大面積太陽(yáng)翼國(guó)外發(fā)展研究

趙志萍，趙陽(yáng)東

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109)

大面積太陽(yáng)翼國(guó)外發(fā)展研究

趙志萍，趙陽(yáng)東

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109)

闡述了大面積太陽(yáng)電池翼的國(guó)外研究現(xiàn)狀，并對(duì)技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行了分析，研究表明柔性大面積太陽(yáng)翼是必然的發(fā)展趨勢(shì)。大型伸展機(jī)構(gòu)是大面積太陽(yáng)翼的重要組成部件，本文論述了國(guó)外大型空間伸展機(jī)構(gòu)的研究現(xiàn)狀，并對(duì)典型伸展機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)組成、工作原理和應(yīng)用方向進(jìn)行了介紹，研究表明桁架式伸展機(jī)構(gòu)目前被廣泛應(yīng)用。最后，建議我國(guó)的空間站采用盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu)支撐的柔性大面積太陽(yáng)翼結(jié)構(gòu)。

太陽(yáng)翼；伸展機(jī)構(gòu)；空間站

隨著我國(guó)載人航天技術(shù)的發(fā)展，按照我國(guó)載人航天三步走的發(fā)展戰(zhàn)略，目前已逐步進(jìn)入三期空間站的設(shè)計(jì)和研制過(guò)程?？臻g站電能需求從傳統(tǒng)的幾千瓦擴(kuò)展到幾十千瓦甚至上百千瓦，傳統(tǒng)太陽(yáng)電池陣已無(wú)法滿(mǎn)足電能需求。為滿(mǎn)足我國(guó)空間站未來(lái)能源需求，需要研制大面積太陽(yáng)電池翼。

太陽(yáng)電池翼是由串、并聯(lián)方式組合的太陽(yáng)電池片組及其支承結(jié)構(gòu)組成的發(fā)電裝置，它與空間站艙體結(jié)構(gòu)相連，發(fā)射時(shí)收攏并固定在艙體結(jié)構(gòu)側(cè)壁上，入軌后根據(jù)飛行程序按指令解鎖釋放、展開(kāi)和跟蹤太陽(yáng)。根據(jù)國(guó)外空間站太陽(yáng)電池翼的研制和應(yīng)用情況，完整的空間站太陽(yáng)電池翼通常需要包括太陽(yáng)電池陣機(jī)構(gòu)/結(jié)構(gòu)、太陽(yáng)電池及電路和太陽(yáng)電池翼伸展機(jī)構(gòu)等幾個(gè)部分。

本文首先闡述了大面積太陽(yáng)電池翼的國(guó)外研究現(xiàn)狀，并對(duì)技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行了分析。之后著重論述了空間站太陽(yáng)翼伸展機(jī)構(gòu)的研究現(xiàn)狀。對(duì)此類(lèi)采用伸展機(jī)構(gòu)支撐的可重復(fù)收展的大面積太陽(yáng)電池翼的研究對(duì)于我國(guó)空間站用大面積太陽(yáng)翼的研制將有重要的參考借鑒價(jià)值。

1 大面積太陽(yáng)翼國(guó)外研究情況

空間站上成功應(yīng)用的太陽(yáng)電池翼主要有兩種[1-3]：一種是繼承前蘇聯(lián)技術(shù)的折疊式可展開(kāi)/收攏半剛性太陽(yáng)電池翼，被應(yīng)用于和平號(hào)空間站；另一種是上世紀(jì)70年代航天飛機(jī)在軌試驗(yàn)成功后，應(yīng)用于國(guó)際空間站的柔性太陽(yáng)電池翼。

1.1 “和平號(hào)”(Mir)空間站太陽(yáng)電池翼

“和平號(hào)”空間站應(yīng)用的太陽(yáng)電池翼主要有兩種：前蘇聯(lián)獨(dú)立設(shè)計(jì)的半剛性太陽(yáng)電池翼[4]和美、俄聯(lián)合研制設(shè)計(jì)的MCSA(Mir cooperative Solar Array)太陽(yáng)電池翼[5]。截止到1995年，“和平號(hào)”空間站主艙和各個(gè)實(shí)驗(yàn)艙共裝有12個(gè)展開(kāi)式太陽(yáng)電池翼，其中兩個(gè)翼使用了單結(jié)砷化鎵太陽(yáng)電池板，其余均使用硅太陽(yáng)電池。

