陳子龍，楊愛玲，陳二云，焦 躍

（上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院/上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093）

葉片表面流動(dòng)狀態(tài)是決定旋轉(zhuǎn)葉輪機(jī)械氣動(dòng)性能與噪聲特性的關(guān)鍵因素。由于氣體的黏性，氣體流經(jīng)葉片表面時(shí)會(huì)形成緊貼壁面的流體薄層。該薄層厚度小、黏性影響大，即所謂的流動(dòng)邊界層。流動(dòng)邊界層內(nèi)速度梯度大，壁面黏性切應(yīng)力大，而且邊界層內(nèi)渦流在葉片尾緣周期性地脫落，在某些條件下邊界層還可能發(fā)生流動(dòng)分離。這些正是葉片表面流動(dòng)阻力增加、流動(dòng)噪聲源增強(qiáng)的根本原因。

為了提高葉片的氣動(dòng)特性及降噪性能，國內(nèi)外學(xué)者從葉片結(jié)構(gòu)優(yōu)化、表面設(shè)計(jì)等方面做了大量的研究工作，試圖從設(shè)計(jì)源頭改善葉片的氣動(dòng)降噪性能。非光滑表面技術(shù)作為一門新興的邊緣學(xué)科，涉及仿生學(xué)、流體力學(xué)、聲學(xué)等眾多學(xué)科。目前，較為成熟的研究方法有渦流發(fā)生器［1-2］、疏水表面［3］、鋸齒尾緣［4］、仿生非光滑表面［5-6］等。

流動(dòng)邊界層控制技術(shù)被美國NASA 研究中心列為21 世紀(jì)航空關(guān)鍵技術(shù)之一［7］。溝槽非光滑表面技術(shù)是流動(dòng)邊界層控制技術(shù)的重要分支。該方法通過改變物體表面形狀，控制壁面湍流附面層的應(yīng)力分布與渦流結(jié)構(gòu)，達(dá)到流動(dòng)控制的目的。NACA Langley 研究中心Walsh［8］最先開展了將微溝槽非光滑表面應(yīng)用于平板減阻的研究，突破了表面越光滑阻力越小的傳統(tǒng)思維方式，從而引起了各國研究者對(duì)非光滑表面減阻研究的興趣。Sundaram 等［9］對(duì)來流攻角為0°～6°的NACA012翼型的溝槽減阻研究結(jié)果表明，減阻效果隨來流攻角的增加而增加，最大減阻效果達(dá)13%?？罩锌蛙嚬驹贏320 試驗(yàn)機(jī)機(jī)翼的70%表面貼上溝槽面薄膜，獲得了1%～2%的節(jié)油效果［10］。楊林等［11］基于“凹槽”和“陷窩”技術(shù)對(duì)低雷諾數(shù)下渦輪流動(dòng)損失控制進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究與數(shù)值分析，研究表明：凹槽結(jié)構(gòu)的存在能加強(qiáng)流動(dòng)摻混，促進(jìn)分離泡轉(zhuǎn)捩，有效降低葉柵總壓損失系數(shù)。

目前相關(guān)學(xué)者們對(duì)溝槽非光滑表面技術(shù)的研究更多關(guān)注其減阻效果與工程應(yīng)用，并取得了大量研究成果［12-14］。而關(guān)于溝槽內(nèi)渦流結(jié)構(gòu)及與下游湍流流動(dòng)相互影響的研究相對(duì)較少。因此，對(duì)溝槽非光滑表面技術(shù)的湍流特性進(jìn)行研究非常有必要。

本文基于NACA6510 翼型表面的二維圓弧型溝槽為研究對(duì)象，通過數(shù)值方法研究溝槽相對(duì)位置及相對(duì)深度的變化對(duì)翼型表面湍流流動(dòng)的影響，為溝槽非光滑表面技術(shù)在流動(dòng)噪聲控制應(yīng)用提供理論基礎(chǔ)。

