雷曉波, 張強, 文敏，任瑞冬, 雷蒂遠

中國飛行試驗研究院 發(fā)動機所，西安 710089

航空發(fā)動機安裝節(jié)推力測量技術(shù)與試驗

雷曉波*, 張強, 文敏，任瑞冬, 雷蒂遠

中國飛行試驗研究院 發(fā)動機所，西安 710089

為了實現(xiàn)發(fā)動機飛行總推力的直接測量，開展了安裝節(jié)推力測量技術(shù)研究。在發(fā)動機推力銷上布置剪力應(yīng)變?nèi)珮蚝蜔犭娮?，通過開展推力銷推力載荷標定試驗、應(yīng)變計溫度修正試驗，建立安裝節(jié)推力測量方法，通過相關(guān)性分析和F分布顯著性分析，表明了推力載荷標定方程具有高的精度。開展了安裝節(jié)推力測量地面臺架試驗和飛行試驗。地面臺架試驗表明：安裝節(jié)推力測量最大誤差為2.41%，驗證了安裝節(jié)推力測量方法的準確性和可靠性。分析了安裝節(jié)推力與高度、速度、發(fā)動機狀態(tài)之間的特性規(guī)律，飛行試驗表明：安裝節(jié)推力隨著飛行馬赫數(shù)增大而增大，特別是飛行馬赫數(shù)約在0.98～1.02之間的跨聲速范圍內(nèi)，安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大而急劇增大。

航空發(fā)動機；推力直接測量；安裝節(jié)推力；飛行試驗；剪力應(yīng)變?nèi)珮?；安裝節(jié)推力特性

飛行中發(fā)動機推力是評定發(fā)動機裝機性能的關(guān)鍵參數(shù)之一，也是飛機系統(tǒng)氣動參數(shù)辨識的重要依據(jù)之一。隨著中國航空發(fā)動機研制水平的提高，迫切需要獲取發(fā)動機飛行推力。根據(jù)總推力確定方法的理論依據(jù)、試驗校準手段等方面的差異, 目前國內(nèi)外推力測量方法主要分為燃氣發(fā)生器法(Gas Generator Method,GGM)和推力直接測量法。美國曾利用GGM在F-111、F-15、F-18等飛機上開展過空中總推力測量研究[1-4]，并形成了GGM測量計算標準。中國從20世紀90年代就開展了飛行推力的測量研究，其中大多數(shù)采用GGM，該方法除了要在發(fā)動機各流道截面上加裝大量的溫度、壓力、流量等傳感器，還需建立發(fā)動機部件特性曲線和復(fù)雜的計算模型才能獲得總推力。雖然國內(nèi)開展了各種研究，取得了一定的研究成果[5-6]，但目前為止國內(nèi)仍然未掌握GGM。而推力直接測量法是在推力銷和輔助拉桿上布置應(yīng)變橋路，首先測量出安裝節(jié)推力，然后根據(jù)推力直接測量計算模型獲得總推力。由于推力直接測量法無需建立復(fù)雜的計算模型，且應(yīng)變改裝測試相對簡單、可靠性高[7]，因此有必要開展推力直接測量技術(shù)研究。

