类车体尾迹流动非定常特性

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水翼非定常空化流动中湍流模型研究

水翼非定常空化流动中湍流模型研究李雨濛; 陈晖; 项乐; 张亚太【期刊名称】《《火箭推进》》【年(卷),期】2019(045)006【总页数】9页(P29-37)【关键词】水翼; 空化流动; 非定常; 湍流模型; MFBM【作者】李雨濛; 陈晖; 项乐; 张亚太【作者单位】西安航天动力研究所液体火箭发动机重点实验室陕西西安710100【正文语种】中文【中图分类】V431; TV131.320 引言近年来航天不断发展，液体火箭发动机作为重要的动力来源也不断更新换代。

新一代液体火箭发动机以液氢液氧或液氧煤油作为推进剂，比冲高，推力大，工作时间长，在大型运载火箭上得到广泛应用。

涡轮泵作为液体火箭发动机的核心部件，在高转速的环境下工作易导致涡轮泵内出现空化，影响液体火箭发动机的可靠性[1-5]。

空化作为水力机械中经常出现的一种现象，会造成水力机械性能明显降低[6]，材料表面破坏，引起振动和噪声等[7-8]。

空化对动态响应特性的改变会使流动内部出现不稳定性，多个国家在研究液体火箭发动机涡轮泵时都碰到过空化不稳定带来的问题乃至事故。

例如，在日本H-2火箭的第8次发射中，空化不稳定诱发的脉动频率与泵前导流叶片固有频率相近，引起共振导致叶片疲劳断裂，转子失衡及摩擦，并最终导致发动机停机发射失败。

为了减小空化不稳定带来的危害，各国学者做了多方面研究[9]。

由于水力机械几何过于复杂，便从较为简单的水翼非定常空化入手。

时素果等[10]研究了热力学效应对空化水动力脉动特性的影响，得到了水翼升力在非定常空化阶段的特征频率。

Wang等[11]研究了附着空化流动，对空化初生进行了探究。

Leroux等[12]对水翼的云状空化进行研究，发现翼型表面不同位置压强随时间变化不同，得到云状空化两种不同的动态特性。

尹必行等[13]采用试验研究与数值模拟相结合的方法研究绕水翼ys930的非定常空化流场结构，得到片状空化和云状空泡两个不同的阶段。

【国家自然科学基金】_sst k-ω模型_期刊发文热词逐年推荐_20140801

科研热词推荐指数数值模拟 12 湍流模型 5 离心泵 3 sst k-ω 湍流模型 3 耦合传热 2 气动特性 2 数值计算 2 高超声速 1 高层建筑 1 风致连续破坏 1 风压系数 1 风力机翼型 1 风力机 1 非设计工况 1 雷诺平均纳维-斯托克斯方法 1 迷宫密封 1 软性磨粒流加工 1 软性磨粒流 1 计算流体动力学 1 蜗壳 1 蜂窝密封 1 耦合 1 缝槽气膜冷却 1 矩形断面 1 矢量效率 1 球型屋盖 1 滑移网格 1 源项 1 湍流边界层 1 湍流脉动 1 混流泵 1 混合大涡/雷诺平均n-s方程模拟方法 1 混合函数 1 涡脱 1 流动分离 1 流动 1 流体碰撞 1 泵工况 1 泄漏流动 1 水泵水轮机 1 水动力试验 1 水动力性能 1 水力机械 1 水力效率 1 水力性能 1 气动热 1 正交设计 1 模型 1 机组效率 1 机械制造工艺与设备 1 敞水性能 1 改进gurney襟翼 1
推荐指数 6 3 2 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2011年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52
科研热词数值模拟湍流模型风环境非定常尾迹离心泵流场 cfd 颤振非定常特性非定常流动阻力系数阻力转捩流动超空泡超空化计算流体动力学蜗壳船舶操纵翼身组合体粘性流热应力激波/湍流边界层干扰源/汇项湍流模式温度混合les/rans方法流动计算气热耦合气冷涡轮植被绕流标准k-ε 模型来流速度方形土楼断面型式攻角性能预测微尺度通道大跨度桥梁多孔介质升力系数动静叶干涉剪切应力输运k-ω 模型云状空化 sst k-ω 模型 sst navier-stokes方程 k-ω sst湍流模型 des湍流模型 ausm+-up格式

