一种具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡调节方法与流程

1.本发明涉及一种飞机姿态平衡调节的方法，尤其涉及一种具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡调节方法，属于飞行器技术领域。


背景技术：

2.倾转螺桨飞机是一种将固定翼飞机和直升机融为一体的新型飞行器。倾转螺桨飞机既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又具有涡轮螺旋桨飞机的高速飞行的能力。
3.具有两个倾转螺桨的飞机是在类似固定翼飞机机翼的两翼尖处，各装一套可在水平位置与垂直位置之间转动的旋翼倾转系统组件，当飞机垂直起飞和着陆时，旋翼轴垂直于地面，呈横列式直升机飞行状态，并可在空中悬停、前后飞行和侧飞。
4.但是，具有两个倾转螺桨的飞机存在一个很大的缺陷，即在垂直起降、空中悬停和螺桨倾转时，飞机经常出现俯仰、左右倾斜和自旋等问题，危害飞机飞行安全，发生事故。这是因为现有的具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡稳定的控制裕度很小，飞机的姿态平衡很难控制。针对这个技术问题，目前的改进方法主要是增加多个螺桨。不过，具有多螺桨倾转功能的飞机现阶段也处于研究中，未见有成熟的产品问世。显然，螺桨数量多可以改善垂直起降的功能，但考虑到结构和控制问题，在空中不宜所有螺桨都进行倾转，所以多螺桨组合在飞机平台上不仅使飞机的布局结构更为复杂，而且对飞机的飞行性能影响很大。
5.经过检索，找到以下相关的专利文献：一、申请公布号为cn103832583a，申请公布日为2014年6月4日的中国发明专利申请公开了一种带有平衡风扇、可以倾斜旋翼的飞机,包括机身和固定机翼,固定机翼两端分别设置有可变桨距的共轴反转双旋翼，且该旋翼可倾转,机身头部设置有前升力平衡风扇,机身尾部和中部之间的横梁内部设置有后升力平衡风扇,机身头部呈扁平状,从而利于前升力平衡风扇的安装,平衡风扇带有可以改变吹风角度的调节装置,且平衡风扇的叶片桨距可变。
6.二、申请公布号为cn107042885a，申请公布日为2017年8月15日的中国发明专利申请公开了一种采用风扇涵道结构控制偏航和俯仰的倾转旋翼机，包括机身、横向设置在所述机身中部两侧的左、右机翼、分别设置在所述左、右机翼的端部上的左、右旋翼以及设置在所述机身的尾部上的尾翼；在所述机身的尾部沿机身轴向间隔开设有一纵向风扇涵道和一横向风扇涵道，所述纵向风扇涵道的中心轴线垂直于机身轴线且沿纵向贯通所述机身的尾部，在所述纵向风扇涵道内设置有一与所述倾转旋翼机的飞行控制系统连接的用于产生垂直于所述机身轴线的纵向推力的纵向螺旋桨机构，所述横向风扇涵道的中心轴线垂直于机身轴线且沿横向贯通所述机身的尾部，在所述横向风扇涵道内设置有一与所述倾转旋翼机的飞行控制系统连接的用于产生垂直于所述机身轴线的横向推力的横向螺旋桨机构。
7.上述专利文献中的飞机平衡由风扇和旋翼共同控制,从而达到直升飞机的飞行状态。但是，在上述专利文献中，并不能解决当飞机左、右两侧负载不平衡时发生的飞机左右
倾斜问题。且上述专利文献中的飞机增加了两个平衡风扇，使得飞机的布局结构更为复杂，对飞机的飞行性能影响很大。
8.综上，急需解决的技术问题是设计一种具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡调节方法，使其能保证飞机在垂直起降、悬停和螺桨倾转期间都具有很大的平衡稳定控制裕度，避免飞机因出现俯仰、左右倾斜和自旋等现象最终导致失稳问题的发生，保证飞机的飞行安全；同时，该调节方法不能过多的增加额外控制部件，以避免导致飞机的布局结构复杂化，影响飞机的飞行性能。


