程序在附件中。

一.前言

   设计具有先进气动性能的低速翼型对于低速飞行器、叶轮机械、螺旋桨等具有重要意义。传统的翼型设计方法主要是根据已有翼型的实验资料和一些具有许多简化和经验成分的翼型理论，进行剪裁建材修正和实验论证，这些方法费时费力，同时要求设计人员具有丰富的经验和专业知识。

翼型优化一般分为两类：一类是直接数值优化设计方法，另一类是反设计方法。直接数值优化设计方法将CFD同最优化方法结合起来，通过几何形状的不断修正来寻求目标函数（如升力，阻力，力矩等）的极值，从而完成最优化设计。反设计方法是首先给定希望达到的气动状态（如压力分布、速度分布等），再通过几何和流动控制方程，逐步逼近给定的气动状态，从而求得满足给定流场的翼型来。

   本文对Xfoil进行介绍，同时对翼型进行反设计，得到我们想要性能的翼型。

二.Xfoil介绍

Xfoil是一种用于低速和亚音速翼型计算和设计的软件。源代码使用Fortran 77编写。本章将介绍Xfoil的主要功能及一些基本的使用。

2.1 Xfoil的主要功能及理论方法

2.1.1主要功能

（1）对现有翼型的粘性或无粘计算具有如下功能：

1. 固定转捩或自由转捩

2. 转捩分离气泡

3. 有限后缘分离

4. 失速特性计算

5. 卡门-钱压缩性修正

（2）通过界面的指针修改翼面速度分布进行翼型的设计和再设计。分为两种：

1. 全反设计：允许多点设计

2. 混合边界条件反设计：允许翼型某部分有相对精确的几何控制。

（3）通过指定几何参量进行翼型再设计，这些参量包括：

1. 新的最大厚度或最大弯度

2. 新的前缘半径

3. 新的后缘厚度

4. 载入改变的数据改变弯度线

5. 襟翼偏转

6. 直接在界面上改变几何外形

（4）Blending of airfoils

（5）极曲线计算（固定的雷诺数、马赫数或变化的雷诺数、马赫数）

（6）输入输出翼型几何坐标和气动特性数据

（7）几何坐标、压力分布和极曲线的绘制

2.1.2 理论方法

（1）无粘计算：

       Xfoil的无粘计算采用简单的线性涡分布面元法，对于有限厚度的后缘用一个源板块来模拟。使用显式的后缘库塔条件使方程封闭。用卡门-钱压缩性修正一直到音速都能得到较准确的压缩性判断。但是，卡门-钱修正的理论基础在超音速流场中不成立，从而导致进入跨音速区域时精度迅速下降。

卡门-钱压缩性修正：

（2）粘性计算：

   对于层流和湍流采用的都是边界层的两方程积分方法。在层流公式中包含了基于空间增大理论的eN转捩预测，在湍流中使用滞后方程以计入湍流应力对流动条件改变的滞后响应。有粘/无粘的耦合通过表面散逸模型来实现。这样保证了有限分离区域计算的准确性。

   自由来流、翼型表面旋涡以及相应的粘性源分布的共同作用，翼型表面和尾流上每一点的速度可由面元解和卡门-钱压缩性修正获得。

   如果升力或迎角确定，那么粘性条件下计算尾流迹线可以利用相同升力或迎角下的无粘解得到。因为粘性影响总体上会减小升力并改变尾流轨迹，所以这不是很精确。但如果要进行第二次修正，那么每次改变尾流迹线时都要计算新的源影响矩阵，这会导致很长的不合理的计算时间。并且这种近似对于整个计算精度的影响是很小的。

（3）翼型反设计：

   Xfoil中有两种反设计法——全反设计和混合边界条件反设计。其中全反设计本质上是Lighthill和Van Ingen 的复杂绘图方法，这种方法同样用在Eppler程序和Selig的PROFOIL程序中。它通过整个翼型表面的速度分布计算整个翼型的几何外形。除了面元节点坐标未知而不是面元涡流强度未知，无论表面速度是否指定，混合边界条件反设计用的是简单的面元法（和离散控制方程一样）。在非线性问题中，允许面元几何有不定解，但利用全牛顿法能直接解决。

