專利名稱：大氣紊流在飛行模擬器上的一種仿真方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及的飛行模擬器飛行系統(tǒng)(以下簡(jiǎn)稱飛行系統(tǒng))是由主解算計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)進(jìn)行解算的仿真設(shè)備。
本發(fā)明涉及的飛行模擬器六自由度運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)(以下簡(jiǎn)稱運(yùn)動(dòng)系統(tǒng))是由平臺(tái)控制計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)控制的六自由度瞬時(shí)過載仿真設(shè)備。
本發(fā)明涉及的儀表系統(tǒng)是飛行模擬器座艙內(nèi)的主要指示儀表，包括空速表、高度表，迎角指示器，過載指示器，航行駕駛儀，指令駕駛儀，M數(shù)表，升降速度表。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案如下 在主解算計(jì)算機(jī)上啟動(dòng)紊流程序，由隨機(jī)數(shù)產(chǎn)生白信號(hào)，經(jīng)過對(duì)三個(gè)方向紊流分量的頻譜函數(shù)的有理化處理，再經(jīng)過濾波器處理，形成紊流的三個(gè)分量，將這三個(gè)紊流分量經(jīng)過坐標(biāo)變換加入到飛機(jī)的飛行速度中，再代入到運(yùn)動(dòng)方程中進(jìn)行結(jié)算，最后得出相關(guān)的飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)。
將輸送到運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)輸出到網(wǎng)卡，再輸送到HUB，再到網(wǎng)卡，通過網(wǎng)卡輸出到平臺(tái)控制計(jì)算機(jī)，去控制平臺(tái)六個(gè)缸的長(zhǎng)度；平臺(tái)控制計(jì)算機(jī)根據(jù)這些飛行狀態(tài)參數(shù)，經(jīng)過一系列變換與濾波得到能反映飛機(jī)由于線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)而在運(yùn)動(dòng)平臺(tái)上的飛行員座椅處產(chǎn)生的過載及其它動(dòng)感信號(hào)作為平臺(tái)運(yùn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)信號(hào)，驅(qū)動(dòng)信號(hào)分別對(duì)應(yīng)平臺(tái)的三個(gè)線位移(X、Y、Z)及三個(gè)轉(zhuǎn)角(俯仰角、偏轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角)。由于平臺(tái)任何一個(gè)自由度的改變都是六根電動(dòng)缸的長(zhǎng)度組合運(yùn)動(dòng)的結(jié)果，所以要將平臺(tái)驅(qū)動(dòng)信號(hào)經(jīng)過幾何變換成為每一根電動(dòng)缸的長(zhǎng)度驅(qū)動(dòng)信號(hào)，使運(yùn)動(dòng)平臺(tái)產(chǎn)生六個(gè)自由度的位置和姿態(tài)。
輸送到運(yùn)動(dòng)平臺(tái)的飛行狀態(tài)參數(shù)數(shù)據(jù)包括 飛機(jī)加速度在X上分量，飛機(jī)加速度在Y上分量，飛機(jī)加速度在Z上分量，俯仰角變化率，滾轉(zhuǎn)角變化率，偏航角變化率，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，偏航角，飛機(jī)角速度在X上的分量，飛機(jī)角速度在Y上的分量，飛機(jī)角速度在Z上的分量，飛機(jī)角加速度在X上的分量，飛機(jī)角加速度在Y上的分量，飛機(jī)角加速度在Z上的分量。
將輸送到儀表系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)輸出到網(wǎng)卡，再到HUB，再到網(wǎng)卡，通過網(wǎng)卡輸送到飛行模擬器的主要儀表中，具體是空速表、高度表，迎角指示器，過載指示器，航行駕駛儀，指令駕駛儀，M數(shù)表，升降速度表。直接驅(qū)動(dòng)儀表指針指示飛行狀態(tài)參數(shù)值。
輸送到儀表系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)數(shù)據(jù)有 飛機(jī)空速，高度，迎角，過載，M數(shù)，升降速度，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，偏航角。
