赵金平[1]1991年在《大型捆绑式航天结构的动力分析研究》文中指出捆绑式火箭结构是一种复杂的航天结构。由于它的重要性，对于动力学分析提出了较高的要求，对其密集的模态不仅要求频率有较高的精度，而且要求计算所得振型尽可能接近实际。 本论文在对与本课题有关的动力子结构技术和回转壳半解析环元的国内外研究现状作了简单综述之后，主要介绍了作者所完成的下列工作： (1)提出将捆绑式火箭简化为回转壳用杆或梁连接的模型，把芯级、助推级和连接件作为不同的子结构，用分区广义变分原理导出采用半解析环元的回转壳子结构与梁杆子结构之间的连续条件，并推导了模态综合方程。 (2)提出捆绑式火箭简化为回转壳子结构与三维实体单元子结构相连接的模型，芯级和助推级的形状规则的大部分区域划分为回转壳子结构，形状不规则并承受连接件传递的集中载荷的局部区域划分为采用三维实体单元的子结构，利用分区广义变分原理近似满足子结构之间的协调，并推导了模态综合方程。文中引入了部分界面模态综合的概念，利用本文所讨论问题得特点来进一步减少界面自由度，文中还给出了它的收敛性说明。 (3)提出利用捆绑式火箭对称性的计算模型，对有两个正交对称面的带四个助推级的捆绑式火箭取四分之一的结构进行分析。对于采用回转壳环元的芯级而言，取四分之一结构归结为将所有富里叶分量分成互不耦合的四组分别求解。 (4)对一个芯级捆绑四个助推级的捆绑式火箭模型进行了计算，并将计算结果与已有的实验结果和多梁模型计算结果作了比较。 (5)对回转壳动力分析的半解析环元方法提出了一种提高精度的重分析修正方案。 本论文给出的一些计算实例表明：对于捆绑式火箭的上述三种计算模型以及回转壳的动力分析的重分析修正方案是合理、可行的，也是有效的。本文提出的模型能比较正确地反映多梁简化模型所不能反映的一些模态，它们是对以往常用的多梁模型的一种重要改进。结合论文所编制的程序在进一步完善后可提供设计部门使用。
章敏[2]2009年在《柔性结构的模型降阶与主动控制研究》文中进行了进一步梳理随着科学技术的发展,轻质和柔性构件在工程结构中大量使用,构成当今所谓的柔性结构系统。柔性附件的引入为柔性结构的动力学建模与主动控制带来了很大困难。为了准确描述结构的动力学行为,必须在动力学模型中充分考虑其柔性特征,使得所建立的动力学模型的自由度数目通常很大,而控制的设计和实现则要求系统模型的阶数应当尽可能地低。这就要求对模型进行降阶处理,采用低阶模型近似代替原高阶受控对象,而且降阶后的模型既要能真实地反映出系统的动力学特性,阶数也要足够低,以便进行控制设计和实现。另外从动力学仿真的角度看,为提高仿真的计算效率,系统模型的阶数也不应太高。因为柔性结构系统在航空航天、机器人等许多高科技工程领域有着强烈的应用背景,因此开展柔性结构模型降阶与主动控制的研究具有重要的理论意义和实际应用价值。模型降阶一般可以从两方面予以考虑:一方面是从建模的角度进行降阶,即根据经典的假设模态法,选择具有良好正交性的模态集,截取少数低阶模态以构成系统模型。另一方面是选择合适的降阶准则进行降阶,即根据系统价值函数的大小,确定出那些对系统特性贡献较大的少数主要模态,并以这些模态组成系统模型,以达到模型降阶的目的,如惯性完备性准则、模态价值分析准则、内平衡准则等。本文在国家自然科学基金(编号:10772112,10472065)、教育部重点项目(编号:107043)、教育部博士点基金(编号:20070248032)和上海市教委科研重点项目(编号:09ZZ17)的资助下,以多种航天柔性结构为对象,开展柔性结构系统的模型降阶与主动控制研究,主要研究内容和成果总结如下:(1)在大量阅读文献的基础上,较为全面地综述了结构模型降阶与主动控制的研究进展。(2)研究了柔性板的模型降阶与主动控制问题,并且进行了实验验证。研究中,柔性板分别考虑了密频板和非密频板,系统模型的建立分别采用了假设模态方法和有限元方法,降阶方法分别采用了模态价值分析准则和内平衡准则,控制方法采用了最优控制方法,作动器采用了压电片形式。