地面效應(yīng)就是指飛行器近地飛行時(shí)，受地面邊界的影響，氣動(dòng)特性發(fā)生改變的現(xiàn)象.充分利用地面效應(yīng)，貼近地面或水面巡航飛行的高速運(yùn)載工具一般稱為地效飛行器.由于陸地建筑物、人類活動(dòng)以及地形地貌的不利影響，地效飛行器研究和應(yīng)用主要集中在水面.20世紀(jì)60年代開始，蘇聯(lián)先后研制并服役了多款大型地效飛行器，包括起飛質(zhì)量達(dá)540 t的“里海怪物”.然而受當(dāng)時(shí)技術(shù)條件的限制，復(fù)雜環(huán)境下的安全性與穩(wěn)定性成為地效飛行器發(fā)展的瓶頸.特別在海面，寬廣的環(huán)境便于高速飛行，但是由于海面氣象環(huán)境復(fù)雜，如氣流與波浪環(huán)境，地效飛行器與波浪的相對(duì)運(yùn)動(dòng)會(huì)造成飛行器升力劇烈變化，造成顛簸和飛行不穩(wěn)定等問題，為地效飛行器操縱性能與安全性能帶來挑戰(zhàn).

對(duì)于光滑平面地效工況下翼型的氣動(dòng)特性研究相對(duì)廣泛.Hsiun等通過數(shù)值模擬的方法研究了雷諾數(shù)、攻角和相對(duì)飛行高度對(duì)翼型地面效應(yīng)下氣動(dòng)力的影響.Ahmed等應(yīng)用移動(dòng)帶進(jìn)行了地面效應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)，認(rèn)為下翼面與地面之間氣流通道的形狀是影響翼型氣動(dòng)性能的主要因素.Qu等進(jìn)一步根據(jù)地效對(duì)翼型升力的影響，將攻角與飛行高度分為3個(gè)區(qū)間，即一個(gè)正地效區(qū)和兩個(gè)負(fù)地效區(qū).劉浩等通過數(shù)值模擬的方法研究了不同的特征參數(shù)對(duì)地面效應(yīng)下翼型氣動(dòng)特性的影響.姜裕標(biāo)等通過實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算的方法研究了地面效應(yīng)對(duì)射流增升翼型性能的影響.秦緒國等分別用流體體積(Volume of Fluid，VOF)方法和固定壁面模擬波浪，研究了波長和波高對(duì)氣動(dòng)力平均值和波動(dòng)幅度的影響規(guī)律.米百剛等通過動(dòng)網(wǎng)格的方法對(duì)二維翼型在自由來流與地面效應(yīng)的非定常運(yùn)動(dòng)流場進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算分析.Hu等研究了正弦波浪條件下攻角對(duì)翼型氣動(dòng)力的影響.當(dāng)前波浪海面下對(duì)于高速地效飛行器的氣動(dòng)性能的研究仍然不夠全面，且無有效方法解決地效飛行器穩(wěn)定性與安全性問題.環(huán)量控制是一種有效的氣動(dòng)力控制方法，可以用于地效飛行器在波浪海面的增穩(wěn)方法研究.

本文應(yīng)用嵌套網(wǎng)格的方法，對(duì)波浪海況下地效翼型非定常流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，分別研究了不同波浪形狀、攻角條件下翼型的氣動(dòng)特性，以及定常吹氣和周期吹氣方法對(duì)地效下的環(huán)量控制翼型氣動(dòng)力的影響.通過周期吹氣的環(huán)量控制方法有效地減輕了波浪條件下地效翼型升力的波動(dòng)，為高海況下地效飛行器設(shè)計(jì)與抗浪性能的評(píng)估提供了參考.