本發(fā)明的積極效果在于提供了一種準(zhǔn)確的大氣紊流模擬方法，建立的大氣紊流仿真模型在頻譜響應(yīng)和仿真結(jié)果上更接近于大氣紊流的統(tǒng)計(jì)特性，大氣紊流的變化幅頻也更劇烈。將這種紊流參數(shù)輸入到模擬器主解算計(jì)算機(jī)運(yùn)動(dòng)方程中進(jìn)行解算，得出的飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)直接輸送到模擬器運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)和儀表系統(tǒng)中，就可以模擬紊流對(duì)飛機(jī)飛行狀態(tài)的影響，特別是大氣紊流帶來的飛機(jī)抖振的影響，模擬的效果也準(zhǔn)確逼真，避免了傳統(tǒng)方法中直接人為地設(shè)置一個(gè)抖振函數(shù)加入到模擬器的儀表系統(tǒng)和運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)中去模擬紊流的抖振影響而帶來的誤差和失真。
圖1是本發(fā)明的軟件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖。
圖2、3是本發(fā)明的參數(shù)輸出流程圖。
圖4是本發(fā)明的應(yīng)用設(shè)備的控制信號(hào)流程圖
具體實(shí)施例方式 下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說明。
在主解算計(jì)算機(jī)1上啟動(dòng)紊流程序，由隨機(jī)數(shù)產(chǎn)生白信號(hào)，經(jīng)過對(duì)三個(gè)方向紊流分量的頻譜函數(shù)的有理化處理，再經(jīng)過濾波器處理，形成紊流的三個(gè)分量，將這三個(gè)紊流分量經(jīng)過坐標(biāo)變換加入到飛機(jī)的飛行速度中，再代入到運(yùn)動(dòng)方程中進(jìn)行結(jié)算，最后得出相關(guān)的飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)(參見圖1、4)。
根據(jù)圖2、圖3、圖4，將輸送到運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)輸出到網(wǎng)卡2，再輸送到HUB 3，再到網(wǎng)卡4，通過網(wǎng)卡4輸出到平臺(tái)控制計(jì)算機(jī)5，去控制平臺(tái)六個(gè)電動(dòng)缸的長(zhǎng)度6，7，8，9，10，11；平臺(tái)控制計(jì)算機(jī)5根據(jù)這些飛行狀態(tài)參數(shù)，經(jīng)過一系列變換與濾波得到能反映飛機(jī)由于線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)而在運(yùn)動(dòng)平臺(tái)上的飛行員座椅處產(chǎn)生的過載及其它動(dòng)感信號(hào)作為平臺(tái)運(yùn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)信號(hào)，驅(qū)動(dòng)信號(hào)分別對(duì)應(yīng)平臺(tái)的三個(gè)線位移(X、Y、Z)及三個(gè)轉(zhuǎn)角(俯仰角、偏轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角)。由于平臺(tái)任何一個(gè)自由度的改變都是六根電動(dòng)缸的長(zhǎng)度6、7、8、9、10、11組合運(yùn)動(dòng)的結(jié)果，所以要將平臺(tái)驅(qū)動(dòng)信號(hào)經(jīng)過幾何變換成為每一根電動(dòng)缸的長(zhǎng)度6、7、8、9、10、11的驅(qū)動(dòng)信號(hào)，使運(yùn)動(dòng)平臺(tái)產(chǎn)生六個(gè)自由度的位置和姿態(tài)。
輸送到運(yùn)動(dòng)平臺(tái)的飛行狀態(tài)參數(shù)數(shù)據(jù)包括 飛機(jī)加速度在X上分量，飛機(jī)加速度在Y上分量，飛機(jī)加速度在Z上分量，俯仰角變化率，滾轉(zhuǎn)角變化率，偏航角變化率，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，偏航角，飛機(jī)角速度在X上的分量，飛機(jī)角速度在Y上的分量，飛機(jī)角速度在Z上的分量，飛機(jī)角加速度在X上的分量，飛機(jī)角加速度在Y上的分量，飛機(jī)角加速度在Z上的分量。
將輸送到儀表系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)輸出到網(wǎng)卡2，再到HUB 3，再到網(wǎng)卡4，通過網(wǎng)卡4輸送到飛行模擬器的主要儀表中，具體是空速表12、高度表13，迎角指示器14，過載指示器15，航行駕駛儀16，指令駕駛儀17，M數(shù)表18，升降速度表19。直接驅(qū)動(dòng)儀表指針指示飛行狀態(tài)參數(shù)值。(參見圖3、4) 輸送到儀表系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)數(shù)據(jù)有 飛機(jī)空速，高度，迎角，過載，M數(shù)，升降速度，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，偏航角。
