NACA0012翼型
1. 算例标识
TwoD_NACA0012
2. 算例概述
NACA0012 翼型是低速气动领域的经典基准算例，其公开参考数据覆盖多迎角工况下的升力、阻力系数，以及 0°、10°、15° 迎角下的物面压力分布。以该算例开展数值模拟，可有效验证PHengLEI软件在二维翼型绕流的气动力预测、壁面压力分布解析等方面的能力。
3. 计算描述
计算状态
| 马赫数 | 单位雷诺数（/m） | 攻角（°） | 侧滑角（°） | 温度（K） |
|---|---|---|---|---|
| 0.15 | 6e6 | 0/10/15 | 0 | 300 |
几何模型
图1给出了NACA0012翼型的几何外形。
图1 NACA0012翼型几何示意图[1]
参考网格
网格基本信息如表2所示，示意图如图2所示。网格维数为897×257，非结构网格由结构网格转换而来。
| 网格类型 | 网格点数 | 网格单元数 | 第1层网格高度（m） |
|---|---|---|---|
| 结构 | 230529 | 229376 | 9e-7 |
.png) （a） | .png) （b） |
图2 NACA0012翼型结构网格示意图
边界条件信息
外边界设置为远场边界，模型表面为粘性固壁边界，如图3所示。
图3 物面边界示意图[2]
气动力计算参考信息
| 参考面积（m2） | 参考长度(m) | 参考展长(m) | 力矩参考点(m) |
|---|---|---|---|
| 1 | 1 | 1 | (0,0,0) |
4.参数设置
| 参数 | 值 | 备注 |
|---|---|---|
| ifLowSpeedPrecon | 0 | 是否低速预处理 |
| inviscidSchemeName | roe | 空间离散方法 |
| CFLEnd | 10 | 终止CFL数 |
| tscheme | 4(LU-SGS) | 时间离散方法 |
| nMGLevel | 1（单重） | 多重网格数 |
5.测试结果
.png) （a）SA | .png) （b）SST |
图4 不同CFD软件升力系数随攻角变化情况
.png) （a）SA | .png) （b）SST |
图5 不同CFD软件阻力系数随升力系数变化情况
图4-图5为升阻力计算结果。整体来看，PHengLEI 软件采用 SA 与 SST 两种湍流模型计算得到的升力系数随攻角呈近似线性增长，阻力系数随升力系数平稳上升，整体变化规律与 CFL3D 、Ladson试验数据[2] 一致，大攻角下趋势匹配良好，能够准确反映 NACA0012 翼型低速绕流的气动特性。
| CODE | CL(alpha=0) | CL(alpha=10) | CL(alpha=15) | CD(alpha=0) | CD(alpha=10) | CD(alpha=15) |
|---|---|---|---|---|---|---|
| PHengLEI_str(SA) | approx. 0 | 1.0928 | 1.5515 | 0.00833 | 0.01263 | 0.02181 |
| PHengLEI_unstr(SA) | approx. 0 | 1.0928 | 1.5470 | 0.00813 | 0.01240 | 0.02156 |
| CFL3D(SA)[2] | approx. 0 | 1.0909 | 1.5461 | 0.00819 | 0.01231 | 0.02124 |
| PHengLEI_str(SST) | approx. 0 | 1.0789 | 1.5079 | 0.00825 | 0.01279 | 0.02330 |
| PHengLEI_unstr(SST) | approx. 0 | 1.0795 | 1.4997 | 0.00807 | 0.01250 | 0.02293 |
| CFL3D(SST)[2] | approx. 0 | 1.0778 | 1.5068 | 0.00809 | 0.01236 | 0.02219 |
| Ladson data[2] | approx. 0 | 1.0586 | 1.4938 | 0.0081 | 0.0119 | 0.0183 |
由表 5 可知，PHengLEI 软件在 0° 攻角下升力系数接近 0，阻力系数与试验值偏差极小，计算精度与 CFL3D 相当；10° 攻角时 SST 模型升力偏差小于 SA 模型，与试验和CFL3D软件结果吻合度更高；15° 大攻角下 SST 模型升力预测精度显著优于 SA 模型，阻力偏差随分离加剧略有增大，非结构网格整体偏差略低于结构网格，整体计算精度与 CFL3D 处于同一水平，满足工程与验证算例要求。
.png) （a1）SA | .png) （a2）SST |
a) 0°攻角 | |
.png) （b1）SA | .png) （b2）SST |
b) 10°攻角 | |
.png) （c1）SA | .png) （c2）SST |
c) 15°攻角 | |
图6 NACA0012翼型不同攻角物面压力系数分布
图 6 展示了不同攻角下翼型物面压力系数分布，0° 攻角时上下表面压力对称分布，各计算结果与试验数据高度重合，10° 攻角下上表面负压峰值与压力梯度明显提升， 15° 攻角前缘压力梯度显著增大，上表面后缘压力回升体现流动分离特征，与试验及CFL3D结果[2] 高度一致，SA 与 SST 模型压力分布趋势合理，能够可靠捕捉附着流动与分离流动的压力特征。
.png) （a1）SA | .png) （a2）SST |
a) 0°攻角 | |
.png) （b1）SA | .png) （b2）SST |
b) 10°攻角 | |
.png) （c1）SA | .png) （c2）SST |
c) 15°攻角 | |
图7 NACA0012翼型不同攻角物面摩阻分布
图 7 为不同攻角下物面摩阻分布结果，0° 攻角摩阻对称分布且符合全湍流附着流动特性，10° 攻角上表面摩阻高于下表面且后缘呈现微弱分离趋势，各方法分布规律匹配度高，15° 攻角上表面后缘摩阻明显跌落，分离区域扩大，与CFL3D结果[2] 一致，SA 与 SST 模型摩阻分布趋势合理，软件对边界层发展与流动分离的模拟能力与国际主流软件相当。
.png) （a）结构网格（SA） | .png) （b）结构网格（SST） |
.png) （c）非结构网格（SA） | .png) （d）非结构网格（SST） |
图8 NACA0012翼型15°攻角马赫数云图
图 8 给出了 15° 攻角下马赫数分布云图，PHengLEI 软件可准确模拟前缘气流加速与低速流场核心结构，SA 模型在约 91% 弦长位置清晰识别气流分离，符合物理流动规律；SST 模型结构网格分离特征偏弱，但整体流场结构合理，软件对大攻角分离流动具备可靠模拟能力，能够满足二维翼型大攻角分离流动的仿真需求。
6.总结
针对 NACA0012 翼型低速绕流进行数值模拟，系统考核了 SA、SST 湍流模型及结构、非结构网格的模拟能力，验证了 PHengLEI 软件对翼型气动特性、物面压力分布及大攻角流动分离的捕捉能力。升阻力系数、物面压力系数及壁面摩阻的预测均与 CFL3D 软件结果及 Ladson 实验数据高度吻合，流场云图清晰呈现了大攻角下流动分离的空间发展特征。综上，本次测试采用的网格、计算方法及参数设置合理，各方案均能有效模拟翼型低速气动特性，准确捕捉核心流动结构与分离规律，可为 PHengLEI 软件的低速气动模拟能力提供可靠的验证依据，也能为同类 CFD 软件的低速翼型算例评测提供参考。