1 數(shù)值方法與驗(yàn)證

不可壓非定常流動(dòng)的雷諾平均Navier-Stokes(URANS)方程：

1.2.1 對(duì)照組 采用傳統(tǒng)教學(xué)方法即按照教學(xué)大綱要求制定和完成教學(xué)計(jì)劃，每周1次小講課，按班次及資質(zhì)安排臨床帶教。

(1)

秦緒國等研究了不同波浪等級(jí)水面波浪和固壁波浪對(duì)翼型氣動(dòng)力的影響.為了驗(yàn)證當(dāng)前工況下

2 計(jì)算結(jié)果與分析

研究對(duì)象參照典型的大型地效飛行器的巡航速度和平均氣動(dòng)弦長，如表1所示，地效翼型的弦長為=10 m，飛行高度為 0.25(從翼型尾緣到海面的平均高度)，速度為100 m/s，攻角為6°，基于弦長的雷諾數(shù)約為6.85×10.根據(jù)文獻(xiàn)[17]統(tǒng)計(jì)的不同等級(jí)海況平均數(shù)據(jù)，選取3級(jí)海況和4級(jí)海況(Case1、Case2)下的正弦波浪研究地效翼在波浪海面下的氣動(dòng)特性，如表2所示.在3、4級(jí)海況下波浪具有明顯的形狀，且沒有出現(xiàn)高大的波峰與不規(guī)則浪花，因此設(shè)置波浪邊界為正弦波浪.同時(shí)，通過Case3、Case4與Case1、Case2算例對(duì)比，分析波高和波長對(duì)地效翼氣動(dòng)特性的影響.

由前期研究可知，地效環(huán)境下NACA4412翼型是亞音速條件氣動(dòng)性能較優(yōu)的翼型，因此選用NACA4412翼型為研究和驗(yàn)證對(duì)象.驗(yàn)證算例翼型的弦長為1 m，攻角為13.87°，計(jì)算域?yàn)殚L和高均為40倍弦長的矩形，來流速度為27.13 m/s，溫度為24.3 ℃，基于弦長的雷諾數(shù)約為1.52×10，背景網(wǎng)格數(shù)為20萬，翼型嵌套網(wǎng)格為3萬，網(wǎng)格結(jié)構(gòu)如圖1所示，第1層網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)距壁面的無量綱距離約為3.圖2所示為計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(CFD)計(jì)算得到的翼型表面壓力系數(shù)()分布與實(shí)驗(yàn)結(jié)果(EXP)和文獻(xiàn)[16]計(jì)算結(jié)果的對(duì)比.圖中：為弦長.由圖可見，數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相近.

4種波浪形狀海面下(Case1～4)翼型升力系數(shù)波動(dòng)的幅度分別為7.04%、6.37%、15.25%、2.15%，說明波浪海面地效下波浪形狀的波長和波高都對(duì)翼型升力系數(shù)波動(dòng)的幅度有顯著影響.Case3屬于波高較高、波長較短的算例，波高高放大了有效迎角的變化，波長短意味著相對(duì)運(yùn)動(dòng)的波動(dòng)頻率更高.因此，Case3的算例出現(xiàn)翼型升力系數(shù)劇烈變化，進(jìn)而影響地效飛行器的安全性.

2.1 波浪形狀對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響

圖4為不同波浪形狀海面下NACA4412翼型在兩個(gè)周期內(nèi)的升力系數(shù)曲線.圖中最下方的曲線表示對(duì)應(yīng)時(shí)間下翼型尾緣與波浪的相對(duì)位置.在翼型與波浪的相對(duì)運(yùn)動(dòng)中，升力系數(shù)隨波浪周期波動(dòng)，會(huì)導(dǎo)致飛行器產(chǎn)生周期性的縱向浮沉響應(yīng).不同波浪形狀海面下，翼型升力系數(shù)波動(dòng)的幅度和趨勢不同.波浪形狀的波長較短時(shí)(Case1、Case3)，翼型的升力系數(shù)變化趨近于正弦曲線；而波浪形狀的波長較長時(shí)(Case2、Case4)，翼型的升力系數(shù)上升的過程比較平緩，下降比較迅速.

波浪邊界條件對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響，分別采用固體壁面和液體水面的邊界條件對(duì)4級(jí)海況波浪工況進(jìn)行數(shù)值計(jì)算.液體水面采用VOF方法，通過引入相體積分?jǐn)?shù)來實(shí)現(xiàn)對(duì)計(jì)算域內(nèi)多相流體界面的追蹤.通過兩種邊界(BC-WALL和BC-WATER)得到翼型升力系數(shù)()曲線如圖3所示.圖中：為翼型與波浪相對(duì)運(yùn)動(dòng)的周期，即波長/相對(duì)速度；為機(jī)翼與波浪相對(duì)運(yùn)動(dòng)的無量綱時(shí)間.從圖中可以看出，不同波浪邊界條件下翼型氣動(dòng)力變化的誤差約為1%.為了提高計(jì)算效率，本文采用固壁波浪邊界條件對(duì)影響進(jìn)行分析.