1 計(jì)算模型和數(shù)值計(jì)算方法

1.1 幾何模型和網(wǎng)格劃分

圖1 為NACA6510 翼型表面二維圓弧型溝槽幾何示意圖，其中：翼型弦長c=100 mm，溝槽位于翼型吸力面；x表示弦向坐標(biāo)；λ、h分別表示溝槽的流向長度和深度。本文改變溝槽相對(duì)深度h/λ及溝槽在弦長方向的相對(duì)位置x/c獲得15 組不同的翼型模型，溝槽幾何參數(shù)如表1 所示。通過二維非定常湍流流場模擬分析上述參數(shù)對(duì)溝槽內(nèi)外流動(dòng)、翼型表面湍流的影響規(guī)律。

圖1 NACA6510 翼型圓弧型溝槽幾何示意圖Fig.1 Sketch of the arc-shaped groove on NACA6510 airfoil

表1 溝槽幾何參數(shù)Tab.1 Geometric parameters of the groove

計(jì)算時(shí)采用二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為節(jié)省計(jì)算資源，將計(jì)算域劃分為A、B 兩個(gè)子域，數(shù)值計(jì)算域示意圖如圖2 所示。子域A 為外流場，長20c、寬16c，保證遠(yuǎn)場邊界條件。內(nèi)部子域B 長3.5c、寬2c、尾跡2c。子域B 采用O 型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行網(wǎng)格離散，兩個(gè)子域交接面的網(wǎng)格一一對(duì)應(yīng)。溝槽翼型網(wǎng)格數(shù)為140 萬～160 萬，其中子域B 網(wǎng)格數(shù)為110 萬～125 萬。

圖2 數(shù)值計(jì)算域示意圖Fig.2 Schematic diagram of the computation field

溝槽幾何尺寸較小，為提高網(wǎng)格精度，對(duì)翼型近壁區(qū)、溝槽附近進(jìn)行局部加密，近壁第一層網(wǎng)格高度為0.01 mm，確保Y+≤1，溝槽內(nèi)部采用C 型拓?fù)洹喜郾砻嬉硇途W(wǎng)格示意圖如圖3 所示。

圖3 溝槽表面翼型網(wǎng)格示意圖Fig.3 Mesh of the airfoil with groove

1.2 控制方程及邊界條件

運(yùn)動(dòng)馬赫數(shù)Ma＜0.3的空氣繞翼型流動(dòng)，形成繞翼型的不可壓湍流流場。本文采用二維不可壓縮大渦模擬方法(large eddy simulation，LED)求解該翼型外部湍流場。大渦模擬方法求解瞬時(shí)N?S 方程獲得大于計(jì)算網(wǎng)格尺度的湍流運(yùn)動(dòng)，而小尺度渦對(duì)大尺度渦的影響則通過亞格子應(yīng)力模型體現(xiàn)。對(duì)于變量 φ，空間濾波后變?yōu)?/p>

式中：D為流動(dòng)區(qū)域；G(x,x′)為濾波函數(shù)。

式中，V為控制體體積。

將式(2)代入式(1)可得

利用式(3)處理連續(xù)性方程及瞬時(shí)N?S 方程，可得二維不可壓縮大渦模擬運(yùn)動(dòng)方程［15］，即

式中：ρ、μ 分別為空氣密度、分子黏度；u為速度分量；p為修正壓力；τij表 示亞格子應(yīng)力，τij=，通過它可以體現(xiàn)小尺度渦對(duì)大渦運(yùn)動(dòng)方程的影響；帶有上劃線的為濾波后的變量；t為時(shí)間。

為使運(yùn)動(dòng)方程封閉，采用Smagorinsky?Lilly亞格子模型，即

式中：μt為亞格子湍流黏性系數(shù)；Δ 為網(wǎng)格尺度；Cs為 亞格子常數(shù)；Sij為網(wǎng)格平均應(yīng)變率。

流動(dòng)方程采用二階迎風(fēng)格式離散，基于SIMPLEC 算法實(shí)現(xiàn)速度場和壓力場分離迭代求解。計(jì)算域進(jìn)口給定速度邊界條件，來流速度V=30m·s?1，基于翼型來流速度與弦長雷諾數(shù)Re=2×105。計(jì)算域出口位于翼型下游11倍弦長處，采用自由出流條件，翼型物面及溝槽采用無滑移絕熱條件。時(shí)間步長 Δt=1×10?5s，監(jiān)測翼型升力系數(shù)呈明顯周期性變化后，推進(jìn)10 000步作為非定常流場信息。大渦模擬計(jì)算時(shí)，采用SSTk?ω湍流模型求解RANS 方程，將時(shí)均收斂解作為非定常流場計(jì)算的初場。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 計(jì)算方法驗(yàn)證