具體相關(guān)參數(shù)計(jì)算如下 1、紊流的數(shù)學(xué)建模過程； 本發(fā)明研究了一種新的紊流計(jì)算模型。即基于Dryden模型的建模方法，采用對(duì)Von Karman大氣紊流模型進(jìn)行有理化處理，并確定新的濾波器參數(shù)的方法，在時(shí)域內(nèi)實(shí)時(shí)生成大氣紊流。
(1)Von Karman大氣紊流模型進(jìn)行有理化處理 Von Karman得出反應(yīng)大氣數(shù)理統(tǒng)計(jì)特性的三個(gè)方向紊流分量的頻譜函數(shù)是 其中，ΦVu(Ω)、ΦVv(Ω)、ΦVw(Ω)是紊流的空間頻譜函數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量； Lu、Lv、Lw是紊流尺度在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量； σu、σv、σw分別為紊流強(qiáng)度在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量； Ω為空間頻率；a＝1.339. 為便于進(jìn)行實(shí)時(shí)仿真，將空間頻譜轉(zhuǎn)化成時(shí)間頻譜，結(jié)果如下 其中，Φu(ω)、Φv(ω)、Φw(ω)是紊流的時(shí)間頻譜函數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量； V為氣流速度；ω為時(shí)間頻率； (2)新的濾波器參數(shù)的確定 為了使模型能夠在仿真時(shí)域中用于模擬實(shí)現(xiàn)，將傳遞函數(shù)進(jìn)行有理化逼近，將不能直接用于仿真實(shí)現(xiàn)的紊流模型簡(jiǎn)化成一階，即 其中，Gu(s)、Gv(s)、Gw(s)是傳遞函數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量； Ku、Kv、Kw是比例系數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量； Tu、Tv、Tw是系數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量； 最后得出成型濾波器的傳遞函數(shù)為 最后得出紊流在地面坐標(biāo)系中三個(gè)方向的分量 其中Wxd、Wyd、Wzd是紊流在地面坐標(biāo)系中三個(gè)方向的分量； 下標(biāo)n表示當(dāng)前時(shí)刻的值，n-1表示上一時(shí)刻的值； rn是隨機(jī)數(shù)；Δt為當(dāng)前時(shí)刻與上一時(shí)刻的時(shí)間間隔； 2、參數(shù)的疊加與輸出 由上述公式計(jì)算出紊流在地面坐標(biāo)系中三個(gè)方向的分量，再通過方向余弦矩陣轉(zhuǎn)換到機(jī)體軸系 Wxt＝Wxd·l11+Wyd·l21+Wzd·l31 Wyt＝Wxd·l12+Wyd·l22+Wzd·l32(10) Wzt＝Wxd·l13+Wyd·l23+Wzd·l33 其中l(wèi)11、l12、l13、l21、l22、l23、l31、l32、l33為方向余弦； 然后將其疊加到飛機(jī)的速度中 Vx＝Vxt-Wxt Vy＝Vyt-Wyt (11) Vz＝Vxz-Wzt 其中，Vx、Vy、Vz為飛機(jī)速度在機(jī)體坐標(biāo)系X，Y，Z上的分量； 其中Vxt、Vyt、Vzt為飛機(jī)速度在機(jī)體軸X，Y，Z上的分量； 然后將得出的飛機(jī)速度值代入到飛行運(yùn)動(dòng)方程中，在主解算計(jì)算機(jī)上進(jìn)行結(jié)算，得出相應(yīng)的飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)。
飛機(jī)角加速度 其中，
為飛機(jī)角加速度在X，Y，Z上的分量； Ix、Iy、Iz為飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量在X，Y，Z上的分量； Ixy為飛機(jī)繞X，Y軸的慣性積； Mx、My、Mz為作用在飛機(jī)上的合外力矩在X，Y，Z上的分量； 飛機(jī)角速度 其中ωx、ωy、ωz為飛機(jī)角速度在X，Y，Z上的分量； 飛機(jī)加速度 其中
為飛機(jī)加速度在X，Y，Z上的分量； Fx、Fy、Fz為作用在飛機(jī)上的合外力在X，Y，Z上的分量； m為飛機(jī)質(zhì)量； 飛機(jī)速度 角變化率 其中，
分別為飛機(jī)的偏航角變化率、滾轉(zhuǎn)角變化率、俯仰角變化率； 其中，ψ、γ、θ分別為飛機(jī)的偏航角、滾轉(zhuǎn)角、俯仰角； 飛機(jī)空速 飛機(jī)的過載 ny＝Fy/G+cosθ·cosγ(19) 飛機(jī)的迎角 飛機(jī)M數(shù) 飛機(jī)的升降速度 Vyd＝Vxt·l21+Vyt·l22+Vzt·l23 (22) 飛機(jī)的高度 nh＝n-1h+Vyd·Δt。(23) 根據(jù)圖1，所示經(jīng)過主解算計(jì)算機(jī)的解算，得出飛機(jī)飛行的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，這些參數(shù)包含由于紊流影響而產(chǎn)生的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的附加量，將這些參數(shù)輸送到儀表系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)去，驅(qū)動(dòng)這些系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)。
