專利名稱：飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種氣動(dòng)載荷模擬裝置，特別涉及一種飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置。
背景技術(shù)：
為改善飛機(jī)飛行中的空氣動(dòng)力，現(xiàn)代的飛機(jī)普遍設(shè)計(jì)為可收放的起落架，在空中飛行時(shí)將起落架收起在機(jī)身或機(jī)翼內(nèi)部，在起飛、降落過(guò)程中將起落架放下承受地面載荷。 因此，飛機(jī)在空中飛行時(shí)需要完成起落架的收起和放下動(dòng)作。由于空氣阻力的影響，起落架在收放時(shí)會(huì)受到氣動(dòng)力的影響，該氣動(dòng)力水平均勻分布于起落架上，影響起落架撐桿作動(dòng)筒與上位鎖的收放功能。因此，在飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)研發(fā)階段，需要?dú)鈩?dòng)載荷模擬裝置對(duì)其進(jìn)行收放試驗(yàn)以模擬起落架的正常使用情況。目前，在起落架收放試驗(yàn)中，氣動(dòng)載荷的模擬加載一直是試驗(yàn)的難點(diǎn)，其難度在于需要隨時(shí)保證氣動(dòng)載荷的水平方向并模擬載荷的大小，發(fā)達(dá)國(guó)家對(duì)于起落架收放系統(tǒng)的研究比較成熟，普遍采用起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)，將飛機(jī)起落架安裝于風(fēng)洞之中進(jìn)行起飛、降落的模擬試驗(yàn)，此試驗(yàn)方法較為接近起落架真實(shí)使用情況，試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確可靠，但試驗(yàn)耗資巨大，且建設(shè)周期過(guò)長(zhǎng)，不宜在短時(shí)間內(nèi)進(jìn)行。國(guó)內(nèi)對(duì)于起落架收放試驗(yàn)的研究一般在無(wú)風(fēng)洞條件下進(jìn)行。由于起落架在真實(shí)收放過(guò)程中受到的力為一個(gè)分布力系，在試驗(yàn)中模擬極為困難，因此普遍將該分布力系進(jìn)行簡(jiǎn)化，應(yīng)用鉸鏈力矩等效原理將該氣動(dòng)載荷簡(jiǎn)化為一個(gè)或幾個(gè)集中力來(lái)施加于起落架上。 根據(jù)試驗(yàn)裝置的不同主要分為以下兩中
(a)液壓伺服作動(dòng)筒加載方案
該方案結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，負(fù)載模擬的跟蹤性能較好，但其不足之處在于對(duì)液壓作動(dòng)筒的要求較高。第一，對(duì)作動(dòng)筒尺寸要求較大，作動(dòng)筒過(guò)小無(wú)法提供足夠的行程用于起落架的收放，作動(dòng)筒過(guò)大安裝可能產(chǎn)生干涉；第二，需要建設(shè)一整套完備的液壓伺服控制系統(tǒng)，試驗(yàn)周期較長(zhǎng)，投入較大。(b)質(zhì)量塊-凸輪-滑軌加載方案
該方案氣動(dòng)載荷較為接近真實(shí)情況，載荷方向性好，但其不足之處有如下幾點(diǎn)第一， 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)較為復(fù)雜，鋼絲繩數(shù)量過(guò)多導(dǎo)致易與起落架產(chǎn)生干涉；第二，根據(jù)起落架上氣動(dòng)載荷的大小只能設(shè)計(jì)唯一的凸輪形狀與之對(duì)應(yīng)，對(duì)應(yīng)于某些載荷工況可能無(wú)法設(shè)計(jì)出相應(yīng)的凸輪來(lái)滿足其加載要求；第三，加載中質(zhì)量塊隨著起落架的收放會(huì)產(chǎn)生晃動(dòng)，存在一定的安 全隱患。因此，針對(duì)目前國(guó)內(nèi)外飛機(jī)起落架收放試驗(yàn)所需的氣動(dòng)載荷模擬裝置的不足，很有必要在現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)之上，設(shè)計(jì)一種能完成模擬飛機(jī)起落架收放試驗(yàn)的氣動(dòng)載荷模擬裝置。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理、自動(dòng)化程度高、操作方便，能準(zhǔn)確控制氣動(dòng)載荷大小和方向，用于模擬飛機(jī)起落架收放的氣動(dòng)載荷模擬裝置。技術(shù)方案為了實(shí)現(xiàn)以上目的，本發(fā)明所采取的技術(shù)方案為
