靜軌空間遙感器反射式光欄數(shù)值研究

陳祥貴 趙振明 孟慶亮 張煚 于志

靜軌空間遙感器反射式光欄數(shù)值研究

陳祥貴1,2趙振明1,2孟慶亮1,2張煚1,2于志1,2

（1北京空間機電研究所，北京 100094）（2先進光學遙感技術北京市重點實驗室，北京 100094）

受地球靜止軌道上的空間外熱流影響，空間低溫光學系統(tǒng)的傳統(tǒng)遮光罩極易產生極端高溫現(xiàn)象，該現(xiàn)象產生的高溫紅外輻射是空間低溫光學系統(tǒng)內部背景輻射的主要來源。文章針對上述問題進行研究，利用反射式光欄遮光罩取代傳統(tǒng)的遮光罩，在保留消除雜散光能力的同時，優(yōu)化遮光罩的控溫特性，使其處于較低的溫度水平，降低光機系統(tǒng)的背景輻射。文章給出了基于橢球曲線和橢球-雙曲曲線設計的兩種反射式光欄的設計方案，針對地球靜止軌道熱環(huán)境及空間遙感器入光口的特點，建立了考慮加工精度和粗糙度的傳統(tǒng)遮光罩和兩種反射式遮光罩的仿真分析模型，并分析了不同時刻、不同光欄設計方案的遮光罩控溫特性及背景輻射分布情況，為工程化應用提供參考。結果表明，橢圓雙曲遮光罩具有更好的控溫特性，但過高的粗糙度會產生雜散光，影響鏡片溫度。

遮光罩 反射式光欄 數(shù)值模擬 航天器熱設計 空間低溫光學 航天遙感器

0 引言

空間紅外光學系統(tǒng)由于距離探測目標較遠，對其靈敏度要求較高?？臻g低溫光學系統(tǒng)可以降低紅外系統(tǒng)的背景噪聲，有效地提高紅外系統(tǒng)的探測靈敏度，是目前空間光學遙感技術重要的研究方向[1]。

空間紅外光學系統(tǒng)接收的熱輻射包括目標輻射和背景輻射，其中背景輻射既包括觀測路徑上的氣體、塵埃的熱輻射（即外部背景輻射），也包括低溫光學系統(tǒng)自身光機結構的熱輻射（即內部背景輻射）。隨著紅外探測器技術的發(fā)展，高性能光學系統(tǒng)中的探測器已經實現(xiàn)了極低的噪聲水平，背景輻射成為限制系統(tǒng)信噪比的主要因素，其對遙感器成像品質的影響逐漸凸顯[2-5]。因此，為了提高系統(tǒng)的信噪比和靈敏度，控制系統(tǒng)自身的背景輻射成為必然。

遮光罩是空間光學遙感器的重要組成部分，而遮光罩高溫紅外輻射是光學系統(tǒng)內部背景輻射的主要來源?？臻g遙感器的遮光罩一般由筒壁和筒壁上的光欄組成，其作用是消除雜散光，保證成像品質。傳統(tǒng)的光欄片（擋光環(huán)）垂直于壁面，通過在光欄前后表面及遮光罩內壁涂有高吸收涂層達到削弱或消除外部背景輻射的目的[6]。然而，在地球靜止軌道上，由于其涂有高吸收涂層的原因，暴露在空間環(huán)境下的遮光罩容易長時間地吸收外熱流，導致自身溫度升高，產生極端高溫現(xiàn)象[7-8]。此外，遮光罩自身的高溫紅外輻射也會對光機系統(tǒng)的穩(wěn)定性產生較大影響，產生熱應力形變等問題，并將最終影響到空間遙感器的成像品質。因此，對遮光罩高溫背景輻射的控制尤為重要[9-11]。

為保證低溫光學系統(tǒng)的性能，必須采取措施在保證遮光罩消除雜散光能力的同時，使其處于較低的溫度水平。目前對遮光罩高溫問題的通常處理方法主要是增大熱容、加強熱疏導或機械制冷[12]。增大熱容所需的相變材料，加強熱疏導所需的環(huán)路熱管、桁架熱管[15]，機械制冷所需的制冷機，都增加了額外的質量和驅動功率[13-15]，給地面試驗和在軌運行帶來了許許多多的新問題。

