OpenVOGEL/验证
软件验证是开发过程中的一个重要部分。在确信结果不会偏离实际太远之前，软件不应在实际应用中使用。本章包含 OpenVOGEL 计算核心的正式验证，旨在提供充分的证据证明程序预测空气动力载荷的能力，以便支持其在实际案例中的应用。
事实上，没有任何软件能够为特定问题提供精确的解决方案，无论我们的计算模型多么复杂和完整，都总会存在与现实的一些差异。为了减轻这种情况，验证过程将为我们提供不同案例的准确性指标。对于某些模型，准确性可能非常高，而对于其他模型，则可能无法接受。也可能只有在问题自变量的某个特定子集中，准确性才是可以接受的。因此，研究尽可能多的不同配置非常重要，以便识别超出或位于理论和数值模型边界的情况。
验证过程可以分为两个部分
- 理论方法的验证：我们使用的假设是否正确？
- 数值算法的验证：代码编写是否良好？
为了回答这些问题，本节将介绍和分析几个测试案例。我们将从 NACA（现为 NASA）在艾姆斯航空实验室于 1951 年进行的风洞试验开始验证。该实验中的模型预计处于我们计算能力的边界，因为它处理的是非常低的展弦比和高后掠角机翼。对于这种情况，低亚音速速度也可能让我们了解简单的可压缩性校正效果如何。
在使用 NACA 模型对计算核心建立一定信心后，我们将转向使用 RAE-916 报告（追溯到 1967 年）中的数据，研究更常规的低展弦比矩形机翼案例。
作为这两个案例的结论，我们将看到 Tucan 与 XFoil 相结合，在预测升力面的主要空气动力载荷方面非常出色，直至中等迎角。
然后，验证将集中在封闭体上。第一个模型是一个简单的球体，它将仅与理论结果进行比较，因为 Tucan 无法处理流动分离。最后，我们的想法是使用来自更复杂的 CFD 模型的数据，比较沿传统机身的静压预测。
所有验证案例均符合计算核心版本 2.1-2020.05（这对应于每次计算开始时提示的序列号）。
将结果与风洞测量结果进行比较是我们拥有的最佳替代方案之一，因为它们是使用真实空气获得的。NACA RM-A51G31 记录了一个非常有趣的低展弦比机翼在马赫数增加时的风洞试验。由于 Tucan 旨在用于低速空气动力学，因此本次试验选择了最低的 0.25 马赫数。
Tucan 中的模型由与真实模型整体尺寸相同的平板升力面组成
| 属性 | 值 | 值 |
|---|---|---|
| 半翼展 | 46.67 英寸 | 1.1854 米 |
| 根弦长 | 41.47 英寸 | 1.0533 米 |
| 尖弦长 | 20.74 英寸 | 0.5268 米 |
| 参考面积 | 20.166 平方英尺 | 1.8735 平方米 |
| 二面角 | 0° | |
| 前缘后掠角 | 48.54° | |
| 翼型 | NACA 64A010 |
- 为了校正可压缩性影响，使用了二维情况下的普朗特-格劳厄特变换公式。
- 面板在展向均匀分布，面板数量如下
| 方向 | 面板 |
|---|---|
| 展向 | 44 |
| 弦向 | 8 |
| 总数 | 352 |
- Tucan 中的模拟使用以下参数设置
| 属性 | 值 |
|---|---|
| 尾迹长度 | 60 个面板 |
| 步长 | 80 |
| 步长 | 0.015 秒 |
| 空速 | 30 米/秒 |
在下表中，将 Tucan 预测的尾迹仅从后缘脱落（无翼尖）的升力系数与 NACA 实验进行了比较。实验值是使用给定精度的图形像素提取的。
| Tucan | Tucan | NACA | |
|---|---|---|---|
| M=0.00 | M=0.25 | M=0.25 | |
| 0 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 |
| 6 | 0.2969 | 0.3067 | 0.3047±0.005 |
