某型分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管特性影響參數(shù)研究

李新建，齊海帆，潘鵬飛

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

某型分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管特性影響參數(shù)研究

李新建，齊海帆，潘鵬飛

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

摘要：采用數(shù)值計(jì)算方法，研究了主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)對(duì)某型分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流動(dòng)特性的影響情況，獲得了環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、外/內(nèi)涵總壓比、落壓比等單個(gè)氣動(dòng)參數(shù)改變對(duì)尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)的影響規(guī)律。其中，落壓比的影響最大，飛行馬赫數(shù)的影響次之，環(huán)境壓力的影響較小，外/內(nèi)涵總壓比對(duì)內(nèi)涵道流動(dòng)特性的影響較小、對(duì)外涵道流動(dòng)特性的影響可以忽略。

關(guān)鍵詞：分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；流動(dòng)特性；數(shù)值計(jì)算；影響參數(shù)

1前言

獲取發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管特性曲線是利用燃?xì)獍l(fā)生器法確定發(fā)動(dòng)機(jī)飛行推力的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一。發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)特性曲線，可以通過(guò)比例模型吹風(fēng)試驗(yàn)、實(shí)體臺(tái)架試驗(yàn)以及CFD模擬試驗(yàn)等方法獲得。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和數(shù)值計(jì)算方法的快速發(fā)展，數(shù)值計(jì)算已經(jīng)成為現(xiàn)代發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)所采用的一種非常重要的方法。此設(shè)計(jì)方法具有設(shè)計(jì)周期短、節(jié)省經(jīng)費(fèi)、不受試驗(yàn)條件和設(shè)備的限制等優(yōu)點(diǎn)。美國(guó)GE公司的CF34-10A渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和CFM公司的LEAP-X1C渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)等在尾噴管特性研究時(shí)均采用了數(shù)值計(jì)算方法。

影響分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流動(dòng)特性的氣動(dòng)參數(shù)包括環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比、內(nèi)涵落壓比和外涵落壓比等，各個(gè)氣動(dòng)參數(shù)對(duì)尾噴管流動(dòng)特性系數(shù)(內(nèi)、外涵流量系數(shù)和內(nèi)、外涵推力系數(shù))的影響程度不同。

本文采用數(shù)值計(jì)算方法，研究了主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)對(duì)某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流動(dòng)特性的影響情況，獲得了環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、內(nèi)外涵進(jìn)口總壓比等單個(gè)氣動(dòng)參數(shù)改變對(duì)尾噴管內(nèi)、外涵流量系數(shù)和內(nèi)、外涵推力系數(shù)的影響規(guī)律，為進(jìn)一步開展尾噴管特性研究工作提供了技術(shù)支撐。

2尾噴管物理模型及數(shù)值計(jì)算方法

2.1物理模型

計(jì)算物理模型為某型分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。建模時(shí)，對(duì)原尾噴管模型進(jìn)行了以下簡(jiǎn)化：(1)三維模型向二維模型轉(zhuǎn)化過(guò)程中，忽略吊架結(jié)構(gòu)和尾噴管左右兩部分結(jié)構(gòu)合并時(shí)連接件等結(jié)構(gòu)的影響；(2)簡(jiǎn)化了內(nèi)/外涵中間壁面附近結(jié)構(gòu)，去掉了位于內(nèi)/外涵中間壁面處的狹小冷卻氣流縫隙；(3)尾噴管二維模型具有軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，為減少計(jì)算網(wǎng)格量，只取其上半部分結(jié)構(gòu)；(4)忽略壁面粗糙度和局部結(jié)構(gòu)缺陷等因素的影響。

圖1　發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管結(jié)構(gòu)示意圖

2.2計(jì)算方法

計(jì)算區(qū)域整體采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在尾噴管模型計(jì)算域內(nèi)采用帶有邊界層的局部加密結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。采用商用軟件Fluent的耦合隱式穩(wěn)態(tài)求解器求解二維N-S方程，選擇能量方程，湍流模型選用標(biāo)準(zhǔn)模型，近壁區(qū)域采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法，離散格式采用二階迎風(fēng)格式。