NASA于1998年在F-15飛機上開展了發(fā)動機推力直接測量飛行試驗, 推力直接測量結(jié)果與GGM計算結(jié)果相比，軍用狀態(tài)平均誤差為4.2%，全加力狀態(tài)平均誤差為3.8%[8]。Thomas[4]和John等[9-10]利用推力銷和拉桿上布置的應(yīng)變計測量發(fā)動機矢量力，并將推力直接測量法作為矢量力測量的最優(yōu)方法。經(jīng)過近三十年的研究積累，NASA已全面掌握渦噴/渦扇發(fā)動機推力直接測量技術(shù)[11]。國內(nèi)公開發(fā)表的文獻中關(guān)于推力直接測量技術(shù)的研究較少，杜鶴齡[12]對推力直接測量法做了概述性描述。張強等[13]利用多分力天平代替推力銷在地面臺架上開展了推力測量試驗，但并未借助推力銷測量臺架推力。牛宏偉[14]和雷曉波[15]等利用有限元對推力銷載荷進行了計算。郭海東等[16]開展了推力銷單向載荷標定試驗研究。這些文獻都未開展過地面臺架或飛行試驗推力直接測量技術(shù)研究。鑒于推力直接測量法的優(yōu)點，開展了航空發(fā)動機推力直接測量技術(shù)研究，并首先對關(guān)鍵技術(shù)——安裝節(jié)推力測量開展了技術(shù)攻關(guān)。本文將對安裝節(jié)推力測量中的應(yīng)變改裝技術(shù)、載荷標定試驗和應(yīng)變計溫度修正試驗進行闡述，建立了推力載荷標定數(shù)據(jù)處理方法。在此基礎(chǔ)上開展了安裝節(jié)推力測量臺架試驗和飛行試驗，對安裝節(jié)推力測量臺架試驗和飛行試驗結(jié)果進行分析研究，得出了安裝節(jié)推力測量誤差，分析了安裝節(jié)推力與飛行高度、速度、發(fā)動機狀態(tài)之間的規(guī)律。

1 安裝節(jié)推力測量方法

如圖1所示,某型發(fā)動機在飛機上的安裝形式采用“前安裝節(jié)+后輔助拉桿”三點布局。發(fā)動機通過推力銷將推力等載荷傳遞給飛機推力梁，左右推力銷承受多種載荷,輔助拉桿只傳遞飛機法向上的拉壓載荷，不傳遞推力。為測量安裝節(jié)推力，需要對左右推力銷開展以下測試改裝工作：推力銷應(yīng)變計粘貼改裝、推力銷熱電阻粘貼改裝、應(yīng)變計熱電阻防護、載荷標定試驗、應(yīng)變計溫度修正試驗、推力銷裝機改裝等。

圖1 發(fā)動機與飛機聯(lián)接形式
Fig.1 Engine-aircraft joint form

1.1 推力銷應(yīng)變電橋布置

如圖2所示，采用飛機機體坐標系，飛行中推力銷承受發(fā)動機重力產(chǎn)生的彎矩載荷M、推力產(chǎn)生的彎矩載荷L、推力產(chǎn)生的剪力載荷T、拉壓載荷P、扭矩載荷N。要測量剪力應(yīng)變，需要在推力銷中性層位置沿與軸線兩側(cè)成45°方向粘貼剪力應(yīng)變花(共2對應(yīng)變花、4支應(yīng)變計)，應(yīng)變計用a、b、c、d表示。由于橋路位于中性層，由推力產(chǎn)生的彎矩L引起的橋路應(yīng)變?yōu)榱?。將拉力P產(chǎn)生的應(yīng)變記作εP，剪力T產(chǎn)生的應(yīng)變記作εT，扭矩N產(chǎn)生的應(yīng)變記作εN，彎矩M產(chǎn)生的應(yīng)變記作εM，根據(jù)文獻[17-18]給出的方法，可判斷出4種載荷產(chǎn)生的應(yīng)變正負，4支應(yīng)變計應(yīng)變表達式為

(1)

對于圖3所示的全橋組橋方式，圖中S為信號；E為電源。將消除重力彎矩、推力彎矩、推力銷軸線拉壓力、扭矩載荷應(yīng)變成分，僅保留剪力應(yīng)變，輸出的應(yīng)變εtotal為式(2)。同理，根據(jù)彎矩全橋組橋方式，可消除其他載荷應(yīng)變成分，僅保留彎矩載荷應(yīng)變。

εtotal=εa-εb+εd-εc=

(εP-εP+εP-εP)+

[εN-(-εN)+(-εN)-εN]+

[εT-(-εT)+εT-(-εT)]+

[εM-εM+(-εM)-(-εM)]=4εT

(2)