2级涡轮内部流动定常与非定常计算差异研究

2级涡轮内部流动定常与非定常计算差异研究杨杰;周颖;潘尚能;卢聪明【摘要】为获取进而认识涡轮内部流动状态,以某2级约化形式的动力涡轮为研究对象,分别对其进行定常和非定常数值计算和分析.研究表明:定常计算与非定常计算对涡轮内部流动的模拟结果,如叶片表面的压力分布、叶排进出口的气流角、叶片通道中的二次流流向涡、展向涡、叶片通道中的损失等,均存在差异;流动的非定常性越强,定常与非定常计算结果的差异越大,且该差异大小对于静叶与动叶呈相反的展向分布规律.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)003【总页数】7页(P21-27)【关键词】涡轮;内部流动;定常;非定常;数值模拟;涡;航空发动机【作者】杨杰;周颖;潘尚能;卢聪明【作者单位】中航工业航空动力机械研究所,湖南株洲412002;中航工业航空动力机械研究所,湖南株洲412002;中航工业航空动力机械研究所,湖南株洲412002;中航工业航空动力机械研究所,湖南株洲412002【正文语种】中文【中图分类】V231.3引用格式：杨杰，周颖，潘尚能，等.2级涡轮内部流动定常与非定常计算差异研究[J].航空发动机，2016,42（3）：21-27.YANG Jie,ZHOU Ying,PANShangneng,et al.Study of differences between steady and unsteady computation for two-stage turbines internalflow[J].Aeroengine,2016,42(3):21-27.对涡轮内部流动的数值模拟是获取进而认识涡轮内部流动状态的重要手段，有定常计算和非定常计算2种方法。

定常计算方法所需的计算机硬件资源少、花费的机时少，能快速获取模拟结果。

涡轮内部的流动本质上是非定常的，定常的数值计算必然会丢失相关的非定常信息，无法获取非定常流动特征。

掌握定常计算结果与非定常计算结果之间的差异是衡量选用何种计算方式的重要依据，更是工程计算中用定常计算代替非定常计算的必要前提。

类车体尾迹区雷诺应力实验分析

第３９卷第１０期２１年１０１０月
同济大学学报（然科学版）自
ＪＵＮＬＯＯＧＩＮＥｌＴ（ＡＯＲＡＦＴＮＪＵ Ⅳ ＩＩＹＮ，Ｓ兀瓜Ａ．ＣＥＥＩＳＩＩ）Ｃ
Ｖｏ．．０Ｉ３９Ｎｏ１
ＷａｅｏｍｅｄｌｋｆＡｈｄＭｏｅ
ＺＵＨｕ，ＡＧＺｎＨｉＹＮｈｇ
（ｏｌｅｏｕｏｔｅＳｕｉｓＴｎｊＵｎｖｒｉ，ｈｎｈｉ０８４Ｃｌｇｆｔｍｏｉｔｄｅ，ｏｇｉｉｅｓｙＳａｇａ１０，ｅＡｖｔ２
１学地面交通工具风洞中
心空气动力学风洞１：５缩比模型，图１所示．１如由风道、风机、拐角叶片、阻尼网、升降地板构成．
ｓｃｕ，ｈｅｔｒｆｔｌｗｔｕｔｒｓｓｏｄｗｉｅｒｐｔｍｓｔｅｆａｕｅｏｈｆｅｏｓｒｃｕｅｉｈｗｅｔｈｄａｏｔｘｐｉｎｒｕｄｅｆｃｘｅｄｎａｉｌ．ｅｒｇｖｒｅａｒａｄｇｏｎｆｅｔｅｔｎｉｇｔｆｒｆｄＴｈｏｅｄｓｒｂｔｎｃａａｔｒｓｉｆｔｔｅｓｃｍｐｎｎｖｒｅｔｉｔｉｕｉｈｒｃｅｉｔｏｈｓｓｏｏｅ￣ａｉｓｗｉｏｃｅｒｈｔｉｔｎｅｆｏｍｏｅｏｙｅｈｄｓｃｒｍｄｌｄ．ａｂＫｅｒｓｈｄｂｄｙｗｏｄ：ａｍｅｏｙ；Ｒｅｎｌｓｓｒｓ；ｗｉｄｔｎｅｅｔｙｏｄｔｅｓｎｕｎｌｔｓ