(1)半剛性太陽(yáng)電池翼

“和平號(hào)”空間站最初應(yīng)用的半剛性硅太陽(yáng)電池翼采用了拉網(wǎng)式結(jié)構(gòu)。硅電池模塊與基板采用了縫合式的組裝形式。硅太陽(yáng)電池模塊的上下表面均覆蓋有高透過(guò)率的玻璃纖維布，保證模塊內(nèi)電池的高強(qiáng)度機(jī)械連接，利用帶有減應(yīng)力環(huán)的互聯(lián)片實(shí)現(xiàn)模塊內(nèi)電池的電連接。模塊通過(guò)kapton繩索將模塊留出的玻璃纖維布縫合于網(wǎng)格上。

隨著技術(shù)的發(fā)展，半剛性單結(jié)砷化鎵太陽(yáng)電池翼被應(yīng)用于“和平號(hào)”空間站。電池模塊與基板采用了掛鉤式的組裝形式。電池模塊的前后玻璃蓋片都進(jìn)行了減薄。電池模塊的背面鑲有鍍銀銅條，把鐵質(zhì)掛鉤焊于銅條上，掛鉤從四個(gè)方向扣在網(wǎng)格上。整個(gè)電池翼的布片率可以達(dá)到0.93。

(2)MCSA太陽(yáng)電池翼

為了增加“和平號(hào)”空間站與美國(guó)航天飛機(jī)對(duì)接后的供電能力，俄羅斯和美國(guó)聯(lián)合研制了MCSA太陽(yáng)電池翼(圖1)。MCSA太陽(yáng)電池翼整翼由84塊電池板組成，每塊板上安裝有80片硅電池，每塊電池板提供80 W的電能。硅電池安裝在kapton柔性基板上，通過(guò)扁平印刷電路(銅)串聯(lián)起來(lái)，并安裝在復(fù)合材料框架上。柔性基板的背部設(shè)計(jì)了支撐環(huán)增強(qiáng)了太陽(yáng)電池片的剛度，承受航天飛機(jī)發(fā)射段加速度載荷。

圖1 MCSA太陽(yáng)電池翼及太陽(yáng)電池模塊的支撐環(huán)設(shè)計(jì)

1.2 國(guó)際空間站(ISS)太陽(yáng)電池翼

國(guó)際空間站(ISS)柔性太陽(yáng)電池翼[6](圖2),采用了平均效率為14.2%的80 mm×80 mm的卷包式硅太陽(yáng)電池。為了進(jìn)一步提高太陽(yáng)電池翼的工作效率，ISS的太陽(yáng)電池翼采用了雙面發(fā)電模塊，并貼在柔性基板上(其背面產(chǎn)生的電量約正面的三分之一)。

圖2 國(guó)際空間站柔性太陽(yáng)電池翼

與半剛性太陽(yáng)電池翼相比較(表1)，柔性太陽(yáng)電池翼收攏體積較小、質(zhì)量更輕。但半剛性太陽(yáng)電池翼在可靠性、服役壽命以及空間環(huán)境下適應(yīng)性等方面具有明顯的優(yōu)勢(shì)。

1.3 其他大面積太陽(yáng)電池翼

其它在軌航天器，包括美國(guó)的太陽(yáng)電池陣飛行試驗(yàn)衛(wèi)星(SAFE)、地球觀測(cè)系統(tǒng)衛(wèi)星[7](EOS-AM)、歐洲的奧林匹斯(Olympus)通信衛(wèi)星等，采用了以盤(pán)繞式桁架作為伸展機(jī)構(gòu)的柔性太陽(yáng)電池翼，分別如圖3。