為避免上述問題，1978年，Danilo Radovic提出了反射式光欄的概念，并提出了基于橢圓曲線的設計方案[16]。該方案通過巧妙的應用橢圓的光學原理，將從入光口入射的大量光線反射出去。該設計被認為可以有效地限制軌道外熱流的影響，而無須增加額外的功率和質量。1983年，James認為反射式光欄將在空間低溫紅外光學系統(tǒng)中有重要應用[17]。2001年，Schneider指出了遮光罩因吸收太陽輻射而產生的極端高溫現(xiàn)象，并認為基于橢球曲線的反射式光欄設計方案有助于解決這一現(xiàn)象[18]。2019年北京空間機電研究所為解決空間低溫光學熱控問題也提出了類似方案[19]。基于橢球曲線的反射式光欄設計方案在理論上是完全可行的，但在三維空間應用中就不那么完美了，一些空間上的斜射線和多次反射的射線難以被反射出入光口。文獻[20]中介紹約有10%的光線會被吸收，致使遮光罩溫度上升。隨后，多位學者進行了改進嘗試，他們試圖打開側面縫隙或通過增加向后反射的球形曲面來封閉光欄。其中，部分改進后單片光欄的反射效率可以達98%，但多次反射的結果表明，整體的反射效率仍舊保持在90%～92%。

1994年，Stavroudis利用雙曲線找到了避免反射空洞的最佳方法，提高了整體的反射效率[21]； 2006年，E. Rugi-Grond在國際光學會議（International Conference on Space Optics，ICSO）上仔細探討了雙曲光欄在“貝皮可倫坡號”激光高度計（BepiColombo Laser Altimeter，BELA）上應用的可能性[20]；2008年，E. Heesel在ICSO上講述了BELA反射式光欄的熱力學性能和光學性能的耦合分析[22]。目前，歐洲航天局（ESA）與日本宇宙航空研究開發(fā)機構（JAXA）合作研制的水星探測衛(wèi)星“貝皮可倫坡號”（BepiColombo）搭載的激光高度計上已經采用了橢球曲線與雙曲線組合設計的鏡面擋板遮光罩方 案[23-24]，這也是反射式光欄的第一次在軌實際應用。其地面實驗結果表明，該鏡面遮光罩可以有效限制入射的軌道太陽外熱流，適應水星惡劣、嚴酷而又極端的熱環(huán)境。BepiColombo于2018年發(fā)射成功，并計劃于2025年抵達水星。隨后，其上搭載的激光高度計將會開機，并反饋鏡面擋板遮光罩的在軌應用效果。

盡管反射式光欄在消除遮光罩極端高溫問題上有著諸多優(yōu)點，但出于加工精度等工程問題的考慮和對其在軌應用的質疑，使得其工程應用僅有一例，國內相關研究更是寥寥無幾。本文給出了兩種分別基于橢球曲線和橢球-雙曲曲線的反射式光欄設計方案，并利用商業(yè)軟件SINDA FLUINT針對地球靜止軌道熱環(huán)境及遙感器入光口特點，建立了考慮一定加工精度和粗糙度下傳統(tǒng)遮光罩和兩種反射式遮光罩的仿真分析模型，使其更貼合工程實際。針對仿真結果，本文分析了在不同時間節(jié)點下地球靜止軌道上，不同光欄設計方案熱負荷及背景輻射的分布情況，為工程化應用提供參考。

1 反射式遮光罩

第一種反射式光欄設計方案是基于橢球曲線的設計方案。圖1展示了橢圓的光學性質，經過橢圓焦點1或2的光線入射到壁面上任意一點、、，被反射的光線必定會穿過另一個焦點2或1，而經過兩焦點間的光線入射到橢圓壁面上必定會從兩焦點間反射出。若將遮光罩入光口端點固定在兩焦點上，則從遮光罩入光口進入的光線，經過橢球面反射后，必然被反射出入光口。

