OpenVOGEL/驗證
軟體驗證是開發過程中的一個重要部分。在確信結果不會偏離實際太遠之前，軟體不應在實際應用中使用。本章包含 OpenVOGEL 計算核心的正式驗證，旨在提供充分的證據證明程式預測空氣動力載荷的能力，以便支援其在實際案例中的應用。
事實上，沒有任何軟體能夠為特定問題提供精確的解決方案，無論我們的計算模型多麼複雜和完整，都總會存在與現實的一些差異。為了減輕這種情況，驗證過程將為我們提供不同案例的準確性指標。對於某些模型，準確性可能非常高，而對於其他模型，則可能無法接受。也可能只有在問題自變數的某個特定子集中，準確性才是可以接受的。因此，研究儘可能多的不同配置非常重要，以便識別超出或位於理論和數值模型邊界的情況。
驗證過程可以分為兩個部分
- 理論方法的驗證：我們使用的假設是否正確？
- 數值演算法的驗證：程式碼編寫是否良好？
為了回答這些問題，本節將介紹和分析幾個測試案例。我們將從 NACA（現為 NASA）在艾姆斯航空實驗室於 1951 年進行的風洞試驗開始驗證。該實驗中的模型預計處於我們計算能力的邊界，因為它處理的是非常低的展弦比和高後掠角機翼。對於這種情況，低亞音速速度也可能讓我們瞭解簡單的可壓縮性校正效果如何。
在使用 NACA 模型對計算核心建立一定信心後，我們將轉向使用 RAE-916 報告（追溯到 1967 年）中的資料，研究更常規的低展弦比矩形機翼案例。
作為這兩個案例的結論，我們將看到 Tucan 與 XFoil 相結合，在預測升力面的主要空氣動力載荷方面非常出色，直至中等迎角。
然後，驗證將集中在封閉體上。第一個模型是一個簡單的球體，它將僅與理論結果進行比較，因為 Tucan 無法處理流動分離。最後，我們的想法是使用來自更復雜的 CFD 模型的資料，比較沿傳統機身的靜壓預測。
所有驗證案例均符合計算核心版本 2.1-2020.05（這對應於每次計算開始時提示的序列號）。
將結果與風洞測量結果進行比較是我們擁有的最佳替代方案之一，因為它們是使用真實空氣獲得的。NACA RM-A51G31 記錄了一個非常有趣的低展弦比機翼在馬赫數增加時的風洞試驗。由於 Tucan 旨在用於低速空氣動力學，因此本次試驗選擇了最低的 0.25 馬赫數。
Tucan 中的模型由與真實模型整體尺寸相同的平板升力面組成
| 屬性 | 值 | 值 |
|---|---|---|
| 半翼展 | 46.67 英寸 | 1.1854 米 |
| 根弦長 | 41.47 英寸 | 1.0533 米 |
| 尖弦長 | 20.74 英寸 | 0.5268 米 |
| 參考面積 | 20.166 平方英尺 | 1.8735 平方米 |
| 二面角 | 0° | |
| 前緣後掠角 | 48.54° | |
| 翼型 | NACA 64A010 |
- 為了校正可壓縮性影響，使用了二維情況下的普朗特-格勞厄特變換公式。
- 面板在展向均勻分佈，面板數量如下
| 方向 | 面板 |
|---|---|
| 展向 | 44 |
| 弦向 | 8 |
| 總數 | 352 |
- Tucan 中的模擬使用以下引數設定
| 屬性 | 值 |
|---|---|
| 尾跡長度 | 60 個面板 |
| 步長 | 80 |
| 步長 | 0.015 秒 |
| 空速 | 30 米/秒 |
在下表中，將 Tucan 預測的尾跡僅從後緣脫落（無翼尖）的升力係數與 NACA 實驗進行了比較。實驗值是使用給定精度的圖形畫素提取的。
| 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 |
我們得到的結果是我們預期的。升力被預測為迎角的線性函式，但在流動分離後不會下降，因為我們使用的方法無法做到這一點。升力斜率被準確預測，這第一個跡象表明演算法是正確的。
