滑翔式空中靶標(biāo)總體設(shè)計(jì)與彈道仿真

丁力軍，張 俊，辛慶偉

（1.92493部隊(duì)，遼寧葫蘆島125000；2.中國航天科技集團(tuán)第九研究院，北京100094；3.海軍航空工程學(xué)院接改裝訓(xùn)練大隊(duì)，山東煙臺(tái)264001）

滑翔式空中靶標(biāo)總體設(shè)計(jì)與彈道仿真

丁力軍1，張 俊2，辛慶偉3

（1.92493部隊(duì)，遼寧葫蘆島125000；2.中國航天科技集團(tuán)第九研究院，北京100094；3.海軍航空工程學(xué)院接改裝訓(xùn)練大隊(duì)，山東煙臺(tái)264001）

空中靶標(biāo)作為一種消耗性的無人飛行器，在防空反導(dǎo)武器系統(tǒng)試驗(yàn)訓(xùn)練中具有不可或缺的重要作用，須統(tǒng)籌考慮其逼真性和經(jīng)濟(jì)性。為此，提出了滑翔式空中靶標(biāo)系統(tǒng)發(fā)展思路與工作原理，設(shè)計(jì)了滑翔式空靶總體方案，并利用Datcom和Matlab對其滑翔供靶彈道進(jìn)行了仿真分析。仿真計(jì)算表明，彈道性能滿足亞音速俯沖類目標(biāo)模擬供靶要求，系統(tǒng)具有高性能、低成本、使用安全等顯著特點(diǎn)。

滑翔式空靶；總體設(shè)計(jì)；彈道分析

在防空反導(dǎo)武器系統(tǒng)試驗(yàn)和訓(xùn)練中，靶標(biāo)模擬空中威脅目標(biāo)的逼真程度直接關(guān)系到試驗(yàn)訓(xùn)練結(jié)果的可信度，關(guān)系到試驗(yàn)質(zhì)量和訓(xùn)練效果[1-2]。隨著防空反導(dǎo)武器命中精度與毀傷能力不斷提高，靶標(biāo)的消耗性日益突出，供靶費(fèi)用急劇增長[3-4]。因此，空靶創(chuàng)新發(fā)展面臨著性能的先進(jìn)性和成本的經(jīng)濟(jì)性之間的突出矛盾，只有二者之間統(tǒng)籌考慮、科學(xué)權(quán)衡，才能更好地滿足靶標(biāo)作為一種消耗性無人飛行器的要求，適合于規(guī)模生產(chǎn)、廣泛使用，更好地滿足防空反導(dǎo)武器系統(tǒng)試訓(xùn)供靶需求[5-6]。

基于噴氣動(dòng)力的各類高端空靶（靶機(jī)、靶彈）速度和機(jī)動(dòng)性等綜合性能突出，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格不菲，使其相對高昂的成本在很大程度上限制了其研制生產(chǎn)規(guī)模以及使用的數(shù)量和場合[7]。

現(xiàn)代航空拖靶系統(tǒng)以拖曳飛行取代發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)，顯著提高了供靶的經(jīng)濟(jì)性，但其供靶速度受限且難以機(jī)動(dòng)飛行，且為兼顧母機(jī)安全，也使其在構(gòu)建逼真復(fù)雜的供靶方案和多樣化的試驗(yàn)想定方面具有較大的局限性[8]。

為此，提出了滑翔式空中靶標(biāo)發(fā)展思路、設(shè)計(jì)了總體方案，并對其滑翔供靶彈道進(jìn)行了仿真分析。仿真計(jì)算表明，其供靶彈道性能滿足亞音速俯沖類目標(biāo)模擬要求，方案可行，具有高性能、低成本、使用安全方便等顯著特點(diǎn)。

1 系統(tǒng)發(fā)展思路與工作原理

1.1 系統(tǒng)發(fā)展思路與組成

滑翔式空中靶標(biāo)系統(tǒng)由拖曳母機(jī)、航空絞車、拖纜、滑翔式靶標(biāo)及任務(wù)載荷等組成，任務(wù)載荷主要包括雷達(dá)/紅外增強(qiáng)設(shè)備、曳光和拉煙設(shè)備以及射擊記錄設(shè)備等。

