基于某型發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展STOVL動(dòng)力性能方案研究

李瑞軍，袁長(zhǎng)龍

(沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所 預(yù)先研究總體設(shè)計(jì)部，沈陽(yáng) 110015)

基于某型發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展STOVL動(dòng)力性能方案研究

李瑞軍，袁長(zhǎng)龍

(沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所 預(yù)先研究總體設(shè)計(jì)部，沈陽(yáng) 110015)

短距起飛/垂直降落(STOVL)飛機(jī)由于其優(yōu)越的作戰(zhàn)性能，受到了世界航空大國(guó)的高度重視。通過(guò)借鑒目前最先進(jìn)的STOVL動(dòng)力F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展思路，研究了基于國(guó)內(nèi)某型發(fā)動(dòng)機(jī)改STOVL動(dòng)力方案時(shí)，主發(fā)動(dòng)機(jī)與升力風(fēng)扇之間的匹配和約束關(guān)系。研究結(jié)果表明：隨著升力風(fēng)扇壓比和流量的增加，主發(fā)動(dòng)機(jī)升力減小，升力風(fēng)扇升力增加；同一主發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，升力風(fēng)扇流量越大，發(fā)動(dòng)機(jī)前后升力平衡的升力風(fēng)扇壓比越小，總升力越大；主發(fā)動(dòng)機(jī)性能越高，發(fā)動(dòng)機(jī)前后升力平衡的升力風(fēng)扇壓比和流量越大，發(fā)動(dòng)機(jī)總升力也越大。

短距起飛/垂直降落；升力風(fēng)扇；匹配關(guān)系；渦輪進(jìn)口溫度；性能

短距起飛/垂直降落飛機(jī)集固定翼和旋翼飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)于一體，既能顯著降低飛機(jī)對(duì)起飛、著陸地面條件的要求，又具備較高的飛行性能及攻擊能力[1-4]。航空母艦及大型艦艇若配備該類型戰(zhàn)斗機(jī)，將有效增加其艦載機(jī)數(shù)量，大幅度提升戰(zhàn)斗力、反應(yīng)敏捷度，因而STOVL戰(zhàn)斗機(jī)受到了世界航空大國(guó)的普遍重視，并得到不斷發(fā)展。目前國(guó)際上最先進(jìn)的STOVL戰(zhàn)斗機(jī)為美國(guó)的F-35B[5]飛機(jī)，其配裝動(dòng)力裝置為由普惠公司研制的F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)，該發(fā)動(dòng)機(jī)由配裝F-22飛機(jī)的F119-PW-100發(fā)展改進(jìn)而來(lái)。STOVL戰(zhàn)斗機(jī)研制的關(guān)鍵在于動(dòng)力技術(shù)水平[6]，本文在分析F135-PW-600發(fā)展思路基礎(chǔ)上，重點(diǎn)研究基于國(guó)內(nèi)某型發(fā)動(dòng)機(jī)改STOVL動(dòng)力時(shí)，主發(fā)動(dòng)機(jī)與升力風(fēng)扇之間的匹配和約束關(guān)系，為國(guó)內(nèi)開(kāi)展STOVL動(dòng)力性能方案研究提供借鑒。

1 F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)由F119-PW-100發(fā)展改進(jìn)而來(lái)，繼承了F119發(fā)動(dòng)機(jī)基本技術(shù)和設(shè)計(jì)思路。為滿足F-35B飛機(jī)短距起飛垂直降落的要求，F(xiàn)135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)采用了常規(guī)推進(jìn)系統(tǒng)+升力系統(tǒng)的組合推進(jìn)系統(tǒng)，具體結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。

圖1 F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)