高超声速空气动力学

高超声速空气动力学对于高超声速尾迹稳定性的研究非常少，早期的研究主要是以实验为主，1964年，Lyons等[83]对高超声速圆锥和圆球绕流的阻力、稳定性和尾迹特征进行了实验研究，其得出了圆锥尾迹从层流到湍流的转捩雷诺数，利用阴影技术得到层流和湍流情况下的圆锥尾迹。

1972年，Finson[84]利用阴影法对高超声速高雷诺数尾迹进行了实验研究，得到了圆锥层流和湍流边界层的尾迹阴影图。

2002年，Maslov[85]等利用电子束方法对高超声速钝锥和尖锥绕流的流动稳定性进行了实验研究，对在自然扰动和人工有限振幅扰动情形下的圆锥稳定性进行了实验研究。

2004年，Nishio[86]等利用放电方法对高超声速太空舱的尾迹稳定时间进行了实验研究，得出了其尾迹结构及其稳定时间。

2006年，Danehy和Wilkes[87]等在马赫数10风洞中利用平面激光诱发荧光法（PLIF）对X-33机身尾迹流场、开洞平板绕流、70度钝锥带圆柱尾部模型的尾迹、Apollo太空舱尾迹4个模型进行了实验研究，显示了各种模型尾迹结构图像。

步入21世纪后，研究人员开始逐步采用数值计算的方法来研究底部流动及尾迹结构。

由于底部流动及尾迹结构十分复杂，国外的研究人员大都采用DNS方法、RANS/LES方法以及DES方法，以此获得底部流动及尾迹的湍流结构，但对其演化机理研究甚少。

2005年，Sandberg[88]等利用DNS方法对超声速圆柱底部流动的转捩现象进行了研究，其获得了底部流动演化过程中的多种结构。

2006年，Sivasubramanian[89]等利用RANS/LES方法及DES方法对超声速轴对称导弹外形的底部流动进行了研究，获得了底部流场的湍流结构，并采用船形后体实现了底部流动湍流结构的被动控制。

2007年，Sinha[90]采用DES方法对高超声速再入式飞行器的底部流场进行了研究，获得了底部流动的非定常现象，分析了底部流动的雷诺数效应。

纳米尺度圆柱绕流尾迹区流动形式模拟研究

纳米尺度圆柱绕流尾迹区流动形式模拟研究李印实;何雅玲;孙杰;陶文铨【期刊名称】《力学学报》【年(卷),期】2008(40)3【摘要】采用非平衡分子动力学模拟方法,对微尺度低Re数下的圆柱绕流问题进行了研究,模拟结果表明:当Re＜12时,圆柱下游形成对称、无分离的定常流;当Re ＞20时,圆柱下游形成周期性交替出现的对称涡;当12＜Re＜20时,圆柱下游开始存涡形成,但并不是稳定的涡对,而是处于上述两个区域的过渡阶段.上述前两区域的流动特性与宏观尺度下的特性相同,但得到的Re数范围不同.当来流速度超过当地音速后,没有涡的产生,而是在下游紧靠近壁面的区域内形成了空穴,且下游伴随有物理量的突变.上述微观尺度与宏观尺度的不同流动特性,表现出了流动状态的变化具有明显的尺度特征.【总页数】8页(P323-330)【作者】李印实;何雅玲;孙杰;陶文铨【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院,动力工程多相流国家重点实验室,西安,710049;西安交通大学能源与动力工程学院,动力工程多相流国家重点实验室,西安,710049;西安交通大学能源与动力工程学院,动力工程多相流国家重点实验室,西安,710049;西安交通大学能源与动力工程学院,动力工程多相流国家重点实验室,西安,710049【正文语种】中文【中图分类】O357【相关文献】1.纳米尺度并列双圆柱绕流的分子动力学模拟研究 [J], 李印实;何雅玲;孙杰;陶文铨2.椭圆柱绕流尾迹的PIV测量及DMD分析 [J], 王智慧; 翟红岩; 李庆领; 张文涛; 李忠敏3.合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离数值模拟研究 [J], 李潮隆; 夏智勋; 罗振兵; 邓雄; 杨升科; 王林4.介质阻挡放电等离子体对圆柱绕流尾迹区流场影响实验研究 [J], 李钢;李轶明;聂超群;李汉明;张翼;徐月亭;朱俊强5.纳米尺度圆柱绕流现象的分子动力学模拟研究 [J], 李印实;何雅玲;孙杰;陶文铨因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