圖2是依據(jù)此原理設計的遮光罩內反射式橢圓光欄示意圖，橢球光欄由一片環(huán)狀的直板光欄和數(shù)片橢球光欄組成。直板光欄位于入光口兩側，而每片橢圓光欄母線的一個焦點1固定在通直板光欄內端點處，另一個焦點2位于前一片光欄母線在通光孔圓柱面上的頂點處，長軸頂點是焦點1與2連線并延長至遮光罩內壁面的相交點。由一組橢圓弧母線繞光軸1旋轉一周形成橢圓光欄，并以光欄前表面為基準，向后延伸一定厚度。直板光欄和橢球光欄正對入光口側的壁面為高反射鏡面涂層，另一側則為有高吸收涂層。值得注意的是，該曲面光欄的物理表面不是橢球體，而是來自繞光軸方向旋轉的橢圓曲線。

圖1 橢圓的光學性質原理圖

圖2 橢球光欄的形狀及定位設計圖

第1片橢球面光欄母線的位置和形狀由曲線方程確定[18]

式中，軸如圖2所示，以遮光罩的中心軸為軸，以如光口截面為軸；0是光軸1到遮光罩內壁的距離，即橢圓的半長軸；1是光軸1到通光孔邊界的距離，即橢圓的焦半徑。當01（取決于直板光欄的長度）和遮光罩長度的數(shù)值或比例確定時，第2片至第片橢球面光欄母線的位置、形狀和數(shù)量均可確定。

第二種反射式光欄設計方案是基于橢球曲線和雙曲線的設計方案。圖3展示了雙曲線的光學性質，從雙曲線一個焦點1發(fā)出的射線入射到雙曲壁面上，其被反射后的軌跡延長線經過雙曲線上另一焦點2。利用該性質，可以將從入射到雙曲表面上的光線反射給橢圓表面，然后反射出入光口。

圖4是由一系列在外徑和內徑之間交替的橢圓和雙曲線形成的斯塔夫魯?shù)纤拐系K。這些橢圓是沿著對稱軸從外徑到內徑形成的，雙曲線則相反，即第一個橢圓是從外徑的入光口端點起到內徑止，該橢圓的焦點是內徑的端點。而雙曲線是從上一橢圓與內徑的交點延伸至外徑形成的。這樣通過將橢圓與雙曲線的交替連接，形成了一個沒有反射空腔的連續(xù)圓柱體。另外，所有部分的焦點都處于內徑的兩個入光口端點。

圖3 雙曲線的光學性質原理圖

圖4 橢圓雙曲光欄的設計原理圖

2 仿真分析模型

建立傳統(tǒng)吸收式遮光罩、橢圓式遮光罩和橢圓雙曲光欄（即斯塔夫光欄，Stavroudis）遮光罩模型，遮光罩通光口直徑均為0.9m，遮光罩筒壁外徑為1.0m，遮光罩長度2.0m，其結構參數(shù)如表1所示，其物性參數(shù)如表2所示。

表1 結構參數(shù)表

Tab.1 Structure parameter list

注：ULE是二氧化鈦-硅酸鹽玻璃。

表2 物性參數(shù)表

Tab.2 Physical property parameter table

圖5為遮光罩示意圖，圖6為遮光罩光欄網格劃分圖。

圖5 三種遮光罩示意圖

圖6 三種光欄網格劃分示意

鏡片設定為常用的ULE材料，鏡片與遮光罩之間無熱耦合關系，僅能通過紅外輻射進行傳熱，鏡片背面設置為絕熱條件。傳統(tǒng)光欄前后表面及遮光罩內壁進行發(fā)黑處理，橢圓光欄前表面設置為高反射鏡面，后表面及遮光罩內表面進行發(fā)黑處理。橢圓雙曲遮光罩有連續(xù)的光欄取代了遮光罩筒壁，內表面設置為高反射鏡面。

3 數(shù)據(jù)分析與處理

選取地球靜止軌道，運行軌道參數(shù)如表3所示，對三種遮光罩進行不同軌道日期、不同外表面措施的在軌熱分析。遮光罩入光口始終正對地球，鏡片后表面設置絕熱邊界條件，鏡片與遮光罩無接觸熱傳導，僅有輻射傳熱，遮光罩外表面設置包覆多層隔熱組件（簡稱多層）或噴涂白漆兩種對比條件，初始溫度為20℃。

表3 仿真計算軌道參數(shù)設置表

Tab.3 Simulation calculation track parameter setting table

軌道參數(shù)如表3所示，3月21日為春分點，此時太陽直射赤道，地球陰影區(qū)最長；4月12日太陽矢量與衛(wèi)星軸的夾角最小，是有無地球陰影區(qū)的臨界日期，這一天太陽略過地球照射到遮光罩內部的深度最深，時間最長。本文將重點分析春分點時刻地球靜止軌道，對比分析第二條4月12日的地球靜止軌道。