2.3數(shù)值計(jì)算方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證上述計(jì)算區(qū)域選擇、網(wǎng)格劃分、邊界條件設(shè)定和數(shù)值計(jì)算方法設(shè)置的合理性，針對(duì)NASA典型雙涵道分開排氣尾噴管模型，采用上述數(shù)值計(jì)算方法獲得其試驗(yàn)工況下的推力系數(shù)，圖2為計(jì)算數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比結(jié)果。

圖2　NASA典型尾噴管模型推力系數(shù)對(duì)比結(jié)果

結(jié)果表明，當(dāng)尾噴管外涵落壓比FNPR較小時(shí)，誤差略大，最大誤差為1.67%；FNPR>1.9 (臨界壓比)時(shí)，誤差趨于穩(wěn)定，約為0.23%。在所研究工況范圍內(nèi)，數(shù)值計(jì)算值與NASA試驗(yàn)值均很好吻合，說(shuō)明本文的計(jì)算區(qū)域選擇合理，網(wǎng)格劃分可行，邊界條件設(shè)置恰當(dāng)，數(shù)值計(jì)算方法可靠。

3不同氣動(dòng)參數(shù)對(duì)尾噴管流動(dòng)特性影響的計(jì)算結(jié)果

3.1環(huán)境壓力改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響結(jié)果

針對(duì)尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，飛行馬赫數(shù)、涵道落壓比和外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比固定，環(huán)境壓力(即飛行高度)改變的16種工況進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，獲得了環(huán)境壓力(即飛行高度)改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響規(guī)律。

圖3(a)、圖3(b)、圖3(c)、圖3(d)分別為在其他條件固定、環(huán)境壓力(即飛行高度)改變時(shí)，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan、內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core、外涵推力系數(shù)Cf,Fan、內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計(jì)算結(jié)果(其中各參數(shù)相對(duì)變化量均為該點(diǎn)環(huán)境壓力下的計(jì)算值與標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下的計(jì)算值的相對(duì)百分比偏差)。

圖3　環(huán)境壓力改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性影響的計(jì)算結(jié)果

計(jì)算結(jié)果表明：(1)在其他條件固定，飛行高度改變(即環(huán)境壓力改變)時(shí)，尾噴管的流量系數(shù)和推力系數(shù)均隨著環(huán)境壓力的降低(即飛行高度的升高)而減小。(2)尾噴管各流動(dòng)特性系數(shù)在亞臨界狀態(tài)隨環(huán)境壓力降低而減小的變化速率較超臨界狀態(tài)下有所增加。飛行高度從Hp=0升高到Hp=10668m時(shí)，外涵流量系數(shù)的變化量最大值約為-0.2%，內(nèi)涵流量系數(shù)的變化量最大值約為-0.4%，外涵推力系數(shù)的變化量最大值約為-0.3%，內(nèi)涵推力系數(shù)的變化量最大值約為-0.5%。

3.2飛行馬赫數(shù)改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響結(jié)果

針對(duì)尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，環(huán)境壓力、涵道落壓比和外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比固定，飛行馬赫數(shù)改變的12種工況進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，獲得了飛行馬赫數(shù)改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響規(guī)律。

圖4(a)、圖4 (b)、圖4(c)、圖4(d)分別為在其他條件固定、飛行馬赫數(shù)改變時(shí)，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan、內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core、外涵推力系數(shù)Cf,Fan、內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計(jì)算結(jié)果(其中各參數(shù)相對(duì)變化量均為該點(diǎn)馬赫數(shù)下計(jì)算值與Ma=0.3狀態(tài)下計(jì)算值的相對(duì)百分比偏差)。