(3) 若μ,ν為偽對(duì)偶測度框架, 則SμSν為Rd上正定算子, 則由廣義Cauchy-Swcharz不等式: ?Rd(不妨x≠0),

圖5(a)和5(b)分別為不同波浪形狀海面條件翼型在升力系數(shù)最大和最小時(shí)周圍流場的壓力系數(shù)分布.從圖中可以看出，波浪海面與翼型的相對(duì)運(yùn)動(dòng)主要對(duì)翼型下翼面附近流場的壓力產(chǎn)生影響，對(duì)上翼面的影響較小.

Ahmed等在平面地效實(shí)驗(yàn)研究中認(rèn)為，下翼面與地面構(gòu)成的氣流通道的形狀是影響翼型下翼面壓力分布的主要因素，這種效應(yīng)在波浪地面效應(yīng)中同樣存在.平面地效中氣流通道的擴(kuò)張和收縮是由翼型下翼面曲線主導(dǎo)的，在波浪地面效應(yīng)下氣流通道的擴(kuò)張和收縮是由波浪曲線主導(dǎo)的，如圖6所示.由圖5可以看出，Case1和Case3翼型在氣流通道呈“擴(kuò)張—收縮”狀時(shí)升力系數(shù)最大，在氣流通道呈“收縮—擴(kuò)張”狀時(shí)升力系數(shù)最小.

Case2和Case4翼型在位于迎波面位置時(shí)升力系數(shù)最大，在位于背波面位置時(shí)升力系數(shù)最小.主要是由于翼型駛向迎波面的過程中，波浪與下翼面的相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)空氣產(chǎn)生沖壓作用，使氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)換為壓力勢能，翼型下翼面壓力升高；翼型在背離波浪運(yùn)動(dòng)時(shí)，氣流的壓力勢能轉(zhuǎn)換為動(dòng)能，使下翼面的壓力降低.

圖7顯示了翼型前緣和尾緣到波面的相對(duì)高度、和氣流通道面積.基于前述分析，為了驗(yàn)證波浪位置和氣流通道形狀與翼型升力系數(shù)的關(guān)系，取迎波系數(shù)=/表示翼型處于迎波或背波位置，氣流通道形狀參數(shù)=[05(+)]表示氣流通道的“擴(kuò)張—收縮”或“收縮—擴(kuò)張”形狀以迎波系數(shù)和氣流通道形狀參數(shù)為自變量，、和為待定系數(shù)，采用一階多項(xiàng)式擬合翼型在3、4級(jí)海況正弦波浪海面運(yùn)動(dòng)過程中升力系數(shù)的變化，即

=++

(2)

表3為擬合曲線的待定系數(shù)和判定系數(shù)結(jié)果，4種工況的擬合結(jié)果均大于099圖8顯示了基于迎波系數(shù)和氣流通道形狀參數(shù)的一階多項(xiàng)式擬合曲線與升力系數(shù)曲線的對(duì)比，擬合曲線與升力系數(shù)曲線幾乎重合，表明翼型在波浪海面運(yùn)動(dòng)過程中升力系數(shù)的變化與迎波系數(shù)和氣流通道形狀參數(shù)的變化成正相關(guān)關(guān)系.

圖9為不同波浪形狀海面下翼型升力系數(shù)最大()和最小()時(shí)表面壓力系數(shù)分布.從圖中可以看出，波高較高的波浪形狀使翼型上翼面的前緣吸力峰峰值變化更加劇烈；波浪形狀的波長主要影響翼型下翼面的壓力變化，對(duì)上翼面幾乎沒有影響.對(duì)于相同的波高，翼型在短波長的波浪形狀表面運(yùn)動(dòng)時(shí)下翼面壓力變化更加劇烈.波長較長、波高較矮的波浪形狀對(duì)地效翼型的氣動(dòng)特性影響最小.