通過(guò)對(duì)文獻(xiàn)資料[7-12]分析，得出F119發(fā)動(dòng)機(jī)與F135-PW-600主要性能參數(shù)對(duì)比見(jiàn)表1。F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)常規(guī)狀態(tài)主要性能參數(shù)相比F119發(fā)動(dòng)機(jī)存在如下改變：(1)為滿足更大推力需求，主發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇流量和壓比增加，同時(shí)渦輪前溫度有所提高；(2)為滿足滾轉(zhuǎn)噴管有足夠的外涵引氣量，發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比增加；(3)為滿足由風(fēng)扇流量、壓比和發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比增加帶來(lái)低壓渦輪功率增加的需求，以及由新增升力風(fēng)扇系統(tǒng)對(duì)低壓渦輪功率的需求，低壓渦輪由一級(jí)改為兩級(jí)；(4)為適應(yīng)高的渦輪前溫度，冷氣量增加。同時(shí)，由表1中數(shù)據(jù)可見(jiàn)，F(xiàn)135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)垂降狀態(tài)主機(jī)涵道比和總壓比較常規(guī)起飛狀態(tài)均有所減小。且存在滾轉(zhuǎn)噴管升力：升力風(fēng)扇升力：三軸承偏轉(zhuǎn)噴管升力=1∶4.8∶4.8，即前、后升力需保持平衡。另外，有些文獻(xiàn)資料[13-15]給出的F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)前升力風(fēng)扇升力大于后偏轉(zhuǎn)噴管升力，但目前無(wú)法證實(shí)那個(gè)數(shù)據(jù)更準(zhǔn)確。實(shí)際上前后升力的比值與飛機(jī)重心的布置有關(guān)，因此前后升力是否相等，并不完全是STOVL飛機(jī)對(duì)動(dòng)力裝置的絕對(duì)約束條件，而應(yīng)根據(jù)飛機(jī)重心的布局來(lái)確定發(fā)動(dòng)機(jī)前、后升力比值。但前、后升力應(yīng)該保持基本相當(dāng)，否則飛機(jī)重心布局困難，在垂直狀態(tài)，難以保持飛機(jī)前后平衡。

表1 F119與F135-PW-600性能參數(shù)對(duì)比

2 STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)基本工作原理

從渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程來(lái)看(如圖2)，即使是最理想的，沒(méi)有任何機(jī)械損失的情況下，由于噴管出口處溫度遠(yuǎn)高于大氣環(huán)境溫度，導(dǎo)致大部分能量不可避免的被損失掉。正如Bevilaqua(軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇主要研制者之一)所講，增加發(fā)動(dòng)機(jī)流量是增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力最有效的途徑，并且單位功率推力增加與流量平方根成正比例關(guān)系，因此，如何很好的利用這部分損失掉的能量來(lái)產(chǎn)生更大的推力是噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)研究者一直在探索的問(wèn)題，最終在渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上產(chǎn)生了渦扇、渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖2 空氣通過(guò)傳統(tǒng)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)的能量轉(zhuǎn)換過(guò)程圖

發(fā)動(dòng)機(jī)是可在渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)間轉(zhuǎn)換工作的動(dòng)力裝置，為典型的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。在STOVL狀態(tài)，從渦輪排氣流中提取部分能量轉(zhuǎn)換為軸功，驅(qū)動(dòng)流量更大的升力風(fēng)扇產(chǎn)生升力，其余可用能量仍然以噴流方式從噴管噴出產(chǎn)生推力，因此也可把升力風(fēng)扇當(dāng)作渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)外涵風(fēng)扇一部分，即可將其看作大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)[5]，比如F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)總涵道比約為4；在常規(guī)巡航狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)換成常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，升力風(fēng)扇系統(tǒng)變?yōu)轱w機(jī)的死重。然而，驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇的功不是從一個(gè)單獨(dú)的動(dòng)力渦輪提取，而是通過(guò)改變驅(qū)動(dòng)主發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的渦輪工作點(diǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)，該工作過(guò)程如典型渦輪特性圖3所示。在特性圖上的任何一點(diǎn)，渦輪產(chǎn)生的功由下式給出。

Turbine Power=η×m×Cp×T4[1-(P5/P4)k-1/k]

(1)