為最大限度減少研發(fā)成本、避免重復(fù)建設(shè)，除滑翔式空中靶標(biāo)本身外，其余裝備均與現(xiàn)用航空拖靶系統(tǒng)兼容。

因此，主要?jiǎng)?chuàng)新性研究工作是擬制滑翔式供靶模式，重點(diǎn)是依據(jù)滑翔式供靶特點(diǎn)和要求對滑翔式空靶進(jìn)行總體設(shè)計(jì)，并對其滑翔供靶彈道進(jìn)行仿真分析，以驗(yàn)證技術(shù)可行性和方案的合理性。

1.2 工作原理與供靶模式

滑翔式空靶由拖曳母機(jī)利用航空絞車掛載拖帶，飛向靶場試訓(xùn)航區(qū)；由絞車釋放拖纜和靶標(biāo)至若干長度，使靶標(biāo)避開母機(jī)擾流區(qū)，并拖曳飛行供靶，供防空反導(dǎo)武器系統(tǒng)合練、探測和校飛；在武器系統(tǒng)備便后，由載機(jī)掛載飛行至預(yù)定投放空域，在滿足規(guī)定的飛行位置、高度、速度和航向條件下，通過指令，啟動(dòng)靶標(biāo)上的松纜器，與拖纜脫離，靶標(biāo)在導(dǎo)航控制系統(tǒng)控制下按照預(yù)定彈道滑翔飛行供靶，拖曳母機(jī)則反向飛離供靶區(qū)，武器系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)彈攔截射擊。期間，拖曳母機(jī)或艦面供靶人員能夠?qū)ζ溥M(jìn)行監(jiān)控，接收記錄其飛行狀態(tài)和中靶數(shù)據(jù)供事后分析；如需要，可進(jìn)行必要的控制。如靶標(biāo)未被擊毀，可以通過人工指令或預(yù)編程方式，啟動(dòng)降落傘，終止靶標(biāo)飛行并回收。圖1為滑翔式空靶典型供靶模式示意圖。

2 滑翔式空靶總體設(shè)計(jì)

2.1 結(jié)構(gòu)組成

滑翔式空靶主要由圓柱形彈體及頭錐和尾錐、平直彈翼、控制舵面及各艙室組成。各艙室內(nèi)部安裝有慣性測量單元、飛控計(jì)算機(jī)、拖纜鎖緊與釋放機(jī)構(gòu)、配供電設(shè)備、遙控遙測設(shè)備、GPS接受單元、舵機(jī)構(gòu)等，其結(jié)構(gòu)組成如圖2所示。彈體的前部預(yù)留一定空間，用于安裝配重，根據(jù)全彈穩(wěn)定性指標(biāo)要求調(diào)整全彈質(zhì)心位置。彈體尾部外形按照氣動(dòng)減阻要求設(shè)計(jì)成錐形收縮段，收縮段內(nèi)安裝回收降落傘系統(tǒng)。采用高精度、低成本的GPS/INS組合導(dǎo)航方法，實(shí)現(xiàn)滑翔式空靶按預(yù)置彈道供靶飛行。

2.2 氣動(dòng)布局

作為無動(dòng)力滑翔式飛行器，為了獲得盡量遠(yuǎn)的滑翔飛行距離和較長的飛行時(shí)間，以在飛行過程中保持最大升阻比（Kmax）狀態(tài)為最佳；同時(shí)綜合考慮到與航空絞車的掛載連接等因素，該滑翔式空靶采用了大展弦比平直下單翼加“×”型控制舵面的氣動(dòng)布局。4片“×”形布局的全動(dòng)舵面作為控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，每個(gè)舵面由一個(gè)電動(dòng)舵機(jī)驅(qū)動(dòng)，由飛控計(jì)算機(jī)產(chǎn)生的舵偏指令，經(jīng)舵控驅(qū)動(dòng)器放大后驅(qū)動(dòng)電動(dòng)舵機(jī)，電動(dòng)舵機(jī)帶動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)靶彈的飛行控制?；枋桨袠?biāo)氣動(dòng)布局示意圖如圖3所示。