3.1 春分點時刻地球靜止軌道分析

圖7給出三種遮光罩所有單元節(jié)點在軌溫度變化曲線，各遮光罩最高溫度和周期內溫差如表4所示，遮光罩外包多層時，直板遮光罩的最高溫度高達到120℃，周期內最大溫差高達180℃；橢圓式遮光罩的最高溫度小幅度降低至90℃，周期內最大溫差減小至120℃；橢圓雙曲遮光罩的最高溫度大幅度降低至55℃，周期內最大溫差減小至65℃；同時各遮光罩最低溫度有所提高，最大溫差減小。遮光罩外噴涂白漆時，直板遮光罩的最高溫度降至20℃，周期內最大溫差依然高達160℃；橢圓式遮光罩的最高溫度降低至–30℃，周期內最大溫差值減小到110℃；橢圓雙曲遮光罩降低至–40℃，周期內最大溫差值略微增大至80℃；同時各遮光罩最低溫度也有所降低。可以看出，遮光罩外不包多層，噴涂白漆時，三種遮光罩都有明顯降溫，溫度降低接近100℃，且三種遮光罩的周期溫差變化不大，若希望遮光罩獲得較低溫度時，噴涂白漆顯然更為合適。

圖7 直板光欄、橢圓光欄和橢圓雙曲光欄遮光罩溫度對比分析圖

表4 三種遮光罩最高溫度和周期溫差對比表

Tab.4 Comparison of the maximum and the cycle temperature difference of the three types of barriers

模型建立了空間光學系統(tǒng)的遮光罩和前鏡片部分，仿真時可以更好的看到遮光罩對前鏡片溫度的影響，但忽略了其他近乎恒溫部分對鏡片溫度的影響，鏡片本身較薄、質量較小，自身熱容較低，極易受其他部分的影響，產生溫度波動，所以在對鏡片分析時，更多的是定性分析而非精確的定量分析，實際上在工程實踐中，鏡片可以控制到某一溫度，在某些文獻中，其仿真過程中將鏡片設定為恒溫邊界條件也是合理的，但這樣就忽略了遮光罩對鏡片溫度的影響，而這種影響某種程度上可以視為雜散光影響的一種體現(xiàn)。

圖8給出三種遮光罩形式對應鏡片所有單元節(jié)點的溫度變化曲線，各遮光罩末端鏡片的最高溫度和周期內溫差如表5所示。遮光罩外包多層時，直板遮光罩的鏡片最高溫度為60℃，周期內最大溫差為60℃；橢圓式遮光罩的鏡片最高溫度為60℃，周期內最大溫差減小為50℃；橢圓雙曲遮光罩的鏡片最高溫度升高至95℃，周期內最大溫差增大至110℃；同時各遮光罩最低溫度有一定提高，最大溫差有所減小。遮光罩外噴涂白漆時，直板遮光罩的鏡片最高溫度降至–35℃，周期內最大溫差減小到35℃；橢圓式遮光罩的鏡片最高溫度降低至–35℃，周期內最大溫差為40℃；橢圓雙曲遮光罩的鏡片最高溫度降低至85℃，周期內最大溫差增大至130℃；對于同一時刻溫差，橢圓雙曲光欄的鏡片溫差依然最大，但較周期溫差小許多。

圖8 直板光欄、橢圓光欄和橢圓雙曲光欄對鏡片溫度影響定性分析圖

表5 三種遮光罩對鏡片最高溫度和周期溫差影響的定性分析表

圖9給出三種遮光罩和鏡片所有單元節(jié)點在軌出陰影區(qū)后某一時刻溫度云圖，由圖9可以看出最高溫度處于被太陽持續(xù)照射的遮光罩入口處。此外，可以明顯的看出，橢圓雙曲遮光罩的溫度分布呈縱向條狀，其他遮光罩則呈現(xiàn)周向層狀。

