鳥體姿態(tài)對(duì)結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的影響*

寇劍鋒，徐 緋，紀(jì)三紅，張笑宇

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西 西安 710072； 2.中航飛機(jī)股份有限公司西安飛機(jī)分公司，陜西 西安 710089)

鳥體姿態(tài)對(duì)結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的影響*

寇劍鋒1，徐 緋1，紀(jì)三紅2，張笑宇1

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西 西安 710072； 2.中航飛機(jī)股份有限公司西安飛機(jī)分公司，陜西 西安 710089)

低于現(xiàn)行標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定能量的大量鳥撞事故中，航空結(jié)構(gòu)仍然發(fā)生實(shí)質(zhì)性破壞的情況，說明只考慮鳥體的質(zhì)量和速度不足以保證飛機(jī)安全。本文中針對(duì)彈性平板、雷達(dá)罩及機(jī)翼前緣等飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)，開展了不同姿態(tài)鳥體的鳥撞分析研究。分析結(jié)果發(fā)現(xiàn)，鳥體姿態(tài)對(duì)結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能有比較顯著的影響，不同的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)反映的響應(yīng)規(guī)律也不同：對(duì)吸能結(jié)構(gòu)，姿態(tài)角越大，吸收的能量越多，被保護(hù)的結(jié)構(gòu)就越安全；而對(duì)承力結(jié)構(gòu)，姿態(tài)角越大，高應(yīng)力區(qū)域越大，結(jié)構(gòu)就越危險(xiǎn)。因此，在結(jié)構(gòu)的抗鳥撞安全性評(píng)估中，除了完成特定姿態(tài)鳥體的鳥撞實(shí)驗(yàn)，針對(duì)危險(xiǎn)工況還應(yīng)通過數(shù)值分析評(píng)估不同鳥體姿態(tài)的結(jié)構(gòu)撞擊響應(yīng)，進(jìn)一步確保結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力。

鳥撞；鳥體姿態(tài)；撞擊響應(yīng)；吸能；雷達(dá)罩；機(jī)翼前緣

鳥撞是飛機(jī)飛行安全的一個(gè)嚴(yán)重威脅，J.P.Barber等[1-2]、J.S.Wilbeck[3]系統(tǒng)地對(duì)鳥撞問題進(jìn)行了理論和實(shí)驗(yàn)研究，分析了包括鳥體質(zhì)量、孔隙率、撞擊速度、入射角等因素對(duì)撞擊壓強(qiáng)的影響。但由于實(shí)驗(yàn)條件的限制以及理論模型的偏差，導(dǎo)致理論結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合得并不是很好[4-5]。隨著計(jì)算能力的增長，鳥撞分析的數(shù)值模擬技術(shù)得到了很大的發(fā)展，SPH(smoothed particle hydrodynamics)方法和ALE(arbitrary Lagrange-Euler)方法能夠很好地模擬鳥體的大變形問題[6-8]，因而數(shù)值方法成為近來分析鳥撞問題的重要手段。為了能夠提高數(shù)值方法計(jì)算的準(zhǔn)確度，研究者們對(duì)鳥體的形狀[9-10]及本構(gòu)[11-12]進(jìn)行了深入的分析。研究結(jié)果表明，鳥體模型應(yīng)該反映鳥體軀干的主要形狀，通常采用長徑比2∶1的橢球或兩端為半球的圓柱體，本構(gòu)方程采用彈塑性流體動(dòng)力學(xué)本構(gòu)模型和狀態(tài)方程，在此基礎(chǔ)上能夠得到與實(shí)驗(yàn)比較吻合的結(jié)果[13]。

在CCAR-25-R4《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》和HB 7084-1994《民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗鳥撞設(shè)計(jì)與試驗(yàn)要求》等規(guī)章標(biāo)準(zhǔn)中，對(duì)鳥撞實(shí)驗(yàn)中的鳥體質(zhì)量、撞擊速度、撞擊位置作出了相應(yīng)的規(guī)定，而對(duì)鳥體的偏航/俯仰姿態(tài)沒有要求。只有極少的文獻(xiàn)[14]中提到鳥體姿態(tài)對(duì)撞擊壓強(qiáng)峰值的影響，在撞擊剛性板的分析中，鳥體以背腹方向撞擊對(duì)剛性板產(chǎn)生的壓強(qiáng)峰值是以頭尾方向撞擊的3倍左右。