3 滑翔供靶彈道仿真分析

3.1 滑翔供靶主要指標(biāo)要求

滑翔式空靶模擬的亞音速俯沖攻擊類目標(biāo)是一類特殊目標(biāo)。根據(jù)典型作戰(zhàn)對象性能分析和國外同類靶標(biāo)發(fā)展經(jīng)驗(yàn)[9]，為給武器系統(tǒng)提供有效捕獲、跟蹤和射擊攔截試訓(xùn)用靶，其主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)要求為：最大飛行高度12km，最大飛行速度0.8 Ma，滑翔飛行距離≥60km，滑翔飛行時(shí)間≥300 s，有效供靶時(shí)間大于≥60 s，供靶速度145～235 m/s，供靶彈道采用定速（空速）俯沖滑翔。

3.2 彈道仿真分析

彈道計(jì)算所需氣動(dòng)數(shù)據(jù)利用Missile Datcom計(jì)算獲得。美國空軍開發(fā)的Missile Datcom軟件可在大范圍內(nèi)快速估算一系列導(dǎo)彈的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。Missile Datcom軟件適用于以下外形的導(dǎo)彈類飛行器[10-11]：

1）軸對稱的或橢圓形截面的彈身；

2）沿彈身從頭錐到尾部有1～4組氣動(dòng)力面裝置，每組氣動(dòng)力面裝置可以由1～8個(gè)相同的面板組成，這些面板具有相同的縱向位置，每個(gè)氣動(dòng)力面可以獨(dú)立的偏轉(zhuǎn)，或以全動(dòng)偏轉(zhuǎn)或以平面后緣襟翼偏轉(zhuǎn)。

依據(jù)圖3所示，該空靶結(jié)構(gòu)形狀和氣動(dòng)布局，滿足Datcom使用的結(jié)構(gòu)要求。輸入包括靶標(biāo)機(jī)身、機(jī)翼和控制面幾何參數(shù)以及需要估算氣動(dòng)數(shù)據(jù)的飛行條件即可。雖然Datcom程序計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比有一定誤差，但仍然具有較高可信度，且計(jì)算速度較快。在總體設(shè)計(jì)階段，操穩(wěn)分析和航跡預(yù)測等并不需要非常精確的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，因而選用Datcom程序計(jì)算氣動(dòng)數(shù)據(jù)是合適的[12-13]。

作為一種滑翔式飛行器，影響其滑翔飛行供靶效果的主要指標(biāo)是其升阻特性。為在總體設(shè)計(jì)階段簡捷地獲取滑翔式空靶的主要飛行特性，通過合理假設(shè)，采用質(zhì)點(diǎn)彈道分析方法，建立其在鉛垂平面內(nèi)的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的三自由度模型[14-15]：

式（1）中：m為靶標(biāo)質(zhì)量；V為飛行速度；θ為彈道傾角；ε=0為控制方程；X和Y分別為靶標(biāo)受到的阻力和升力。

式（2）中：α為飛行攻角；為來流的動(dòng)壓；S為參考面積。

靶標(biāo)彈道的設(shè)計(jì)，即是對某一控制參數(shù)的設(shè)計(jì)，進(jìn)而使靶標(biāo)按照設(shè)計(jì)的參數(shù)飛行。在此，采用定速（空速）下滑控制進(jìn)行彈道設(shè)計(jì)，則在控制系統(tǒng)理想工作和瞬時(shí)平衡假設(shè)下，考慮式（2），方程組（1）可變?yōu)椋?/p>

式（3）中，V0為設(shè)定的投放速度。

在設(shè)定仿真初始條件時(shí)需要注意，要保證靶標(biāo)實(shí)現(xiàn)定速飛行，彈道傾角應(yīng)滿足：

設(shè)定靶標(biāo)投放高度為12km，按0.5 Ma、0.6 Ma、0.7 Ma、0.8 Ma4種投放速度條件，對最大升阻比Kmax分別為8、10、12下，基于Datcom獲取的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，利用Matlab及其集成仿真工具Simulink進(jìn)行了質(zhì)點(diǎn)彈道仿真分析[16]。仿真結(jié)果見表1。