圖2 推力銷載荷分析
Fig.2 Load analysis of thrust pin

圖3 測量剪力載荷組橋方式
Fig.3 Bridging form of shear force load measurement

在推力銷載荷標定試驗中，剪力全橋和彎矩全橋應(yīng)變信號良好，但在多次地面臺架試車過程中，彎矩全橋應(yīng)變出現(xiàn)了很大的噪聲干擾甚至測試失效的狀況。經(jīng)分析，由于載荷標定試驗電磁干擾源很少,而地面臺架試車時,各種試驗控制信號、發(fā)動機測試信號造成的電磁干擾是很復(fù)雜的。另一方面,從整體來看多次臺架試車彎矩全橋出現(xiàn)測試失效,但在某些發(fā)動機狀態(tài)點彎矩全橋測出的推力是有效的。綜合上述分析得出：針對安裝節(jié)推力測量，彎矩全橋抗干擾能力差，且存在應(yīng)變測量不良區(qū)域，不宜作為推力測量應(yīng)變橋路。而剪力全橋測量得到的推力和垂向載荷數(shù)據(jù)良好。根據(jù)有限元分析結(jié)果確定貼片位置[15]，按照圖4所示的推力銷應(yīng)變計和熱電阻加裝示意圖(圖中e、h、f、g為應(yīng)變計)對推力銷開展推力應(yīng)變橋路、垂向載荷應(yīng)變橋路和熱電阻改裝，按照工藝流程對貼片區(qū)域以及測試線路進行防護，改裝后的推力銷如圖5所示。

圖4 推力銷應(yīng)變計和熱電阻加裝示意圖
Fig.4 Skematic of strain gage and thermal resistoron thrust pin

圖5 推力銷應(yīng)變計和熱電阻改裝實物
Fig.5Physical objects of thrust pin installed strain gages and thermal resistor

1.2 推力銷推力載荷標定試驗

圖6為研制的推力銷載荷標定試驗臺，該試驗臺充分模擬了發(fā)動機、推力銷、飛機之間載荷傳遞形式。試驗臺利用液壓作動筒模擬加載發(fā)動機水平方向推力,利用絲杠模擬加載發(fā)動機法向載荷。理論上剪力全橋?qū)⑾龔澗?、扭矩和拉壓載荷，實際上由于貼片位置和角度會偏離理想位置，可能出現(xiàn)以下問題：當加載水平推力載荷時，垂向應(yīng)變橋路也會輸出應(yīng)變。同理，加載垂向載荷時，水平推力橋路也會輸出應(yīng)變(不考慮載荷較小的扭矩和拉壓載荷對標定誤差的影響)。為此在載荷標定時需開展x方向推力單向加載、z方向垂向載荷單向加載和xz方向復(fù)合加載試驗。

將n次加載試驗中的水平推力、垂向載荷記作載荷矩陣T，將相應(yīng)的水平推力應(yīng)變輸出、垂向載荷應(yīng)變輸出記作應(yīng)變矩陣ε，矩陣形式為

(3)

由于標定方程中含有常數(shù)項，所以應(yīng)變矩陣為3×n。載荷標定過程中推力銷變形都在彈性范圍內(nèi)，各載荷與應(yīng)變是線性關(guān)系，為此采用多元線性回歸建立標定方程

T2×n=K2×3ε3×n

(4)

式中：K為載荷標定方程矩陣。

采用最小二乘法對式(4)進行多元線性回歸分析。左側(cè)推力銷水平推力Tlx、左側(cè)推力銷垂向載荷Tlz、右側(cè)推力銷水平推力Trx、右側(cè)推力銷垂向載荷Trz標定方程和相關(guān)系數(shù)R如表1所列。其中εlx為修正后的左側(cè)推力銷推力橋路應(yīng)變，εlz為修正后的左側(cè)推力銷垂向載荷橋路應(yīng)變，εrx為修正后的右側(cè)推力銷推力橋路應(yīng)變，εrz為修正后的右側(cè)推力銷垂向載荷橋路應(yīng)變，本文中應(yīng)變單位為(mm/mm)×10-3。

圖6 推力銷載荷標定試驗臺
Fig.6 Test bed of thrust pin load calibration

Load/kNCalibrationequationRTlx163．0644εlx-3．6908εlz+0．32490．9999Tlz164．8742εlz-3．5015εlx-0．13570．9993Trx159．1374εrx+2．8926εrz-0．27490．9984Trz161．7103εrz-3．6908εrx+0．22150．9991