值得注意的是，關(guān)于運(yùn)輸機(jī)抗鳥撞的通告中顯示，在大量事故中，雖然鳥撞能量低于現(xiàn)行標(biāo)準(zhǔn)，但航空結(jié)構(gòu)仍然發(fā)生了實(shí)質(zhì)性破壞[15]，說明只考慮鳥體的質(zhì)量和撞擊速度不足以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全。同時(shí)，在鳥撞實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，鳥體在從炮膛射出來后難免存在一定的偏航/俯仰旋轉(zhuǎn)(見圖1)，鳥體的軸線與速度方向成一定的俯仰/偏航夾角α(定義為姿態(tài)角)，從圖片上估算α≈45°，說明鳥體的姿態(tài)的變化非常顯著。在實(shí)際飛行中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)亦可能受到隨機(jī)的不同姿態(tài)鳥體的撞擊。

首先，姿態(tài)角與被研究較多的斜撞角是不同的。斜撞角指的是鳥體速度與被撞結(jié)構(gòu)表面法線之間的夾角(見圖2(a)中角度β), 工程界已經(jīng)對(duì)斜撞進(jìn)行了細(xì)致的研究[2-3]。斜撞角越大，鳥體作用在板上的動(dòng)量越小，其撞擊力與結(jié)構(gòu)應(yīng)力越小，結(jié)構(gòu)越安全。而鳥體姿態(tài)的改變并不能改變作用到結(jié)構(gòu)上的動(dòng)量(見圖2(b))，但會(huì)影響鳥體與板的接觸面積與撞擊時(shí)間，因而影響撞擊力和結(jié)構(gòu)應(yīng)力。

其次，目前在飛機(jī)抗鳥撞考核實(shí)驗(yàn)中，對(duì)結(jié)構(gòu)的撞擊位置與撞擊速度是否滿足實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)要求非常關(guān)注，而實(shí)驗(yàn)過程中鳥體姿態(tài)發(fā)生改變后對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果造成的影響通常被忽視。

因此，為了確保結(jié)構(gòu)的抗鳥撞安全性，有兩個(gè)問題需要解決：(1)鳥體姿態(tài)對(duì)結(jié)構(gòu)吸收能量的影響；(2)鳥體姿態(tài)對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力響應(yīng)的影響。

針對(duì)這兩個(gè)問題，本文中，先通過彈性平板得出一般性規(guī)律，然后分別分析對(duì)飛機(jī)典型吸能結(jié)構(gòu)和承力結(jié)構(gòu)的影響。由于現(xiàn)有的實(shí)驗(yàn)條件很難控制鳥體的姿態(tài)，并且鳥體模型與數(shù)值方法的應(yīng)用已經(jīng)成熟，所以主要采用數(shù)值方法分析上述問題。

1 彈性平板

采用平板大小為1 m×1 m×4 mm，材料彈性模量按鋁合金考慮取為70 GPa，板的四周固支約束。鳥體模型采用長徑比為2∶1兩端半球形狀，質(zhì)量為1.8 kg，采用無網(wǎng)格SPH方法建模，粒子間距為4 mm。由于鳥撞過程鳥體表現(xiàn)出類流體的行為，所以材料的本構(gòu)關(guān)系采用如下狀態(tài)方程[7]：

p=B((ρ/ρ0)γ-1)

(1)

式中：B是體積模量相關(guān)系數(shù)，為128 MPa，γ是量綱一系數(shù)，為7.98；ρ0是鳥體的初始密度，為950 kg/m3；ρ是當(dāng)前密度。

鳥體選取某型運(yùn)輸機(jī)海平面的最大平飛速度116.7 m/s、方向?yàn)閦軸的負(fù)向(見圖3)，鳥體俯仰姿態(tài)角從左至右分別為0°、22.5°、45°、67.5°、90°，鳥體重心與板中心在速度方向上重合。