為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，計(jì)算驗(yàn)證時(shí)采用Selig等［16］的經(jīng)典實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑镋387翼型，弦長為0.304 8 m，基于弦長的雷諾數(shù)Re=2×105。驗(yàn)證時(shí)采用與本文相同的網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)及計(jì)算方法。圖4 為E387 翼型極曲線試驗(yàn)數(shù)據(jù)與本文模擬值的對(duì)比，圖中橫坐標(biāo)Cd為阻力系數(shù)，縱坐標(biāo)Cl為升力系數(shù)?？梢?，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果保持一致，表明本文數(shù)值計(jì)算方法可行。

圖4 E387 翼型極曲線Fig.4 Polar curve of E387 airfoil

2.2 翼型氣動(dòng)性能及繞流流場特征

極曲線反映了翼型的升、阻力特性，是翼型重要的氣動(dòng)數(shù)據(jù)之一［16］。圖5為雷諾數(shù)Re=2×105，來流攻角α分別為0°、3°、6°、···、18°時(shí)NACA6510 翼型極曲線，其中：圖5(a)給出了相對(duì)深度h/λ=0.35 時(shí)翼型極曲線隨溝槽相對(duì)位置x/c的變化；圖5(b)則為x/c=0.65 時(shí)溝槽深度對(duì)翼型極曲線的影響。由圖5(a)可知：小攻角下溝槽相對(duì)位置對(duì)翼型升、阻力幾乎沒有影響；隨來流攻角增加，影響逐漸明顯，在α=18°時(shí)，溝槽使翼型阻力系數(shù)和升力系數(shù)減小，相對(duì)位置x/c=0.65 時(shí)，阻力系數(shù)從光滑翼型的0.226 5 減小為0.162 5，下降了28.26%。圖5(b)表明，大來流攻角下溝槽深度對(duì)翼型升、阻力有較明顯的影響。當(dāng)相對(duì)深度h/λ=0.35 時(shí)，阻力系數(shù)從光滑翼型的0.226 5 減小為0.169 1，減少了25.34%；升力系數(shù)從光滑翼型的1.743 9 減小為1.437 5，下降了17.57%，阻力系數(shù)的減少量大于升力系數(shù)的減少量。

圖5 NACA6510 翼型極曲線Fig.5 Polar curves of NACA6510 airfoil

圖6 給出了來流攻角α=6°、t=0.135～0.140 s、溝槽相對(duì)位置x/c=0.65 時(shí)NACA6510 翼型升力系數(shù)時(shí)域曲線隨相對(duì)深度h/λ的變化。可見，升力系數(shù)隨時(shí)間呈明顯的周期性波動(dòng)。根據(jù)流體力學(xué)理論可知，這正是翼型尾緣周期性渦流脫落引起的升力脈動(dòng)。表2 為α=6°、x/c=0.65 時(shí)經(jīng)快速傅里葉變換（FFT）后獲得的翼型升力系數(shù)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)的幅值，在溝槽相對(duì)深度小于0.35時(shí)，脈動(dòng)頻率幾乎不變，但對(duì)應(yīng)的峰值有變化。隨相對(duì)深度進(jìn)一步增加，當(dāng)h/λ=0.50 時(shí)，升力系數(shù)脈動(dòng)頻率出現(xiàn)突變，頻率明顯減小。

圖6 升力系數(shù)時(shí)間歷程Fig.6 Time history of lift coefficient

表2 不同相對(duì)深度溝槽升力系數(shù)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)的幅值Tab.2 Main fluctuation frequency and the corresponding amplitude of lift coefficient for the groove with various relative depth