一種飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，它包括試驗(yàn)臺(tái)架、起落架、連接在起落架上的撐桿作動(dòng)筒、支撐架、氣動(dòng)載荷跟隨裝置與氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的氣動(dòng)載荷跟隨裝置包括安裝在支撐架上的滾珠絲桿、安裝在滾珠絲桿上的螺母、一號(hào)伺服電機(jī)、升降臺(tái)、角度傳感器，其中滾珠絲桿下端安裝有聯(lián)軸器并與伺服電機(jī)輸出軸連接，升降臺(tái)固定安裝于螺母上，隨螺母做升降運(yùn)動(dòng)；所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置包括兩套加載機(jī)構(gòu)，每一套加載機(jī)構(gòu)均包括二號(hào)伺服電機(jī)、減速器、圓盤、鋼絲繩，所述的二號(hào)伺服電機(jī)安裝于減速器上， 減速器固定安裝在升降臺(tái)上，圓盤安裝在減速器的輸出端上，鋼絲繩一端繞在圓盤上，鋼絲繩的另一端連接到起落架上。本發(fā)明提供的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，模擬試驗(yàn)過(guò)程中，起落架所受的氣動(dòng)載荷由氣動(dòng)載荷模擬裝置提供，起落架所受的氣動(dòng)載荷方向由氣動(dòng)載荷跟隨裝置控制。作為優(yōu)選方案，以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的滾珠絲桿的上端通過(guò)法蘭盤固定在槽鋼架上。所述的槽鋼架前端與試驗(yàn)臺(tái)架焊接為一體，可避免試驗(yàn)過(guò)程中支撐架的抖動(dòng)影響試驗(yàn)精度。作為優(yōu)選方案，以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的支撐座上安裝有4個(gè)導(dǎo)軌支座，4個(gè)導(dǎo)軌的下端分別安裝在4個(gè)導(dǎo)軌支座上，4個(gè)導(dǎo)軌的上端分別穿過(guò)升降臺(tái)后由螺母連接到槽鋼架上；作為進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述的導(dǎo)軌支座上部安置有用于緩沖升降臺(tái)的彈簧，且所述的升降臺(tái)上還安裝有4個(gè)直線法蘭軸承，4個(gè)導(dǎo)軌穿過(guò)升降臺(tái)后再分別穿過(guò)直線法蘭軸承。安裝有4個(gè)導(dǎo)軌后當(dāng)升降臺(tái)隨著滾珠絲桿做升降運(yùn)動(dòng)時(shí)可以保證升降臺(tái)始終保持水平狀態(tài)，從而可以控制好氣動(dòng)載荷的大小和方向。作為優(yōu)選方案，以上所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的載荷模擬裝置的兩套加載機(jī)構(gòu)以升降臺(tái)中心為對(duì)稱點(diǎn)安裝在升降臺(tái)上，這樣兩套加載機(jī)構(gòu)中的鋼絲繩可對(duì)稱的連接在起落架的兩側(cè)，從而可以保證試驗(yàn)中鋼絲繩的拉力不會(huì)對(duì)起落架產(chǎn)生扭矩的影響。作為優(yōu)選方案，以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的支撐架底部安裝有可調(diào)節(jié)高度的地腳螺栓，通過(guò)水平儀調(diào)整地腳螺栓高度，使支撐架處于水平狀態(tài)，提高模擬試驗(yàn)的準(zhǔn)確性。作為優(yōu)選方案，以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，起落架與機(jī)身鉸接處連接到單、雙叉耳支座上，單、雙叉耳支座上安裝有關(guān)節(jié)軸承，從而可以保證起落架支柱與夾具交點(diǎn)不直接承受力矩，而由各交點(diǎn)力平衡。以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的撐桿作動(dòng)筒連接液壓動(dòng)力系統(tǒng)，為起落架的收放提供動(dòng)力源。以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的角度傳感器安裝在起落架與機(jī)身的鉸接點(diǎn)處，用于測(cè)量起落架收放角度，從而來(lái)控制升降臺(tái)的升降高度。有益效果本發(fā)明提供的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置與現(xiàn)有技術(shù)相比具有以下優(yōu)點(diǎn)