研究结果显示,对于非密频结构,模态价值分析准则和内平衡准则都能够有效地对结构模型进行降阶;当结构存在密频时,内平衡准则的降阶效果更为有效和可靠。(3)研究了柔性桁架结构系统的模型降阶与主动控制问题。研究中,桁架结构采用模态综合法进行建模,降阶方法采用了模态价值分析准则和内平衡准则,控制方法采用最优控制方法,作动器采用压电杆形式。压电杆作动器的优化配置准则采用可控Grarm矩阵方法,优化算法采用粒子群方法。通过数值仿真验证了理论内容的有效性。(4)研究了柔性航天器的模型降阶问题。研究中,给出了系统模型的建立方法,分别采用了模态价值分析准则和内平衡准则进行模型降阶,并且通过数值仿真验证了文中所给降阶方法的有效性。(5)研究了火箭结构的模型降阶问题。研究中在相关文献的启发下,提出了先局部后整体的两步降阶思路:先采用模态综合法对结构模型进行建模和基于部件的降阶,然后采用模态价值分析准则和内平衡准则对模态综合法所建立的局部降阶模型结合控制目标进行整体降阶。仿真结果验证了理论分析方法的有效性。柔性结构系统动力学与控制的研究一直是国内外的前沿研究课题,目前在许多方面还需要进行进一步的深入研究与探讨,因此在论文的最后,对本文的研究工作和成果进行了全面总结,对未来的研究问题进行了展望。
王庆伟[3]2015年在《液体火箭姿控与Pogo大回路耦合系统稳定性研究》文中提出随着液体运载火箭的结构尺寸逐渐增大,箭体的结构模态一方面呈现出低频模态密集分布的特点,另一方面导致模态的空间化分布的特点更加明显和突出。因此,推进系统的液路脉动既可能与结构纵向模态耦合,也可能与横向和扭转模态耦合。而箭体结构弹性振动则会对姿控系统的稳定产生不可忽略的影响,推进系统与结构系统的耦合可能会进一步导致箭体的姿态运动、结构弹性振动和推进系统的液路脉动构成的大回路存在相互耦合,进而影响姿控系统的稳定性。因此,研究大型液体火箭推进系统、结构系统和姿控系统之间的耦合机理,并分析其稳定性是非常有必要的。为此,本文研究了如下具体问题：研究了系统的阻尼比等参数对Pogo振动稳定性的影响机理,指出了临界阻尼比法的局限性。推进系统以单推进剂-单发动机模型,利用Hurwitz稳定性判据导出Pogo振动稳定的充分必要条件。根据临界耦合强度法研究了阻尼比等参数对Pogo振动稳定性的影响机理,发现了增大阻尼比(结构阻尼比或推进系统阻尼比)与Pogo振动稳定性之间的非单调函数关系。以某型号液体火箭模型为例,分别利用临界阻尼比法和临界耦合强度法研究推进系统的等效刚度和燃烧阻尼等物理参数对Pogo振动稳定性的影响,进一步揭示了临界阻尼比法的局限性,即Pogo振动不稳定时假设Pogo振动系统的频率近似等于结构的自然频率是不严谨的。提出了Pogo振动分析与仿真改进的Rubin模型及其快速组装方法。提出了基于“独立重量位移”描述方法,将Rubin模型中的八种物理单元重新组合,提出了九种独立单元。以单元入口端和出口端节点的脉动压强为连接条件,建立微分方程形式的改进的Rubin模型。与Rubin模型相比,该模型非奇异,可直接用于频域分析和时域仿真。而且维数降低近一半,提高了计算效率和数值稳定性。进一步根据九种独立单元的方程的特点,将其采用标准化描述,通过划分节点和单元,根据局部编号和全局编号的映射关系,提出了改进的Rubin模型的快速组装方法,大大提高了重复建模的效率和准确性。利用改进的Rubin模型,建立了含纵向、横向和扭转模态的结构系统和推进系统耦合模型,利用频域分析和时域仿真方法分析了我国长征XX1型号运载火箭Pogo振动稳定性。通过推进系统重要参数(如泵增益、泵柔度、蓄压器能量值)对Pogo振动稳定性的影响研究了推进系统与结构纵横扭模态的耦合稳定性。结果表明对于大型液体捆绑火箭,推进系统参数的变化不仅会导致结构纵向模态失稳,也会导致横向和扭转模态失稳,结构纵横扭模态与推进系统之间存在不可忽略的耦合作用。