為觀測翼型近壁區(qū)流場壓強(qiáng)脈動(dòng)，在翼型吸力面?zhèn)仍O(shè)置g、p、f三個(gè)監(jiān)測點(diǎn)，如圖7 所示。監(jiān)測點(diǎn)g位于0.3 倍弦長位置，離吸力壁面2 mm處；監(jiān)測點(diǎn)p在凹坑內(nèi)部監(jiān)測點(diǎn)f則位于0.8 倍弦長位置，離吸力壁面2 mm 處。

圖7 監(jiān)測點(diǎn)示意圖Fig.7 Distribution of monitor points

圖8 為溝槽相對(duì)深度h/λ=0.35 時(shí)監(jiān)測點(diǎn)f的壓強(qiáng)脈動(dòng)在頻域的分布，表3 為α=6°、h/λ=0.35 時(shí)的主頻及對(duì)應(yīng)幅值?？梢姡摫O(jiān)測點(diǎn)壓強(qiáng)脈動(dòng)在頻域的分布呈明顯的離散特性，具有溝槽的翼型壓強(qiáng)脈動(dòng)峰值均小于光滑翼型，且主脈動(dòng)峰值隨溝槽相對(duì)位置增加而減小，當(dāng)x/c=0.75時(shí)，峰值由光滑翼型的225.11 Pa 減小為110.43 Pa，降幅為50.9%。從表3 還可知，相對(duì)位置x/c=0.55、0.75 時(shí)，壓強(qiáng)脈動(dòng)頻率均有所降低。

表3 不同相對(duì)位置溝槽監(jiān)測點(diǎn)f 壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)幅值Tab.3 Main frequency and the corresponding amplitude of pressure fluctuation at point f for the groove at different relative positions

圖8 不同相對(duì)位置溝槽監(jiān)測點(diǎn)f 壓強(qiáng)脈動(dòng)頻譜Fig.8 Pressure fluctuation spectrum of point f for the groove at different relative positions

表4 為來流攻角α=6°、相對(duì)位置x/c=0.65時(shí)不同相對(duì)深度溝槽表面翼型及光滑翼型監(jiān)測點(diǎn)f的壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)幅值。由表4 可知，同一相對(duì)位置下，隨著溝槽深度的增加，監(jiān)測點(diǎn)f脈動(dòng)幅值呈先降后升的分布趨勢(shì)，h/λ=0.35 時(shí)脈動(dòng)幅值達(dá)到最小。表4 同時(shí)表明，溝槽較淺(h/λ=0.10、h/λ=0.20、h/λ=0.35)時(shí)，溝槽的存在對(duì)頻率的影響較小；溝槽達(dá)到一定深度(h/λ=0.50、h/λ=0.80)后，壓強(qiáng)脈動(dòng)頻率發(fā)生突變，脈動(dòng)頻率減小了110 Hz。監(jiān)測點(diǎn)f壓強(qiáng)脈動(dòng)的頻譜特性與翼型升力系數(shù)（參見表2）的變化吻合。通過上文分析說明，翼型吸力面的溝槽結(jié)構(gòu)會(huì)改變下游渦流脫落頻率和幅值。

表4 不同相對(duì)深度溝槽監(jiān)測點(diǎn)f 壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)幅值Tab.4 Main frequency and the corresponding amplitude of pressure fluctuation at point f for the groove at different relative depth