1、儀表系統(tǒng)將相應(yīng)參數(shù)直接輸送到儀表系統(tǒng)的各個(gè)儀表中，驅(qū)動(dòng)相應(yīng)的儀表轉(zhuǎn)動(dòng)，指示對(duì)應(yīng)的參數(shù)值。
2、運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)輸送到運(yùn)動(dòng)平臺(tái)的解算計(jì)算機(jī)中，解算計(jì)算機(jī)將有關(guān)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，即三個(gè)坐標(biāo)軸方向的線加速度和三個(gè)坐標(biāo)軸方向的角速度和角加速度以及飛機(jī)的姿態(tài)角(俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角)，進(jìn)行變換和濾波，得到能反映飛機(jī)由于線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)而在運(yùn)動(dòng)平臺(tái)上的飛行員座椅處產(chǎn)生的比力，及其它動(dòng)感信號(hào)作為平臺(tái)的運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)信號(hào)。驅(qū)動(dòng)信號(hào)分別對(duì)應(yīng)運(yùn)動(dòng)平臺(tái)的三個(gè)線位移及三個(gè)轉(zhuǎn)角，由于平臺(tái)的任何一個(gè)自由度的改變都是運(yùn)動(dòng)平臺(tái)六根動(dòng)作筒組合運(yùn)動(dòng)的結(jié)果，所以要將平臺(tái)驅(qū)動(dòng)信號(hào)經(jīng)過幾何變換，成為每一根動(dòng)作筒的驅(qū)動(dòng)信號(hào)。通過運(yùn)動(dòng)平臺(tái)計(jì)算機(jī)計(jì)算出六根動(dòng)作筒位移數(shù)字信號(hào)，通過D/A轉(zhuǎn)換，將其轉(zhuǎn)換成驅(qū)動(dòng)動(dòng)作筒運(yùn)動(dòng)的模擬信號(hào)，驅(qū)動(dòng)動(dòng)作筒運(yùn)動(dòng)，以模擬大氣紊流對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的影響。
權(quán)利要求
1、一種大氣紊流在飛行模擬器上的仿真方法，包括以下步驟
在主解算計(jì)算機(jī)(1)上啟動(dòng)紊流程序，由隨機(jī)數(shù)產(chǎn)生白信號(hào)，經(jīng)過對(duì)三個(gè)方向紊流分量的頻譜函數(shù)的有理化處理，再經(jīng)過濾波器處理，形成紊流的三個(gè)分量，將這三個(gè)紊流分量經(jīng)過坐標(biāo)變換加入到飛機(jī)的飛行速度中，再代入到運(yùn)動(dòng)方程中進(jìn)行結(jié)算，最后得出相關(guān)的飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)；
將這些飛行狀態(tài)參數(shù)輸出到網(wǎng)卡(2)，再輸送到HUB(3)，再到網(wǎng)卡(4)，通過網(wǎng)卡(4)輸出到平臺(tái)控制計(jì)算機(jī)(5)——平臺(tái)六個(gè)電動(dòng)缸的長(zhǎng)度(6)、(7)、(8)、(9)、(10)、(11)；平臺(tái)控制計(jì)算機(jī)(5)根據(jù)這些飛行狀態(tài)參數(shù)，經(jīng)過一系列變換與濾波得到能反映飛機(jī)由于線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)而在運(yùn)動(dòng)平臺(tái)上的飛行員座椅處產(chǎn)生的過載及其它動(dòng)感信號(hào)作為平臺(tái)運(yùn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)信號(hào)，驅(qū)動(dòng)信號(hào)分別對(duì)應(yīng)平臺(tái)的三個(gè)線位移(X)、(Y)、(Z)及三個(gè)轉(zhuǎn)角俯仰角、偏轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角；將平臺(tái)驅(qū)動(dòng)信號(hào)經(jīng)過幾何變換成為平臺(tái)的每一根電動(dòng)缸的長(zhǎng)度(6)、(7)、(8)、(9)、(10)、(11)的驅(qū)動(dòng)信號(hào)，使運(yùn)動(dòng)平臺(tái)產(chǎn)生六個(gè)自由度的位置和姿態(tài)；
