倪章松, 劉森云, 王 橋, 王梓旭, 郭 龍

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

結(jié)冰風洞[1-4]是開展飛行器結(jié)冰與防除冰研究的重要地面試驗設(shè)備。歷經(jīng)70余年的建設(shè)發(fā)展，目前世界上已建成結(jié)冰風洞20余座[5]，主要分布在美國、意大利、中國、法國等。以美國IRT和意大利IWT大型結(jié)冰風洞為代表，世界上形成了歐美兩大飛行器結(jié)冰試驗研究中心[6-8]。IRT結(jié)冰風洞建成時間較早，試驗技術(shù)發(fā)展十分完善，是目前公認最先進的結(jié)冰風洞之一。IWT結(jié)冰風洞是歐洲最主要的飛行器結(jié)冰試驗基地，該風洞的試驗技術(shù)也相對完善，國內(nèi)多個型號在該風洞開展過結(jié)冰試驗。為改變我國大型飛機防除冰設(shè)計依賴國外結(jié)冰風洞的現(xiàn)狀，中國空氣動力研究與發(fā)展中心(以下簡稱氣動中心)于2013年建成了國內(nèi)首座3 m×2 m大型多功能結(jié)冰風洞。該風洞由氣動中心獨立設(shè)計完成，擁有自主知識產(chǎn)權(quán)[9-12]。

結(jié)冰風洞包含制冷、云霧場、高度模擬等多個復(fù)雜的子系統(tǒng)。開展結(jié)冰與防除冰試驗所涉及到的試驗測試技術(shù)種類較多，例如風洞氣流場、云霧場校測技術(shù)，常規(guī)結(jié)冰云霧環(huán)境與復(fù)雜結(jié)冰氣象環(huán)境(SLD，冰晶等)模擬技術(shù)，防除冰試驗技術(shù)，旋翼、發(fā)動機等復(fù)雜構(gòu)件的結(jié)冰試驗技術(shù)等[13-16]。結(jié)冰風洞試驗技術(shù)是以多學科交叉理論為基礎(chǔ)、以工程應(yīng)用為目標的特種試驗技術(shù)[17-20]。擁有先進可靠的試驗技術(shù)是結(jié)冰風洞能力水平的重要體現(xiàn)，也是飛機氣動性能評估和防除冰優(yōu)化設(shè)計的必要保障。

為更好地發(fā)揮3 m×2 m結(jié)冰風洞在國家重大型號研制和國民經(jīng)濟建設(shè)中的作用，氣動中心在結(jié)冰風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域開展了大量的研究工作。本文詳細介紹了3 m×2 m結(jié)冰風洞云霧場參數(shù)校測技術(shù)，冰形特征捕獲技術(shù)，熱氣防冰和電熱除冰技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)，并對未來重點發(fā)展的進氣模擬條件下的發(fā)動機結(jié)冰與防冰試驗技術(shù)，直升機、螺旋槳結(jié)冰等特種試驗技術(shù)進行了展望和探討。本文的研究結(jié)果可為國內(nèi)結(jié)冰風洞試驗技術(shù)的發(fā)展規(guī)劃提供參考。

1 3 m×2 m結(jié)冰風洞概況

1.1 總體情況

3 m×2 m結(jié)冰風洞是是一座閉口、高亞聲速、回流式風洞，擁有主、次、高速3個可更換試驗段，如圖1所示。其中，主試驗段寬3.0 m、高2.0 m、長6.5 m，次試驗段寬4.8 m、高3.2 m、長9.0 m，高速試驗段寬2.0 m、高1.5 m、長4.5 m。風洞配套有高度模擬系統(tǒng)、熱氣供氣系統(tǒng)、進氣模擬系統(tǒng)等各類試驗系統(tǒng)及配套試驗裝置。該風洞是“十一五”國家重大科技基礎(chǔ)設(shè)施之一，是現(xiàn)代飛機、高鐵、風力機等型號研制必不可少的大型試驗設(shè)施。

圖1 3 m×2 m結(jié)冰風洞布局圖

1.2 性能指標

表1給出了3 m×2 m結(jié)冰風洞的試驗段尺寸和風速、濕度、溫度、高度、云霧參數(shù)等主要性能指標參數(shù)[21]。需要注意的是，風洞的最大風速取決于所選用的試驗段，其中在7000 m模擬高度條件下，主試驗段的最大風速為210 m/s，次試驗段的最大風速為78 m/s，高速試驗段的最大風速為256 m/s。