對於阻力系數，已使用 XFoil 在雷諾數為 4,000,000 的情況下獲得翼型蒙皮摩擦分量，以匹配風洞試驗條件。零升力時的 XFoil 預測解釋了零迎角時的總阻力，並且其準確性令人印象深刻。隨著迎角的增加，Tucan 預測的誘導阻力分量佔據主導地位。在低迎角時相關性非常好，在中等迎角時相當好。在分離區以下的高迎角時，Tucan 預測的誘導阻力遠低於風洞測量值，無法使用。
有趣的是，對於此模型，當尾跡從後緣和翼尖（而不僅僅是從後緣）脫落時，阻力預測與現實的吻合度更高。這可能與模型的急劇後掠角有關（眾所周知，三角翼的高後掠角會導致前緣流動分離），儘管也可能是我們只是透過向流動中新增更多渦量來掩蓋了不同的機制。這在關於升力面的教程中簡要討論過：尾跡脫落邊緣的延伸是問題中一個額外的自變數，我們必須手動控制（即所謂的“庫塔條件”）。
為了實用起見，如果這似乎與結果更相關，新增更多脫落是有意義的。事實上，科學家在沒有關於某些事情的可靠證據時，總是會做這種事情。不幸的是，沒有足夠的資料來了解誤差是如何歸因於兩個資訊源（XFoil 和 Tucan 的誘導阻力預測演算法）中的每一個的。這將來可以使用 CFD 模型來完成。如果從圖中提取的資料是正確的，那麼 XFoil 預測的層流氣泡似乎持續時間過長，因此 XFoil 也可能低估了蒙皮阻力。
技術報告RAE-916描述了一系列關於超低展弦比機翼的風洞實驗。對於此驗證案例，選擇了AF/1機翼案例，對應於展弦比為4的矩形機翼和對稱的RAE-101翼型。報告的雷諾數為1,600,000，並且對於Tucan模型使用了雷諾數為1,000,000的XFoil極曲線（預計會存在輕微差異）。
| 屬性 | 值 | 值 |
|---|---|---|
| 翼展 | 96.00英寸 | 2.4384米 |
| 根弦長 | 24.00英寸 | 0.6096米 |
| 尖弦長 | 24.00英寸 | 0.6096米 |
| 參考面積 | 16.00平方英尺 | 1.4864平方米 |
| 二面角 | 0° | |
| 前緣後掠角 | 0.0° | |
| 翼型 | RAE-101 |
- 對於此模型，沒有進行可壓縮性校正（因為速度較低，為125英尺/秒）。
- 面板在展向均勻分佈，面板數量如下
| 方向 | 面板 |
|---|---|
| 展向 | 26 |
| 弦向 | 8 |
| 總數 | 208 |
- Tucan 中的模擬使用以下引數設定
| 屬性 | 值 |
|---|---|
| 尾跡長度 | 60 個面板 |
| 步長 | 80 |
| 步長 | 0.036秒 |
| 空速 | 38.0米/秒 |
- RAE模型的翼尖略微圓潤，這在Tucan中沒有建模（由於網格劃分限制）。
預測的升力係數與實驗資料非常吻合。對於此矩形模型，TE模型也提供了更準確的升力描述。
對於此矩形機翼，Tucan TE模型提供的阻力描述比TE+WT模型更準確（與NACA模型相反，其中翼尖尾跡脫落對更高精度做出了積極貢獻）。這證明完整的尾跡脫落並不總是更現實的。
此處提供的兩個案例表明，後掠角越大，就越需要翼尖尾跡脫落來提高精度。但是，在分析更多介於兩者之間的案例和更高展弦比的案例之前，不能將此作為結論。
球體周圍的勢流可以透過解析方法求解，因此它是測試厚物體的良好參考。解析解為
.
因此，我們應該期望在駐點處為1，在頂部為-1.25。
當前用於查詢區域性表面速度的演算法基於使用最小二乘法估計迴圈梯度。基於該速度，使用伯努利方程計算壓力。下圖顯示了Tucan當前如何能夠逼近表面上的Cp。該模型由2400個四邊形面板組成。這些結果對應於核心版本2.0及更高版本（在此之前，該演算法不適用）。