2 大型伸展機(jī)構(gòu)國(guó)外研究情況

大型伸展機(jī)構(gòu)是空間站大面積太陽(yáng)電池翼的重要組成部件[8]，不僅起到太陽(yáng)翼在軌展開(kāi)和收攏的功能，同時(shí)是太陽(yáng)翼的主承力結(jié)構(gòu)。根據(jù)展開(kāi)機(jī)理，空間伸展機(jī)構(gòu)主要分為：桁架式伸展機(jī)構(gòu)(鉸接式伸展機(jī)構(gòu)和盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu))、套筒式伸展機(jī)構(gòu)、充氣式伸展機(jī)構(gòu)、薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)和桿狀形狀記憶合金伸展機(jī)構(gòu)等。每種伸展機(jī)構(gòu)都各具優(yōu)缺點(diǎn)。桁架式伸展機(jī)構(gòu)具有伸縮比大、剛度好、外形尺寸小和熱變形小的特點(diǎn)，已被應(yīng)用到“和平號(hào)”空間站和國(guó)際空間站大面積太陽(yáng)電池翼。

表1 兩種大面積太陽(yáng)電池翼典型應(yīng)用的參數(shù)比較

圖3 EOS AM 柔性太陽(yáng)電池翼

2.1 和平號(hào)空間站伸展機(jī)構(gòu)

前蘇聯(lián)“和平號(hào)”空間站的太陽(yáng)電池翼伸展機(jī)構(gòu)為鉸接式伸展機(jī)構(gòu)(圖4)。量子艙上的太陽(yáng)電池翼采用的是正八面體型鉸接式伸展機(jī)構(gòu)，而在自然艙上的太陽(yáng)電池翼(MCSA)采用的是截面為三角形的鉸接式伸展機(jī)構(gòu)。

圖4 和平號(hào)空間站上應(yīng)用的鉸接式伸展機(jī)構(gòu)

2.2 國(guó)際空間站伸展機(jī)構(gòu)

國(guó)際空間站伸展機(jī)構(gòu)采用美國(guó)AEC-Able公司研制FASTMast[9](Folding Articulated Square Truss Mast)鉸接式伸展機(jī)構(gòu)(圖5)。

圖5 FASTMast鉸接式伸展機(jī)構(gòu)(用于ISS國(guó)際空間站)

整個(gè)機(jī)構(gòu)由帶有內(nèi)螺紋的驅(qū)動(dòng)螺母和桁架系統(tǒng)組成。展開(kāi)過(guò)程主要依靠弓形桿中存儲(chǔ)的彈性應(yīng)變能可使桁架機(jī)構(gòu)展開(kāi)，并維持足夠的剛度。收攏時(shí)，在縱桿節(jié)點(diǎn)垂直轉(zhuǎn)軸方向由折疊機(jī)構(gòu)施加外力，迫使弓形桿屈曲變形，逐漸收攏在收藏箱內(nèi)。1999年至2002年，8個(gè)FASTMast伸展機(jī)構(gòu)被成功地應(yīng)用于國(guó)際空間站以支撐大面積太陽(yáng)能電池翼，相關(guān)的設(shè)計(jì)指標(biāo)如表2所示。

表2 國(guó)際空間站應(yīng)用的FASTMast鉸接式伸展機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)

2.3 盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu)

盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu)最早由Astro Research公司研制[10]，也稱(chēng)為Astro盤(pán)繞伸展機(jī)構(gòu)，主要由三根連續(xù)長(zhǎng)縱桿組成，相應(yīng)的橫截面幾何形狀為等邊三角形，三根短橫桿組成三角形橫框，節(jié)間側(cè)面由兩個(gè)對(duì)角拉緊索構(gòu)成。其中縱桿和橫桿由單向S型玻璃纖維氧復(fù)合材料(S-GFRP)制成，拉緊索采用單向S型玻璃纖維復(fù)合材料或鋼絲繩。盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu)按照展開(kāi)方式大致可分為自由展開(kāi)、拉索展開(kāi)和驅(qū)動(dòng)螺母展開(kāi)三種，分別如圖6所示。