2.3 溝槽內(nèi)流動(dòng)特征分析

氣體流經(jīng)翼型表面，部分流體進(jìn)入溝槽，在溝槽內(nèi)部形成復(fù)雜的流動(dòng)狀態(tài)。圖9 為來流攻角α=6°、相對(duì)位置x/c=0.65 時(shí)溝槽內(nèi)部時(shí)均速度及流線隨相對(duì)深度h/λ的變化。當(dāng)h/λ較小時(shí)，流體流過溝槽結(jié)構(gòu)區(qū)域，在內(nèi)部產(chǎn)生了一個(gè)反向、穩(wěn)定的扁平狀二次渦，流動(dòng)速度較小。當(dāng)h/λ=0.35 時(shí)，有更多較高能量流體流入溝槽內(nèi)部，形成了一大一小兩個(gè)反向渦對(duì)。反向渦對(duì)的大小隨溝槽相對(duì)增加呈先增大后減小的趨勢(shì)。當(dāng)溝槽深度進(jìn)一步增加到h/λ=0.8 時(shí)，高能量的大渦擠壓溝槽內(nèi)較小的渦，使之變小。

圖9 溝槽結(jié)構(gòu)內(nèi)部時(shí)均速度及流線分布Fig.9 Distribution of mean velocity and streamline in the groove

圖10(a)為來流攻角 α=6、x/c=0.65 時(shí)沿溝槽中心線l的時(shí)均速度分布，縱坐標(biāo)ΔY指中心線上的觀測點(diǎn)到光滑翼型表面的長度。相關(guān)定義如圖10(b)所示，l為過凹坑圓心的直線，ΔY＜0表示監(jiān)測點(diǎn)位于溝槽內(nèi)部。由圖10 可知，隨壁面相對(duì)距離的增加，速度明顯呈先增大后減少再增大的趨勢(shì)，說明流體流經(jīng)溝槽結(jié)構(gòu)時(shí)在溝槽內(nèi)部形成了漩渦。深徑比對(duì) ΔY＞0區(qū)域的速度分布剖面影響較小，但溝槽內(nèi)部的速度分布發(fā)生明顯變化。相對(duì)于光滑壁面，溝槽相對(duì)深度增加，溝槽內(nèi)部速度增量越大，這與上文對(duì)溝槽內(nèi)部速度流線圖的分析相對(duì)應(yīng)。

圖10 溝槽中心線時(shí)均速度分布Fig.10 Distribution of mean velocity along the center of the groove

圖11 為α=6°、x/c=0.65、h/λ=0.35 時(shí)溝槽內(nèi)部瞬時(shí)流線在一個(gè)主脈動(dòng)周期ΔT（ΔT為監(jiān)測點(diǎn)p壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻對(duì)應(yīng)的周期）內(nèi)分布?？梢钥闯?，在6°來流攻角下，附面層在溝槽上游已形成小分離渦，溝槽內(nèi)部的二次渦由于該上游分離渦的擠壓、附面層流體的裹挾共同作用經(jīng)歷了產(chǎn)生、發(fā)展、脫落過程，無法穩(wěn)定滯留在溝槽內(nèi)部。

圖11 1 個(gè)周期內(nèi)各相位瞬時(shí)流線分布Fig.11 Distribution of instantaneous streamline during each phase of a period

圖12 為α=6°、x/c=0.65、h/λ=0.35 時(shí)監(jiān)測點(diǎn)g、p、f的壓強(qiáng)脈動(dòng)頻譜分布（監(jiān)測點(diǎn)位置如圖7 所示）。可見，在溝槽上游的監(jiān)測點(diǎn)g，壓強(qiáng)脈動(dòng)只在1 600 Hz 附近有較小的峰值，監(jiān)測點(diǎn)的壓強(qiáng)脈動(dòng)在3 200 Hz 處出現(xiàn)了大小約35 Pa的峰值。該頻率應(yīng)為溝槽內(nèi)部二次渦周期性產(chǎn)生、發(fā)展和脫落的頻率，而在溝槽下游監(jiān)測點(diǎn)f處，壓強(qiáng)脈動(dòng)在1 600、3 200 Hz 處均有明顯的脈動(dòng)峰，相較于g、p兩點(diǎn)，監(jiān)測點(diǎn)f的脈動(dòng)幅值大幅增長。氣體流經(jīng)溝槽結(jié)構(gòu)，翼型尾緣保持了上游及溝槽內(nèi)部壓強(qiáng)脈動(dòng)的頻率特性，脈動(dòng)幅值逐漸增強(qiáng)。

