百当下载:绿色免费软件下载站! 软件分类|软件专题|安卓下载|资讯教程

您当前所在位置:首页 > 软件分类 > 行业软件 > 行业相关 > XFLR 5(机翼模拟分析工具) v6.12官方版

XFLR 5(机翼模拟分析工具) v6.12官方版

xflr5中文版 下载

  • 软件大小:14.3MB
  • 软件语言:简体中文
  • 软件类型:国外软件
  • 软件授权:免费版
  • 更新时间:2017-03-13 17:31:46
  • 软件类别:行业相关
  • 软件官网:
  • 应用平台:xp/win7/win8/win10
软件星级

软件介绍其它版本相关专题相关文章网友评论下载地址

整理了XFLR5基本操作教程和使用方法及XFLR 5中文版下载,XFLR 5是一个专业的机翼模拟分析软件,此程序基于Qt开发,它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,XFLR 5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。有需要的用户不妨下载使用!

xflr5中文版 下载

XFLR5基本操作介绍

编写和整理:SpaceTzs Email:XFLR5技术群:20399169

XFoil是用于分析翼型(2D)和机翼、甚至整个飞机(3D)气动力的共享软件,它由MIT(麻省理工)航空航天系的Prof. Mark Drela 和 H. Youngren开发。XFLR5是使用Xfoil作为求解器,有友好用户界面的开源软件(使用Qt开发的)。

本教程会教大家使用XFLR5来分析翼型NACA 0012的一些基本步骤。

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

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

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

Height:高度

• Options:选项

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

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:

Cp :压强分布,这里是总的压强,正方向和Z轴一致

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

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

说明:本文档的首个版本由SpaceTZS根据《Introduction to XFLR5》翻译以及操作在融合自己的经验编写而成,有错漏的地方请及时反馈到XFLR5的群社区“XFLR5基本操作文档反馈”得帖子中(不要在群里发消息,因为消息未必会保留下来,不利于跟进问题)。文档中的操作使用的是XFLR5 v6.06。

XFLR 5中文版使用教程

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。

相关文章

下载地址

  • XFLR 5(机翼模拟分析工具) v6.12官方版

网友评论