圖4給出了鳥體在不同姿態(tài)下、撞擊彈性平板過程的撞擊力(鳥體與平板接觸力的合力)曲線。圖中顯示，隨著姿態(tài)角的增加，到達(dá)最大撞擊力需要的時(shí)間減小，由0°姿態(tài)的1.56 ms減少為90°姿態(tài)的0.51 ms，這是由于90°姿態(tài)鳥體投影在速度方向上的長度為0°姿態(tài)的一半，作用持續(xù)時(shí)間短。同時(shí)，最大撞擊力隨著姿態(tài)角增大而增大，最小的0°姿態(tài)撞擊力為108.7 kN，最大的90°姿態(tài)為191.5 kN，兩者相差64%。

圖5顯示的是撞擊過程中板吸收的能量。隨著姿態(tài)角的增大，板吸收的能量越多，0°姿態(tài)下板吸收的能量最小為4.28 kJ，在90°姿態(tài)下板吸收的能量高達(dá)6.64 kJ，兩者相差約55%。

鳥撞過程中的最大應(yīng)力出現(xiàn)在平板背面，圖6給出了不同鳥體姿態(tài)撞擊下平板背面的Von-Mises應(yīng)力云圖。由于篇幅限制，圖中只顯示了0°、45°、90°的應(yīng)力云圖，22.5°和67.5°的應(yīng)力云圖與45°相似。

隨著姿態(tài)角的增大，板的高應(yīng)力區(qū)域逐漸增大，應(yīng)力云圖中，在300 MPa以上的區(qū)域，0°的明顯小于45°的，45°的又明顯小于90°的。

為了分析板在不同姿態(tài)鳥體撞擊下的應(yīng)力響應(yīng)，在板的背面選取了圖7所示y軸方向上的A、B、C、D、E等5個(gè)監(jiān)測點(diǎn)。

各姿態(tài)下最大應(yīng)力點(diǎn)及監(jiān)測點(diǎn)的應(yīng)力如圖8所示。最大應(yīng)力點(diǎn)出現(xiàn)在著彈點(diǎn)附近，姿態(tài)角從22.5°到90°增加時(shí)，應(yīng)力隨之增大，最大應(yīng)力都出現(xiàn)在鳥體為90°姿態(tài)時(shí)。各姿態(tài)監(jiān)測點(diǎn)的應(yīng)力與0°姿態(tài)的偏差η見表1。

表1 不同鳥體姿態(tài)在監(jiān)測點(diǎn)應(yīng)力與0°的偏差Table 1 Deviation of panel stress between 0° orientation and the others

鳥體姿態(tài)對(duì)最大應(yīng)力影響較小，不同姿態(tài)的最大應(yīng)力與0°相比不超過5%，但當(dāng)遠(yuǎn)離著彈點(diǎn)的位置，不同姿態(tài)下的應(yīng)力相差較大，在遠(yuǎn)端監(jiān)測點(diǎn)C、D、E在90°姿態(tài)下的偏差都超過了50%，在C點(diǎn)更是高達(dá)100%。同時(shí)，當(dāng)姿態(tài)小于45°時(shí)，所有監(jiān)測點(diǎn)的應(yīng)力與0°的偏差都小于10%，當(dāng)旋轉(zhuǎn)角大于67.5°時(shí)遠(yuǎn)端偏差會(huì)超過20%?？傮w上看，除了著彈點(diǎn)附近，平板的應(yīng)力隨著姿態(tài)角增加而增加，這與平板吸收能量的規(guī)律相吻合。如果平板材料采用彈塑性模型，其監(jiān)測點(diǎn)的應(yīng)變也有類似規(guī)律。