2.2 程序的运行

   为了避免每次运行时都要改变一系列参量，可以把这些参量数据存入默认的Xfoil.def文件。数据可以直接在文件中修改也可以在运行后通过命令修改。

2.2.1 Xfoil主菜单

程序运行后，出现如下Xfoil主菜单（有下划线的为常用命令）：

QUIT   Exit program

（退出程序）

  .OPER   Direct operating point(s)

（进入计算模块）

  .MDES   Complex mapping design routine

（进入全反设计模块）

  .QDES   Surface speed design routine

（进入混合边界条件反设计模块）

  .GDES   Geometry design routine

（进入几何外形设计模块）

   SAVE f Write airfoil to labeled coordinate file

（将翼型存入labeled类型文件）

   PSAV f Write airfoil to plain coordinate file

（将翼型存入plain类型文件）

   ISAV f Write airfoil to ISES coordinate file

（将翼型存入ISES类型文件）

   MSAV f Write airfoil to MSES coordinate file

（将翼型存入MSES类型文件）

   REVE   Reverse written-airfoil node ordering

（使已读入的翼型的节点顺序反向）

   LOAD f Read buffer airfoil from coordinate file

（从坐标文件读取缓冲翼型）

   NACA i Set NACA 4,5-digit airfoil and buffer airfoil

（读取NACA4位、5位翼型和缓冲翼型）

   INTE   Set buffer airfoil by interpolating two airfoils

   NORM   Buffer airfoil normalization toggle

（缓冲翼型单位化）

   BEND   Display structural properties of current airfoil

（显示当前翼型的结构参数）

   XYCM rr Change CM reference location, currently  0.25000 0.00000

（改变力矩作用点的位置，当前为 0.25000 0.00000）

   PCOP   Set current-airfoil panel nodes directly from buffer airfoil points（直接把缓冲翼型上的点设为当前翼型面元节点）

   PANE   Set current-airfoil panel nodes ( 140 ) based on curvature（基于曲率设置当前翼型节点）

  .PPAR   Show/change paneling

（显示或改变面元分布）

  .PLOP   Plotting options

（绘图选项）

   WDEF f Write  current-settings file

（输出当前文件）

   RDEF f Reread current-settings file

（再次读入当前文件）

   NAME s Specify new airfoil name

（新翼型命名）

   NINC   Increment name version number

（增加翼型版本数目）

   Z       Zoom    | (available in all menus)

（放大，可用于所有菜单）

   U       Unzoom  |

（恢复初始大小）

 XFOIL   c>  

——————————————————————————————————

命令前面有一点的说明有下一级子菜单，当键入“？”时会显示出所有下一级命令菜单。如果不输入任何命令直接按回车键则返回上一级菜单。命令后面的i,r,f,s 表示输入数据的类型：

i整数(integer)

r  实数(real)

f  文件名（file name）

s  字符串(character string)