式中：η-渦輪效率，m-渦輪的燃?xì)饬髁浚琓4-渦輪前溫度，P5/P4-渦輪壓降。

一般來(lái)說(shuō)，渦輪功增加主要通過(guò)增加燃燒室供油量進(jìn)而增加T4來(lái)達(dá)到。每一個(gè)穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)均為燃油流量的函數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作線上定義的穩(wěn)態(tài)匹配點(diǎn)是圖3從左下角到右上角的那條斜線，即發(fā)動(dòng)機(jī)需要設(shè)計(jì)成渦輪功與壓氣機(jī)功匹配在各個(gè)轉(zhuǎn)速接近最大效率點(diǎn)。如果聯(lián)接主發(fā)動(dòng)機(jī)與升力風(fēng)扇的離合器在燃油增加的同時(shí)打開(kāi)，額外的功就會(huì)用于加速升力風(fēng)扇，而不是發(fā)動(dòng)機(jī)。通過(guò)選擇燃油流量來(lái)匹配渦輪產(chǎn)生的功與驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇所需要的功，此時(shí)主發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不變。這個(gè)過(guò)程與在汽車上用人力操縱傳動(dòng)踩氣動(dòng)踏板相似。隨著離合器脫開(kāi)，踩油門(mén)使發(fā)動(dòng)機(jī)加速。連上離合器，同時(shí)隨著踩氣動(dòng)踏板將功轉(zhuǎn)換到驅(qū)動(dòng)輪上，這樣發(fā)動(dòng)機(jī)就不會(huì)加速了。

圖3 渦輪性能特性圖

圖4 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)各截面壓力變化

但是在最大推力處，渦輪進(jìn)口溫度T4一般已達(dá)到渦輪部件材料的極限，燃?xì)鉁囟炔荒茉僭黾右蕴峁└囹?qū)動(dòng)升力風(fēng)扇的能量。由式(1)可見(jiàn)，這種雙循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在STOVL狀態(tài)，只有通過(guò)增加渦輪的壓降來(lái)獲得額外功以驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇，渦輪的壓降越大，產(chǎn)生的軸功就越多，但不能超出渦輪的失速邊界，同時(shí)主發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力會(huì)減少。其過(guò)程如圖4所示，打開(kāi)離合器，同時(shí)增加噴口面積，轉(zhuǎn)換額外功給升力風(fēng)扇，而主發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速不會(huì)增加。

3 研究結(jié)果及分析

由以上原理分析來(lái)看，發(fā)動(dòng)機(jī)從常規(guī)巡航到STOVL狀態(tài)，低壓渦輪工作范圍變化很大，低壓渦輪已超出原發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪工作范圍。因此，基于原發(fā)動(dòng)機(jī)改STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)，重新設(shè)計(jì)低壓渦輪是必須的，除非原低壓渦輪功率儲(chǔ)備很大。

本文將通過(guò)兩個(gè)不同的主發(fā)動(dòng)機(jī)修改方案來(lái)研究STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)的升力風(fēng)扇與主機(jī)的匹配關(guān)系，其中方案1：僅修改低壓渦輪，低壓風(fēng)扇和核心機(jī)不修改；方案2：修改整個(gè)低壓系統(tǒng)，并提高渦輪前溫度。

3.1 方案1研究結(jié)果及分析

圖5給出保持原發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)狀態(tài)基本不變、升力風(fēng)扇流量(WLF)分別為170 kg/s和185 kg/s時(shí)，升力風(fēng)扇壓比(πLF)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)升力(FLift)影響趨勢(shì)。由圖5可以看出：升力風(fēng)扇壓比增加，升力風(fēng)扇升力增加，主發(fā)動(dòng)機(jī)升力減小，而滾轉(zhuǎn)噴管升力保持不變(相對(duì)引氣量不變)，且隨著升力風(fēng)扇流量增加，發(fā)動(dòng)機(jī)前、后升力平衡的升力風(fēng)扇壓比越低，發(fā)動(dòng)機(jī)總升力越大。另外也發(fā)現(xiàn)，隨著升力風(fēng)扇流量增加，相同升力風(fēng)扇壓比時(shí)，主發(fā)動(dòng)機(jī)升力平行減小，升力風(fēng)扇升力平行增加，且升力風(fēng)扇增加的幅度大于主發(fā)動(dòng)機(jī)升力減小的幅度。