1.發(fā)明提供的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理，操作方便，所設(shè)計(jì)的氣動(dòng)載荷跟隨裝置控制起落架收放過(guò)程中的氣動(dòng)載荷方向，氣動(dòng)載荷模擬裝置控制起落架收放過(guò)程中氣動(dòng)載荷大小，其中兩套氣動(dòng)載荷跟隨裝置分別獨(dú)立地對(duì)稱安裝在起落架兩側(cè)，保證了試驗(yàn)中鋼絲繩的拉力不會(huì)對(duì)起落架產(chǎn)生扭矩的影響，試驗(yàn)過(guò)程中氣動(dòng)載荷方向和氣動(dòng)載荷大小精確，試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確。2.本發(fā)明提供的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，鋼絲繩的數(shù)量由原來(lái)的12條減少至2條，鋼絲繩拉扯線路簡(jiǎn)單明了，可減少試驗(yàn)過(guò)程中相互干涉的可能，提高實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)確性。3.本發(fā)明提供的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置采用伺服電機(jī)控制載荷的方向及大小，相比于傳統(tǒng)采用液壓作動(dòng)筒的實(shí)驗(yàn)方案，響應(yīng)速度更快，載荷精度更高。4、本發(fā)明提供的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置自動(dòng)化程度高，適用范圍廣泛，可適用于不同形式的起落架，所有操作動(dòng)作均有電腦自動(dòng)控制，試驗(yàn)中無(wú)需人工操作，減少了人工成本及試驗(yàn)誤操作的可能性。


圖1是本發(fā)明提供的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置在收放試驗(yàn)時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是圖1中氣動(dòng)載荷跟隨裝置與氣動(dòng)載荷模擬裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施例方式
下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例，進(jìn)一步闡明本發(fā)明，應(yīng)理解這些實(shí)施例僅用于說(shuō)明本發(fā)明而不用于限制本發(fā)明的范圍，在閱讀了本發(fā)明之后，本領(lǐng)域技術(shù)人員對(duì)本發(fā)明的各種等價(jià)形式的修改均落于本申請(qǐng)所附權(quán)利要求所限定的范圍。如圖1和圖2所示，一種飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，它包括 試驗(yàn)臺(tái)架1、起落架2、連接在起落架2上的撐桿作動(dòng)筒3、支撐架4、氣動(dòng)載荷跟隨裝置與氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的撐桿作動(dòng)筒3連接液壓動(dòng)力系統(tǒng)為其提供動(dòng)力，所述的氣動(dòng)載荷跟隨裝置包括安裝在支撐架4上的滾珠絲桿5、安裝在滾珠絲桿5上的螺母6、一號(hào)伺服電機(jī)7、升降臺(tái)8、角度傳感器，其中滾珠絲桿5下端安裝有聯(lián)軸器并與伺服電機(jī)7輸出軸連接，升降臺(tái)8固定安裝于螺母6上，隨螺母6做升降運(yùn)動(dòng)；所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置包括兩套加載機(jī)構(gòu)，每一套加載機(jī)構(gòu)均包括二號(hào)伺服電機(jī)9、減速器10、圓盤11、鋼絲繩12，所述的二號(hào)伺服電機(jī)9安裝于減速器10上，減速器10固定安裝在升降臺(tái)8上，圓盤11安裝在減速器10的輸出端上，鋼絲繩12 —端繞在圓盤11上，鋼絲繩12的另一端連接到起落架2上。以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的滾珠絲桿5的上端通過(guò)法蘭盤固定在槽鋼架13上。