從表1中可以看到，在相同投放速度條件下，升阻比越大，靶彈的飛行留空時(shí)間就越大，飛行距離也越遠(yuǎn)，這一結(jié)果符合氣動(dòng)規(guī)律。在相同的升阻比條件下，飛行速度越大，靶彈的飛行時(shí)間就越小，飛行距離也小，這是因?yàn)榘袕棡闊o動(dòng)力飛行方式，為了維持所需的飛行速度，靶彈必須降低高度，將所具有的勢能轉(zhuǎn)化成飛行動(dòng)能，因此飛行速度要求越高，靶彈掉高就越快，飛行時(shí)間和飛行距離也就越短。

表1 不同空速和升阻比的仿真結(jié)果Tab.1 Results of simulation in different air velocity andKmax

采用定空速下滑彈道，在最大升阻比Kmax分別為8、10和12時(shí)，在不同飛行速度要求下，靶標(biāo)的滑翔彈道軌跡分別如圖4～6所示。

從上述空靶的彈道軌跡圖還可以看到，飛行速度越高，其彈道就越陡峭。通過數(shù)據(jù)圖表綜合分析，明顯可以看到，在該滑翔式空靶戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求的145～235 m/s的速度區(qū)間內(nèi)，只有在升阻比為8且飛行速度為206 m/s時(shí)，滑翔距離和時(shí)間略低于指標(biāo)要求，其他情況均能很好滿足供靶指標(biāo)要求。考慮到工程計(jì)算存在一定誤差且為今后進(jìn)一步提升綜合供靶能力留有空間，選擇最大升阻比為10作為該滑翔式空靶的氣動(dòng)設(shè)計(jì)的基本要求。升阻比進(jìn)一步提高，如為12，固然可以顯著提高其滑翔飛行能力，但是綜合考慮到過大升阻比布局帶來的機(jī)靶分離安全性問題、翼身氣流干擾問題、全靶氣動(dòng)彈性問題、靶體減阻設(shè)計(jì)問題以及其具有的較大斜吹滾轉(zhuǎn)力矩帶來的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定控制難度大的問題等，該空靶的最大升阻比也不宜過高。否則，會(huì)導(dǎo)致設(shè)計(jì)難度和空靶的綜合成本產(chǎn)生不必的提升[17-18]。至于235 m/s的滑翔速度，既使最大升阻比提升到12，其滑翔時(shí)間才勉強(qiáng)接近指標(biāo)要求；而在其他2種升阻比情況下，滑翔時(shí)間和距離都明顯不滿足指標(biāo)要求。因此，不考慮進(jìn)一步提高該空靶滑翔供靶速度；如需更高速度俯沖類靶標(biāo)，宜選用其他有動(dòng)力空靶完成。

4 結(jié)論

空中靶標(biāo)是防空反導(dǎo)武器系統(tǒng)試驗(yàn)訓(xùn)練不可或缺的一種具有明顯消耗性的航空裝備。如何在靶標(biāo)的逼真性和成本的經(jīng)濟(jì)性之間合理權(quán)衡，是空中靶標(biāo)設(shè)計(jì)論證和發(fā)展應(yīng)用中不可回避的重要問題。

本文針對航空拖靶系統(tǒng)性能的局限性和基于噴氣動(dòng)力空靶的高成本性，借鑒國外經(jīng)驗(yàn)，提出了滑翔式空靶發(fā)展思路，進(jìn)行了初步的總體設(shè)計(jì)，并對其滑翔供靶彈道進(jìn)行了仿真計(jì)算。初步的仿真分析表明，設(shè)計(jì)思路正確，總體方案可行，靶標(biāo)滑翔性能能夠滿足俯沖類靶標(biāo)供靶要求；同時(shí)，仿真數(shù)據(jù)和結(jié)論也為滑翔式空靶后續(xù)的詳細(xì)設(shè)計(jì)和建設(shè)使用提供了有價(jià)值的技術(shù)支撐。