（1）用NACA或LOAD命令获得用于分析和修改设计的翼型。

当输入NACA并回车时，提示输入四位或五位翼型，例如：要获得NACA  4415 ，步骤如下：

XFOIL  c>  NACA

 Enter NACA 4 or 5-digit airfoil designation   i>  4415

也可以直接在NACA 后面输入4位或5位数字，需要注意的是，如果是5位数字，数字的前三位必须是210、220、230、240或250。

在这里简要说明一下NACA 翼型各位数字代表的含义。对于四位数翼型，第一位表示相对弯度的百分数（最大弯度占弦长的百分比）；第二位表示弯度相对位置的十分数（最大弯度位置占弦长的十分数）；后两位表示最大厚度的百分比（最大厚度占弦长的百分比）。如NACA 2412，其相对弯度为0.02（第一位数字），最大弯度在弦长的40%处（第二位数字），后两位表示最大厚度为0.15（占弦长的百分数）。对于五位数字翼型，第一位数字表示把该数字乘以3/2后得到设计升力系数的十分数，接下来两位数字表示把他们除以2后得到最大弯度的位置占弦长的百分数，最后两位数字表示最大厚度的百分数。如NACA 23012，其设计升力系数为0.3，最大弯度位置在弦长的15%处，最大厚度为0.12（占弦长的百分数）。对于NACA 6系列翼型，第一位数字6指明了翼型的系列；第二位数字表示最小压力点的位置占弦长的十分数；第三位数字表示设计升力系数的十分数；最后两位数字表示最大厚度的百分数。如NACA 63A414，其最小压力点的在弦长的0.3处，设计升力系数为0.4，最大厚度为0.14（占弦长的百分数）。了解了翼型各位数字的含义可以更快地找出相应的翼型。

（2）LOAD命令识别四种文件类型：Plain, Labeled, ISES, MSES   例如：要载入e387.dat的数据，则输入命令：

XFOIL  c>  LOAD e387.dat

其中Plain坐标文件只包含x,y坐标，从后缘开始，绕过前缘，再到后缘另外一个方向。因为没有文件头，所以每次运行Xfoil时都会提示输入翼型名字。本文主要采用这种格式。坐标排列方式如下：

X(1)  Y(1)

X(2)  Y(2)

 .     .

 .     .

X(N)  Y(N)

Labeled坐标文件基本和Plain坐标文件一样，唯一的区别是在第一行有翼型的名称。如：

NACA 0012

X(1)  Y(1)

X(2)  Y(2)

 .     .

（3）如果读入的翼型点的分布不好，可以用PANE命令获得更好的分布。使用PPAR命令可以改变总的面元个数，如在曲率高的地方（如前缘）增大点的密度等。

（4）存储坐标可使用四种命令：PSAV,SAVE,ISAV,MSAV。本文中最常用的是PSAV命令。要注意的是只能储存当前翼型的坐标，如果储存缓冲翼型的坐标就要先加到当前翼型中。

（5）Z  ZOOM表示将选定的区域放大，U  UNZOOM恢复原始大小。（只要有曲线显示窗口，在任何情况下都可以使用）。

2.2.2 分析模块

程序运行后的第一个命令OPER即进入分析子菜单：

.OPERi  c>

<cr>     Return to Top Level

（返回上一级菜单）

   !        Redo last ALFA,CLI,CL,ASEQ,CSEQ,VELS

（对最后的迎角、升力系数、速度等进行重新计算）

   Visc r   Toggle Inviscid/Viscous mode

（无粘、有粘切换）

  .VPAR     Change BL parameter(s)

（改变附面层参量）

   Re   r   Change Reynolds number

（改变雷诺数）

   Mach r   Change Mach number

（改变马赫数）

   Type i   Change type of Mach,Re variation with CL

（改变马赫数、雷诺数随升力系数变化的类型）

   ITER     Change viscous-solution iteration limit

（改变粘性计算迭代最大次数）

   INIT     Toggle BL initialization flag

   Alfa r   Prescribe alpha

（指定迎角）

   CLI  r   Prescribe inviscid CL

（指定无粘升力系数）

   Cl   r   Prescribe CL

（指定升力系数）

   ASeq rrr Prescribe a sequence of alphas

（指定一串迎角）

   CSeq rrr Prescribe a sequence of CLs

（指定一串升力系数）

   SEQP     Toggle polar/Cp(x) sequence plot display

   CINC     Toggle  minimum Cp  inclusion in polar

（极曲线中是否包含最小压力系数）

   HINC     Toggle hinge moment inclusion in polar

（极曲线中是否包含铰链力矩）

   Pacc i   Toggle auto point accumulation to active polar

   PGET f   Read new polar from save file

（从文件中读取极曲线）

   PWRT i   Write polar to save file

（将极曲线存储于文件中）

   PSUM     Show summary of stored polars

   PLIS i   List stored polar(s)

（列出存储的极曲线清单）

   PDEL i   Delete stored polar

（删除存储的极曲线）

   PSOR i   Sort stored polar

（存储的极曲线分类）

   PPlo ii. Plot stored polar(s)