以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的支撐架4上安裝有4個(gè)導(dǎo)軌支座14，4個(gè)導(dǎo)軌15的下端分別安裝在4個(gè)導(dǎo)軌支座14上，升降臺(tái)8上安裝有4個(gè)直線法蘭軸承17，4個(gè)導(dǎo)軌15的上端分別穿過(guò)升降臺(tái)8和4個(gè)直線法蘭軸承17后由螺母連接到槽鋼架13上，并在所述的導(dǎo)軌支座14上部安置有用于緩沖升降臺(tái)8的彈簧 16。以上所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的載荷模擬裝置的兩套加載機(jī)構(gòu)以升降臺(tái)8的中心為對(duì)稱點(diǎn)安裝在升降臺(tái)8上，兩套加載機(jī)構(gòu)中的鋼絲繩12對(duì)稱的連接在起落架2的兩側(cè)，可保證試驗(yàn)中鋼絲繩12的拉力不會(huì)對(duì)起落架2產(chǎn)生扭矩的影響。以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的支撐架4底部安裝有可調(diào)節(jié)高度的地腳螺栓18。以上所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的起落架2與機(jī)身鉸接處連接到單、雙叉耳支座上，單、雙叉耳支座上安裝有關(guān)節(jié)軸承。本發(fā)明提供的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置實(shí)際工作原理為試驗(yàn)開(kāi)始前，起落架2處于放下?tīng)顟B(tài)，手動(dòng)控制升降臺(tái)8高度直至鋼絲繩12處于水平狀態(tài)， 當(dāng)試驗(yàn)開(kāi)始時(shí)，起落架2的液壓系統(tǒng)提供高壓油，推動(dòng)撐桿作動(dòng)筒3往外伸，起落架2便沿著與機(jī)身的鉸接點(diǎn)旋轉(zhuǎn)逐漸往上收起，在此過(guò)程中，一號(hào)伺服電機(jī)7轉(zhuǎn)動(dòng)，由聯(lián)軸器帶動(dòng)滾珠絲桿5 —起轉(zhuǎn)動(dòng)，此時(shí)固定在螺母6上的升降臺(tái)8隨著滾珠絲桿5的轉(zhuǎn)動(dòng)而向上運(yùn)動(dòng)，并且一號(hào)伺服電機(jī)7由安裝于起落架2上的角度傳感器輸出的角度信號(hào)控制其轉(zhuǎn)速，使得起落架2在收起過(guò)程中鋼絲繩12—直處于水平狀態(tài)，保證氣動(dòng)載荷方向處于水平方向。與此同時(shí)，安裝在升降臺(tái)8上的減速器10及其安裝在減速器10上的二號(hào)伺服電機(jī)9隨升降臺(tái)8 一起向上運(yùn)動(dòng)，在起落架2收起過(guò)程中，減速器10輸出端圓盤11纏繞的鋼絲繩12另一端連接在起落架2上，圓盤11拉動(dòng)鋼絲繩12給起落架2水平拉力，從而進(jìn)行載荷模擬以阻止起落架2的收起運(yùn)動(dòng)，其中二號(hào)伺服電機(jī)9可以控制圓盤11纏繞的鋼絲繩12的長(zhǎng)度來(lái)調(diào)整氣動(dòng)載荷大小，當(dāng)起落架2收起至額定角度時(shí)碰到上位鎖并上鎖，此時(shí)收起過(guò)程完成。然后起落架2放下過(guò)程與收起過(guò)程相反，直到起落架2完全放下并順利上鎖，一個(gè)收放過(guò)程結(jié)束ο本發(fā)明提供的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置能準(zhǔn)確用于模擬飛機(jī)起落架收放動(dòng)作，為飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)研發(fā)提供準(zhǔn)確的檢測(cè)結(jié)果。以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，它包括試驗(yàn)臺(tái)架(1)、起落架O)、連接在起落架( 上的撐桿作動(dòng)筒(3)、支撐架G)、氣動(dòng)載荷跟隨裝置與氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的氣動(dòng)載荷跟隨裝置包括安裝在支撐架(4)上的滾珠絲桿(5)、 安裝在滾珠絲桿( 上的螺母(6)、一號(hào)伺服電機(jī)(7)、升降臺(tái)(8)、角度傳感器，其中滾珠絲桿(5)下端安裝有聯(lián)軸器并與伺服電機(jī)(7)輸出軸連接，升降臺(tái)(8)固定安裝于螺母(6) 上，隨螺母(6)做升降運(yùn)動(dòng)；所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置包括兩套加載機(jī)構(gòu)，每一套加載機(jī)構(gòu)均包括二號(hào)伺服電機(jī)(9)、減速器(10)、圓盤(11)、鋼絲繩(12)，所述的二號(hào)伺服電機(jī)(9) 安裝于減速器(10)上，減速器(10)固定安裝在升降臺(tái)⑶上，圓盤(11)安裝在減速器(10) 的輸出端上，鋼絲繩(1 一端繞在圓盤(11)上，鋼絲繩(1 的另一端連接到起落架(2) 上。