自由展開(kāi)是指利用釋放縱桿盤(pán)壓折疊應(yīng)變能使桁架以逆盤(pán)繞旋轉(zhuǎn)方向自由伸展。拉索式展開(kāi)是在自由展開(kāi)的基礎(chǔ)上，利用高強(qiáng)柔性繩索來(lái)控制伸展運(yùn)動(dòng)，繩索一端固連在桁架頂盤(pán)，另一端連接底盤(pán)的減速電機(jī)或者阻尼器，在電機(jī)或阻尼器限制下繩索逐步放出，桁架在自身變形能作用下逐步展開(kāi)。這兩種展開(kāi)方式構(gòu)造簡(jiǎn)單，收攏高度可達(dá)展開(kāi)長(zhǎng)度的2%，但展開(kāi)過(guò)渡段無(wú)約束控制，剛度低，且只能一次展開(kāi)，無(wú)法重復(fù)收展，因此適用于短距離展開(kāi)。

圖6 盤(pán)壓桿式伸展機(jī)構(gòu)三種驅(qū)動(dòng)方式

驅(qū)動(dòng)螺母套展開(kāi)采用螺母?jìng)鲃?dòng)，借助直導(dǎo)槽，將螺母的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)化為與之相齒合的縱桿的直線運(yùn)動(dòng)，在收攏時(shí)借助盤(pán)繞式桁架的彈性應(yīng)變進(jìn)行整體盤(pán)壓，在展開(kāi)時(shí)借助螺母旋轉(zhuǎn)和儲(chǔ)存的彈性應(yīng)變能將盤(pán)壓的桁架展開(kāi)。轉(zhuǎn)盤(pán)位于收藏筒底部，能繞機(jī)構(gòu)中心線自由轉(zhuǎn)動(dòng)，完成收藏筒內(nèi)桅桿的盤(pán)起和釋放。這種展開(kāi)方式展開(kāi)過(guò)程中和展開(kāi)后都具有很高的強(qiáng)度和剛度，桅桿頂端沒(méi)有轉(zhuǎn)動(dòng)，可多次收展?？勺鳛橹虚L(zhǎng)距離太陽(yáng)翼的伸展機(jī)構(gòu)。Astro盤(pán)繞伸展機(jī)構(gòu)[11]的主要應(yīng)用項(xiàng)目如表3所示。

2.4 其他伸展機(jī)構(gòu)

(1)ADAM鉸接式伸展機(jī)構(gòu)

表3 Astro-mast盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu)的典型應(yīng)用

可展開(kāi)鉸接四邊形桁架伸展機(jī)構(gòu)(Able Deployable Articulated Mast,ADAM)是AEC-Able公司研制的四邊形鉸接式伸展機(jī)構(gòu)[12-13](圖7)。ADAM伸展機(jī)構(gòu)無(wú)弓形桿，僅在每節(jié)間側(cè)面上安裝一對(duì)交叉拉索?？v桿端部裝有球鉸，展開(kāi)過(guò)程中四邊形框架可繞其旋轉(zhuǎn)90°，對(duì)角拉索中點(diǎn)處的特殊裝置可控制展開(kāi)到位。2000年2月ADAM伸展機(jī)構(gòu)已成功應(yīng)用于NASA的Shuttle Radar Topography Mission(SRTM)計(jì)劃中用于地形勘測(cè)。與盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu)相比，重量較大，鎖定環(huán)節(jié)較多。

圖7 ADAM鉸接式伸展機(jī)構(gòu)

(2)HIMAT鉸接式伸展機(jī)構(gòu)

HIMAT鉸接式伸展機(jī)構(gòu)是日本研制的一種三角形鉸接式桁架伸展機(jī)構(gòu)[12]。桁架系統(tǒng)由折疊式大梁、剛性三角框和互套式對(duì)角拉索組成，折疊式大梁依靠螺母?jìng)鲃?dòng)及展開(kāi)器的控制作用實(shí)現(xiàn)展開(kāi)和收攏。日本的大型地球觀察衛(wèi)星(ADEOS)使用HIMAT伸展機(jī)構(gòu)支承柔性太陽(yáng)電池翼(圖8)，伸展機(jī)構(gòu)的直徑0.35 m，展開(kāi)長(zhǎng)度23.5 m。