計(jì)算結(jié)果表明：(1)典型超臨界狀態(tài)下，尾噴管內(nèi)涵、外涵流量系數(shù)和推力系數(shù)均基本保持不變。(2)典型亞臨界條件下，當(dāng)Ma=0.3～0.74范圍內(nèi)變化時(shí)，Cd,Fan隨馬赫數(shù)的增加略有減小(Ecd,Fan<0.05%)，Cd,Core隨馬赫數(shù)的增加而減小(Ecd,Core最大值為-1.6%)，Cf,Fan隨馬赫數(shù)的增加而減小(ECf,Fan最大值為-1.4%)，Cf,Core隨馬赫數(shù)的增加而增大(ECf,Core的最大值約為0.6%)。分析認(rèn)為，飛行馬赫數(shù)改變引起尾噴管后流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生了一定變化，在超臨界時(shí)，尾噴管后流場(chǎng)的變化不會(huì)引起尾噴管內(nèi)、外涵道內(nèi)部流場(chǎng)的變化，因而內(nèi)、外涵流量系數(shù)和推力系數(shù)基本不變；亞臨界時(shí)，尾噴管后流場(chǎng)的變化引起尾噴管內(nèi)、外涵道內(nèi)部流場(chǎng)的變化，因而內(nèi)、外涵流量系數(shù)隨著飛行馬赫數(shù)改變而變化。

3.3外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響結(jié)果

對(duì)于尾噴管外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比Pt,Fan,in/Pt,Core,in對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響，分別從環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)等參數(shù)固定，內(nèi)/外涵進(jìn)口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變(關(guān)注Pt,Fan,in/Pt,Core,in改變對(duì)尾噴管外涵道流動(dòng)特性的影響情況)和內(nèi)/外涵進(jìn)口總壓比隨外涵落壓比改變(關(guān)注Pt,Fan,in/Pt,Core,in改變對(duì)尾噴管內(nèi)涵道流動(dòng)特性的影響情況)兩個(gè)角度進(jìn)行研究。

3.3.1外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變對(duì)尾噴管外涵道流動(dòng)特性的影響結(jié)果

針對(duì)尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)和外涵落壓比固定,外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比Pt,Fan,in/Pt,Core,in隨內(nèi)涵落壓比CNPR改變的14種工況進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，主要研究外/內(nèi)涵總壓比改變對(duì)尾噴管外涵道流動(dòng)特性的影響，獲得了外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響規(guī)律。

圖4　飛行馬赫數(shù)改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性影響的計(jì)算結(jié)果

圖5(a)、圖5(b)分別為在其他條件固定、外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變時(shí)，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan和外涵推力系數(shù)Cf,Fan的計(jì)算結(jié)果(其中各參數(shù)相對(duì)變化量均為該點(diǎn)Pt,Fan,in/Pt,Core,in下計(jì)算值與Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0狀態(tài)下計(jì)算值的相對(duì)百分比偏差)。計(jì)算結(jié)果表明，典型亞臨界和超臨界狀態(tài)下，外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比改變時(shí)，尾噴管外涵道流量系數(shù)Cd,Fan、推力系數(shù)Cf,Fan均保持不變。這說(shuō)明其他條件固定時(shí)，外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比改變對(duì)尾噴管外涵道流動(dòng)特性幾乎沒有影響。

圖5　外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性影響的計(jì)算結(jié)果

3.3.2外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨外涵落壓比改變對(duì)尾噴管內(nèi)涵道流動(dòng)特性的影響結(jié)果

針對(duì)尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)和內(nèi)涵落壓比固定,外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨外涵落壓比FNPR改變的14種工況進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，主要研究外/內(nèi)涵總壓比改變對(duì)尾噴管內(nèi)涵道流動(dòng)特性的影響，獲得了外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨外涵落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響規(guī)律。

