Gibt es Referenzwerte für Cl und Cd eines NACA 0012-Profils, um CFD-Simulationen zu verifizieren?

Ich habe Probleme, die etablierten Ergebnisse der CL- und Cd-Variation der reibungsfreien Strömung über dem NACA 0012-Profil für den transsonischen Bereich zu finden. Ich brauche die Daten, um die Ergebnisse zu überprüfen, die ich durch meine CFD-Simulationen erhalte. Ich habe vor kurzem angefangen, CFD zu lernen, und die tatsächlichen Ergebnisse wären sehr nützlich für mich, da sie verdeutlichen würden, ob ich auf dem richtigen Weg bin oder nicht.

Bitte schlagen Sie eine Website, ein Forschungspapier oder ein Buch vor.

Haben Sie Scholar.google.com versucht? Der erste Treffer bei der Suche nach „NACA 0012 transonic“ liefert einige Windkanalergebnisse
Die nichtviskose c D eines NACA 0012 ist wie bei allen anderen Profilen: 0!

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In diesem Diagramm sind vier Sätze von Messdaten zu sehen, deren Unterschied durch unterschiedliche Reynolds-Zahlen während der Messung verursacht wird. Die Abbildung stammt aus Helicopter Performance, Stability and Control von Raymond Prouty. Das Buch steht immer noch zum Verkauf und ist eine Fundgrube an Wissen über alle Dinge, die mit Unterschall zu tun haben. Ab Seite 426 enthält es einen Abschnitt zur Darstellung von Tragflächendaten mit Gleichungen am Beispiel von NACA 0012.

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Diese Grafik stammt aus Theory Of Wing Sections von Abbott & Von Doenhoff. Enthält ein Kapitel über Komprimierbarkeitseffekte.

C L Und C M sind in den Nachschlagewerken umfangreicher vertreten als C D , die allgemeiner in Überlegungen zur Mach-Divergenzzahl zusammengefasst wird. Die gleichen zwei Bücher helfen Ihnen weiter.

Auch der NACA Technical Report Server kann hilfreich sein, ein Ansatzpunkt wäre NACA TR 832.

Gibt es Referenzwerte für Cl und Cd eines NACA 0012-Profils, um CFD-Simulationen zu verifizieren?
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