技术实现要素：

9.本发明要解决的技术问题是针对现有技术中存在的缺陷，提供一种具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡调节方法，其能保证飞机在垂直起降、悬停和螺桨倾转期间都具有很大的平衡稳定控制裕度，避免了飞机因出现俯仰、左右倾斜和自旋等现象最终导致失稳问题的发生，保证了飞机的飞行安全且该调节方法简单实用，没有过多的增加额外控制部件，避免了飞机布局结构的复杂化，保证了飞机的飞行性能。
10.为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案为：一种具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡调节方法，所述飞机姿态平衡调节方法是在靠近尾翼的机身上设置有涵道，所述涵道内设置了具有同步变距功能和周期变距功能的涵道风扇；利用两个倾转螺桨即左、右倾转螺桨和涵道风扇之间构成三角形升力面，通过调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的工作状态，从而对飞机姿态平衡进行调节的。
11.优选的，所述调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的工作状态，是通过调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的总距、调节涵道风扇的周期变距和调节左、右倾转螺桨角位差，从而对左、右倾转螺桨以及涵道风扇的升力、涵道风扇的偏置力矩和左、右倾转螺桨产生的力偶进行调节，用以抵消飞机出现俯仰、左右倾斜和自旋趋势，从而对飞机姿态平衡进行调节的。
12.优选的，当飞机产生抬头的俯仰趋势时，通过对左、右倾转螺桨的叶片和涵道风扇的叶片的总距进行调节，改变左、右倾转螺桨和涵道风扇的升力大小，对飞机的俯仰趋势进行控制。
13.优选的，当飞机产生左、右倾斜趋势时，通过对左、右倾转螺桨的叶片的总距进行调节，改变左、右倾转螺桨的升力大小，对飞机的左、右倾斜姿态进行主调节；同时，对涵道风扇的叶片进行周期变距，使得涵道风扇产生偏心升力，利用所述偏心升力产生一个偏置力矩d，最终通过这个偏置力矩d对飞机的左、右倾斜姿态进行辅助调节，从而对飞机的左、右倾斜趋势进行控制。
14.优选的，当飞机产生自旋趋势时，通过将左倾转螺桨和右倾转螺桨分别进行前倾和后倾的调节，使得左倾转螺桨和右倾转螺桨产生角位差，此时，左倾转螺桨和右倾转螺桨会产生水平方向的分力，利用这对分力产生与飞机自旋方向相反的力偶，用以平衡自旋力矩，从而对飞机的自旋趋势进行控制。
15.优选的，所述左倾转螺桨和右倾转螺桨能够垂直状态工作，也可以从垂直状态向前倾转90
°
呈水平状态或从垂直状态向后倾转10
°
的范围。
16.优选的，在所述涵道的上端口处设置有可以开、关的风门，所述涵道的下端口处设
置有可以开、关的多个整流叶片，涵道风扇设置在位于风门和整流叶片之间的涵道内部；当涵道风扇工作时，风门和多个整流叶片均处于打开状态，多个整流叶片打开时，每个整流叶片均处于垂直状态，从而利用多个整流叶片使涵道风扇的排风均匀垂直地向下喷流。
17.优选的，当涵道风扇不工作时，风门和多个整流叶片均处于关闭状态，使得涵道的上端口和下端口处的外表面与飞机机身的外表面保持平整光顺。
18.优选的，当飞机处于悬停状态，遇有横向来风时，则将机身向来风方向倾斜，以产生一指向来风方向的横向分力来抵御风力，防止飞机出现横飘现象。