本文對可在鉛垂面內(nèi)俯沖滑翔的基本型滑翔式靶標(biāo)進(jìn)行了初步的總體方案設(shè)計(jì)和滑翔彈道仿真計(jì)算。對可在三維空間內(nèi)機(jī)動(dòng)俯沖滑翔以及可實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)平飛的滑翔式空靶，將在后續(xù)工作中研究論證，以提高其綜合供靶性能，拓展其應(yīng)用范圍。

滑翔式空靶可填補(bǔ)基于活塞式動(dòng)力的小型低速靶機(jī)、有人機(jī)拖曳的航空拖靶和基于噴氣動(dòng)力的高亞音速空靶之間的亞音速供靶飛行包線空白，創(chuàng)新了空靶種類，對于進(jìn)一步豐富空中靶標(biāo)體系，控制供靶費(fèi)用、提高綜合供靶能力，更好地滿足試驗(yàn)訓(xùn)練供靶需求，具有十分重要而現(xiàn)實(shí)的意義。

[1]楊曉紅，韓琚禮，徐豫新，等.非正常著靶彈體結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)數(shù)值仿真[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2013，33（2）：67-70. YANG XIAOHONG，HAN JUNLI，XU YUXIN，et al. Numerical simulation of dynamic response of projectile structure with abnormal penetration[J].Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2013，33（2）：67-70.（in Chinese）

[2]張艷，單時(shí)卓.基于有控方案的超聲速火箭靶彈平飛彈道設(shè)計(jì)[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，2014（1）：37-41. ZHANG YAN，SHAN SHIZHUO.Design of horizontal flight trajectory for supersonic rocket target based on controlled scheme[J].Tactical Missile Technology，2014（1）：37-41.（in Chinese）

[3]李龍，秦東興，周玉芳，等.超音速靶彈的魯棒自適應(yīng)反演控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].指揮控制與仿真，2015，37（1）：98-101. LI LONG，QIN DONGXING，ZHOU YUFAN，et al.Robust adaptive backstepping controller design for supersonic target missile[J].Command Control&Simulation，2015，37（1）：98-101.（in Chinese）

[4]楊茂林.基于快速二階滑模的超音速靶彈控制器設(shè)計(jì)[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2015，36（6）：33-37. YANG MAOLIN.Fast second-order sliding m ode controller design for the supersonic target missile[J].Journal of Sichuan Ordnance Industry，2015，36（6）：33-37.（in Chinese）

[5]李龍，胡小利，周玉芳，等.基于雙滑模變結(jié)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)靶彈雙通道控制[J].指揮控制與仿真，2014，36（6）：117-121. LI LONG，HU XIAOLI，ZHOU YUFANG，et al.Design of dual-channel controller for rotating target missile based on dual-sliding variable structure[J].Command Control&Simulation，2014，36（6）：117-121.（in Chinese）

[6]穆原子，丁力軍.武器裝備試驗(yàn)靶標(biāo)建設(shè)與發(fā)展研究[J].國防科技，2013，34（3）：40-43. MU YUANZI，DING LIJUN.Research on development and construction of weapon test target[J].National Defense Science and Technology，2013，34（3）：40-43.（in Chinese）

[7]王文斌，丁力軍.海軍裝備試驗(yàn)靶標(biāo)技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2007：7-10. WANG WENBING，DING LIJUN.Navy equipment test target technique[M].Beijing：National Defense Industry Press，2007：7-10.（in Chinese）

[8]丁力軍，丁海生.現(xiàn)代航空拖靶系統(tǒng)的發(fā)展與應(yīng)用[J].航空科學(xué)技術(shù)，2006，10（4）：18-21. DING LIJUN，DING HAISHENG.Development and application of modern aerial tow target system[J].Aeronautical Science and Technology，2006，10（4）：18-21.（in Chinese）

[9]ANDREW WILLIAMS.GT-400 glide target update and live fire experience[C]//Proceeding of 45thAnnual Targets，UAVs&Range Operations Symposium.Orlando，F(xiàn)L，2007：112-117.