表1 結(jié)冰風洞主要設(shè)計參數(shù)[21]Table 1 Main indexes of 3 m×2 m icing wind tunnel[21]

1.3 試驗?zāi)芰?/h3>

3 m×2 m結(jié)冰風洞目前已形成的試驗?zāi)芰χ饕ǎ?1) 飛機及其部件(包括機翼、尾翼、風擋、天線罩等)的結(jié)冰和冰脫落試驗；(2) 飛行器結(jié)冰/防除冰試驗與系統(tǒng)性能驗證；(3) 發(fā)動機進氣模擬條件下的結(jié)冰/防除冰試驗；(4) 風力機、高速列車及地面設(shè)施的結(jié)冰特性試驗；(5) 防/除冰新系統(tǒng)、新技術(shù)性能驗證試驗等。

3 m×2 m結(jié)冰風洞所有技術(shù)指標、結(jié)冰試驗云霧場參數(shù)校測方法和流程均符合美國機械工程師學會頒布的相關(guān)標準(SAE ARP5905)[22]。2014和2018年，氣動中心2次采用NACA 0012翼型開展結(jié)冰風洞標模試驗，并與意大利CIRA-IWT結(jié)冰風洞進行了對比驗證，同時將試驗結(jié)果與SAE ARP5666參考文獻[23]中其他同類型風洞的試驗結(jié)果進行了對比，研究結(jié)果表明3 m×2 m結(jié)冰風洞結(jié)冰試驗結(jié)果與國外主流工程性結(jié)冰風洞結(jié)果一致性良好，尤其是與IRT的結(jié)果較為接近(詳見圖2)。圖中c表示弦長，圖例CARDC為氣動中心3 m×2 m結(jié)冰風洞試驗結(jié)果，CIRA為意大利CIRA結(jié)冰風洞試驗結(jié)果，Calc為數(shù)值計算結(jié)果，Cox為美國Cox結(jié)冰風洞試驗結(jié)果，BRAIT為美國波音BRAIT結(jié)冰風洞試驗結(jié)果，GKN為英國GKN結(jié)冰風洞試驗結(jié)果，IRT為美國IRT結(jié)冰風洞試驗結(jié)果，Body為NACA 0012翼型輪廓。

(a) 霜冰試驗結(jié)果對比

(b) 明冰試驗結(jié)果對比

2 試驗技術(shù)現(xiàn)狀

3 m×2 m結(jié)冰風洞已形成包括云霧場參數(shù)校測、冰形特征捕獲、熱氣防冰和電熱除冰等在內(nèi)的常規(guī)結(jié)冰與防除冰試驗技術(shù)，下面進行詳細闡述。

2.1 云霧場參數(shù)校測技術(shù)

結(jié)冰風洞的云霧模擬技術(shù)以適航條例為指導(dǎo)，使風洞產(chǎn)生的云霧場與真實飛行條件下的云霧場相似。

針對云霧場均勻性，研制了結(jié)冰格柵。格柵整體尺寸為1955 mm(高)×2705 mm(寬)，格柵與上下洞壁相連，其面積覆蓋了試驗段中心88%的截面積。格柵單元格為150 mm×150 mm，深60 mm，迎風面寬度5 mm(見圖3)。通過測量一定時間內(nèi)格柵迎風面的結(jié)冰厚度，分析格柵表面結(jié)冰在風洞橫截面的一致性，以此評估云霧場的均勻性。

針對云霧水滴直徑參數(shù)，購置了馬爾文粒徑測量儀和相位多普勒干涉儀(PDI-FPDR)，如圖4所示，并進行風洞內(nèi)安裝適應(yīng)性配套，實現(xiàn)了云霧水滴粒徑的測量。其中，馬爾文粒徑測量儀主要用于噴嘴的霧化特性和參數(shù)的地面測試，相位多普勒干涉儀主要用于風洞內(nèi)云霧場水滴直徑的直接測量。

