NACA0012翼型

目的

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度、10度、15度的压力分布。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。

NACA0012翼型为传统的对称翼型，翼型相对厚度为12％，此翼型为不可压流动，基于弦长的雷诺数为600万。边界层内翼型的绝大部分都为全湍流。

在NASA兰利研究中心的"Turbulence Modeling Resource"资源网站上，在湍流模型确认模型中，选取了该算例，并且提供了CFL3D、FUN3D等软件的计算结果对比。在第五届AIAA阻力预测会议与第六届AIAA阻力预测会议中，也选取了该模型作为验证模型。

参数名	马赫数	单位雷诺数	攻角	侧滑角	温度
数值	0.15	6e6	0/10/15	0	300
单位	/	/ $m$	$^\circ$	$^\circ$	$K$

NACA0012翼型的几何外形如图1所示，翼型弦长为1米。

结构网格来源于NASA湍流网站，维数为897×257，示意图如图2(a)所示。网格单元总数为229376，第一层高度为9e-7m，外边界设置为远场边界，模型表面为粘性固壁边界。

非结构网格来源于风雷算例库（B01_TwoD_NACA0012_SA_Unstruct_1CPU），如图2(b)所示。网格单元总数为29976，第一层高度为9.03e-7m，外边界设置为远场边界，模型表面为粘性固壁边界。

（a）结构

（b）非结构

图2 NACA0012翼型湍流平板网格示意图

网格类型	参数	数值	备注
结构	viscousName	2eq-kw-menter-sst	湍流模型
	inviscidSchemeName	roe	空间离散方法
	str_limiter_name	smooth	结构限制器类型
	CFLEnd	10	终止CFL数
	tscheme	4(LU-SGS)	时间离散方法
	nLUSGSSweeps	1	LUSGS中的前后扫描步数
	nMGLevel	1（单重）	多重网格数
非结构	ifLowSpeedPrecon	1	是否采用低速预处理
	viscousName	1eq-sa	湍流模型
	inviscidSchemeName	roe	空间离散方法
	uns_limiter_name	vencat	非结构限制器类型
	venkatCoeff	50	vencat限制器系数
	CFLEnd	50	终止CFL数
	tscheme	4(LU-SGS)	时间离散方法
	nLUSGSSweeps	4	LUSGS中的前后扫描步数
	nMGLevel	1（单重）	多重网格数

风雷、CFL3D及Ladson data三者最终收敛结果相近；风雷软件与cfl3d都可以较好地模拟出机翼的流动特性，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）升力系数随攻角变化

（b）阻力系数随升力系数变化

图3 NACA0012翼型升阻力变化情况