2.2 攻角對(duì)波浪海況下翼型氣動(dòng)特性的影響

為了進(jìn)一步研究攻角對(duì)地效翼型在波浪海況下的氣動(dòng)特性的影響，采用4級(jí)海況波浪形狀邊界條件，僅改變翼型飛行攻角，進(jìn)行對(duì)比研究.

由于賓漢流體的流動(dòng)存在流核，流核高度在漿液流動(dòng)過程中是隨著壓力梯度變化的。對(duì)于C-S速凝類漿液，流體阻力較大，同一條件下，其擴(kuò)散范圍要比水泥漿液小的多，因此需要考慮流核高度的變化，流核高度計(jì)為2zb。

圖10為不同攻角下 NACA4412翼型升力系數(shù)隨時(shí)間變化曲線，翼型以不同攻角(AOA)在相同波浪形狀海面上運(yùn)動(dòng)時(shí)，升力系數(shù)波動(dòng)的相位和趨勢相同.圖11為不同攻角下翼型升力系數(shù)最大值、平均值()、最小值曲線，可以看出在4級(jí)海況的地效條件下，NACA4412翼型升力系數(shù)隨攻角增大而增大，同時(shí)翼型升力系數(shù)波動(dòng)的幅度明顯增加，當(dāng)攻角大于16° 時(shí)翼型開始失速，升力系數(shù)開始下降，波動(dòng)幅度減小.圖12為不同攻角下NACA4412翼型俯仰力矩系數(shù)最大值()、平均值()、最小值()曲線(取距翼型前緣0.25為力矩中心，其負(fù)值表示低頭力矩).隨著攻角增大，翼型的低頭力矩增加，俯仰力矩系數(shù)波動(dòng)的幅度相應(yīng)增大.較小的機(jī)翼攻角有利于減小地效飛行器在波浪海面下巡航過程中的氣動(dòng)力波動(dòng).

試驗(yàn)田采用實(shí)收測產(chǎn)，每處理取3點(diǎn)，每點(diǎn)取67 m2實(shí)收測產(chǎn)，按14%標(biāo)準(zhǔn)水分計(jì)產(chǎn)。每處理中間取1行連續(xù)取20穗考種。

2.3 環(huán)量控制對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響

環(huán)量控制翼型(Circulation Control Airfoil，CCA)是基于康達(dá)效應(yīng)(Coanda Effect)設(shè)計(jì)的一種高升力翼型，通過在翼型圓形后緣上部開縫，并沿切線噴射氣流增大翼型的環(huán)量和升力，可改進(jìn)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)和控制能力.圖13分別為NACA4412原始翼型和CCA.環(huán)量控制翼型后緣半徑為=0015，吹氣口高度=0001，修形位置為下翼面075到翼型尾緣，吹氣方向?yàn)橐砻媲芯€方向，并基于該翼型研究環(huán)量控制方法對(duì)翼型地面效應(yīng)下氣動(dòng)特性的影響地面邊界采用水平地面，飛行高度為 025，速度為100 m/s，攻角為6°.

受累腺體:胰島素瘤:患者血糖值波動(dòng)范圍較大;胰島素釋放指數(shù)》0.4,有明顯的Whipple三聯(lián)征表現(xiàn):患者晨起空腹出現(xiàn)低血糖癥狀,空腹血糖值為1.9mmol/l《2.8mmol/l,進(jìn)食或靜推葡萄糖后癥狀迅速緩解;上腹部MRI示:胰頭、鉤突處、胰頸、胰頸胰體交界處多發(fā)占位。

定常吹氣和周期吹氣是兩種常用的環(huán)量控制方法.從吹氣動(dòng)量系數(shù)方程可知，通過控制吹氣出口速度可以調(diào)節(jié)吹氣動(dòng)量系數(shù)：

(3)

式中：為氣流密度；為吹氣速度；為自由來流密度；為吹氣口面積；為自由來流速度；為機(jī)翼參考面積.二維翼型的吹氣口面積和參考面積分別為吹氣口高度.周期吹氣采用正弦周期吹氣的方式，最大吹氣速度為100 m/s，其吹氣速度隨時(shí)間變化如圖14所示，吹氣周期與4級(jí)海況波浪運(yùn)動(dòng)周期相同.