圖3 均勻度格柵結(jié)冰

圖4 用于MVD校測的PDI-FPDR儀器

針對液態(tài)水含量參數(shù)，自主研制了氣壓驅(qū)動式冰刀裝置和均勻度評估系統(tǒng)，提出了一種采用數(shù)值計算和結(jié)冰風洞試驗相結(jié)合的手段測量結(jié)冰風洞中液態(tài)水含量的方法，實現(xiàn)了云霧場參數(shù)的高效、準確校測。

2.1.1 冰刀法

建立了基于氣壓驅(qū)動式冰刀的結(jié)冰風洞液態(tài)水含量校測裝置和方法，氣壓驅(qū)動相比電驅(qū)動反應(yīng)更迅速，且不易受低溫環(huán)境的影響。冰刀法的基本原理是：將冰刀置于結(jié)冰風洞的來流中,一定時間后,工作面就會生長一定量的冰。試驗結(jié)束后，通過測量冰的厚度和結(jié)冰時間等參數(shù),采用式(1)計算液態(tài)水含量:

(1)

其中，LWC為液態(tài)水的含量值，C為單位轉(zhuǎn)換常數(shù)，ρ為冰的密度，D為冰的生長厚度，Eb為冰刀收集效率(液態(tài)水收集系數(shù))，v為試驗風速，t為結(jié)冰時間。

冰刀法的關(guān)鍵是確保撞擊到冰刀工作面的過冷液態(tài)水能夠全部凍結(jié),這就要求云霧場的溫度要足夠低(低于-18 ℃),此時冰刀上所結(jié)冰為霜冰。冰刀法測量液態(tài)水含量的方法為：將冰刀置于風洞中心線上,冰刀前裝有防護罩(見圖5)。防護罩準備狀態(tài)處于關(guān)閉位置，將冰刀前緣保護起來。當結(jié)冰風洞流場穩(wěn)定后,防護罩快速移開,暴露在云霧場中的冰刀前緣在液態(tài)水撞擊下開始生長冰,試驗結(jié)束后快速關(guān)閉防護罩保護生長的冰。防護罩作快速打開、關(guān)閉運動,開閉時間間隔即為結(jié)冰時間t。

圖5 風洞中的冰刀裝置[24]

冰刀裝置的主要技術(shù)指標為：(1) 液態(tài)水收集系數(shù)Eb大于0.95；(2) 結(jié)冰時間控制精度要求防護罩作0°～90°角行程時間小于0.2 s；(3) 最大試驗風速下關(guān)鍵部件的變形量：冰刀小于0.05 mm，防護罩小于1 mm；(4)冰刀裝置阻塞度小于5%；(5)冰刀表面粗糙度為0.8 μm[25]。

冰刀法的優(yōu)點是簡便快捷，缺點是未考慮結(jié)冰過程中液態(tài)水蒸發(fā)的影響，同時為保證收集系數(shù)大于特定值，要求風洞云霧場的溫度足夠低。為克服冰刀法的缺點，提出了采用數(shù)值計算和試驗相結(jié)合的手段測量結(jié)冰風洞中液態(tài)水含量的方法[26]，下文稱其為混合法。

2.1.2 混合法

該方法無需專門的LWC測量裝置，只要有常規(guī)的質(zhì)量測量工具即可。其基本步驟為：(1) 選取典型外形(如圓柱)進行結(jié)冰風洞試驗，測量一定速度和結(jié)冰時間下冰的質(zhì)量；(2) 用數(shù)值模擬的手段計算不同液態(tài)水含量條件所對應(yīng)的結(jié)冰質(zhì)量，建立LWC與結(jié)冰質(zhì)量的關(guān)系曲線LWC=f(Mi)；(3) 將試驗測量的結(jié)冰質(zhì)量在曲線上進行插值，獲得試驗LWC的值。

以直徑為L的圓柱為例，位于極限軌跡之間的過冷水滴會與物面碰撞并結(jié)冰，而在極限軌跡范圍之外的水滴將繞過物體。極限軌跡定義為分別與圓柱的上下表面相切的水滴運動軌跡。設(shè)流動速度為v，則單位時間、單位展長物面上冰的質(zhì)量Mi為:

Mi=Em·LWC·v·L-Me

(2)