從表1可以看出水平推力和垂向載荷標定方程系數(shù)相差很小，對于水平推力標定方程，垂向應(yīng)變系數(shù)約為水平推力應(yīng)變系數(shù)的2.26%。飛機進行小機動飛行時，垂向應(yīng)變對水平推力的計算影響較小，但當飛機處于大過載狀態(tài)時，法向過載值的增大會使垂向應(yīng)變εlz、εrz也發(fā)生較大變化，從而使計算的水平推力出現(xiàn)較大誤差，因此必須引入垂向應(yīng)變對水平推力載荷標定方程的影響。

(5)

(6)

式中：k為應(yīng)變橋路個數(shù)，根據(jù)F分布顯著性檢驗理論可知，當F值大于臨界值時則證明顯著性良好，載荷標定方程精度高。右側(cè)推力銷水平推力方程F值為140 630，遠大于臨界值Fα=0.01(2,36)=5.247 9。同理，左側(cè)推力銷水平推力方程F值為147 340，也遠大于F臨界值。從相關(guān)系數(shù)R和F值可以看出推力銷水平推力載荷標定準確可靠。

1.3 應(yīng)變計溫度修正試驗

根據(jù)應(yīng)變測試原理，應(yīng)變半橋和應(yīng)變?nèi)珮蚰軌蛳郎囟纫鸬母郊討?yīng)變輸出，但在實際工程中發(fā)現(xiàn)：當環(huán)境溫度偏離某一溫度時，即使被試對象不受載荷，這兩種應(yīng)變橋路仍然存在應(yīng)變輸出。為提高安裝節(jié)推力測量精度，需利用溫度箱開展應(yīng)變計溫度修正試驗[20]。根據(jù)發(fā)動機艙溫測量試飛結(jié)果，在―60～140 ℃范圍內(nèi)選取若干溫度點，測量不同溫度下的橋路應(yīng)變，并利用曲線擬合溫度與橋路應(yīng)變，得到左側(cè)推力銷壁溫Tel與左側(cè)推力銷推力橋路附加應(yīng)變Δεlx、左側(cè)推力銷垂向載荷橋路附加應(yīng)變Δεlz，右側(cè)推力銷壁溫Ter與右側(cè)推力銷推力橋路附加應(yīng)變Δεrx、右側(cè)推力銷垂向載荷橋路附加應(yīng)變Δεrz之間的擬合方程

(7)

利用原始應(yīng)變值減去由溫度引起的附加應(yīng)變值，即可得出修正后的橋路應(yīng)變值。飛行試驗結(jié)果表明：當發(fā)動機處在戰(zhàn)斗最大狀態(tài)，飛機在高度11 km平飛加速到Ma=1.6時，左右推力銷表面溫度分別達到了67.3 ℃、66.7 ℃，如果不修正溫度引起的應(yīng)變誤差，直接利用各橋路原始應(yīng)變值得出的安裝節(jié)推力將比真實值大1.51%，因此必須對溫度造成的附加應(yīng)變進行修正。

2 安裝節(jié)推力測量試驗及分析

計算安裝節(jié)推力時，首先對應(yīng)變信號進行濾波處理，并選定各橋路應(yīng)變零位基準，然后修正溫度造成的附件應(yīng)變值后，利用表1中的載荷標定方程就可以得出安裝節(jié)推力。應(yīng)變信號濾波時，應(yīng)用butterworth濾波器濾掉20 Hz以上的中高頻成分，可以很好地保留推力應(yīng)變成分。在靜載荷測試中，無載荷時應(yīng)變輸出通常不為零，為此需選取各橋路應(yīng)變零位基準，考慮到推力銷應(yīng)變橋路無零漂現(xiàn)象、發(fā)動機慢車狀態(tài)推力穩(wěn)定性和重復(fù)性良好，因此選取每架次初始停車狀態(tài)5 min內(nèi)的應(yīng)變平均值作為應(yīng)變橋路零位基準。

為獲得地面和空中安裝節(jié)推力曲線和特性規(guī)律，開展了發(fā)動機安裝節(jié)推力測量臺架試驗和飛行試驗。

2.1 安裝節(jié)推力測量臺架試驗

圖7 臺架試驗油門桿角度和安裝節(jié)推力歷程曲線
Fig.7Curves of throttle lever angle and mount thrust of bed test