圖9 直板光欄、橢圓光欄和橢圓雙曲光欄遮光罩出陰影區(qū)后某一時刻溫度云圖（05:07）

3.2 4月12日的地球靜止軌道分析

圖10和圖11分別給出4月12日地球靜止軌道上的三種遮光罩和末端鏡片所有單元節(jié)點在軌溫度變化曲線。由圖7和圖10對比可以看出第二條地球靜止軌道的遮光罩溫度更高，外包多層時，橢圓遮光罩溫升最明顯，升高了30℃；其次是直板光欄，升高了20℃；溫升最低的是橢圓雙曲遮光罩，僅升高了5℃。噴涂白漆時，各遮光罩溫升不明顯。外包多層時，第二條軌道各遮光罩的鏡片比第一條均有30℃左右的溫升和略微的周期溫差改變；噴涂白漆時，第二條軌道各遮光罩的鏡片比第一條均有25℃～30℃的溫升，周期溫差明顯增大，最高溫度時刻溫差增大極其明顯。該結果的原因主要是4月12日地球靜止軌道無陰影區(qū)，使得太陽對遮光罩及鏡片的照射時間更長。

圖10 直板光欄、橢圓光欄和橢圓雙曲光欄遮光罩溫度對比分析圖

圖11 直板光欄、橢圓光欄和橢圓雙曲光欄對鏡片溫度影響定性分析圖

對比上述三種遮光罩，地球靜止軌道上橢圓雙曲遮光罩的控溫特性更好，更適用于空間低溫光學系統(tǒng)的應用，但其對鏡片有明顯的不利溫升，其原因會在下一小結探究。

3.3 橢圓雙曲遮光罩鏡片溫度問題的分析

圖12顯示了春分點時地球靜止軌道上各遮光罩鏡片的總吸收熱流，由圖12可以看出，橢圓雙曲遮光罩的鏡片吸收的總熱流高于橢圓光欄遮光罩的鏡片，約為其吸收熱流的2.5倍左右。而由圖12（c）可以看出橢圓雙曲光欄95%的總吸收外熱流是太陽外熱流，因此提高橢圓雙曲遮光罩的表面粗糙度可以有效降低鏡片的溫度，減小向后反射的雜散光。

圖12 橢圓光欄和橢圓雙曲光欄遮光罩末端鏡片總吸收熱流和太陽熱流對比圖

上述結果證明橢圓雙曲遮光罩的鏡片確實吸收了比其他遮光罩更多的外熱流，而非理論上的所有入射光都會被反射出入光口。其原因主要有以下兩點：

1）各仿真軟件采用“以直代曲”的基本微分思想使仿真模型并非完美的曲線，與理論有所偏差，致使多次反射的光線沒有全部反射出入光口。但上述問題與工程實際中的加工精度類似，實際加工過程中也難以實現(xiàn)完美的曲線。

2）鏡面參數(shù)的設置參考工程實際，其表面并非絕對光滑，而是具有微小的粗糙度，這也是導致被反射的光線沒有全部被反射出去的另一個原因。具有一定粗糙度的鏡面會發(fā)生漫反射效應，導致部分光線被反射到鏡面上。

橢圓雙曲遮光罩朝向鏡片的鏡面反射面（雙曲面）由于漫反射效應，部分太陽輻射被反射到鏡片上，導致鏡片吸收熱流增加，而橢圓式遮光罩朝向遮光罩出口面仍然為吸收面，所以相比橢圓雙曲遮光罩要好得多。此外，鏡片背光側絕熱的設置、鏡片自身較低的熱容、橢圓雙曲遮光罩朝向鏡片側，皆為低紅外吸收率的鏡面反射面，都導致被動熱控措施下散熱困難（只能進行輻射傳熱）的鏡片，只需較少的太陽輻射，就會溫度居高不下。

盡管地球靜止軌道上橢圓雙曲遮光罩的控溫特性更好，更適用于空間低溫光學系統(tǒng)的應用，但其會減弱遮光罩原有的消雜散光能力，對鏡片有明顯的不利溫升。對于橢圓雙曲遮光罩來說，提高加工精度、降低鏡面粗糙度可以增強遮光罩控溫特性的同時，有效地增加遮光罩的消雜散光能力。增加光欄網格密度，將鏡面粗糙度設置為4nm，即粗糙度達到光學鏡表面水平時，橢圓雙曲遮光罩點源透過率（PST）降低至10–3dB以下，達到橢圓遮光罩水平。