(3)套筒管式伸展機(jī)構(gòu)

套筒管式伸展機(jī)構(gòu)由一系列不同直徑的同軸圓管相互嵌套而成，展開(kāi)裝置一般置于對(duì)稱(chēng)軸上。套筒桿中的展開(kāi)裝置通常為絲杠系統(tǒng)，可實(shí)現(xiàn)順序展開(kāi)或同步展開(kāi)(圖9)。套筒管式伸展機(jī)構(gòu)展開(kāi)原理：傳動(dòng)裝置作用下核心套筒單元先伸展，由內(nèi)向外逐漸伸展；套筒單元展開(kāi)到位后，內(nèi)、外相鄰套筒鎖緊；所有套筒單元展開(kāi)到位后，最終形成一個(gè)完全展開(kāi)的錐狀套筒管式伸展機(jī)構(gòu)。

為了使套筒管式伸展機(jī)構(gòu)展開(kāi)后具有足夠的剛度，相鄰管單元之間必須具有足夠的重疊長(zhǎng)度，減小了套筒管式伸展機(jī)構(gòu)有效展開(kāi)設(shè)計(jì)長(zhǎng)度和伸縮比。與桁架式伸展機(jī)構(gòu)相比，套筒式伸展機(jī)構(gòu)每個(gè)展開(kāi)單元的設(shè)計(jì)一致性較差，機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜度相對(duì)較高。套筒管式伸展機(jī)構(gòu)展開(kāi)過(guò)程中，單元間為距離較長(zhǎng)的滑動(dòng)副，不同展開(kāi)單元的潤(rùn)滑設(shè)計(jì)較復(fù)雜。此外，隨著套筒管式伸展機(jī)構(gòu)展開(kāi)長(zhǎng)度的增加，伸展機(jī)構(gòu)長(zhǎng)度方向的物理特性(剛度和機(jī)構(gòu)強(qiáng)度)逐漸降低。因此，與鉸接式伸展機(jī)構(gòu)相比較，套筒管式伸展機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)長(zhǎng)度較短、展開(kāi)剛度較低、伸縮比小、空間潤(rùn)滑和機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜度較高。到目前為止，國(guó)外套筒管式伸展機(jī)構(gòu)的唯一在軌應(yīng)用是作為無(wú)源起重吊桿被安裝在“和平號(hào)”空間站，其展開(kāi)長(zhǎng)度為12 m，宇航員通過(guò)手動(dòng)操作的方式實(shí)現(xiàn)機(jī)構(gòu)的展開(kāi)和收攏。

圖8 HIMAT鉸接式伸展機(jī)構(gòu)(用于ADEOS觀測(cè)衛(wèi)星)

圖9 套筒式伸展機(jī)構(gòu)

(4)薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)

薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)其截面通常是一個(gè)或多個(gè)圓柱狀金屬薄殼，利用薄殼彈性變形及彈性恢復(fù)或電機(jī)卷繞實(shí)現(xiàn)折疊與展開(kāi)。薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)的典型形式有：?jiǎn)螌邮奖”诠軤钌煺箼C(jī)構(gòu)、雙層式薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)、雙層互鎖式薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)和閉合截面式薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)。薄壁管式伸展機(jī)構(gòu)在軌最典型的應(yīng)用是作為哈勃望遠(yuǎn)鏡太陽(yáng)翼的伸展機(jī)構(gòu)[14-15](圖10)。薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、收攏體積小、質(zhì)量輕、可重復(fù)展開(kāi)和收攏且展開(kāi)可靠性高，但其展開(kāi)剛度較低，且承載力較低，因此，通?？梢宰鳛樾〕叽缣?yáng)翼的伸展機(jī)構(gòu)。