圖6(a)、圖6(b)分別為在其他條件固定、外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨外涵落壓比改變時(shí)，尾噴管的內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core和內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計(jì)算結(jié)果(其中各參數(shù)相對(duì)變化量均為該點(diǎn)Pt,Fan,in/Pt,Cors,in下計(jì)算值與Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0狀態(tài)下計(jì)算值的相對(duì)百分比偏差)。計(jì)算結(jié)果表明：(1)典型超臨界狀態(tài)下，外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比改變時(shí)，Cd,Core基本保持不變，Cf,Core隨外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比的增加略有減小。(2)典型亞臨界條件下，Cd,Core隨Pt,Fan,in/Pt,Core,in的增加而減小，Cf,Core隨Pt,Fan,in/Pt,Core,in的增加而增加，Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0～1.22范圍內(nèi)，Cd,Core和Cf,Core的相對(duì)變化量的最大值分別為-0.3%和0.15%。這說(shuō)明其他條件固定時(shí)，外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比對(duì)尾噴管內(nèi)涵道流動(dòng)特性有一定影響，但影響較小。

圖6　外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比隨外涵落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性影響的計(jì)算結(jié)果

3.4落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響結(jié)果

針對(duì)環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)和外、內(nèi)涵落壓比固定,外涵落壓比FNPR和內(nèi)涵落壓比CNPR改變的17種工況進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，分別研究外涵落壓比改變對(duì)尾噴管外涵道流動(dòng)特性的影響和內(nèi)涵落壓比改變對(duì)尾噴管內(nèi)涵道流動(dòng)特性的影響，獲得了落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響規(guī)律。

圖7　落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性影響的計(jì)算結(jié)果

圖7(a)、圖7(b)、圖7(c)、圖7(d)分別為在其他條件固定、落壓比改變時(shí)，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan、內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core、外涵推力系數(shù)Cf,Fan、內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計(jì)算結(jié)果。計(jì)算結(jié)果表明：

(1)當(dāng)FNPR<臨界壓比時(shí)，Cd,Fan隨外涵落壓比的增加而快速減小；FNPR≥臨界壓比時(shí)，Cd,Fan保持為常數(shù)。(2)當(dāng)CNPR<臨界壓比時(shí)，Cd,Core隨內(nèi)涵落壓比的增加先增大后減??；CNPR≥臨界壓比時(shí)，Cd,Core保持為常數(shù)。(3)當(dāng)FNPR<1.7時(shí)，Cf,Fan隨外涵落壓比的增加先基本不變后減小；FNPR≥1.8時(shí)，Cf,Fan隨外涵落壓比的增加而增大。(4)當(dāng)CNPR<1.8時(shí)，Cf,Core隨內(nèi)涵落壓比的增大而減??；CNPR≥1.8時(shí)，Cf,Core隨內(nèi)涵落壓比的增加而增大。可以看出，落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響最大，落壓比改變時(shí)，尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)的變化量最大可達(dá)4%～7%。

4結(jié)論

(1)對(duì)環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比、落壓比(內(nèi)涵落壓比和外涵落壓比)等氣動(dòng)參數(shù)對(duì)分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流動(dòng)特性的影響情況進(jìn)行了系統(tǒng)研究，其中，落壓比的影響最大，飛行馬赫數(shù)的影響次之，環(huán)境壓力的影響較小，外/內(nèi)涵總壓比對(duì)內(nèi)涵道流動(dòng)特性的影響較小、對(duì)外涵道流動(dòng)特性的影響可以忽略。

(2)飛行高度從Hp=0升高到Hp=10668m時(shí)，外涵流量系數(shù)、內(nèi)涵流量系數(shù)、外涵推力系數(shù)、內(nèi)涵推力系數(shù)均隨著高度的增加而減小，變化量分別為-0.2%、-0.4%、-0.3%和-0.5%。

(3)在超臨界狀態(tài)下，飛行馬赫數(shù)對(duì)尾噴管的流動(dòng)特性幾乎沒有影響，亞臨界條件下，Cd,Fan隨馬赫數(shù)的增加略有減小(ECd,Fan<0.05%)，Cd,Core隨馬赫數(shù)的增加而減小(ECd,Core最大為-1.6%)，Cf,Fan隨馬赫數(shù)的增加而減小(ECf,Fan最大為-1.4%)，Cf,Core隨馬赫數(shù)的增加而增大(ECf,Core最大為0.6%)。