深入分析了姿控回路和Pogo回路的耦合因素,建立了姿控回路与Pogo回路组成的大回路耦合模型,揭示了推进系统对姿控回路稳定性的影响机理。该模型包含了推进系统、结构系统与姿控系统之间的相互耦合因素,且具有非奇异的优点,可直接用于频域分析和时域仿真。利用该模型研究了我国长征系列XX2型号液体捆绑火箭推进系统参数(泵增益和蓄压器能量值)对大回路耦合稳定性的影响。研究得出,推进系统的参数变化不仅引起了结构失稳,也导致了火箭的姿态运动不稳定。根据本文提出的建模及分析理论和方法,在Matlab编译环境中开发了“液体火箭推进-结构-控制耦合动力学分析软件”。该软件以改进的Rubin模型、大回路模型的建模和分析方法为基础,采用模块化设计方法,通过界面操作或命令操作的形式实现了姿控回路、Pogo回路以及“姿控-结构-推进”大回路的模型建立、频域分析和时域仿真功能。
胡鹏翔[4]2012年在《液体火箭的多体动力学建模与仿真研究》文中认为液体火箭是典型的时变系统，也是复杂的动力学耦合系统，其动力学问题对于火箭的设计与研制极为重要。本文采用多体动力学方法研究液体火箭的动力学建模与仿真问题，主要开展三方面工作：首先，提出了变质量液体火箭的多体动力学建模方法。先基于有限段方法建立未加注火箭的柔性多体系统模型，再提出变质量质点系的达朗贝尔-拉格朗日原理，并结合拉氏乘子法建立柔性变质量充液贮箱的多体建模单元，然后提出变质量贮箱时变晃动的等效力学模型和变质量质点的建模方法。最后，采用状态空间方程方法实现了时变控制在多体系统中的建模；采用约束力方程方法实现了火箭分离过程的多体建模；采用谐波叠加法生成随机样本，实现了火箭跨音速抖振的多体动力学建模；考虑地球外形及其自转，给出了各项时变外载荷的多体建模方法。液体火箭的动力学方程为微分代数方程组，可采用BDF方法和Newton-Raphson迭代法进行数值求解。针对所提出的建模方法给出若干验证算例。通过多体动力学仿真结果与文献结果和解析解的对比，验证了多体建模方法的正确性。其次，根据本文提出的建模方法建立大型捆绑式液体运载火箭的多体系统模型，开展火箭“大气飞行-助推分离”连续过程的精确动力学仿真，实现了姿控、弹道、推进剂消耗与晃动以及箭体振动的耦合分析。根据多体动力学仿真结果分析了飞行箭体的动力学行为，预示了飞行箭体的姿态运动、各贮箱的推进剂晃动、箭体飞行轨迹以及助推器的分离过程；根据多体仿真结果还分析了箭体结构振动和动载荷，给出了姿控喷管摇摆幅度、箭体关键部位动间隙以及飞行全程全箭的动载荷包络。跨音速脉动压力使得箭体姿态、喷管摆角和箭体动载荷在跨音速时段之内剧烈振荡，但对飞行轨迹无显著影响，而其对晃动的扰动影响将持续到跨音速时段之后。最后，采用多体动力学建模方法实现了大型捆绑式液体运载火箭“结构-姿控-Pogo”耦合大回路的稳定性分析，研究了火箭姿控回路和Pogo回路之间的相互耦合影响。基于火箭的多体系统模型分别开展姿控回路、Pogo回路以及耦合大回路三种情况下的稳定性分析，通过结果对比阐明了大型捆绑火箭的姿控回路可影响Pogo稳定性，空间耦合模态对姿控回路和Pogo回路间的耦合程度有关键影响，从而明确了耦合大回路稳定性分析的必要性。
李家文[5]2011年在《大型捆绑火箭姿态控制系统的建模、设计与分析》文中认为姿态控制技术是大型捆绑火箭研制中的关键技术之一。论文以我国新型捆绑火箭为研究背景,从姿态动力学建模、控制器设计、复杂三维空间弹性振动和发动机振动对姿控系统的影响分析等四个方面系统研究了大型捆绑火箭的姿态控制问题,全文主要内容如下:1总结分析了传统捆绑火箭姿态动力学模型的特点和存在的局限性。在详细给出其姿态动力学模型和模态数据使用方法的基础上,分析了模型的特点及其对传统捆绑火箭适用性的原因,以及模型的局限性。2建立了大型捆绑火箭的通用姿态动力学模型。