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，所述的滾珠絲桿(5)的上端通過(guò)法蘭盤固定在槽鋼架(13)上。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，所述的支撐架(4)上安裝有4個(gè)導(dǎo)軌支座(14)，4個(gè)導(dǎo)軌(15)的下端分別安裝在4個(gè)導(dǎo)軌支座(14)上，4個(gè)導(dǎo)軌(15)的上端分別穿過(guò)升降臺(tái)⑶后由螺母連接到槽鋼架(13) 上。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，所述的導(dǎo)軌支座(14)上部安置有用于緩沖升降臺(tái)(8)的彈簧(16)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，所述的升降臺(tái)(8)上還安裝有4個(gè)直線法蘭軸承(17)，4個(gè)導(dǎo)軌(15)穿過(guò)升降臺(tái)⑶后分別穿過(guò)直線法蘭軸承(17)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，載荷模擬裝置的兩套加載機(jī)構(gòu)以升降臺(tái)(8)的中心為對(duì)稱點(diǎn)安裝在升降臺(tái)(8)上，兩套加載機(jī)構(gòu)中的鋼絲繩(12)對(duì)稱的連接在起落架O)的兩側(cè)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，所述的支撐架(4)底部安裝有可調(diào)節(jié)高度的地腳螺栓(18)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，所述的起落架( 與機(jī)身鉸接處連接到單、雙叉耳支座上，單、雙叉耳支座上安裝有關(guān)節(jié)軸承。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，其特征在于，所述的撐桿作動(dòng)筒(3)連接液壓動(dòng)力系統(tǒng)。
10.根據(jù)權(quán)利要求1至9任一項(xiàng)所述的飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置， 其特征在于，所述的角度傳感器安裝在起落架( 與機(jī)身的鉸接點(diǎn)處。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種飛機(jī)起落架收放的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置，它包括試驗(yàn)臺(tái)架(1)、起落架(2)、連接在起落架(2)上的撐桿作動(dòng)筒(3)、支撐架(4)、氣動(dòng)載荷跟隨裝置與氣動(dòng)載荷模擬裝置，所述的氣動(dòng)載荷跟隨裝置控制起落架收放過(guò)程中的氣動(dòng)載荷方向，氣動(dòng)載荷模擬裝置控制起落架收放過(guò)程中氣動(dòng)載荷大小。本發(fā)明提供的伺服電機(jī)氣動(dòng)載荷模擬裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理、自動(dòng)化程度高、操作方便，能適用于各種類型的飛機(jī)起落架的收放模擬檢測(cè)，可為飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)研發(fā)提供準(zhǔn)確的檢測(cè)結(jié)果。
文檔編號(hào)G01M99/00GK102494908SQ20111036608
公開(kāi)日2012年6月13日 申請(qǐng)日期2011年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月18日
發(fā)明者印寅, 張明, 杜楠楠, 樊蕊, 聶宏, 魏小輝 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)