¿Existen valores de referencia para Cl y Cd de un perfil aerodinámico NACA 0012 para verificar las simulaciones CFD?

Tengo problemas para encontrar los resultados establecidos de la variación CL y Cd del flujo no viscoso sobre el perfil aerodinámico NACA 0012, para la región transónica. Necesito los datos para verificar los resultados que obtengo a través de mis simulaciones CFD. Recientemente comencé a aprender CFD y los resultados reales serían realmente útiles para mí, ya que aclararían si estoy en la dirección correcta o no.

Sugiera cualquier sitio, trabajo de investigación o libro.

¿Probaste con erudito.google.com? El primer resultado al buscar 'NACA 0012 transonic' ofrece algunos resultados de túnel de viento
el invisible c D de un NACA 0012 es el mismo que para todos los demás perfiles aerodinámicos: 0!

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En este gráfico se pueden ver cuatro conjuntos de datos medidos, la diferencia causada por diferentes números de Reynolds durante la medición. La figura es de Helicopter Performance, Stability and Control de Raymond Prouty. El libro todavía está a la venta y es un tesoro de conocimiento sobre todas las cosas subsónicas. Desde la página 426 en adelante, tiene una sección sobre la representación de datos de perfil aerodinámico con ecuaciones, usando NACA 0012 como ejemplo.

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Este gráfico es de Theory Of Wing Sections de Abbott & Von Doenhoff. Contiene un capítulo de efectos de compresibilidad.

C L y C METRO están más ampliamente representados en los libros de referencia que C D , que generalmente se agrupa en consideraciones del número de divergencia de Mach. Los mismos dos libros te ayudarán más.

El servidor de informes técnicos de NACA también puede ser de ayuda, un punto de partida sería NACA TR 832.

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