19.本发明的有益效果在于：本发明能避免飞机因出现俯仰、左右倾斜和自旋等现象最终导致失稳问题的发生，保证了飞机姿态的平衡。这种调节方法可显著地提高飞机姿态平衡的可操控性和安全稳定性，使飞机在垂直起降、悬停和空中切换飞行模式（悬停/平飞转换）期间不仅操控方便，而且具有很大的安全稳定裕度。通过改变三角形升力面中的左、右倾转螺桨以及涵道风扇的升力大小，能对飞机的俯仰进行有效的控制。通过改变左、右倾转螺桨的升力大小，对飞机的左、右倾斜姿态进行主调节，通过控制涵道风扇进行周期变距，产生偏置力矩进行辅助调节，从而能对飞机的左、右平衡能进行有效的控制。通过控制左、右倾转螺桨倾转形成角位差，产生与飞机自旋方向相反的力偶，用以平衡自旋力矩，从而能对飞机自旋能进行有效的控制。通过上述调节方法大幅度提高飞机的姿态平衡的控制裕度后，当飞机处于悬停状态，遇有横向来风时，能将机身向来风方向倾斜，防止飞机出现横飘现象。
附图说明
20.图1为本发明实施例中飞机的主视结构示意图；图2为本发明实施例中飞机的俯视结构示意图；图3为图1中沿a-a线的剖视结构示意图；图4为本发明实施例中飞机的左视结构示意图；图5为本发明实施例中飞机的左、右倾转螺桨形成角位差时的主视结构示意图；图中：1. 机身，2. 左机翼，3. 右机翼，4. 左倾转螺桨，5. 右倾转螺桨，6. 水平尾翼，7. 垂直尾翼，8. 涵道，9. 涵道风扇，10. 风门，11. 整流叶片。
具体实施方式
21.下面结合附图和具体实施例对本发明的技术方案做进一步详细的阐述。
22.实施例：如图1和图2所示，飞机包括机身1、对称分别设置在所述机身1左、右两侧的左机翼2和右机翼3，在左机翼2上通过旋转机构一安装有左倾转螺桨4，在右机翼3上通过旋转机构二安装有右倾转螺桨5，旋转机构一和旋转机构二均采用蜗轮蜗杆转向机构，倾转螺桨与蜗轮蜗杆转向机构中的蜗轮连接，在蜗杆的传动下带动蜗轮转动，从而带动倾转螺桨转动。当倾转螺桨转动到位后，由于蜗轮蜗杆转向机构具有自锁功能，通过所述自锁功能可以保证倾转螺桨的倾转角度的稳定性。在机身1的尾部上还设置有尾翼，尾翼包括水平尾翼6和垂直尾翼7。在靠近尾翼的机身1上设置有涵道8，在所述涵道8内设置了具有同步变距功能和周期变距功能的涵道风扇9，该涵道风扇9不但能够使风扇叶片同步变距，以改变风
扇叶片的总距，还可以让转到不同位置的风扇叶片桨距差动，实现周期变距。涵道风扇9的中心轴线与机身1的中心对称轴线l垂直相交于b点。
23.本实施例采取三点构形升力面的气动布局方案，即左倾转螺桨4、右倾转螺桨5和涵道风扇9之间构成三角形升力面，这样可以容许飞机的重心在较大的范围内变动，扩大了飞机姿态平衡的控制裕度，使飞机在较大幅度的俯仰状态下和较大左右倾斜度的状态下都不会出现姿态平衡失稳现象。涵道风扇9工作时产生向上的升力，通过调控涵道风扇9的叶片的总距，升力的大小随之改变，其作用体现在飞机机身上改变了俯仰力矩的大小，所以可以控制飞机的前、后平衡。
24.如图3所示，在涵道8的上端口处设置有可以开、关的风门10，涵道8的下端口处设置有可以开、关的多个整流叶片11，此图中，风门10和多个整流叶片11均处于打开状态，涵道风扇9设置在位于风门10和整流叶片11之间的涵道8内部。多个整流叶片11打开时，每个整流叶片11均处于垂直状态，其作用是当整流叶片11打开时，使涵道风扇9的排风均匀垂直地向下喷流，因此使得涵道风扇9整体没有自旋力矩，以进一步避免影响飞机姿态的平衡。多个整流叶片11也可以关闭，以使飞机外形平整，比如当飞机处于平飞模式时，左倾转螺桨4和右倾转螺桨5分别处于水平工作状态，产生向前的拉力。此时涵道风扇9不工作，风门10关闭，多个整流叶片11关闭，这样涵道8的上端口和下端口的外表面与飞机机身的外表面保持基本平整光顺，有利于飞机高速飞行。