圖8 安裝節(jié)推力與臺架推力對比
Fig.8 Contrast of mount thrust and test bed thrust

地面臺架試驗時發(fā)動機進口采用鐘形進氣道，發(fā)動機推力通過推力銷傳遞到高精度六分力推力天平上,臺架推力近似等于發(fā)動機總推力[21]。圖8為發(fā)動機不同高壓轉(zhuǎn)速N2、慢車狀態(tài)(Idling Rating, IR)、戰(zhàn)斗中間狀態(tài)(Military Intermediate Rating, MIR)、小加力狀態(tài)(Minimum Afterburner Rating, MAR)、戰(zhàn)斗最大狀態(tài)(Military Maximum Rating, MMR)臺架推力與安裝節(jié)推力對比圖，可以看出，推力銷測量的推力與臺架測量推力很接近，其中最大相對誤差為2.41%，可以看出安裝節(jié)推力測量精度高，可以開展安裝節(jié)推力測量飛行試驗。

2.2 安裝節(jié)推力高度特性規(guī)律分析

圖9 等馬赫數(shù)爬升過程安裝節(jié)推力隨高度的變化曲線
Fig.9Curve of mount thrust variation with H during equal Ma climbing

2.3 安裝節(jié)推力速度特性規(guī)律分析

圖10為發(fā)動機處在戰(zhàn)斗最大狀態(tài)，飛機平飛加速過程中安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)的變化曲線。從圖10可以看出，高度越高安裝節(jié)推力越小。在亞聲速范圍內(nèi)安裝節(jié)推力隨著馬赫數(shù)增大而增大，Hp=8 km時安裝節(jié)推力增大斜率比Hp=6，11 km時安裝節(jié)推力增大斜率要大。當飛行馬赫數(shù)約在 0.98～1.02之間的跨聲速范圍內(nèi)(虛線標注區(qū)域)，安裝節(jié)推力都隨馬赫數(shù)增大而急劇增大，明顯大于其他馬赫數(shù)范圍內(nèi)安裝節(jié)推力增大斜率，具體原因有待深入分析。進入超聲速飛行后，Hp=6 km、Ma=1.04～1.11時安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大的斜率明顯變小，Ma>1.11時安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大的斜率明顯變大且大于亞聲速范圍內(nèi)的增大斜率；Hp=8 km、Ma=1.09～1.28時安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大的斜率與在亞聲速范圍內(nèi)增大斜率大致相同，當Ma>1.28時安裝節(jié)推力增大斜率發(fā)生較明顯增大；Hp=11 km飛機進行超聲速飛行時，安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大斜率與在亞聲速范圍內(nèi)增大斜率大致相同。

圖10 戰(zhàn)斗最大狀態(tài)安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)的變化曲線
Fig.10Curves of mount thrust variation with Ma in MMR

綜合訓(xùn)練中間狀態(tài)(Training Intermediate Rating, TIR)、戰(zhàn)斗中間狀態(tài)、訓(xùn)練最大狀態(tài)(Training Maximum Rating, TMR)、戰(zhàn)斗最大狀態(tài)飛機在不同高度平飛時，得出安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)變化規(guī)律：發(fā)動機狀態(tài)一定時，安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大而增大，高度越高安裝節(jié)推力越小。對于戰(zhàn)斗最大狀態(tài)和訓(xùn)練最大狀態(tài)，在亞聲速和超聲速范圍內(nèi)，安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大的斜率與高度、馬赫數(shù)、發(fā)動機狀態(tài)有關(guān)；飛行馬赫數(shù)約在0.98～1.02之間的跨聲速范圍內(nèi)，安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大會呈現(xiàn)急劇增大的趨勢。