横风下高速列车的非定常气动特性及安全性_张亮

k 500μ 2 , F2 = tanh max 0.99ω y ρ y 2ω
2
(3)
式中， y 表示第一层网格到物面的最小距离。在 DES 方法中， lk -ω 由 min(lk -ω , CDES Δ) 代替，其中 Δ = max(Δx, Δy , Δz ) 为网格单元的最长边长，常 k -ε k -ω 数 CDES = (1 − F1 )CDES + F1CDES ，其中常数项
k -ε k -ω CDES = 0.61 ， CDES = 0.78 。这样，在靠近物面边界
层上， ω 值相当大，且湍动能 k 值有限， lk -ω 远小于网格单元尺度，SST 湍流模型起作用，采用的是雷诺时均方法；在远离物面时，ω 值很小，当 lk -ω 增大到大于 CDES Δ 时，改变后的模型充当大涡模拟的亚格子雷诺应力模型。 1.2 数值模型高速列车是一个复杂的细长结构，如果对整列车进行数值模拟，计算量大，计算时间很长，且对计算机的硬件要求很高。由于列车中部截面形状不 [4, 16] 变，气动力的变化在列车中部趋于稳定，所以本文以国内某 CRH 高速列车为原型，采用头车-中间车-尾车三节车编组的列车模型，其中头车和尾车
区域，采用大涡模拟模拟脱体涡运动。基于 Menter k-ω SST 的 DES 方程为
∂( ρ ∂t ∂x j ∂ ∂x j μt ∂k ρ k 1.5 μl + − σ ∂ x k j lk -ω (1)
Unsteady Aerodynamic Characteristics and Safety of High-speed Trains under Crosswinds

尾迹诱导下低压涡轮非定常转捩的数值模拟

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｓｔｕｄｙｔｈｅｗａｋｅ — ｉｎｄｕｃｅｄｂｏｕｎｄａｒｙ — ｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｉｎｌｏｗ— ｐｒｅｓｓｕｒｅｔｕｒｂｉｎｅ，ｔｈｅｕｎ— ｓｔｅａｄｙＲｅｙｎｏｌｄｓ — ａｖｅｒａｇｅｄＮａｖｉｅｒ — Ｓｔｏｋｅｓ（ＲＡＮＳ）ｍｅｔｈｏｄｉｓａｄｏｐｔｅｄｔｏｓｉｍｕｌａｔｅｔｈｅｕｎｓｔｅａｄｙｂｏｕｎｄａｒｙ —
第４５卷第５期
２０１３年１Ｏ月
南
京
航
空
航
天
大
学
学报
Ｖ０１．４５Ｎｏ．５０ｃｔ．２０１３
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆ＡｓｔｒｏｎａＵｔｌＣＳ
ｆｏｒｉｍｐｌｉｃｉｔｔｉｍｅａｄｖａｎｃｅｍｅｎｔ．Ｉｎｔｈｅｓｔｅａｄｙｃａｓｅ，ｔｈｅｌａｍｉｎａｒｓｅｐａｒａｔｉｏｎｉｎｄｕｃｅｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ，ａｎｄｉｎｆｌｕ —
Ｓｐａｌａｒｔ＆Ａｌｌｍａｒａｓ湍流模型、隐式牛顿迭代时间推进的非定常雷诺平均计算方法，对上游圆柱周期性尾迹作用下Ｔ１ｏ６Ａ低压涡轮边界层非定常转捩的流动进行了数值模拟。定常来流下，计算准确捕捉了分离诱导转捩以及雷诺数和负荷的影响，尾迹作用下的非定常计算则准确模拟了尾迹在叶栅通道内的输运过程、尾迹的负射流

CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展

CFD技术发展及其在航空领域中的应用进展罗磊;高振勋;蒋崇文【摘要】综述了计算流体力学(CFD)技术的近期发展情况,及其在航空领域的应用现状.在CFD技术发展方面,从计算格式、网格方法、湍流模拟3个方面进行了综述,并对未来CFD技术的发展方向进行了展望.在CFD技术的应用方面,重点介绍了飞行器外形优化、旋翼/直升机、非定常绕流、多体分离和进气道等重点应用领域的现状.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)020【总页数】5页(P77-81)【关键词】计算流体力学;空气动力学;航空;飞行器【作者】罗磊;高振勋;蒋崇文【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）自20世纪60年代随计算机技术的不断进步而迅速发展，如今已深入到包括航空、航天、船舶、水利、冶金、建筑、化工等工程领域的各个方面，取得了巨大的成就。

航空领域是最早应用和发展CFD技术的领域，在半个多世纪的时间里，航空工程界形成了一套行之有效的CFD技术应用方式，充分合理地利用CFD技术优势，有效缩短了技术研发与型号研制的周期。

在当今航空领域迅猛发展的形式下，CFD技术展现出巨大的应用价值和发展潜力。

本文旨在综述CFD技术近期的发展情况，并展望未来CFD技术的发展方向，以及介绍CFD技术在航空领域应用的现状。

1 CFD技术发展随着CFD技术发展的深入，CFD面临着越来越多的困难。

本文从计算格式、网格方法、湍流模拟等方面介绍CFD技术的最新发展情况。

在CFD领域中，低阶格式由于其鲁棒性和可靠性，被广泛用于工程实际的计算中。

尽管低阶格式已在复杂外形的复杂流动数值模拟中取得了巨大成功, 但低阶格式具有较大的数值耗散与色散。

多段翼型流动非定常性计算研究

多段翼型流动非定常性计算研究焦予秦;范娟莉;罗淞【摘要】Numerical simulation of flow unsteadiness of the 30P-30N multi-element airfoils has been done by detached eddy simulation (DES) method based on SA turbulence model. The average of aerodynamic characteristics for unsteady flow has been calculated and compared with experimental data to validate DES method. After that, the numerical results have been carefully analyzed. The analytical results show that the method is accurate for the simulation of the flow unsteadiness of multi-element airfoil. Vorticity has changed in certain extent beneath the lower surface of slat wing while periodic vortex shedding is obvious near the trailing edge of flap. And primary cause of multi-element airfoil's noise radiation has been revealed preliminarily. The results are useful in the research on reducing noise of multi-element airfoil.%用基于SA湍流模型的DES计算方法对30P-30N多段翼型绕流的非定常性进行数值模拟.通过将非定常计算的气动特性平均值和定常实验结果比较验证了计算方法的可靠性,并对基于SA湍流模型的DES方法非定常数值模拟的结果进行分析.结果表明,所述方法正确地模拟了多段翼型流动的非定常性.缝翼下表面具有一定的涡量变化,而襟翼上表面后缘有明显的周期性的涡脱落.初步揭示了多段翼型噪声辐射的根本原因.研究结果对减小多段翼型噪声的方法研究具有一定的意义.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2011(011)013【总页数】5页(P2994-2998)【关键词】多段翼型;非定常;涡脱落;噪声【作者】焦予秦;范娟莉;罗淞【作者单位】西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室,西安,710072;西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室,西安,710072;西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V211.41当前，随着人类环境保护意识的不断增强，对飞机噪声的强制性指标要求越来越高。