注意，雖然不同姿態(tài)下撞擊力的峰值及其持續(xù)時(shí)間相差較大，但平板的最大應(yīng)力相差較小，這是因?yàn)閼?yīng)力不僅與最大力相關(guān)，還與接觸面積和撞擊時(shí)間相關(guān)。90°姿態(tài)下雖然最大撞擊力大，但其作用時(shí)間短，接觸面積大，0°姿態(tài)作用時(shí)間長，接觸面積小，所以兩者應(yīng)力相差不大。

鳥撞平板的分析表明，撞擊力、平板吸收的能量、平板的高應(yīng)力區(qū)域受鳥體姿態(tài)影響較大，隨姿態(tài)角增大而增大。著彈點(diǎn)附近的最大應(yīng)力受鳥體姿態(tài)影響較小，但離著彈點(diǎn)有一定距離位置的應(yīng)力隨著姿態(tài)角增加而明顯增大。在本算例中，距離著彈點(diǎn)200 mm的C點(diǎn)受姿態(tài)角的影響最為明顯，可達(dá)到100%左右。這種情況可能會(huì)導(dǎo)致一些薄弱部位在姿態(tài)角較大時(shí)更危險(xiǎn)，如鳥撞風(fēng)擋邊緣位置，其附近的連接件在大姿態(tài)角撞擊下可能更容易失效。

2 雷達(dá)罩結(jié)構(gòu)

雷達(dá)罩作為典型的吸能結(jié)構(gòu)，很難在鳥撞情況下保持完好，抗鳥撞的承力結(jié)構(gòu)件主要是雷達(dá)罩后面的隔框，如圖9所示。但雷達(dá)罩在變形和破壞時(shí)吸收能量將減輕隔框受到的沖擊。平板分析結(jié)果顯示，鳥體姿態(tài)會(huì)影響結(jié)構(gòu)吸收能量的大小。因此，結(jié)合圖1所示的撞擊速度為116.7 m/s的鳥撞實(shí)驗(yàn)，分析鳥體姿態(tài)對(duì)雷達(dá)罩的吸能以及隔框應(yīng)變的影響。

雷達(dá)罩由蜂窩夾心結(jié)構(gòu)構(gòu)成，其中面板為玻璃纖維增強(qiáng)材料，厚為0.75 mm，蜂窩為Nomex蜂窩，高約8 mm，在蜂窩夾心結(jié)構(gòu)后方為4 mm厚的7050-T7451鋁合金隔框。玻璃纖維增強(qiáng)材料和蜂窩材料參數(shù)見表2，表中缺失的參數(shù)為該材料的非主要承力方向參數(shù)，對(duì)計(jì)算結(jié)果影響較小。隔框的材料7050-T7451與蒙皮的材料LY12-CZ等的參數(shù)見表3。玻璃纖維增強(qiáng)材料采用蔡-胡準(zhǔn)則判定破壞，蜂窩采用最大應(yīng)力準(zhǔn)則判定破壞，金屬采用最大等效應(yīng)變準(zhǔn)則判定破壞。

對(duì)鳥撞實(shí)驗(yàn)正常姿態(tài)(0°姿態(tài))和與圖1所示俯仰旋轉(zhuǎn)后的姿態(tài)(45°姿態(tài))撞擊雷達(dá)罩結(jié)構(gòu)分別進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。鳥體撞擊速度為116.7 m/s，鳥體0°姿態(tài)和45°姿態(tài)的重心位置不變。

表2 非金屬材料參數(shù)Table 2 Parameters of non-metallic material

表3 金屬材料參數(shù)Table 3 Parameters of metallic material

圖10顯示了不同鳥體姿態(tài)下雷達(dá)罩結(jié)構(gòu)變形與實(shí)驗(yàn)的對(duì)比情況。圖10顯示，0°鳥撞姿態(tài)下雷達(dá)罩的變形與45°有較大差異，其變形范圍明顯小于45°的結(jié)果，45°姿態(tài)下雷達(dá)罩的變形范圍與實(shí)驗(yàn)結(jié)果非常吻合。

實(shí)驗(yàn)中在隔框背面的鳥體撞擊點(diǎn)附近設(shè)置了位移監(jiān)測點(diǎn)(見圖9所示DM處)，計(jì)算與實(shí)驗(yàn)的位移結(jié)果對(duì)比見圖11。