圖10 哈勃望遠(yuǎn)鏡柔性太陽(yáng)翼示意圖

3 結(jié)論

對(duì)于大面積或超大面積的太陽(yáng)電池翼等在軌展開(kāi)結(jié)構(gòu)，柔性是必然的發(fā)展趨勢(shì)，具有重量輕的優(yōu)勢(shì)。國(guó)外大面積太陽(yáng)電池翼系統(tǒng)構(gòu)型均采用大型桁架式伸展機(jī)構(gòu)(鉸接或盤(pán)繞)支撐電池陣方案；陣面形式俄羅斯傾向于采用半剛性電池板，美國(guó)、日本和歐洲傾向于采用柔性電池板；從基板構(gòu)型看，半剛性基板和柔性基板的主要區(qū)別在于是否具有加強(qiáng)邊框。

作為空間站大面積太陽(yáng)電池翼重要組成部件的大型伸展機(jī)構(gòu)應(yīng)根據(jù)展開(kāi)長(zhǎng)度、在軌強(qiáng)度和剛度等實(shí)際需求進(jìn)行選擇，此外伸展機(jī)構(gòu)自身的展開(kāi)方式、機(jī)構(gòu)重量、展開(kāi)可靠性、復(fù)雜程度、國(guó)內(nèi)研究成熟度等也是選擇空間伸展機(jī)構(gòu)時(shí)必須考慮的因素。根據(jù)目前國(guó)外應(yīng)用情況，桁架式伸展機(jī)構(gòu)(鉸接式伸展機(jī)構(gòu)和盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu))由于展開(kāi)距離長(zhǎng)、展開(kāi)剛度高、承載能力強(qiáng)且定位精度高，被廣泛用于不同尺寸類(lèi)型的半剛性太陽(yáng)電池陣、柔性太陽(yáng)電池陣以及大型天線等附件的展開(kāi)/收攏。與桁架式伸展機(jī)構(gòu)相比，套筒管式伸展機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)長(zhǎng)度較短、展開(kāi)剛度較低、伸縮比小、空間潤(rùn)滑和機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜度較高，到目前為止，國(guó)外套筒管式伸展機(jī)構(gòu)的唯一在軌應(yīng)用是作為“和平號(hào)”空間站無(wú)源起重吊桿。薄壁管狀伸展機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、收攏體積小、質(zhì)量輕、可重復(fù)展開(kāi)和收攏且展開(kāi)可靠性高，但其展開(kāi)剛度較低，熱穩(wěn)定性較差且承載力較低，主要用于干涉SAR和太陽(yáng)帆等輕載空間結(jié)構(gòu)。

綜上所述，由于傳統(tǒng)的采用板間鉸鏈展開(kāi)形式的剛性太陽(yáng)電池陣無(wú)法滿(mǎn)足我國(guó)空間站電源要求，必須采用大型伸展機(jī)構(gòu)帶動(dòng)電池板展開(kāi)/收攏的方式，建議我國(guó)的空間站采用盤(pán)繞式伸展機(jī)構(gòu)支撐柔性大面積太陽(yáng)電池翼結(jié)構(gòu)。

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(責(zé)任編輯：劉劃 英文審校：劉敬鈺)

Studyoflarge-areasolararrayabroad

ZHAO Zhi-ping，ZHAO Yang-dong

(Shanghai Institute of Aerospace System Engineering，Shanghai 201109)

The research status of large-area solar array is expounded and technical indicators are analyzed.Studies have shown that the flexible large-area solar array is the inevitable trend of development.Large stretching institution is an important component of large-area solar array.The research status of large space stretching institutions is described,of which the structure,working principle and the application are introduced.Studies have shown that large space deployable truss is widely used.Finally,the roll-up deployable system supporting flexible large-area solar array is suggested for thespace station in China.

solar array；deployable system；space station

2014-01-13

趙志萍(1977-)，女，山西長(zhǎng)治人，工程師，主要研究方向：航天器總體，E-mail:pingkate@163.com。

2095-1248(2014)03-0039-06

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.03.008