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关键词：Ahmed类车体;大涡模拟;非定常特性
中图分类号：0355； U461.1
文献标志码：A
Transient Feature of Flow Field in Wake of Ahmed Body
WANG Bingxin1, YANG Zhigang1'2, ZHU Hui1
(1. Shanghai Automotive Wind Tunnel Center, Tongji University, Shanghai 210804, China； 2. Beijing Aeronautical Science & Technology Research Institute, Beijing 102211,China)
Key words: Ahmed body； large eddy simulation； transient feature
作为汽车气动减阻方法之一的流动主动控制法包括定常控制技术与非定常控制技术，其中后者较前者更具优势.Brunn等在35°后倾角Ahmed类车体背部斜面上侧分离线处采用非定常控制技术，实现减阻率2. 5%； Krentel等闪在25°后倾角 Ahmed类车体背部斜面下侧分离线处采用非定常控制技术，实现减阻率5.7%；Pastoor等⑷采用非定常控制技术实现了上下剪切层同步，减阻率达15%. 非定常主动控制技术运用的成功与否依赖于对车体绕流场的流动结构及其非定常运动特性的研究⑷.
类车体尾迹流动非定常特性
王冰心1,杨志刚1«,朱晖1
(1.同济大学上海地面交通工具风洞中心，上海201804；2.北京民用飞机技术研究中心，北京102211)
摘要：通过与已发表的数据相比对，对大涡模拟方法的有效性进行验证.采用该数值方法对高雷诺数下25°后倾角 Ahmed类车体背部斜面及尾部垂直面处尾迹区的流动进行解算.通过对背部斜面处分离泡、背部斜面侧边“C柱”处卷起的拖曳涡对及尾部垂直面处回流区流场信息的采用及相关频谱特性分析,研究并明确了尾迹区起主导作用的大尺度相干结构及运动的非定常特性.在流动的不同区域，类车体尾迹区流动的非定常特性不尽相同，主要体现为背部斜面分离泡的拍击振动具有绝对不稳定性特征，由KelvinHelmholtz(KH)不稳定性诱发的大尺度相干结构具有对流不稳定性特征;两侧“C柱”拖曳涡对在背部斜面上与展向涡相互耦合,具有较好的对称性;拖曳涡对在垂直面处回流区内与该区展向涡相互混掺，但无耦合作用且不具有对称性；垂直面处回流区内上、下侧剪切层卷起的展向涡以类似卡门涡街形式交替产生并脱落;高雷诺数时，整个尾迹区流动的特征频率趋于一致.
surface, one pair of counter-rotating longitudinal C-pillar vortices originating from the two side edges of the rear window, and a recirculation torus behind the vertical base. In different regions of flow field, the transient features of the wake are different. The flapping motion of the recirculation bubble over the slanted surface corresponds to an absolute unsteadiness while the activity of the coherent structures is convective. The pair of C-pillar vortices coupled with the spanwise vortices over the slanted surface are symmetric. However, they only mix with the recirculation torus behind the vertical base resulting in asymmetric characteristic. The rolling up and shedding of the recirculation torus behind the vertical base are similar to Karman vortex street. At high Reynolds numbers, the characteristic frequency of different regions tends to be consistent.
Abstract: Compared with the published data, the validity of the large eddy simulation method is verified. The large eddy simulation method is applied to the study of the flow field around slanted surface and rear vertical base of the Ahmed body with a slant angle of 25°at high Reynolds number. This work aims to gain a relatively thorough understanding of the transient features of the predominant coherent structures around the Ahmed body by sampling flow field information and spectrum analyses of a recirculation bubble over the slanted
第47卷第1期 2019年1月
同济大学学报(自然科学版) JOURNAL OF TONGJI UNIVERSITY(NATURAL SCIENCE)
Vol.47 (2019)01-0113-11
DOI： 10.11908/j. issn. 0253-374x. 2019.01.015