[10]TEO H H.Aerodynamic predictions，comparisons，and validations using missile lab and missile DATCOM（97）[D].CA，USA：Naval Postgraduate School，2008.

[11]SOOY T J，SCHMIDT R Z.Aerodynamic predictions，comparisons，validations using missile DATCOM（97）and aero prediction 98（AP98）[J].Journal of Spacecraft and Rockets，2005，42（2）：257-265.

[12]韓京霖，王錚.基于Datcom的巡航靶彈氣動(dòng)參數(shù)估算[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2012，32（3）：175-178. HAN JINLIN，WANG ZHENG.Aerodynamic evaluation of cruise target missile based on datcom program[J].Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2012，32（3）：175-178.（in Chinese）

[13]楊維維，李曉斌.通用導(dǎo)彈氣動(dòng)力計(jì)算軟件Datcom的開發(fā)與校驗(yàn)[J].固體火箭技術(shù)，2006，29（3）：161-165. YANG WEIWEI，LI XIAOBIN.Development and verification of a common software DATCOM for missile aerodynamic force calculation[J].Journal of Solid Rocket Technology，2006，29（3）：161-165.（in Chinese）

[14]王洪強(qiáng)，邵曉巍.某型滑翔增程靶彈彈道設(shè)計(jì)[J].現(xiàn)代防御技術(shù)，2012，40（2）：27-37. WANG HONGQIANG，SHAO XIAOWEI.Design of project trajectory for glide range extended target missile [J].Modern Defence Technology，2012，40（2）：27-37（in Chinese）

[15]史金光，王中原.滑翔增程飛行彈道[J].火力與指揮控制，2007，32（11）：88-91. SHI JINGUANG，WANG ZHONGYUAN.The study of fight trajectory for gliding extended range projectile[J]. Fire Control and Command Control，2007，32（11）：88-91.（in Chinese）

[16]杜永良.基于Matlab和Flightgear的可視化飛行仿真[J].航空科學(xué)技術(shù)，2015，26（5）：89-95. DU YONGLIANG.Visualizable flight simulation based on Matlab and Flightgear[J].Aeronautical Science and Technology，2015，26（5）：89-95.（in Chinese）

[17]谷良賢，溫炳恒.導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2004：75-77. GU LIANGXIAN，WEN BINGHENG.Principle of missile system design[M].Xi’an：Northwestern Polytechnical University Press，2004：75-77.（in Chinese）

[18]沈冠軍，馮順山，曹紅松.簡易控制超音速火箭靶彈方案最優(yōu)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2015，35（3）：256-261. SHEN GUANJUN，F(xiàn)ENG SHUNSHAN，CAO HONGSONG.Optimal programmed guidance law design of simple control supersonic rocket target[J].Transactions of Beijing Institute of Technology，2015，35（3）：256-261.（in Chinese）

System Design of a Glide Aerial Target and Trajectory Simulation

DING Lijun1,ZHANG Jun2,XIN Qingwei3
（1.The 92493rdUnit of PLA,Huludao Liaoning 125000,China; 2.The ninth academy of China Aerospace and Technology Corporation,Beijjing 100094,China; 3.Training Brigade of Equipment Acceptance and Modification,NAAU,Yantai Shandong 264001,China）

As a kind of expendable UAV,aerial target plays a very important role in the test and training of the air defense weapon systems，and its fidelity and affordability should be taken into account as a whole.Therefore,the development ap?proach and operation principle of a glide aerial target system were put forward,the system concept of the target was de?signed,and its glide flight trajectory was simulated and analyzed using Datcom and Matlab tools.The results of trajectory simulation indicated that the glide trajectory could meet the requirements of the subsonic diving target.The glide target possessed characteristics of high performance,low cost and operational safety.

glide aerial target;system design;trajectory analysis

V211

：A

1673-1522（2017）01-0161-06

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.01.011

2016-10-28；

：2017-01-09

丁力軍（1970-），男，高工，碩士。