（绘制存储的极曲线）

   APlo ii. Plot stored airfoil(s) for each polar

（绘制对应极曲线的翼型）

   ASET i   Copy stored airfoil into current airfoil

（将存储的翼型变为当前翼型）

   PREM ir. Remove point(s) from stored polar

（移动极曲线上的点）

   PPAX     Change polar plot axis limits

（改变极曲线坐标轴的范围）

   RGET f   Read new reference polar from file

（从文件中读取曲线）

   RDEL i   Delete stored reference polar

（删除已存储的曲线）

   GRID     Toggle Cp vs x grid overlay

（x-Cp曲线中是否显示坐标网格）

   CREF     Toggle reference Cp data overlay

（是否显示与Cp有关的数据）

   FREF     Toggle reference CL,CD.. data display

（是否显示CL,CD等数据）

   CPx      Plot Cp vs x

（绘制X-CP曲线）

   CPV      Plot airfoil with pressure vectors (gee wiz)

  .VPlo     BL variable plots

（附面层变量曲线绘制）

  .ANNO     Annotate current plot

（当前曲线加注释）

   HARD     Hardcopy current plot

   SIZE r   Change plot-object size

（改变曲线大小）

   CPMI r   Change minimum Cp axis annotation

   BL   i   Plot boundary layer velocity profiles

（绘制附面层速度面）

   BLC      Plot boundary layer velocity profiles at cursor

   BLWT r   Change velocity profile scale weight

   FMOM     Calculate flap hinge moment and forces

（计算襟翼铰链力矩和作用力）

   FNEW rr  Set new flap hinge point

（设置新的襟翼铰链点）

   VELS rr  Calculate velocity components at a point

（计算某一点的速度）

   DUMP f   Output Ue,Dstar,Theta,Cf vs s,x,y to file

（输出s，x，y与Ue，Dstar,Theta,Cf的数据到文件）

   CPWR f   Output x vs Cp to file

（输出x-Cp曲线到文件）

   CPMN     Report minimum surface Cp

（提示最小表面压力系数Cp）

   NAME s   Specify new airfoil name

（指定新翼型名字）

   NINC     Increment name version number

（增加翼型版本数目）                                     ——————————————————————————————————

（1）其中Visc用于设置粘性计算还是无粘计算。默认为无粘，即OPERi后面的i表示无粘，使用Visc后就变成粘性既OPERv,后面的v表示粘性。

对于需要经常修改的参量，其命令有简化形式如：ALPHA简化为A,CL简化为C,RE简化为R,Mach简化为M。可以直接在命令后面输入要修改的参量值，回车后即修改完毕。如：A6 回车，表示迎角改为。