| 12 | 0.5736 | 0.5924 | 0.6194±0.005 |
我们得到的结果是我们预期的。升力被预测为迎角的线性函数，但在流动分离后不会下降，因为我们使用的方法无法做到这一点。升力斜率被准确预测，这第一个迹象表明算法是正确的。
对于阻力系数，已使用 XFoil 在雷诺数为 4,000,000 的情况下获得翼型蒙皮摩擦分量，以匹配风洞试验条件。零升力时的 XFoil 预测解释了零迎角时的总阻力，并且其准确性令人印象深刻。随着迎角的增加，Tucan 预测的诱导阻力分量占据主导地位。在低迎角时相关性非常好，在中等迎角时相当好。在分离区以下的高迎角时，Tucan 预测的诱导阻力远低于风洞测量值，无法使用。
有趣的是，对于此模型，当尾迹从后缘和翼尖（而不仅仅是从后缘）脱落时，阻力预测与现实的吻合度更高。这可能与模型的急剧后掠角有关（众所周知，三角翼的高后掠角会导致前缘流动分离），尽管也可能是我们只是通过向流动中添加更多涡量来掩盖了不同的机制。这在关于升力面的教程中简要讨论过：尾迹脱落边缘的延伸是问题中一个额外的自变量，我们必须手动控制（即所谓的“库塔条件”）。
为了实用起见，如果这似乎与结果更相关，添加更多脱落是有意义的。事实上，科学家在没有关于某些事情的可靠证据时，总是会做这种事情。不幸的是，没有足够的数据来了解误差是如何归因于两个信息源（XFoil 和 Tucan 的诱导阻力预测算法）中的每一个的。这将来可以使用 CFD 模型来完成。如果从图中提取的数据是正确的，那么 XFoil 预测的层流气泡似乎持续时间过长，因此 XFoil 也可能低估了蒙皮阻力。
技术报告RAE-916描述了一系列关于超低展弦比机翼的风洞实验。对于此验证案例，选择了AF/1机翼案例，对应于展弦比为4的矩形机翼和对称的RAE-101翼型。报告的雷诺数为1,600,000，并且对于Tucan模型使用了雷诺数为1,000,000的XFoil极曲线（预计会存在轻微差异）。
| 属性 | 值 | 值 |
|---|---|---|
| 翼展 | 96.00英寸 | 2.4384米 |
| 根弦长 | 24.00英寸 | 0.6096米 |
| 尖弦长 | 24.00英寸 | 0.6096米 |
| 参考面积 | 16.00平方英尺 | 1.4864平方米 |
| 二面角 | 0° | |
| 前缘后掠角 | 0.0° | |
| 翼型 | RAE-101 |
- 对于此模型，没有进行可压缩性校正（因为速度较低，为125英尺/秒）。
- 面板在展向均匀分布，面板数量如下
| 方向 | 面板 |
|---|---|
| 展向 | 26 |
| 弦向 | 8 |
| 总数 | 208 |
- Tucan 中的模拟使用以下参数设置
| 属性 | 值 |
|---|---|
| 尾迹长度 | 60 个面板 |
| 步长 | 80 |
| 步长 | 0.036秒 |
| 空速 | 38.0米/秒 |
- RAE模型的翼尖略微圆润，这在Tucan中没有建模（由于网格划分限制）。
预测的升力系数与实验数据非常吻合。对于此矩形模型，TE模型也提供了更准确的升力描述。
对于此矩形机翼，Tucan TE模型提供的阻力描述比TE+WT模型更准确（与NACA模型相反，其中翼尖尾迹脱落对更高精度做出了积极贡献）。这证明完整的尾迹脱落并不总是更现实的。
此处提供的两个案例表明，后掠角越大，就越需要翼尖尾迹脱落来提高精度。但是，在分析更多介于两者之间的案例和更高展弦比的案例之前，不能将此作为结论。
球体周围的势流可以通过解析方法求解，因此它是测试厚物体的良好参考。解析解为
.
因此，我们应该期望在驻点处为1，在顶部为-1.25。
当前用于查找局部表面速度的算法基于使用最小二乘法估计循环梯度。基于该速度，使用伯努利方程计算压力。下图显示了Tucan当前如何能够逼近表面上的Cp。该模型由2400个四边形面板组成。这些结果对应于内核版本2.0及更高版本（在此之前，该算法不适用）。