P.S1   xflr5软件只适用于低雷诺数和亚声速（0.5马赫内）的气动分析。
P.S2   xflr5采用面元法和涡格法，所以不能计算摩擦阻力激波阻力，应力分布也不准，所以准确度较低。
P.S3   如果需要准确结果，依旧要使用cfd软件，不过时间极长，在试验前期可以采用xflr5，减少工作量。
P.S4   这软件特别容易崩溃 。。。

啊，感谢安利~

1、文件->直接翼型设计
2、翼型->naca翼型
3、4或5位输入：4412
     面元数目    ：200
4、4或5位输入：0012     面元数目    ：200

1、文件->机翼和全机设计
2、机翼-全机->定义一个新的飞机
3、主机翼->定义
4、如图：机翼参数，保存并关闭
5、如图：平尾参数，保存并关闭
6、如图：垂尾参数，保存并关闭
7、如图：位置参数，确定
8、效果如图：效果1

1、机身->定义一个新机身
2、如图：机身参数（未改变机身xy坐标数据），保存并关闭
3、机翼-全机->当前飞机->编辑
4、机身->√
5、调整主机翼的y值（各+15），调整垂尾的y值（+10）。｛该步为防止机身与机翼垂尾相互干涉，可自行调整尝试｝
6、结果：效果2

1、曲线->定义一个分析，如图
2、如图：分析设置1->分析
3、出来一个求解失败的对话框，查看里面不同翼型的雷诺数最大和最小分别在多少，如图

4、查看完后保存一下。

又崩溃QAQ
这次重新创建完翼型0012和4412后，更换步骤
1、文件->xfoil直接翼型设计
2、分析->批量分析
3、翼型列表->naca 4412，确定
4、更改分析参数如图：4412分析参数->分析
5、翼型列表->naca 0012，确定
6、更改分析参数如图：0012分析参数->分析

又崩溃！！！我想咬人。

换英文版。。。

分析结果如图

1、ansysis->定义一个分析
2、仅改变速度值为30，如图定义3d分析
3、分析设置->改成如图

结果如下：
1、攻角与升阻比图，可看到3度左右有最大升阻比

2、19度数据计算失败，说明该模型在19度失速。
3、流线图 迎角分别是-8度 0度 10度