（2）VPLO有下一级子菜单：

H      Plot kinematic shape parameter

（绘制运动形状参量曲线）

   UE     Plot edge velocity

（绘制表面速度分布曲线）

   CF     Plot skin friction coefficient

（绘制表面摩擦系数曲线）

   CD     Plot dissipation coefficient

（绘制耗散系数曲线）

   N      Plot amplification ratio

（绘制放大比率曲线）

   CT     Plot max shear coefficient

（绘制最大切应力系数曲线）

   X  rrr Change x-axis limits

（改变X轴范围）

   Y  rrr Change y-axis limits on current plot

（在当前曲线改变Y轴范围）

   Blow   Cursor blowup of current plot

（指针确定放大当前曲线区域）

   Rese   Reset to default x,y-axis limits

（恢复X，Y轴为默认设置）

   SIZE r Change absolute plot-object size

（改变曲线显示窗口的大小）

  .ANNO   Annotate plot

（曲线注释）

   HARD   Hardcopy current plot

   GRID   Toggle grid plotting

（是否显示坐标网格）

   SYMB   Toggle node-symbol plotting

（是否显示节点标记）

   LABE   Toggle label plotting

（是否显示曲线标签）

   CLIP   Toggle line-plot clipping

——————————————————————————————————

（3）举例NACA4415 （Ma=0.2 ，Re=1E6）进行分析：

步骤如下：

NACA4415  回车

OPER  回车

V   回车

M  回车，提示输入新的马赫数

0.2  回车，重新回到OPERv

RE  回车，提示输入新的雷诺数

1000000  回车，重新回到OPERv

ITER   回车，提示输入新的迭代次数

100  回车，重新回到OPERv

A  回车

1（输入某个角度）  回车，计算完毕可看见弹出一个显示曲线的窗口

CPWR   回车，提示命名存储数据的文件

NACA4415_Ma0.2_Re1E6_A1_Cp.dat（文件名）   回车，数据保存在所命

名的文件中，对应曲线见图1。（也可以把输入某个角度换为输入某个升力系数，其他操作相同）

图1 压力分布曲线

VPLO  回车

H   回车

DUMP   回车，提示命名存储数据的文件

NACA4415_Ma0.2_Re1E6_A1_HK.dat   回车。数据保存在所命名的文件

中，对应曲线见图2。

图2  运动形状曲线

用同样方法可得到其他附面层参量曲线。如图3的速度分布曲线

图3  速度分布曲线

再次回车（回到OPERv菜单下）

PACC  回车，提示命名存储数据的文件

NACA4415_Ma0.2_Re1E6.dat   回车，出现第二个提示命名存储数据的文件

NACA4415_Ma0.2_Re1E6_2.dat  回车，发现原来的OPERv变为OPERva

ASEQ(输入一连串迎角)  回车，提示输入第一各个迎角（也可以用CSEQ输入一连串升力系数，方式与下同。）

-4  回车，提示输入最后一个迎角

20  回车，提示输入迎角增量

1   回车，开始计算并把数据存入文件。

计算结果中列出迎角、升力系数、阻力系数,压差阻力系数、力矩系数、上表面转捩点（ Top_Xtr）和下表面转捩点（ Bot_Xtr） 。计算之后可得到翼型的升力特性曲线、阻力特性曲线、力矩特性曲线、极阻曲线等特性曲线，见图4。

图4 气动特性曲线

2.2.3 设计模块

  Xfoil的翼型设计有三种方式：MDES, QDES, GDES。下面分别介绍：

Ⅰ、MDES是通过修改翼型表面的速度分布满足约束条件，然后通过反设计生成一个新的翼型几何外形。进入MDES可看见以下子菜单：

<cr>   Return to Top Level

（返回上一级菜单）

   !      Redo previous command

（再次执行上一个命令）

   INIT   Re-initialize mapping

（曲线初始化）

   QSET   Reset Qspec <== Q

（重新绘制速度分布曲线）

   AQ r.. Show/select alpha(s) for Qspec

（显示或选择速度分布曲线对应的迎角）

   CQ r.. Show/select  CL(s)   for Qspec

（显示或选择速度分布曲线对应的升力系数）

   Symm   Toggle symmetry flag

（是否显示对称标记）

   TGAP r Set new TE gap

（设置新的后缘厚度）

   TANG r Set new TE angle

（设置新的前缘角）

   Modi   Modify Qspec

（修改速度分布）

   MARK   Mark off target segment for smoothing

（选定要光顺的速度分布目标段）

   SMOO   Smooth Qspec inside target segment

（对选定的速度分布目标段进行光顺）

   FILT   Apply Hanning filter to entire Qspec

   SLOP   Toggle modified-Qspec slope matching flag

（修改后的速度分布曲线与原曲线是否相切）

   eXec   Execute  full-inverse calculation

（执行全反设计计算）

   Plot   Replot Qspec (line) and Q (symbols)