1)以含任意个助推、贮箱和发动机的捆绑火箭作为研究对象,基于多柔体系统动力学理论,采用真-伪坐标形式的Lagrange方程推导了捆绑火箭的非线性全量动力学模型,经适当简化和线性化后,得到了通用小偏差姿态动力学模型;2)将该模型应用于某新型捆绑火箭,得到了该火箭的小偏差姿态动力学模型并验证了模型的正确性;3)基于新模型详细分析了刚体运动、液体晃动、箭体弹性振动和发动机振动之间的耦合关系,比较了新模型和传统捆绑火箭姿态动力学模型的区别。3提出了基于逆Nyquist阵列法的捆绑火箭姿态控制器设计方法。1)基于对角优势理论分析了姿控系统三通道之间的耦合程度;2)采用逆Nyquist阵列法进行了姿控系统设计,并通过变系数时域仿真验证了控制器设计的有效性;3)基于三通道间耦合特性分析结果,给出了一种适合进行单通道频域控制器设计的三通道简化姿态动力学模型,并分析了这种简化模型的合理性。4研究分析了复杂三维空间弹性振动对姿态控制系统的影响。基于建立的新模型,选择传统分析中没有考虑的四个新问题进行了研究:1)助推器局部变形明显的三维模态对姿控系统的影响;2)捆绑火箭三维模态纵向分量对姿态控制系统的影响;3)过载对姿态运动和箭体弹性振动的影响;4)火箭刚体运动与弹性振动之间的惯性耦合对姿态控制系统的影响。5研究分析了发动机振动对捆绑火箭姿态控制系统的影响。1)分析了发动机振动方程的两个特点,研究了发动机振动对控制器设计方法的影响并对模型进行了简化;2)研究了发动机振动对姿态控制系统的影响,特别是对箭体弹性振动稳定性的影响,基于简化模型对发动机振动与箭体弹性模态的动力学耦合共振机理进行了理论分析;3)研究了引起系统不稳定的发动机谐振频率边界计算问题,给出了计算方法,以某新型捆绑火箭为例计算了发动机谐振频率边界并用时域仿真验证了结果的正确性,分析了阻尼比对不稳定谐振频率边界值的影响。论文拓展了运载火箭姿态动力学建模方法和控制器设计方法,深入分析了捆绑火箭复杂三维弹性振动和发动机谐振对姿控系统的影响,论文建立的姿态动力学模型以及得出的相关结论对我国新型捆绑火箭的研制具有一定的应用价值。
邱吉宝, 王建民, 谭志勇[6]2001年在《运载火箭结构动力分析的一些新技术 第二部分:运载火箭结构动力学分析》文中提出总结了运载火箭结构动力学的研究 ,简要地介绍结构动力分析技术的一些新技术 ,提出子结构试验模型综合技术、子结构试验模态综合技术和几种精确模态综合法 ,这些技术已用于分析大型捆绑式火箭动力学特性
王毅, 朱礼文, 王明宇, 黄冬梅, 潘忠文[7]2000年在《大型运载火箭动力学关键技术及其进展综述》文中认为归纳和提出了我国未来大型运载火箭动力学研究的关键技术，综述了国外主要运载火箭、航天飞机等航天运载器解决结构动力学问题的主要技术途径，以及航天结构动力学研究的最新进展及其发展动向，提出了解决不进行实尺试验获得全箭动特性参数的具体技术方案和技术途径。
金壮龙[8]2002年在《中国航天产业竞争力研究》文中研究说明本文围绕中国航天产业竞争力的有关理论问题，从经济学角度阐述了航天产业的基本内涵，发展历程，技术特性和经济特性。探讨了目前国际上有关竞争力理论问题来源和基本内涵，着重研究了竞争战略、竞争优势和国家竞争优势理论，系统阐述了产业竞争力理论及其分析框架。重点研究了迈克尔·波特教授的国家钻石体系理论。提出了中国航天产业竞争力理论及其分析框架，围绕中国航天产业竞争力要素条件，系统地进行了国内外分析比较，探讨了中国航天产业竞争力优势和劣势。最后分别从产业层面和国家层面，提出了提高中国航天产业竞争力发展战略和政策建议。全文共四章，按照一定的逻辑关系，分四部分内容进行研究。第一章，航天产业的特性。阐述了航天技术是探索、开发、利用太空以及地球以外天体的综合性工程技术，它包括空间技术、空间应用、空间科学三大领域。航天产业就是由空间技术、空间应用、空间科学三大领域共同发展的高科技产业。