輸送到運(yùn)動(dòng)平臺(tái)的飛行狀態(tài)參數(shù)數(shù)據(jù)包括
飛機(jī)加速度在X上分量，飛機(jī)加速度在Y上分量，飛機(jī)加速度在Z上分量，俯仰角變化率，滾轉(zhuǎn)角變化率，偏航角變化率，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，偏航角，飛機(jī)角速度在X上的分量，飛機(jī)角速度在Y上的分量，飛機(jī)角速度在Z上的分量，飛機(jī)角加速度在X上的分量，飛機(jī)角加速度在Y上的分量，飛機(jī)角加速度在Z上的分量；
將輸送到儀表系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)輸出到網(wǎng)卡(2)，再到HUB(3)，再到網(wǎng)卡(4)，通過網(wǎng)卡(4)輸送到飛行模擬器的主要儀表中，具體是空速表(12)、高度表(13)，迎角指示器(14)，過載指示器(15)，航行駕駛儀(16)，指令駕駛儀(17)，M數(shù)表(18)，升降速度表(19)，直接驅(qū)動(dòng)儀表指針指示飛行狀態(tài)參數(shù)值；
輸送到儀表系統(tǒng)的飛行狀態(tài)參數(shù)數(shù)據(jù)包括
飛機(jī)空速，高度，迎角，過載，M數(shù)，升降速度，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，偏航角。
2、權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于反應(yīng)大氣數(shù)理統(tǒng)計(jì)特性的三個(gè)方向紊流分量的頻譜函數(shù)是
其中，
ΦVu(Ω)、ΦVv(Ω)、ΦVw(Ω)是紊流的空間頻譜函數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量；
Lu、Lv、Lw是紊流尺度在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量；
σu、σv、σw分別為紊流強(qiáng)度在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量；
Ω為空間頻率；
a＝1.339。
3、權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于空間頻譜轉(zhuǎn)化成時(shí)間頻譜公式如下
其中，
Φu(ω)、Φv(ω)、Φw(ω)是紊流的時(shí)間頻譜函數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量；
V為氣流速度；
ω為時(shí)間頻率。
4、權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于對(duì)傳遞函數(shù)進(jìn)行有理化逼近，成-型濾波器的傳遞函數(shù)為
其中，Gu(s)、Gv(s)、Gw(s)是傳遞函數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量；
Ku、Kv、Kw是比例系數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量；
Tu、Tv、Tw是系數(shù)在坐標(biāo)軸三個(gè)方向的分量；
得出紊流在地面坐標(biāo)系中三個(gè)方向的分量
其中Wxd、Wyd、Wzd是紊流在地面坐標(biāo)系中三個(gè)方向的分量；
下標(biāo)n表示當(dāng)前時(shí)刻的值，n-1表示上一時(shí)刻的值；
rn是隨機(jī)數(shù)；
Δt為當(dāng)前時(shí)刻與上一時(shí)刻的時(shí)間間隔。
全文摘要
本發(fā)明公開一種大氣紊流在飛行模擬器上的仿真方法，提供了一種準(zhǔn)確的大氣紊流模擬方法，建立的大氣紊流仿真模型在頻譜響應(yīng)和仿真結(jié)果上更接近于大氣紊流的統(tǒng)計(jì)特性，大氣紊流的變化幅頻也更劇烈。將這種紊流參數(shù)輸入到模擬器主解算計(jì)算機(jī)運(yùn)動(dòng)方程中進(jìn)行解算，得出的飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)直接輸送到模擬器運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)和儀表系統(tǒng)中，就可以模擬紊流對(duì)飛機(jī)飛行狀態(tài)的影響，特別是大氣紊流帶來的飛機(jī)抖振的影響，模擬的效果也準(zhǔn)確逼真，避免了傳統(tǒng)方法中直接人為地設(shè)置一個(gè)抖振函數(shù)加入到模擬器的儀表系統(tǒng)和運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)中去模擬紊流的抖振影響而帶來的誤差和失真。
文檔編號(hào)G09B9/02GK101650883SQ20091006652
公開日2010年2月17日 申請(qǐng)日期2009年2月13日 優(yōu)先權(quán)日2009年2月13日
發(fā)明者李國(guó)輝, 峰 張, 穎 盧, 李友毅 申請(qǐng)人:中國(guó)人民解放軍空軍航空大學(xué)