4 結束語

反射式光欄相比傳統(tǒng)的直板光欄，可以有效減小射入遮光罩內太陽外熱流帶來的熱負荷，降低遮光罩自身的溫度，減少了因遮光罩自身高溫產生的紅外輻射帶來的背景輻射干擾，降低了相機前鏡頭光學組件的熱控難度。此外，反射式光欄作為一種被動式熱控技術，擁有更高的可靠性。本文結論如下：

1）橢圓遮光罩和橢圓雙曲遮光罩這類反射式遮光罩均擁有較好的控溫特性，可以將大部分入射光線反射出去，降低遮光罩自身溫度。由于橢圓遮光罩理論上就有一部分入射光會被吸收，因此橢圓雙曲遮光罩的控溫特性更好。

2）反射式光欄遮光罩可將遮光罩外包裹的多層隔熱組件更換為高性能的白漆，在顯著的降低遮光罩溫度和鏡片溫度的同時，不會帶來顯著的周期溫差，達到更好的控溫性能；而傳統(tǒng)遮光罩周期溫差增加明顯。

3）在地球靜止軌道上，對于空間低溫光學系統(tǒng)，橢圓雙曲遮光罩的控溫特性更好，盡管其對鏡片有不利溫升，但鏡片質量小、熱容小，與大質量遮光罩相比易于控溫。

4）橢圓雙曲遮光罩鏡片溫度居高不下的原因是，朝向鏡片的高反射鏡面具有一定的粗糙度，造成的漫反射效應會將部分雜散光反射到鏡片上，導致鏡片吸收熱流增加。此外，鏡片背光側絕熱的設置、鏡片自身較低的熱容、朝向鏡片的高反射鏡面，導致鏡片散熱困難，只需較少的太陽輻射就會使其溫度居高不下。

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Numerical Simulation of Reflective Barriers for Space Remote Sensors in Geostationary Orbit

CHEN Xianggui1,2ZHAO Zhenming1,2MENG Qingliang1,2ZHANG Jiong1,2YU Zhi1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Key Laboratory for Advanced Optical Remote Sensing Technology of Beijing, Beijing 100094, China）

Affected by the space heat flow in the geostationary orbit, the traditional sunshields of the space cryogenic optical system is prone to extreme high temperature phenomenon, and the high-temperature infrared radiation generated by this phenomenon is the main source of the internal background radiation of this system. This paper studies the above problems and replaces the traditional sunshields with a reflective-barriers-sunshields. While retaining the ability to eliminate stray light, the temperature control characteristics of the sunshields are optimized to keep it at a lower temperature level and to reduce the background radiation of the optomechanical system. This paper presents two design schemes of reflective diaphragms based on ellipsoid curve and ellipsoid-hyperbolic curve. According to the thermal environment of the geostationary orbit and the characteristics of the light entrance of the space remote sensor, a design scheme considering the machining accuracy and roughness is established. The simulation analysis model of the traditional sunshields and two kinds of reflective sunshields with different degrees is analyzed, and the temperature control characteristics and background radiation distribution of the sunshields at different times and different reflective barrier design schemes are analyzed to provide reference for engineering applications. The results show that the elliptical-hyperbolic barriers has better temperature control characteristics, but too high roughness will produce stray light and affect the lens temperature.

sunshield; reflective barriers; numerical simulation; spacecraft thermal design; space cryogenic optical system; space remote sensor

V443+.5

A

1009-8518(2022)05-0090-12

10.3969/j.issn.1009-8518.2022.05.009

2022-01-18

陳祥貴, 趙振明, 孟慶亮, 等. 靜軌空間遙感器反射式光欄數(shù)值研究[J]. 航天返回與遙感, 2022, 43(5): 90-101.

CHEN Xianggui, ZHAO Zhenming, MENG Qingliang, et al. Numerical Simulation of Reflective Barriers for Space Remote Sensors in Geostationary Orbit[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2022, 43(5): 90-101. (in Chinese)

陳祥貴，男，1998年生，2020年獲中國石油大學（華東）能源與動力工程專業(yè)學士學位，現(xiàn)于中國空間技術研究院攻讀碩士學位。研究方向為空間遙感器熱控系統(tǒng)總體設計。E-mail：chenxg508@163.com。

（編輯：龐冰）