航天产业经历了五十年的发展历程。航天产业技术特性主要有：技术规模大、复杂程度高；高质量，高可靠性；系统性强、协作面广；研制周期长。航天技术经济特性主要有：用途的多重性，即具有军用、民用和商用特性；高投资、高风险性；高效益。第二章，产业竞争力相关理论问题研究。分别阐述了国外有关竞争力问题的研究概况和中国有关竞争力问题研究概况。探讨了产业的概念、国际竞争力含义及产业国际竞争力的基本内涵。研究了国际竞争力评价理论、竞争战略和竞争优势理论。任何产业都存在着五种竞争力，这五种竞争力综合起来决定了一个产业内部的竞争状态，决定着一个产业中的企业获取超出资本成本的平均投资收益率的能力。竞争优势可分为成本优势和标歧立异优势，判定竞争优势的基本工具是价值链分析方法。获得持久竞争优势的基本竞争战略是：总成本领先战略，标歧立异战略和目标集聚战略。国家竞争优势是指一个国家使其企业和产业在一定的领域创造和保持优势的能力。国家竞争优势理论从产业的角度出发，研究一个国家决定和影响特定产业的国际竞争力各种因素。波特教授的国家钻石体系理论表明：一个国家的特定产业是否具有国际竞争力，取决于该国经济环境中六个因素：即生产要素，需求条件，相关和支持性产业，企业战略、企业结构和同业竞争，机会以及政府。其中影响最大、最直接的因素就是前面四项。根据产业竞争力理论，结合中国航天产业特点，确定了中国航天产业竞争力要素。决定和影响中国航天产业竞争力的关键因素是：生产要素，需求条件，相关和支持性产业，企业组织、管理模式和竞争状态。中国航天产<WP=5>业竞争力要素以及基本构架建立，为进一步开展中国航天产业竞争力分析比较奠定了基础。第三章，中国航天产业竞争力分析。首先进行了生产要素（包括资本实力、人才资源、技术水平和地域环境）的国际间分析研究。其次，分别对国内需求条件（包括行业需求、政府规划以及国防需求）和国外需求条件（包括卫星应用、商业发射和军事需求）进行分析比较。再次，对相关和支持性产业（包括制造业、信息产业和新材料）进行分析研究。最后，对中国企业组织、管理模式和竞争状态（包括航天产业组织、航天产业行业管理、航天产品的研制生产、卫星应用与营运服务、空间科学、对外发射服务公司、发射基地和测控网、载人航天工程）进行分析，又对国外企业管理组织、管理模式和竞争状态（包括国外航天管理机构、世界主要国家航天工业能力、卫星制造业、发射场、国际发射服务、国际空间合作竞争态势）进行分析研究。第四章，提高中国航天产业竞争力发展战略。制定了中国航天产业总体发展战略（包括发展宗旨、发展原则、发展思路和发展目标）。首先，从产业层面分别阐述了①航天技术创新与发展战略（包括运载火箭、卫星、卫星应用产业、神舟飞船载人航天工程、空间科学及应用的产业化等发展战略）；②航天产业集团化发展战略（包括组建航天产业集团，实施航天产业集团战略管理，加大航天型号研制管理创新工作）；③航天军转民发展战略；④航天人才稳定与开发战略；⑤航天企业文化发展战略。其次，从国家层面提出了国家层面航天产业发展策略。共分七个方面：一是完善中国航天管理体制；二是加强航天行业管理；三是加快航天产业政策的制定；四是促进航天立法工作；五是加大航天投融资力度；六是发展航天相关产业；七是扩大航天领域国际合作交流；八是建设海南发射场。本文主要有五个方面的研究创新，第一，论文通过对竞争力来源的理论探索，揭示了企业竞争力、产业竞争力以及国家竞争力之间分别对应的理论基础，以及它们之间既相互区别又相互关联的内在规律。第二，论文揭示了产业竞争力理论来源于国家竞争优势理论。在此基础上，建立了产业竞争力理论及分析框架。第三，论文独创性地将国家钻石体系理论应用到航天产业，初步建立了航天产业竞争力理论及分析框架。既丰富和完善了产业竞争力理论，又为航天产业竞争力研究提供了较为全面系统的分析框架和方法，具有重要的理论价值，在国内尚属首次。第四，论文运用航天产业竞争力理论及分析框架，对中国航天产业?