其中，Em=Δy/L為水滴總收集系數(shù)，Δy為2條極限軌跡之間的距離。蒸發(fā)質(zhì)量Me的計算采用經(jīng)驗公式[26]。為了計算水滴的極限軌跡，需要完成空氣的流場計算，水滴的運動方程求解，以及迭代尋跡等過程[26]。圖6給出了風速為25和35 m/s條件下液態(tài)水含量與結(jié)冰質(zhì)量的關(guān)系。

利用混合法測量LWC，操作方便，成本低廉，且測量結(jié)果的精度較高，克服了常規(guī)LWC測量方法的不足。為進一步提高云霧場參數(shù)測量的精準度，3 m×2 m結(jié)冰風洞未來主要開展云霧發(fā)生技術(shù)、云霧液滴運動過程研究、非接觸式結(jié)冰云霧場診斷技術(shù)研究等。

圖6 不同風速下的結(jié)冰質(zhì)量[26]

2.2 冰形特征捕獲技術(shù)

在冰形測量方面，獲取冰形的傳統(tǒng)方法是利用卡板及“熱刀”裝置(見圖7)，手工測量冰形的二維軌跡線[27-28]，通過數(shù)據(jù)擬合的方式獲取冰形的三維信息。該方法操作簡便，容易實現(xiàn)，但操作過程中對冰形信息有所破壞，影響了測量的準確度，且所得結(jié)果為有限的二維冰形，不能完全反映冰形的真實三維外形。

圖7 傳統(tǒng)熱刀法冰形測量技術(shù)

考慮到熱刀法在復(fù)雜結(jié)冰表面冰形提取的局限性，發(fā)展了基于立體成像和激光掃描[29]的冰形非接觸測量技術(shù)，通過基于金屬粉末的顯影方法，解決了冰形三維測量中的冰透光性問題；通過選用具有防水等級和耐低溫的測量產(chǎn)品，解決了低溫高濕環(huán)境的影響問題，實現(xiàn)了冰形的三維激光掃描，同時建立了三維數(shù)字冰形提取、重構(gòu)與分析技術(shù)[30-32]，見圖8。

2.3 熱氣防冰和電熱除冰試驗技術(shù)

熱氣供氣系統(tǒng)是熱氣防除冰試驗的關(guān)鍵[33-36]，3 m×2 m風洞目前已完成熱氣供氣系統(tǒng)建設(shè)，見圖9。結(jié)合基礎(chǔ)設(shè)備平臺，配套了熱氣溫度、壓力、流量測控系統(tǒng)，形成了熱氣防冰試驗?zāi)芰?。熱氣供氣系統(tǒng)的主要技術(shù)指標如下：

(1) 防冰熱氣最大流量：1.5 kg/s，精度±1%；

(2) 防冰熱氣最高溫度：400 ℃，精度±2 ℃；

(3) 機翼模型防冰熱氣最大壓力：0.4 MPa，精度±1.0%；

(4) 發(fā)動機模型防冰熱氣最大壓力：1.4 MPa，精度±1.0%。

(a) 實際冰形

(b) 掃描冰形

Fig.8Iceshapenon-contactmeasurementtechnologyusinglaserscanning

圖9 熱氣供氣系統(tǒng)

系統(tǒng)通過控制熱氣防冰模型入口熱氣的溫度、壓力和流量參數(shù)，實現(xiàn)不同防冰熱氣條件的模擬。該系統(tǒng)已應(yīng)用于C919飛機熱氣防冰試驗。

3 m×2 m結(jié)冰風洞已完成電熱防除冰試驗系統(tǒng)的研制。由于需要承接各種飛機型號試驗，該電加熱防除冰系統(tǒng)配套了直流28 V、270 V、交流115 V/400 Hz中頻電源，供電主回路采用PLC控制固態(tài)繼電器方案，每套電源可以實現(xiàn)20個加熱區(qū)溫度控制，每個加熱區(qū)加熱功率不低于2 kW，控制方式可以選擇通斷控制間斷加熱或調(diào)節(jié)電壓連續(xù)加熱，滿足型號單位不同試驗需求[37-38]。該裝置已應(yīng)用于某直升機電熱除冰技術(shù)研究。

3 試驗技術(shù)展望

在結(jié)冰風洞試驗技術(shù)研究方面，下一步將重點關(guān)注發(fā)動機結(jié)冰與防除冰、直升機結(jié)冰與防除冰，過冷大水滴和冰晶雨霧模擬等結(jié)冰風洞試驗新技術(shù)，并形成相應(yīng)的試驗?zāi)芰Α?/p>