位移對(duì)比顯示，0°姿態(tài)下的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的相差較大，45°姿態(tài)下的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果較吻合，并且實(shí)驗(yàn)中鳥體旋轉(zhuǎn)了約45°，充分說明圖1鳥撞實(shí)驗(yàn)中鳥體姿態(tài)角變化是導(dǎo)致結(jié)構(gòu)響應(yīng)與數(shù)值預(yù)測結(jié)果不同的主要原因，也說明本文中采用的數(shù)值方法和鳥體模型是可信的。

與鳥撞平板分析中給出的規(guī)律吻合，不同的鳥體姿態(tài)撞擊下，雷達(dá)罩吸收的能量也有較大差異，如圖12所示。在碰撞結(jié)束時(shí)，0°姿態(tài)下雷達(dá)罩吸收約1.78 kJ的鳥體動(dòng)能，45°姿態(tài)下吸收了2.78 kJ。由于鳥體總的動(dòng)能為12.26 kJ，經(jīng)過雷達(dá)罩后，0°姿態(tài)和45°下分別剩余10.48 kJ(85.5%)和9.48 kJ(77.3%)的動(dòng)能作用在后隔框上。

姿態(tài)角越大，鳥體投影到雷達(dá)罩上的面積越大，雷達(dá)罩就有更多區(qū)域接觸鳥體并發(fā)生變形及破壞，吸收更多的能量，剩余動(dòng)能越小，后隔框越安全，較大的姿態(tài)角會(huì)讓后框的位移變小。所以，用這個(gè)實(shí)驗(yàn)結(jié)果評(píng)價(jià)后隔框的抗鳥撞安全性是偏冒險(xiǎn)的，沒有得到最危險(xiǎn)工況。

3 機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)

為了防止鳥體擊傷飛行員或擊穿油箱，風(fēng)擋和飛機(jī)前緣等結(jié)構(gòu)在鳥撞過程中不能被擊穿或者破壞。平板分析結(jié)果表明，姿態(tài)角越大，結(jié)構(gòu)的高應(yīng)力區(qū)越大，結(jié)構(gòu)面臨破壞的風(fēng)險(xiǎn)越高。

針對(duì)文獻(xiàn)[16]中的典型前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析，鳥體撞擊速度為116.7 m/s，鳥體取0°、45°兩種姿態(tài)，見圖13紅色線框所示。飛機(jī)前緣結(jié)構(gòu)由前緣蒙皮、翼肋及前梁組成，其中蒙皮為纖維金屬層板，鋪層為Al/45/0/-45/Al/-45/0/45/Al。Al表示2024鋁合金鋪層，單層厚度為0.4 mm，材料參數(shù)見表3；數(shù)字表示對(duì)應(yīng)角度的玻璃纖維鋪層，單層厚度為0.125 mm，材料參數(shù)見表2。肋為2024鋁合金，前梁為7075鋁合金，材料參數(shù)見表3。

圖13顯示：當(dāng)鳥體為0°姿態(tài)時(shí)蒙皮變形范圍較大，但沒有破壞；而45°角姿態(tài)蒙皮被撕裂，鳥體大量部分直接撞擊到前梁。

圖14顯示了兩種姿態(tài)下前梁的應(yīng)變：在0°姿態(tài)下，前梁的最大應(yīng)變?yōu)?.015，沒有發(fā)生斷裂；45°姿態(tài)下前梁的最大應(yīng)變超過了材料的失效應(yīng)變0.089，梁腹部的肋條發(fā)生了斷裂。

上述結(jié)果充分說明，鳥體姿態(tài)對(duì)撞擊結(jié)果有重大影響，由于較大的姿態(tài)角會(huì)導(dǎo)致更大的高應(yīng)力區(qū)，使結(jié)構(gòu)面臨更高的風(fēng)險(xiǎn)，在鳥撞重要或危險(xiǎn)部位，必須考慮鳥體姿態(tài)的影響。

