(Nace翼型)，弹出一个翼型选择会谈框“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 。

　　3 、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）
。

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、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。

　　5、点击OK确定后，在NACA 0012下拉框旁边裸露了这个分析的名称

　　6、现在，我们可以铺开分析了
。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。可以校验出
，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风裸露了划分 ，甚至倒流 ！注意Cp轴是反过来的
，负的数值在上面，因为一般来会谈上表面裸露的是负压。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。

　　7 、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)。

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、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

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、之后，转到XFoil Direct Analysis(翼型分析)对它铺开分析，将攻角范围设置为-4°到20°，间隔为△为1° ，就像刚才那样筹备 。

　　二 、机翼分析

　　1、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。最好的计划是使用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）铺开分析，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 ，主要是因为阻力裸露了变化。

　　有了这些数据，就可以对机翼铺开分析。转到Wing and Plane Design中
，选择Wing-Plane ，点击Define a New Wing（定义一个飞翼） ，机翼从根部节段起始定义
。最简易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”保存设置并隔绝这个会谈框。

　　2、点击Polars-Define an Analysis定义一个分析
 ，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
。

　　3、这样分析结果就出来了。Results一栏里，可以选择显示哪些结果 。