（重新绘制速度分布曲线和节点）

   VISC   Qvis overlay toggle

（是否显示Qvis）

   REFL   Reflected Qspec overlay toggle

   SPEC   Plot mapping coefficient spectrum

   Blow   Blowup plot region

（放大某一区域）

   Rese   Reset plot scale and origin

（重新设置曲线大小和原点）

   SIZE r Change absolute plot-object size

（改变曲线显示的大小）

  .ANNO   Annotate plot

（曲线注释）

   HARD   Hardcopy current plot

   PERT   Perturb one Cn and generate geometry

——————————————————————————————————

（1）本文常用的命令已用下划线标出。值得注意的是：所显示的速度分布曲

线对应于当前翼型在OPER中最后执行时的迎角。如果没有执行OPER，直接进入MDES则默认迎角为零，后面的QDES与此相同。

（2）主要操作

  键入MODI命令，显示曲线的窗口右下方出现三个小方框分别是：Abort，Erase，Done。此时可以用指针在窗口中标出一系列的点，如果觉得标出的点不好，想删除，那么可以点击Erase或在键盘上按E键；如果修改完毕则点击Done或在键盘上按D键，出现新的速度分布曲线；如果不想做任何修改则点击Abort或在键盘上按A，此时原来的速度曲线会变红，但未做任何修改。

  修改完毕后，需要生成新的翼型形状用EXEC命令，显示新的翼型的最大厚度及位置和最大弯度及位置，在上一级菜单中执行PANE就可以更换新的当前翼型。在曲线显示窗口中，上方显示新翼型与原翼型的压力分布，下方显示新翼型与原翼型形状的对比（白色实线为原翼型，红色虚线为新翼型）。返回上一级菜单用PPAR重新分布点，然后用PSAV储存新的翼型坐标数据。

（3）以修改NACA 4415为例：

  启动程序，输入NACA4415   回车

MDES  回车，弹出速度曲线窗口（默认迎角）

MODI  回车，修改上表面速度分布

EXEC  回车

再次回车，返回上一级菜单

PANE  回车

PSAV  回车

NACA4415_MDES.DAT   回车修改完毕。

  得到的新翼型与原翼型比较见图5。由图看出，新的翼型厚度比原翼型大，可以在下面的GDES中修改厚度以保持翼型修形设计后厚度不变。

图5  使用MDES前后翼型形状对比

Ⅱ、QDES用于在要求翼型某些部位不能改变时的反设计，即只改变翼型的局部以达到设计要求。

进入QDES可看见以下子菜单：

<cr>   Return to Top Level

（返回上一级菜单）

   QSET   Reset Qspec <== Q

（重新绘制速度分布曲线）

   Modi   Modify Qspec

（修改速度分布曲线）

   MARK   Mark off target segment

（选定要修改的目标段）

   SMOO   Smooth Qspec inside target segment

（光顺目标段中的速度分布曲线）

   SLOP   Toggle modified-Qspec slope matching flag

（修改后的速度分布曲线与原曲线是否相切）

   eXec i Execute mixed-inverse calculation

（执行反设计计算）

   REST   Restore geometry from buffer airfoil

（恢复缓冲翼型的几何形状）

   CPXX   CPxx endpoint constraint toggle

（末端压力是否改变）

   VISC   Qvis overlay toggle

（是否显示Qvis）

   REFL   Reflected Qspec overlay toggle

   Plot   Plot Qspec (line) and Q (symbols)

（绘制速度分布曲线和节点）

   Blow   Blowup plot region

（放大某一区域）

   Rese   Reset plot scale and origin

（重新设置曲线大小和原点）

   SIZE r Change absolute plot-object size

（改变所显示曲线的大小）

  .ANNO   Annotate plot

（曲线注释）

   HARD   Hardcopy current plot

——————————————————————————————————

（1）比较MDES与QDES

QDES常用的命令基本与MDES相同，在此不一一解释。其与MDES主要区别是只改变翼型的局部形状；必须先选定某一段作为目标进行迭代计算，并且不能包含驻点；在执行EXEC时需要输入迭代次数。新的翼型产生，原翼型不变。

（2）以修改NACA 4415为例：

启动程序， 输入NACA4415  回车

QDES   回车

MARK  回车，选定前缘下表面某一段

MODI   回车，修改使目标段速度减小，点击DONE

SMOO  回车，重复几次用“！”