2.4 不同狀態(tài)安裝節(jié)推力特性規(guī)律分析

圖11為Hp=8 km發(fā)動機狀態(tài)為訓(xùn)練中間狀態(tài)、戰(zhàn)斗中間狀態(tài)、訓(xùn)練最大狀態(tài)和戰(zhàn)斗最大狀態(tài)時，安裝節(jié)推力與馬赫數(shù)與之間的變化曲線。從圖11可以看出，馬赫數(shù)相同時發(fā)動機狀態(tài)越大安裝節(jié)推力就越大。對于訓(xùn)練中間狀態(tài)和戰(zhàn)斗中間狀態(tài)，隨著馬赫數(shù)增大兩個狀態(tài)安裝節(jié)推力差值變化較小。對于訓(xùn)練最大狀態(tài)與戰(zhàn)斗最大狀態(tài)，隨著馬赫數(shù)增大2個狀態(tài)安裝節(jié)推力差值隨馬赫數(shù)的增加而增大，在亞聲速范圍內(nèi)安裝節(jié)推力差值變化小，在超聲速范圍內(nèi)，安裝節(jié)推力差值隨馬赫數(shù)增大呈明顯的增大趨勢。

圖11發(fā)動機在不同狀態(tài)下安裝節(jié)推力 隨馬赫數(shù)的變化曲線
Fig.11Curves of mount thrust variation with Ma in different engine ratings

3 結(jié) 論

1) 本文建立了安裝節(jié)推力測量改裝方法、推力載荷標定試驗方法、應(yīng)變計溫度修正方法和應(yīng)變數(shù)據(jù)處理方法，在某型飛機上開展了安裝節(jié)推力測量飛行試驗，為飛行推力直接測量試飛奠定了關(guān)鍵的技術(shù)基礎(chǔ)。

2) 發(fā)動機地面臺架試驗表明，安裝節(jié)推力與臺架推力最大誤差為2.41%，驗證了本文建立的安裝節(jié)推力測量方法的準確性；安裝節(jié)推力具有良好的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)響應(yīng)特性，驗證了安裝節(jié)推力測量方法的可靠性。

3) 獲得了安裝節(jié)推力與高度、速度、發(fā)動機狀態(tài)之間的規(guī)律，發(fā)現(xiàn)：飛行馬赫數(shù)約在0.98～1.02時安裝節(jié)推力隨馬赫數(shù)增大而急劇增大。這些特性規(guī)律對飛機和發(fā)動機性能評估試飛具有一定的參考意義。

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Mountthrustmeasurementtechniqueforaero-enginesanditstests

LEIXiaobo*,ZHANGQiang,WENMin,RENRuidong,LEIDiyuan

Power-PlantInstitute,ChineseFlightTestEstablishment,Xi’an710089,China

Mountthrustmeasurementtechniqueisdevelopedtoobtainaero-enginegrossthrustinflightondirectthrustmeasurementmethod.Themethodwasestablishedbymeansofthrust-loadcalibrationtestandstrain-gagethermalcorrectiontestbeforeshearstrainfull-bridgesandthermalresistorwereinstalledonthrustpin.CorrelationanalysisandFdistributionsignificanceanalysisshowthatthethrust-loadcalibrationequationhashighaccuracy.Mountthrustmeasurementsinbedtestandflighttestarecarriedout.Thebedtestresultsshowthatthemaximumerrorofmountthrustmeasurementis2.41%,verifyinghighaccuracyandreliabilityofthemethod.Thecharacteristicsofaltitude-mountthrust,speed-mountthrustandenginecondition-mountthrustareanalyzed.FlighttestresultsshowthatmountthrustincreaseswiththeincreaseofflightMachnumber,especiallyinthetransonicrangefromabout0.98to1.02.

aero-engine;directthrustmeasurement;mountthrust;flighttest;shearstrainfull-bridge;mountthrustcharacteristics

2017-02-24；

2017-03-17；

2017-04-17；Publishedonline2017-05-031753

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171202.html

.E-mail627983062@qq.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121190

2017-02-24；退修日期2017-03-17；錄用日期2017-04-17；網(wǎng)絡(luò)出版時間2017-05-031753

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171202.html

.E-mail627983062@qq.com

雷曉波，張強，文敏，等.航空發(fā)動機安裝節(jié)推力測量技術(shù)與試驗J. 航空學(xué)報，2017,38(12):121190.LEIXB,ZHANGQ,WENM,etal.Mountthrustmeasurementtechniqueforaero-enginesanditstestsJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(12):121190.

V235.13+1

A

1000-6893(2017)12-121190-08

張晗)