圖5 升力風(fēng)扇壓比、流量對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)升力影響

圖6給出主機(jī)狀態(tài)點(diǎn)提高時(shí)，升力風(fēng)扇壓比變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)升力影響趨勢(shì)。由圖可見(jiàn)，同一升力風(fēng)扇流量下，主發(fā)動(dòng)機(jī)工作點(diǎn)提高(在原發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍內(nèi))，主發(fā)動(dòng)機(jī)升力增加，且發(fā)動(dòng)機(jī)前、后升力平衡的升力風(fēng)扇壓比也隨之增加。同時(shí)也發(fā)現(xiàn)，主發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)增加前、后，升力風(fēng)扇升力沿同一斜率增加，而同一升力風(fēng)扇壓比時(shí)，主發(fā)動(dòng)機(jī)升力呈平行關(guān)系增加。

3.2 方案2研究結(jié)果及分析

方案1結(jié)果說(shuō)明僅修改低壓渦輪，發(fā)動(dòng)機(jī)總升力最高僅能達(dá)到15噸左右。所以，為進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)升力，方案2按照F135-PW-600的發(fā)展思路，原準(zhǔn)機(jī)修改低壓渦輪同時(shí)，重新設(shè)計(jì)低壓風(fēng)扇，且渦輪前溫度較原準(zhǔn)機(jī)進(jìn)一步提高，但溫度仍工作在原準(zhǔn)機(jī)約束范圍內(nèi)。圖7給出重新設(shè)計(jì)主發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇后，升力風(fēng)扇流量分別為185 kg/s和215 kg/s兩種情況，升力風(fēng)扇流量、壓比與主發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配關(guān)系。由圖7可以看出，當(dāng)升力風(fēng)扇流量增加時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)總升力增加，發(fā)動(dòng)機(jī)前、后升力平衡的壓比降低，與方案1變化趨勢(shì)相同。同時(shí)值得注意的是修改后的主發(fā)動(dòng)機(jī)，當(dāng)升力風(fēng)扇流量達(dá)到215 kg/s，且發(fā)動(dòng)機(jī)前、后升力基本平衡的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)總升力可上升到17.3噸左右。

圖6 升力風(fēng)扇壓比、主機(jī)工作點(diǎn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)升力影響

圖7 升力風(fēng)扇壓比、流量對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)升力影響

3.3 方案小結(jié)

原準(zhǔn)機(jī)狀態(tài)基本不變、提高原準(zhǔn)機(jī)工作狀態(tài)和重新設(shè)計(jì)低壓風(fēng)扇三種情況下(低壓渦輪均需重新設(shè)計(jì))，基于某型發(fā)動(dòng)機(jī)改STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)性能方案與F135-PW-600主要性能參數(shù)對(duì)比如表2所示。由表中數(shù)據(jù)可見(jiàn)，主發(fā)動(dòng)機(jī)僅修改低壓渦輪的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)總升力可達(dá)到15噸級(jí)；如全新設(shè)計(jì)主發(fā)動(dòng)機(jī)低壓部件(低壓風(fēng)扇和低壓渦輪)，同時(shí)渦輪前溫度大幅增加的情況下(在原準(zhǔn)機(jī)工作范圍內(nèi))，發(fā)動(dòng)機(jī)總升力可達(dá)到17.3噸。與F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)相比，方案2總升力仍低約400多公斤力，通過(guò)優(yōu)化，應(yīng)還有進(jìn)一步提升的潛力。同時(shí)整個(gè)方案研究過(guò)程闡釋了從基于已有發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)改進(jìn)途徑和方法。

表2 基于某型發(fā)動(dòng)機(jī)改STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)性能方案與F135-PW-600對(duì)比

4 結(jié)論

綜合上述結(jié)果和分析，得出主要結(jié)論如下：

(1)基于現(xiàn)有先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力改STOVL動(dòng)力是切實(shí)可行的技術(shù)途徑，可大大縮短發(fā)動(dòng)機(jī)研制周期，降低研制成本，并已在F135-PW-600發(fā)動(dòng)機(jī)研制中得到了實(shí)踐證明；

(2)相同升力風(fēng)扇進(jìn)口流量，隨著升力風(fēng)扇壓比增加，主發(fā)動(dòng)機(jī)升力減小，升力風(fēng)扇升力增加，前、后升力比值取決于飛機(jī)重心布局，但應(yīng)基本保持前后升力平衡；