EXEC  回车，返回上一级菜单

PSAV  回车，提示输入文件名

NACA4415MODI2.DAT   回车，新翼型产生

与原翼型比较见图6，由图可见，因为只修改翼型前缘下表面的速度分布，所以只有翼型前缘下表面的形状改变了而其他部分没有改变。和MDES一样，在修改后需要在GDES中保持翼型厚度不变。

图6  使用QDES前后翼型形状对比

Ⅲ、GDES直接改变翼型外形

进入GDES可看见以下子菜单：

<cr>     Return to Top Level

（返回上一级菜单）

   !        Redo previous command

（再次执行上一个命令）

   GSET     Set buffer  airfoil <== current airfoil

（将当前翼型设为缓冲翼型）

   eXec     Set current airfoil <== buffer  airfoil

（将缓冲翼型设为当前翼型）

   SYMM     Toggle y-symmetry flag

   ADEG r   Rotate about origin (degrees)

（绕原点旋转（以度为单位））

   ARAD r   Rotate about origin (radians)

（绕原点旋转（以弧度为单位））

   Tran rr  Translate

（平移）

   Scal r   Scale about origin

（关于原点的比例）

   LINS rr. Linearly-varying y scale

   DERO     Derotate (set chord line level)

（旋转（使弦线水平））

   TGAP rr  Change trailing edge gap

（改变后缘厚度）

   LERA rr  Change leading edge radius

（改变前缘半径）

   TCPL     Toggle thickness and camber plotting

（是否显示翼型的厚度、弯度曲线）

   TFAC rr  Scale existing thickness and camber

（缩放厚度、弯度）

   TSET rr  Set new thickness and camber

（设置新的厚度、弯度）

   HIGH rr  Move camber and thickness highpoints

（设置新的最大厚度位置、最大弯度位置）

  .CAMB     Modify camber shape directly or via loading

（直接修改弯度形状或通过载入修改）

   Flap rrr Deflect trailing edge flap

（后缘襟翼偏转）

   Modi     Modify contour via cursor

（由指针修改翼型外形）

   SLOP     Toggle modified-contour slope matching flag

（翼型外形曲线修改是否与原外形曲线相切）

   CORN     Double point with cursor (set sharp corner)

   ADDP     Add    point with cursor

（用指针增加节点）

   DELP     Delete point with cursor

（用指针删除节点）

   MOVP     Move   point with cursor

（用指针移动节点）

   UNIT     Normalize buffer airfoil to unit chord

（把缓冲翼型标准化为单位弦长）

   Dist     Determine distance between 2 cursor points

（确定指针所标示的两点间的距离）

   CLIS     List curvatures

（列出曲率清单）

   CPLO     Plot curvatures

（绘制曲率曲线）

   CANG     List panel corner angles

（列出面元角度清单）

   CADD ri. Add points at corners exceeding angle threshold

   Plot     Replot buffer airfoil

（再次绘制缓冲翼型）

   INPL     Replot buffer airfoil without scaling (in inches)

（不用缩放比例再次绘制缓冲翼型（以英寸为单位））

   Blow     Blowup plot region

（放大某一区域）

   Rese     Reset plot scale and origin

（重新设置曲线大小和原点）

   TSIZ     Change tick-mark size

   TICK r   Toggle node tick-mark plotting

   GRID     Toggle grid plotting

（是否显示坐标网格线）

   GPAR     Toggle geometric parameter plotting

（是否显示翼型几何参量）

   Over f   Overlay disk file airfoil

   SIZE r   Change absolute plot-object size

（改变曲线显示的大小）

  .ANNO     Annotate plot

（曲线注释）

   HARD     Hardcopy current plot

   NAME s   Specify new airfoil name

（给新翼型命名）

   NINC     Increment name version number

（增加翼型版本数）

——————————————————————————————————

（1）常用的命令已用下划线标出

（2）举例从NACA0012修改到NACA0015。因为是对称翼型，只要修改最大厚度即达到设计要求。

启动程序，输入NACA0012进入GDES

TSET  回车

0.15 回车（改变最大厚度，对称翼型没有最大弯度）

EXEC  回车

GSET  回车

返回上一级菜单，储存所设计翼型数据。

所设计翼型、原翼型与NACA 0015比较见图7。图中，正方形方框表示的是NACA0015的翼型坐标，实线表示由NACA 0012改变厚度后的翼型形状曲线，虚线为原翼型NACA 0012的形状曲线。由图可看出，通过NACA 0012修改出的翼型与已知的NACA 0015几乎完全一致。