圖12 溝槽上、下游壓強(qiáng)脈動(dòng)頻譜Fig.12 Pressure fluctuation spectrum at the upstream and downstream of the groove

表5 給出了α=6°、h/λ=0.35 時(shí)，不同相對(duì)位置溝槽上、下游監(jiān)測點(diǎn)g、p、f的壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)幅值。表6 則為α=6°、x/c=0.65 時(shí)，不同相對(duì)深度溝槽上、下游壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)幅值?？芍煌瑓?shù)溝槽的存在對(duì)其翼型表面上、下游壓強(qiáng)脈動(dòng)的影響，其頻率呈現(xiàn)類似圖12的特性，溝槽內(nèi)部監(jiān)測點(diǎn)p的壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻表現(xiàn)為上、下游主頻的2 倍，說明溝槽內(nèi)部二次渦產(chǎn)生、發(fā)展和脫落過程始終存在。溝槽結(jié)構(gòu)的存在對(duì)上游監(jiān)測點(diǎn)g的壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值幾乎沒有影響。在不同相對(duì)位置下，隨弦向的增加，溝槽內(nèi)部監(jiān)測點(diǎn)p脈動(dòng)幅值逐漸增加，但溝槽下游監(jiān)測點(diǎn)f幅值卻呈減小趨勢(shì)。在同一位置，隨溝槽相對(duì)深度的增加，溝槽內(nèi)部監(jiān)測點(diǎn)p脈動(dòng)幅值逐漸增加，下游監(jiān)測點(diǎn)f幅值呈先增大后減小趨勢(shì)，在h/λ=0.35 時(shí)出現(xiàn)最小值。

表5 不同相對(duì)位置溝槽上、下游壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)幅值Tab.5 Main frequency and the corresponding amplitude of pressure fluctuationat the upstream and downstream of the groove at different relative positions

表6 不同相對(duì)深度溝槽上、下游壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻及對(duì)應(yīng)幅值Tab.6 Main frequency and the corresponding amplitude of pressure fluctuationat the upstream and downstream of the groove at different relative depth

3 結(jié) 論

本文以NACA510 翼型溝槽結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，通過大渦模擬方法對(duì)翼型繞流流場進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，分析了溝槽結(jié)構(gòu)對(duì)翼型氣動(dòng)特性與渦流結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律，取得了以下結(jié)論：

（1）在小攻角下，溝槽表面對(duì)翼型的升、阻力系數(shù)影響很小，大攻角下升、阻力系數(shù)明顯減小，溝槽位于x/c=0.65、相對(duì)深度h/λ=0.35時(shí)，翼型阻力系數(shù)的減小量大于升力系數(shù)的減小量。

（2）溝槽結(jié)構(gòu)的存在改變了下游渦脫落情況，對(duì)上游影響不明顯。6°來流攻角下，隨弦向方向，溝槽下游監(jiān)測點(diǎn)f壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值逐漸減??；隨溝槽深度的增加，監(jiān)測點(diǎn)壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值呈先降后增的分布趨勢(shì)，在h/λ=0.35 時(shí)達(dá)到最小。溝 槽 較 淺(h/λ=0.10、h/λ=0.20、h/λ=0.35)時(shí)，溝槽的存在對(duì)頻率的影響不明顯；溝槽達(dá)到一定深度(h/λ=0.50、h/λ=0.80)后，壓強(qiáng)脈動(dòng)頻率發(fā)生突變，頻率明顯降低。

（3）氣體流經(jīng)溝槽結(jié)構(gòu)時(shí)會(huì)在溝槽內(nèi)部形成反向二次渦，其壓強(qiáng)脈動(dòng)主頻為上、下游主頻的2 倍。在一定條件下，溝槽內(nèi)部渦流失穩(wěn)，存在周期性渦流產(chǎn)生、發(fā)展和脫離。氣體流經(jīng)溝槽結(jié)構(gòu)，翼型尾緣保持了上游及溝槽內(nèi)部壓強(qiáng)脈動(dòng)的頻率特性，脈動(dòng)幅值逐漸增強(qiáng)。