德育課其實(shí)是一門促進(jìn)學(xué)生形成正確世界觀、人生觀和價(jià)值觀的課程，是學(xué)生生動(dòng)活潑地主動(dòng)參與探究從而獲得人生經(jīng)驗(yàn)或指導(dǎo)思想的課程，是一門真正關(guān)注個(gè)人全面發(fā)展的課程。教師在進(jìn)行教學(xué)設(shè)計(jì)時(shí)要充分利用中職生的觸覺型與合作型學(xué)習(xí)風(fēng)格特點(diǎn)，發(fā)揮學(xué)生學(xué)習(xí)潛能。

升力的瞬時(shí)響應(yīng)特性是非穩(wěn)態(tài)流動(dòng)控制的關(guān)鍵.Friedman等和姜裕標(biāo)等分別研究了升力對(duì)于脈沖吹氣環(huán)量控制的非穩(wěn)態(tài)延遲響應(yīng)，對(duì)于正弦周期吹氣的升力響應(yīng)問題的研究較少.圖18為周期吹氣環(huán)量控制翼型與對(duì)應(yīng)時(shí)刻相同速度的定常吹氣升力系數(shù)對(duì)比，可以看出周期吹氣的翼型最大升力系數(shù)顯著小于定常吹氣，最小升力系數(shù)略大于定常吹氣.應(yīng)用周期吹氣的方法產(chǎn)生升力增量的響應(yīng)過程存在延遲，約為0.1倍的吹氣周期(即0.1).擬合曲線為定常吹氣升力系數(shù)曲線在0.2時(shí)間內(nèi)的動(dòng)態(tài)平均曲線，擬合曲線與周期吹氣升力系數(shù)曲線基本一致.因此可以認(rèn)為對(duì)于當(dāng)前環(huán)量控制翼型，當(dāng)吹氣氣流離開吹氣口作用于周圍流場之后，在0.1時(shí)刻對(duì)翼型氣動(dòng)力影響最大，在0.2之后對(duì)翼型氣動(dòng)力的影響基本消失.

圖16和圖17分別顯示了吹氣動(dòng)量系數(shù)分別為0和0.002時(shí)翼型尾緣流線和流場速度()分布和前緣滯止流線位置，可以看出由于康達(dá)效應(yīng)吹氣依附于尾緣曲面流動(dòng)，并帶動(dòng)外流場流線向下偏轉(zhuǎn)，尾流下洗角增大，從而使翼型環(huán)量增加；同時(shí)射入氣流與附面層低動(dòng)量氣流混合，使上翼面的附面層氣流速度增大，前緣滯止流線下移，進(jìn)一步增大了翼型升力.

此外，將Enc+Bin與免疫檢查點(diǎn)抑制劑聯(lián)合應(yīng)用于治療黑色素瘤成為研究熱點(diǎn)。一項(xiàng)將Enc+Bin與pembrolizumab聯(lián)合治療BRAF V600突變的不可切除或轉(zhuǎn)移性黑色素瘤的Ⅰ/Ⅱ期臨床試驗(yàn)（NCT02902042）已于2018年4月正式啟動(dòng)，目前正在招募患者，將于2022年完成[24]。另一項(xiàng)比較ipilimumab+nivolumab聯(lián)合Enc+Bin與直接應(yīng)用ipilimumab+nivolumab治療BRAF V600突變的不可切除或轉(zhuǎn)移性黑色素瘤患者安全性及有效性的Ⅱ期臨床試驗(yàn) （NCT03235245）于2017年8月獲批，計(jì)劃將于2018年啟動(dòng)，2024年完成[25]。

圖15為定常吹氣不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下的翼型升力系數(shù)，可以看出在定常吹氣的地面效應(yīng)條件下，翼型升力系數(shù)與吹氣動(dòng)量系數(shù)成正比例關(guān)系，吹氣動(dòng)量系數(shù)越大，升力系數(shù)相應(yīng)增大.