图7  使用GDES前后翼型形状对比 

三Xfoil计算和设计功能的验证

      Xfoil能对翼型进行分析和设计。对于翼型分析功能，就是要验证用它分析出来的数据可靠性，准确性。对于设计功能，就是要验证全反设计（MDES）和混合边界条件反设计（QDES）的可靠性。

3.1 Xfoil计算模块验证

  计算模块验证的方法主要是把用Xfoil计算出的结果和实验值对比。对比的内容主要是升力特性曲线、阻力特性曲线和压力分布等。为了使验证更具一般性，本文选用多种翼型在不同状态下进行分析对比。分别做了NACA 0012、自然层流翼型A 141、低速高升力翼型GAW-1的对比验证以及NACA 0008翼型在低雷诺数低马赫数下的计算与实验值的对比验证。

（1）NACA 0012翼型

  图8显示的是在Ma=0.3,Re=1.85E6下的升力特性曲线，实线为用Xfoil计算所得曲线，正方形框为相同状态下的实验值。可见计算值与实验值比较接近。

图8  升力特性曲线计算值与实验值对比

  图9和图10分别显示在Ma=0.3,Re=1.85E6下，迎角3.59°和-0.05°时的压力分布曲线。其中正方形框表示实验值，实线表示用Xfoil计算所得结果。可见Xfoil的计算值很接近实验值。

                                        图9 迎角3.59°压力分布                   图10 迎角-0.05°压力分布

（2）低速高升力翼型GAW-1

  图11、图12分别显示的是GAW-1翼型在Ma=0.15，Re=6.3E6下，迎角0°与12.4°时的压力分布曲线。实线为用Xfoil计算所得曲线，正方形框为相同状态下上表面的实验值，斜的正方形框为相同状态下下表面的实验值。由图12看出，用Xfoil计算出的压力分布与实验值比较吻合，趋势基本一致；由图13看出，用Xfoil计算出的上下表面压力分布与实验值相当吻合。

                   图11 迎角0°压力分布       图12 迎角12.4°压力分布

3.2 反设计验证

  反设计验证是指验证该软件能够通过翼型表面速度分布曲线反设计出符合所需速度分布或压力分布的翼型。

3.2.1MDES反设计验证

MDES是通过修改整个翼型的速度分布曲线进行反设计。其验证方法为：输入某个翼型进入MDES，不做任何修改直接执行EXEC即相当于通过速度曲线生成新的翼型，若新的翼型与原翼型形状基本吻合，则说明这种反设计方法可行。

  以NACA 4415为例，按照上面所述方法得到新的翼型。翼型比较见图13。正方形方框表示的是原翼型坐标，实线表示的是生成的新翼型。由图可见两个翼型的形状相当吻合。这就证明用Xfoil中的MDES能够进行比较准确的反设计。

图13 MDES反设计验证

3.2.2 QDES反设计验证

       QDES是通过改变目标段的速度分布进行反设计，其余部分不会改变。验证方法与MDES基本相同，也是不做任何修改直接执行EXEC。只是QDES在执行EXEC前需要先选定一段作为迭代的目标，并且所选取的目标段不能包含驻点。所以在QDES菜单中首先用MARK命令任意选取上翼面或下翼面的某一段执行EXEC生成新翼型。若新翼型与原翼型形状基本吻合，则说明这种反设计方法可行。

  同样以NACA 4415为例，按照上面所述方法得到新翼型。翼型比较见图14。由图可见两个翼型相当吻合。这就证明用Xfoil中的QDES能够进行比较准确的反设计。

图14 QDES反设计验证

  综上所述，Xfoil的两大反设计功能（全反设计MDES和混合边界条件反设计QDES）经过验证是可行的。