3.1 發(fā)動機結(jié)冰與防除冰試驗技術(shù)

發(fā)動機結(jié)冰與防除冰試驗技術(shù)主要包含發(fā)動機進氣道模擬技術(shù)、復(fù)雜構(gòu)型結(jié)冰測量技術(shù)、結(jié)冰特性捕獲技術(shù)、結(jié)冰危害評估技術(shù)等。

圖10給出了結(jié)冰試驗在發(fā)動機防除冰系統(tǒng)設(shè)計中的地位和作用。由于發(fā)動機結(jié)冰數(shù)值模擬研究具有高度的復(fù)雜性和結(jié)果預(yù)測的不確定性，因此結(jié)冰風洞試驗在發(fā)動機設(shè)計環(huán)節(jié)中是必不可少的。

圖10 發(fā)動機結(jié)冰與防除冰研究關(guān)系圖

Fig.10Researchmapoficingandde-icingtechniquesonaircraftengine

3 m×2 m結(jié)冰風洞目前已完成發(fā)動機進氣模擬系統(tǒng)主體建設(shè)，建設(shè)了主、輔2條引氣支路分別用于模擬大小流量，抽吸氣流通過進氣道與發(fā)動機艙，實現(xiàn)發(fā)動機進氣道入口的流量模擬[39]，從而模擬發(fā)動機的不同功率狀態(tài)。結(jié)合基礎(chǔ)研究平臺配套了動力系統(tǒng)和測控系統(tǒng)，形成了發(fā)動機進氣道模擬試驗?zāi)芰?見圖11)，已順利完成某型發(fā)動機進氣道結(jié)冰試驗。

圖11 發(fā)動機進氣模擬系統(tǒng)

發(fā)動機結(jié)冰與防除冰試驗技術(shù)研究未來的重點工作包括：(1) 加強對結(jié)冰試驗參數(shù)的控制，特別是LWC和MVD的控制；(2) 積極研制物理尺寸小、測量精度高、測量范圍大、對流場干擾小的測量裝置，特別是利用光學或聲學原理的測量手段[40]。

3.2 直升機結(jié)冰與防除冰試驗技術(shù)

在直升機結(jié)冰與防除冰試驗技術(shù)研究方面，需要建設(shè)旋翼結(jié)冰試驗臺，并構(gòu)建高速旋轉(zhuǎn)模擬與控制技術(shù)。2019年，3 m×2 m結(jié)冰風洞將建成2 m直徑直升機旋翼結(jié)冰試驗臺并投入使用。試驗臺各系統(tǒng)的技術(shù)指標如下：

(1) 槳轂中心至試驗段底端的高度范圍：1.60～2.14 m；

(2) 旋翼直徑：2 m；

(3) 最大驅(qū)動功率：90 kW；

(4) 額定轉(zhuǎn)速：2100 r/min；

(5) 最大拉力：3500 N；

(6) 主軸傾角范圍：-25°～15°。

通過控制直升機旋翼的不同轉(zhuǎn)速、主軸傾角等模擬旋翼的不同工作狀態(tài)。受風洞尺寸限制，采用縮比旋翼進行結(jié)冰試驗研究還面臨諸多問題，因此，直升機旋翼的結(jié)冰與防除冰試驗技術(shù)未來重點的發(fā)展內(nèi)容包括[41-42]：

(1) 旋翼結(jié)冰試驗相似準則研究；

(2) 旋翼結(jié)冰風洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計技術(shù)；

(3) 旋翼升力模式控制技術(shù)(定升力、定總矩)；

(4) 旋翼結(jié)冰過程冰形在線捕獲技術(shù)；

(5) 旋翼參數(shù)、氣動性能測量技術(shù)(形變、升力、扭矩)；

(6) 旋翼冰脫落測量與分析技術(shù)；

(7) 旋翼防除冰試驗技術(shù)。

3.3 過冷大水滴云霧模擬試驗技術(shù)