(4)外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比對(duì)尾噴管外涵流動(dòng)特性幾乎沒有影響，外/內(nèi)涵進(jìn)口總壓比對(duì)尾噴管內(nèi)涵道流動(dòng)特性有一定影響，但影響較小(ECd,Core<0.3%、ECf,Core<0.15%)。

(5)落壓比改變對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的影響最大，落壓比改變時(shí)，尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)的變化量最大可達(dá)4%～7%。

參考文獻(xiàn)

[1]Atlanta,Georgia.Vectoring exhaust nozzle technology[C]//Los Angeles:AIAA /SAE/ASME 20th joint propulsion conference,1984.

[2]MIDAP Study Group.Guide to In-Flight Thrust Measurement of Turbojets and Fan Engines [C].AGARD-AG-237,1979.

[3]Romine B M,Johnson W A.Performance Investigation of a Fan Thrust Reverser for a High By-Pass Turbofan Engine[R].AIAA-84-1178,June 1984.

[4]Scott C Asbury,Jeffrey A Yetter.Static Performance of Six Innovative Thrust Reverser Concepts for Subsonic Transport Applications[R].NASA/TM-2000-210300.

[5]Jeffrey A Yetter,Scott C Asbury,et al.Static Performance of Several Novel Thrust Reverser Concepts for Subsonic Transport Applications[R].AIAA-1996-2649.

[6]Angele M Geatz.A Prediction Code for the Thrust Performance of two Dimensional,Non-axisymmetric,CD Nozzles[C].AFIT/GAE/ENY/06-03,2005.

[7]Stratford B S.The Calculation of the Discharge Coefficient of the Profiled Choked Nozzles and the Optimum Profile for Absolute Air Flow Measurement[J].Journal of the Royal Aeronautical Society,1964,68(640).

[8]朱彥偉,袁長(zhǎng)波.大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)噴管流量系數(shù)特性數(shù)值計(jì)算與分析[J].計(jì)算機(jī)仿真,2013，30(1).

[9]齊海帆，高揚(yáng)，郝曉樂.某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流動(dòng)特性研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2015，41(1).

[10]史建邦，申世才，高揚(yáng)，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量測(cè)量與計(jì)算方法研究[J].工程與試驗(yàn)，2011，51(4).

Research on Influencing Parameters of Jet Nozzle Characteristic of a Certain Type of Turbofan Engine

Li Xinjian,Qi Haifan,Pan Pengfei

(Chinese Flight Test Establishment,Xi′an 710089,Shanxi,China)

Abstract：The numerical calculation method is used in the paper to study the influencing parameters of jet nozzle characteristic of an unmixed flow turbofan engine.The trend laws are obtained which revealed the influence of environmental pressure,flight Mach number,the total pressure ratio of fan and core,the pressure drop ratio and other parameters on nozzle-performance coefficients.The results show that the pressure drop ratio of nozzle is the most important factor in the influencing parameters for nozzle performance,and flight Mach number is the secondary influencing parameter.The environmental pressure and the total pressure ratio of fan and core have the least effects on nozzle performances,and the total pressure ratio of fan and core has little impact on the core-nozzle flow coefficient,which has no influence on the fan-nozzle flow coefficient and can be ignored.

Keywords:unmixed flow turbofan engine;flow characteristic;numerical calculation;influencing parameters

[收稿日期]2016-01-23

[作者簡(jiǎn)介]李新建(1981—)，男，山東濰坊人，高級(jí)工程師，主要研究方向：航空產(chǎn)品試飛技術(shù)、科研試飛項(xiàng)目管理。

中圖分類號(hào)：V235.13

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：B

doi：10.3969/j.issn.1674-3407.2016.01.010