NACA0012翼型绕流模拟
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基本信息
算例名称：B01_TwoD_NACA0012_SA_Unstruct_1CPU 测试版本：PHengLEI2406.v1217
算例描述
NACA0012翼型为传统的对称翼型，相对厚度为12％，边界层内绝大部分都为全湍流。该算例为验证算例，也是低速流动的经典模型，实验数据包括不同迎角下的升力和阻力系数，以及迎角0°、10°、15°的压力分布，通过计算与实验的对比，可验证程序在二维翼型绕流问题上的模拟精度。
计算条件
表1 主要来流参数
表2 主要计算参数
计算网格
本算例所采用NACA0012翼型非结构网格如图1所示，网格单元总数为29976，第1层网格高度为9e-7。外边界设置为远场边界，翼型表面为固壁边界。
图1 NACA0012翼型非结构网格
计算结果
1. 气动力结果
流场结果
图2 升力系数随攻角变化情况
图3 阻力系数随升力系数变化情况
表3 升阻力对比情况
图2，图3为PHengLEI、CFL3D在不同攻角下计算所得升阻力结果与Ladson所提供试验数据的比较，表3给出了3种不同攻角下的升阻力具体数值。可以看到两款软件最终收敛的气动力计算结果都与试验值较为相近，随着攻角的增大，升力系数逐渐增大，到达临界攻角时，升力系数也达到最大值，随着攻角的进一步增大，升力系数开始剧减。
2. 流场结果
 （a）物面压力系数分布 |  （b）物面摩阻系数分布 |
图4 NACA0012翼型0°攻角物面压力及摩阻分布
 （a）物面压力系数分布 |  （b）物面摩阻系数分布 |
图5 NACA0012翼型10°攻角物面压力及摩阻分布
 （a）物面压力系数分布 |  （b）物面摩阻系数分布 |
图6 NACA0012翼型15°攻角物面压力及摩阻分布
图4-图6分别为NACA0012翼型在不同攻角状态下的物面压力系数及物面摩阻分布，可以看出PHengLEI、CFL3D都可以较好地模拟出机翼的流动特性，计算所得物面压力系数及物面摩阻分布与实验数据均吻合较好。随着攻角的增大，翼型前缘的压力梯度显著增加，气流明显加速，并且不断地向翼型后缘发展，导致气流在翼型后缘开始发生分离。
 （a）0°攻角马赫数分布 |  （b）10°攻角马赫数分布 |
（c） 15度攻角马赫数分布
图7 NACA0012翼型15°攻角物面压力及摩阻分布
从图6给出的NACA0012翼型在3种不同攻角状态下的马赫数分布云图。随着攻角增大，翼型上翼面的后缘位置附近逐渐发生流动分离，当攻角达到15度时，可以看到在91%附近开始出现分离并在后缘位置出现显著分离区，PHengLEI的计算结果较为准确地捕捉到该流动分离特征。
结论
当攻角较小时，翼型表面主要表现为附着流动，此后随攻角增大大。升力系数也逐渐增大，气流在翼型上表面逐渐开始发生分离，分离点从后缘向前缘移动，达到临界攻角时，上表面气流分离更加严重，翼型此时获得最大升力系数。随着攻角的进一步增大，翼型上表面气流将完全发生分离，升力系数发生剧减。 本次测试能够验证风雷软件当前版本在二维翼型绕流问题上的模拟精度。
参考文献
[1] https://turbmodels.larc.nasa.gov/naca0012numerics_val.html
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基本信息
算例名称：B01_TwoD_NACA0012_SA_Unstruct_1CPU 测试版本：PHengLEI2406.v1217
算例描述
NACA0012翼型为传统的对称翼型，相对厚度为12％，边界层内绝大部分都为全湍流。该算例为验证算例，也是低速流动的经典模型，实验数据包括不同迎角下的升力和阻力系数，以及迎角0°、10°、15°的压力分布，通过计算与实验的对比，可验证程序在二维翼型绕流问题上的模拟精度。
计算条件
表1 主要来流参数
表2 主要计算参数
计算网格
本算例所采用NACA0012翼型非结构网格如图1所示，网格单元总数为29976，第1层网格高度为9e-7。外边界设置为远场边界，翼型表面为固壁边界。
图1 NACA0012翼型非结构网格
计算结果
1. 气动力结果
流场结果
图2 升力系数随攻角变化情况
图3 阻力系数随升力系数变化情况
表3 升阻力对比情况
图2，图3为PHengLEI、CFL3D在不同攻角下计算所得升阻力结果与Ladson所提供试验数据的比较，表3给出了3种不同攻角下的升阻力具体数值。可以看到两款软件最终收敛的气动力计算结果都与试验值较为相近，随着攻角的增大，升力系数逐渐增大，到达临界攻角时，升力系数也达到最大值，随着攻角的进一步增大，升力系数开始剧减。
2. 流场结果
（a）物面压力系数分布 | （b）物面摩阻系数分布 |
图4 NACA0012翼型0°攻角物面压力及摩阻分布
（a）物面压力系数分布 | （b）物面摩阻系数分布 |
图5 NACA0012翼型10°攻角物面压力及摩阻分布
（a）物面压力系数分布 | （b）物面摩阻系数分布 |
图6 NACA0012翼型15°攻角物面压力及摩阻分布
图4-图6分别为NACA0012翼型在不同攻角状态下的物面压力系数及物面摩阻分布，可以看出PHengLEI、CFL3D都可以较好地模拟出机翼的流动特性，计算所得物面压力系数及物面摩阻分布与实验数据均吻合较好。随着攻角的增大，翼型前缘的压力梯度显著增加，气流明显加速，并且不断地向翼型后缘发展，导致气流在翼型后缘开始发生分离。
（a）0°攻角马赫数分布 | （b）10°攻角马赫数分布 |
（c） 15度攻角马赫数分布
图7 NACA0012翼型15°攻角物面压力及摩阻分布
从图6给出的NACA0012翼型在3种不同攻角状态下的马赫数分布云图。随着攻角增大，翼型上翼面的后缘位置附近逐渐发生流动分离，当攻角达到15度时，可以看到在91%附近开始出现分离并在后缘位置出现显著分离区，PHengLEI的计算结果较为准确地捕捉到该流动分离特征。
结论
当攻角较小时，翼型表面主要表现为附着流动，此后随攻角增大大。升力系数也逐渐增大，气流在翼型上表面逐渐开始发生分离，分离点从后缘向前缘移动，达到临界攻角时，上表面气流分离更加严重，翼型此时获得最大升力系数。随着攻角的进一步增大，翼型上表面气流将完全发生分离，升力系数发生剧减。 本次测试能够验证风雷软件当前版本在二维翼型绕流问题上的模拟精度。
参考文献
[1] https://turbmodels.larc.nasa.gov/naca0012numerics_val.html
upstream_master [2] 杨军利, 郜俊豪, 郭温鑫. 基于大涡模拟的NACA0012翼型流动分离研究[J]. 中国民航飞行学院学报, 2023, 34(2): 10-14.