過冷大水滴具有平均直徑大、分布范圍廣、液態(tài)水含量高、結(jié)冰環(huán)境溫度較高的特點。由于過冷大水滴造成的結(jié)冰會導(dǎo)致飛機的氣動性能和操縱性能急劇下降，對飛行安全造成極大的威脅，2014年11月4日，F(xiàn)AA頒布了有關(guān)SLD結(jié)冰的補充條例。在FAR 25部增加了附錄O，明確了凍細雨(Freezing Drizzle)、凍雨(Freezing Rain)等SLD云霧條件，該修正案于2015年1月5日生效。同年3月12日，EASA在16號修正案中增加了相關(guān)內(nèi)容，SLD與冰晶的分布高度及危害如圖12所示[43]。

SLD試驗技術(shù)的主要內(nèi)容是冰晶條件生成、測試儀器校準、大粒徑噴霧裝置研制、云霧模擬與校測、云霧水滴分布符合性評估以及結(jié)冰/防除冰試驗驗證。未來這些技術(shù)的建立與以下基礎(chǔ)性物理問題的解決密不可分，主要包括：

圖12 SLD和冰晶大氣特征示意[43]

(1) 噴嘴大粒徑水滴噴霧機理與實現(xiàn)；

(2) 水滴沿程熱力學特性(直徑、溫度)變化規(guī)律；

(3) 水滴沿程動力學特性(變形、破碎、軌跡)變化規(guī)律；

(4) 水滴特征參數(shù)(粒徑、溫度)非接觸式光學測量；

(5) 噴嘴分布、控制策略與云霧粒徑、溫度分布影響規(guī)律。

SLD試驗技術(shù)的核心是需要模擬適航條例FAR25部附錄O中過冷大水滴的粒徑分布，并在有限條件下建立滿足符合適航符合性驗證要求的驗證方法[44-45]。

3.4 冰晶云霧模擬試驗技術(shù)

自2002年，全球已有超過14起因冰晶造成的飛機發(fā)動機失效的嚴重事故[46]。針對冰晶問題，美國聯(lián)邦適航條例33部附錄D規(guī)定了典型的冰晶結(jié)冰云霧條件。在此基礎(chǔ)上，美國NASA的推進試驗室(PSL)于2013年形成了發(fā)動機冰晶試驗?zāi)芰?并在同年開展了第一次試驗。由此看來，我國自主研發(fā)的發(fā)動機在未來適航取證的過程中,同樣將會面臨冰晶結(jié)冰的適航合格審定問題。

冰晶結(jié)冰試驗技術(shù)研究需要回答3個問題[46]：

(1) 冰晶是如何在發(fā)動機內(nèi)部結(jié)上的？

(2) 冰晶結(jié)冰是如何影響發(fā)動機正常工作的？

(3) 如何才能防止或者減輕發(fā)動機發(fā)生冰晶結(jié)冰？

針對這3個問題，主要開展以下研究內(nèi)容，如圖13所示。其中，對于冰晶試驗技術(shù)研究，需要重點突破的關(guān)鍵技術(shù)包括[47-48]：

(1) 冰晶噴霧系統(tǒng)研制；

(2) 冰晶的風洞探測技術(shù)；

(3) 冰晶結(jié)冰條件模擬技術(shù)(冰晶熱力學、相變、動力學、侵蝕等物理特性研究)；

(4) 冰晶結(jié)冰試驗相似方法；

(5) 冰晶結(jié)冰測量儀器評估技術(shù)；

(6) 冰晶結(jié)冰非接觸式測量技術(shù)。

在技術(shù)指標方面，未來可以參考NASA PSL風洞[49]，如表2所示。

圖13 發(fā)動機冰晶結(jié)冰研究內(nèi)容

Fig.13Researchcontentofcrystal-icingtesttechnologiesforaircraftengine

表2 冰晶模擬技術(shù)指標Table 2 Crystal-icing simulation technical indexes

4 結(jié) 論

(1) 介紹了云霧參數(shù)校測、冰形測量、熱氣/電熱防除冰試驗等技術(shù)，并在型號試驗中得到了應(yīng)用；

(2) 提出了3 m×2 m結(jié)冰風洞試驗技術(shù)的近期的發(fā)展方向，主要包括：發(fā)動機結(jié)冰與防除冰，直升機旋翼結(jié)冰與防除冰，過冷大水滴、冰晶云霧模擬試驗技術(shù)等。