根據(jù)上述研究，進(jìn)一步研究周期吹氣的環(huán)量控制方法對(duì)波浪海面下翼型升力特性的影響.地面邊界為4級(jí)海況邊界，根據(jù)圖4翼型在波浪海面升力系數(shù)波動(dòng)的幅度及圖15環(huán)量控制吹氣動(dòng)量系數(shù)與升力系數(shù)的關(guān)系，設(shè)置周期吹氣最大吹氣動(dòng)量系數(shù)為 0.001 5，即最大吹氣速度為86.6 m/s.周期吹氣的吹氣速度變化如下：

1.2.1 中草藥制劑的制備。中草藥共5 kg,其中黃芪占18.86%，黃連占28.30%，甘草占18.86%，白術(shù)占15.09%，板藍(lán)根占18.86%。將上述藥材洗凈、干燥，加入藥材質(zhì)量4倍的60 ℃左右的水浸泡30 min后，加熱至100 ℃煮10 min，再文火加熱30 min,過濾去渣后制成1 200 mL復(fù)方中草藥制劑，經(jīng)100 ℃水浴殺菌10 min后快速冷卻，密閉保存。

=433+

(4)

式中：為翼型最大升力的時(shí)刻；0.75為相位差；0.1為周期吹氣產(chǎn)生升力增量的響應(yīng)延遲.

小兒急性上呼吸道感染是臨床常見的小兒疾病,可見于任何季節(jié),鼻病毒、流感病毒、呼吸道合胞病毒、副流感病毒等是引起本病的主要病原菌,患兒臨床多表現(xiàn)為噴嚏、咽部充血、發(fā)熱等癥狀。

圖19為最大和最小吹氣速度時(shí)周期吹氣環(huán)量控制翼型的壓力系數(shù).吹氣速度達(dá)到最大時(shí)，翼型尾緣上下表面壓差增大，是產(chǎn)生升力增量的主要原因.如圖20所示，翼型在波峰位置吹氣速度最大，引導(dǎo)氣流向下偏轉(zhuǎn)，可以平衡翼型在背離波浪運(yùn)動(dòng)時(shí)升力的下降；在波谷位置吹氣速度最小.

圖21為環(huán)量控制翼型有、無施加周期吹氣條件下的升力系數(shù)曲線，可以看出通過周期吹氣的環(huán)量控制方法可以明顯減小升力系數(shù)波動(dòng)的幅度，使曲線趨于平穩(wěn)，但難以完全消除升力系數(shù)的波動(dòng).在4級(jí)海況條件下無吹氣翼型的升力系數(shù)波動(dòng)幅度為7.45%， 施加周期吹氣的翼型升力系數(shù)波動(dòng)幅度為2.49%，通過與波浪相對(duì)運(yùn)動(dòng)相同周期的吹氣環(huán)量控制方法可以顯著改善地效飛行器的穩(wěn)定性與安全性.

3 結(jié)論

本文主要研究了不同波浪形狀海面、攻角以及環(huán)量控制方法對(duì)地效飛行器的二維翼型在波浪海面下氣動(dòng)特性的影響，得到結(jié)論如下：

(1) 波浪海面條件下，地效翼型升力系數(shù)隨波浪周期性波動(dòng)變化，升力系數(shù)的變化與迎波系數(shù)和氣流通道形狀參數(shù)成正相關(guān)關(guān)系.波浪形狀的波高較高、波長較短時(shí)，翼型升力系數(shù)波動(dòng)的幅度較大，對(duì)地效飛行器的安全性造成威脅.

(2) 在4級(jí)海況的波浪地效下，攻角小于失速攻角時(shí)，翼型升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)波動(dòng)的幅度隨攻角增大而增大.

(3) 在平面地效條件下，定常吹氣的環(huán)量控制翼型升力系數(shù)與吹氣動(dòng)量系數(shù)成正比例關(guān)系；周期吹氣的方法產(chǎn)生升力增量的響應(yīng)過程存在延遲；通過與波浪相對(duì)運(yùn)動(dòng)相同周期的吹氣環(huán)量控制方法，可以有效地控制波浪海況下翼型升力系數(shù)的波動(dòng)，為適用于復(fù)雜海況的地效飛行器設(shè)計(jì)提供了參考.