(3)相同主發(fā)動(dòng)機(jī)，升力風(fēng)扇流量越大，前后升力平衡時(shí)的升力風(fēng)扇壓比越低；

(4)原發(fā)動(dòng)機(jī)僅修改低壓渦輪，STOVL發(fā)動(dòng)機(jī)總升力增加有限，但周期短，費(fèi)用低，比較適合技術(shù)驗(yàn)證。如要開(kāi)展具備一定作戰(zhàn)效能的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品研制，需全新設(shè)計(jì)低壓部件，并需核心機(jī)性能有一定提升，尤其需大幅增加發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度。也就是只有具備較高推重比的發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，才適合開(kāi)展具有一定作戰(zhàn)效能STOVL飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的改進(jìn)研制工作。

[1]Lu Frank K.Performance analysis of STOVL aircraft nozzle in hover[R].Reno,Nevada:AIAA,2003.

[2]Biesiadny T J,Mcardle J G,Esker B S.Overview of STOVL aircraft propulsion research offtakes and vertical lift systems[R].Cleveland,Ohio:AIAA 1993-4865,1993.

[3]Wilson S B,White K C.Technology impact on STOVL and CTOL strike fighters[R].Moffett Field,California:AIAA 1993-4851,1993.

[4]Jose Luis Herrero,Dimitris Myzithras,Pericles Pilidis,Cookson Roy A.Performance of modern STOVL fighter powerplants[R].ISABE-2001-1165,2001.

[5]Bevilaqua P M.Inventing the F-35 joint strike fighter[R].Orlando,Florida:AIAA 2009-1650,2009.

[6]Elliott D W,Simmons J R.Impact of engine technology on supersonic STOVL[R].Evendale,Ohio:AIAA 1987-1709,1987.

[7]張仁.F119發(fā)動(dòng)機(jī)最新進(jìn)展[R].JK55-97,沈陽(yáng)：沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所,1996.

[8]梁春華.第4代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)特點(diǎn)和性能參數(shù)分析[R].20021151,沈陽(yáng)：沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所,2002.

[9]陳金國(guó).軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)[J].航空科學(xué)技術(shù),1994,(5):9-12.

[10]陳光.F119發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2000,(1):21-29.

[11]葉大榮，任光明.第四代戰(zhàn)斗機(jī)的強(qiáng)勁“心臟”——F-22戰(zhàn)斗機(jī)的F119渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)[J].現(xiàn)代軍事,2006,(11)：56-58.

[12]林左鳴.戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2006,32(1):1-8.

[13]Bevilaqua P.Future applications of The JSF variable propulsion cycle[R].Dayton,Ohio:AIAA 2003-2614,2003.

[14]Varlies A G..Variable Cycle Engine for Combat STOVL Aircraft[D].Cranfield UK:Cranfield University,2007.

[15]劉帥，王占學(xué)，蔡元虎，等.升力風(fēng)扇和渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)組合動(dòng)力系統(tǒng)性能模擬與分析[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013，28(5)：1095-1100.

(責(zé)任編輯：劉劃 英文審校：劉敬鈺)

PerformancestudyofdevelopingSTOVLenginebasedonacertainaeroengine

LI Rui-jun，YUAN Chang-long

(Department of Advanced Research and Development,Shenyang Engine Design and Research Institute, Shenyang 110015,China)

Short Takeoff/Vertical Landing(STOVL)aircraft has been attached importance to by super aviation country on the world due to its superior campaign performance.By referring to the technology development of the most advanced STOVL engine F135-PW-600 at present,research on the matching and constraints of cruise engine and lift fan when developing STOVL engine based on a domestic aeroengine is conducted.The results demonstrate that:with lift fan′s pressure ratio and mass flow rate increasing,cruise engine′s thrust decreases lift fan′s thrust increases;at the same cruise engine state,with lift fan′s mass flow rate increasing,lift fan′s pressure ratio when engine′s the front and back thrust balance decreases and the total thrust increases;the better the performance of cruise engine is,the higher pressure ratio and mass flow rate of lift fan and total engine thrust are.

STOVL;lift fan;matching relationship;turbine inlet temperature;performance

2014-08-04

李瑞軍(1979-)，男，陜西寶雞人，高級(jí)工程師，主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能設(shè)計(jì)，E-mail:66262751@qq.com。

2095-1248(2014)05-0029-05

V235.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.05.006