4 結(jié) 論

(1)雷達(dá)罩結(jié)構(gòu)抗鳥撞實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)鳥體姿態(tài)發(fā)生了變化，通過研究發(fā)現(xiàn)，這種姿態(tài)的變化對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果有明顯的影響。

(2)在鳥撞彈性平板分析中發(fā)現(xiàn)，隨著姿態(tài)角的增大，撞擊力和作用在平板上的能量都明顯增大。因此，在雷達(dá)罩結(jié)構(gòu)分析顯示，45°姿態(tài)下結(jié)構(gòu)吸能比0°姿態(tài)下要多56%。45°姿態(tài)下雷達(dá)罩后面的主承力結(jié)構(gòu)的位移和應(yīng)變都比0°姿態(tài)下要小，結(jié)構(gòu)趨于安全。

(3)姿態(tài)角對(duì)平板的最大應(yīng)力影響較小，但姿態(tài)角越大，高應(yīng)力區(qū)域范圍就大，結(jié)構(gòu)損傷的風(fēng)險(xiǎn)越高。機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)分析顯示，由于鳥體姿態(tài)的改變會(huì)導(dǎo)致高應(yīng)力區(qū)擴(kuò)大，達(dá)到材料失效應(yīng)變，進(jìn)而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞。

(4)鳥體姿態(tài)對(duì)結(jié)構(gòu)吸能以及結(jié)構(gòu)應(yīng)力響應(yīng)的影響，很可能是文獻(xiàn)[15]中發(fā)現(xiàn)在撞擊能量低于現(xiàn)行標(biāo)準(zhǔn)的鳥撞事故中結(jié)構(gòu)仍然發(fā)生實(shí)質(zhì)性破壞的重要原因之一。

因此，對(duì)于結(jié)構(gòu)的抗鳥撞安全評(píng)估必須考慮不同鳥體姿態(tài)的影響，通過實(shí)驗(yàn)室鳥撞實(shí)驗(yàn)和重要或危險(xiǎn)部位不同姿態(tài)鳥撞的數(shù)值模擬兩個(gè)手段，共同獲得飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗鳥撞設(shè)計(jì)的安全性要求。

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Abstract: There have been numerous bird-strike accidents in which substantial damage to the airframe occurred even though the striking force involved did not reach the energy standard currently required, showing that only taking mass and velocity into account in bird-strike prevention cannot guarantee airframe safety. In order to find out the effect of the bird yaw/pitch orientation on the safety of different aircraft structures, the dynamic responses on the panel, the radome, and the plane wing’s leading edge were investigated. The results show that the bird-strike resistance of the structure is significantly affected by the bird’s yaw/pitch orientation, and different structural characteristics lead to different dynamic responses. The greater the attitude angle, the more energy absorbed for the energy-absorbing structure, and accordingly the safer the protected structure; for the load-bearing structure, the greater the attitude and the larger the high stress area on the structure, the more vulnerable the structure. Therefore, in the evaluation of aircraft structures’ bird-strike resistance capability, apart from doing the bird-strike experiment, it is also necessary to investigate different responses of various bird yaw/pitch orientations to the hazardous parts of aircraft structures through numerical simulation.

Keywords: bird-strike; bird yaw/pitch attitude; impact effects; energy absorption; radome; plane wing’s leading edge

(責(zé)任編輯 丁 峰)

Influenceofbirdyaw/pitchorientationonbird-strikeresistanceofaircraftstructures

Kou Jianfeng1, Xu Fei1, Ji Sanhong2, Zhang Xiaoyu1

(1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,Shaanxi,China; 2.AVICAircraftStockCompanyLtd.Xi’anSubsidiaryCompany,Xi’an710089,Shaanxi,China)

O383.3;V215.2國標(biāo)學(xué)科代碼1303530

A

10.11883/1001-1455(2017)05-0937-08

2016-01-22；

2016-05-11

高等學(xué)校學(xué)科創(chuàng)新引智計(jì)劃項(xiàng)目(B07050)

寇劍鋒(1984— )，男，博士研究生;

徐 緋，xufei@nwpu.edu.cn。