王健儒, 张光喜[9]2016年在《分段式固体发动机技术发展与应用进展》文中进行了进一步梳理通过对国外分段式固体发动机发展现状、发展规律和技术特点的系统分析,并结合国内分段式固体发动机的技术发展现状,系统梳理了分段式发动机需攻克的大型分段对接、大尺寸柔性喷管设计与制造、压力振动抑制、推力偏差控制等关键技术,最终提出了加大分段式固体助推发动机研究力度以及探索高性能低成本技术途径的发展建议。
薛杰[10]2008年在《某运载火箭牵制释放动力学计算分析》文中研究表明牵制释放技术是一种在运载火箭发射过程中提高发射成功率的有效技术。在国外,牵制释放发射技术已经相当成熟,成为航天发射领域一项非常重要的技术,被广泛地应用于火箭和航天飞机的发射,而我国这方面目前还没有实际的应用,因此还需要做大量深入的分析研究工作。纵观其它国家的发射情况,该技术主要是通过牵制释放机构实现的,它包括机构型牵制释放机构和爆炸型牵制释放机构。本文先分析了国外运载火箭牵制释放发射技术的发展状况,并根据我国的需要和技术水平,提出了适合我国发展的机构类型,即爆炸型牵制释放机构。为了对该机构进行有效地设计研究,必须在牵制释放机构的环境下对运载火箭进行深入的动力学计算分析,并采用有限元的数值计算方法开展计算工作。首先,根据某运载火箭的结构数据建立了火箭的参数化有限元模型,其中所定义的参数将作为模型优化的设计变量。为了提高后面动力学计算分析的准确度,本文采用计算软件Ansys中的结构优化模块对有限元模型进行修正,修正的对象包括壳单元、梁单元的弹性系数和密度。在模型的修正方案中,不仅保证了前几阶的频率一致,而且要求对应的振型也一致,使得最后通过计算得到的有限元模型更接近实际结构。其次,在确定了牵制释放的载荷环境后,本文采用Ansys对修正后的模型进行瞬态动力学计算,并根据对计算结果的分析得到了牵制释放机构中爆炸螺栓和缓释销的相关结论,为牵制释放技术的进一步研究提供了参考依据。
参考文献：
[1]. 大型捆绑式航天结构的动力分析研究[D]. 赵金平. 清华大学. 1991
[2]. 柔性结构的模型降阶与主动控制研究[D]. 章敏. 上海交通大学. 2009
[3]. 液体火箭姿控与Pogo大回路耦合系统稳定性研究[D]. 王庆伟. 大连理工大学. 2015
[4]. 液体火箭的多体动力学建模与仿真研究[D]. 胡鹏翔. 清华大学. 2012
[5]. 大型捆绑火箭姿态控制系统的建模、设计与分析[D]. 李家文. 国防科学技术大学. 2011
[6]. 运载火箭结构动力分析的一些新技术 第二部分:运载火箭结构动力学分析[J]. 邱吉宝, 王建民, 谭志勇. 导弹与航天运载技术. 2001
[7]. 大型运载火箭动力学关键技术及其进展综述[J]. 王毅, 朱礼文, 王明宇, 黄冬梅, 潘忠文. 导弹与航天运载技术. 2000
[8]. 中国航天产业竞争力研究[D]. 金壮龙. 复旦大学. 2002
[9]. 分段式固体发动机技术发展与应用进展[J]. 王健儒, 张光喜. 固体火箭技术. 2016
[10]. 某运载火箭牵制释放动力学计算分析[D]. 薛杰. 哈尔滨工业大学. 2008
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