XFLR 5(机翼模拟分析工具) v6.12 官方多语绿色版

XFLR 5是一个强大的开源的机翼模拟分析工具，他基于Qt开发，拥有友好用户界面，使用XFoil作为求解器,包含直接和逆向分析能力,基于升力线法、涡格法和3D面元法的机翼设计和分析，是一个为设计和分析亚音速飞机独立翼型编写的互动式的程序，可用于分析翼型(2D)和机翼、甚至整个飞机(3D)气动力的模拟。有需要的朋友们可以下载试试吧！

使用教程：
一、翼型分析
本节内容会教大家使用XFLR5来分析翼型NACA 0012的一些基本步骤。
1、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。
2、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。
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）。
4、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下拉框旁边出现了这个分析的名称
6、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。
7、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。
8、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)。
9、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
10、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。

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。
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。