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。
背景 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。
计算描述来流参数参数名马赫数单位雷诺数攻角侧滑角温度数值0.156e60/10/150300单位//mmm∘^\circ∘∘^\circ∘KKK几何模型 NACA0012翼型的几何外形如图1所示，翼型弦长为1米。
计算网格 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其他参数设置网格类型参数数值备注结构viscousName2eq-kw-menter-sst湍流模型inviscidSchemeNameroe空间离散方法str_limiter_namesmooth结构限制器类型CFLEnd10终止CFL数tscheme4(LU-SGS)时间离散方法nLUSGSSweeps1LUSGS中的前后扫描步数nMGLevel1（单重）多重网格数非结构ifLowSpeedPrecon1是否采用低速预处理viscousName1eq-sa湍流模型inviscidSchemeNameroe空间离散方法uns_limiter_namevencat非结构限制器类型venkatCoeff50vencat限制器系数CFLEnd50终止CFL数tscheme4(LU-SGS)时间离散方法nLUSGSSweeps4LUSGS中的前后扫描步数nMGLevel1（单重）多重网格数计算结果 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0∘0^{\circ}0∘10∘10^{\circ}10∘15∘15^{\circ}15∘CLC_{L}CLCDC_{D}CDCLC_{L}CLCDC_{D}CDCLC_{L}CLCDC_{D}CDPHengLEI_str00.00821.0790.01281.5090.0233PHengLEI_unstr0.0003890.00841.1150.01381.5470.0258CFL3D00.00821.0910.01231.5460.0212Ladson data00.00801.10.01201.50.0185(a) 0°攻角（b）10°攻角（c）15°攻角图 4 NACA0012翼型不同攻角物面压力系数分布(a) 0°攻角（b）10°攻角（c）15°攻角图 5 NACA0012翼型不同攻角物面摩阻分布参考来源https://turbmodels.larc.nasa.gov/naca0012numerics_val.html代码版本PHengLEI2406.v1217