25.本实施例中的飞机姿态平衡调节方法是通过调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的总距、调节涵道风扇的周期变距和调节左、右倾转螺桨角位差，从而对左、右倾转螺桨以及涵道风扇的升力、涵道风扇的偏置力矩和左、右倾转螺桨产生的力偶进行调节，用以抵消飞机出现俯仰、左右倾斜和自旋等趋势，从而避免了飞机经常出现俯仰、左右倾斜和自旋等问题，保证了飞机姿态的平衡。这种调节方法可显著地提高飞机姿态平衡的可操控性和安全稳定性，使飞机在垂直起降、悬停和空中切换飞行模式（悬停/平飞转换）期间不仅操控方便，而且具有很大的安全稳定裕度。
26.下面详细阐述本实施例中的飞机姿态平衡调节方法：一、飞机俯仰姿态的调节：影响飞机俯仰平衡的主要因素之一是重心位置与升力中心位置之间的相互关系。另外，飞机在空中由悬停状态转为向前平飞状态的过渡期间，当左倾转螺桨4和右倾转螺桨5从垂直状态同步平缓向前旋转到水平状态时，飞机机身的俯仰幅度也会发生变化，甚至姿态无法平衡而发生失稳事故。
27.如图1所示，当飞机产生抬头的俯仰趋势时，本实施例的调节方法是对左、右倾转螺桨的叶片和涵道风扇的叶片的总距进行调节，改变左、右倾转螺桨和涵道风扇等升力点的升力大小，由于升力面不变，而各升力点的升力大小可调节，所以对飞机的俯仰和左右倾斜幅度可以方便有效地控制。又由于各总距是可以快速地调节，所以应对姿态的变化可以作出快速地平衡调节响应。另外，利用对左、右倾转螺桨的叶片和涵道风扇的叶片的总距进行调节，不仅可以保证飞机在各种飞行模式下姿态的平衡稳定，还可以有效的提升飞机飞行的机动性能，例如：转向、爬升、急速升降等。
28.二、飞机左右倾斜姿态的调节：当飞机的重心左、右偏移或载重不平衡时，会导致飞机向一侧倾斜，如图4中的箭
头所示。
29.本实施例的调节方法是通过对左、右倾转螺桨的叶片的总距进行调节，改变左、右倾转螺桨的升力大小，对飞机的左、右倾斜姿态进行主调节。同时，如图3所示，对涵道风扇9的叶片进行周期变距，通过调节涵道风扇9的叶片的周期变距使升力c偏置，这样使得升力中心线可以偏离风扇的轴心线，当这个偏心距处在飞机中轴线的左、或右侧时，则涵道风扇的偏心升力可以产生使飞机左、右倾斜（横滚）的一个偏置力矩d，这个偏置力矩d有助于对飞机的左、右倾斜姿态进行辅助调节。在实际的调节过程中，具体的控制升力中心线是偏离风扇的轴心线的左侧还是右侧要以飞机是向左倾斜还是向右倾斜来确定。比如，当飞机出现右侧倾斜时，通过调节涵道风扇9的叶片的周期变距使升力c右偏，从而辅助调节飞机右侧倾斜姿态；反之，当飞机出现左侧倾斜时，通过调节涵道风扇9的叶片的周期变距使升力c左偏，从而辅助调节飞机左侧倾斜姿态。
30.另外，涵道风扇9的叶片的总距和周期变距可以同时协调调节，以保证既对飞机的俯仰进行调节，又能对飞机的左右平衡进行辅助调节。
31.三、飞机自旋姿态的调节：飞机产生自旋的原因之一是飞机的重心和垂直尾翼之间的距离过大或者垂直尾翼的面积过小，导致在飞行过程中空气动力学力的作用下，飞机会产生一个横向的旋转力矩，即自旋，如图2中的箭头所示。原因之二是在垂直起降模式时，左倾转螺桨4、右倾转螺桨5基本处于垂直工作状态，产生向上的升力。两桨旋向相反，基本抵消对机身产生的反扭矩。受飞机左右平衡的影响，若两桨的反扭矩不能完全抵消，则飞机会在反扭矩的作用下发生自旋。原因之三是在对左倾转螺桨4、右倾转螺桨5和涵道风扇9的叶片的总距根据飞机姿态平衡要求进行调节时，飞机机身也可能会产生自旋。飞机产生自旋，会导致飞机在起飞或着陆时出现偏航或者在飞行过程中出现不稳定的情况，对飞行安全造成潜在的威胁。
32.如图5所示，本实施例的调节方法是将左倾转螺桨4和右倾转螺桨5分别进行前倾和后倾的调节，使得左倾转螺桨4和右倾转螺桨5产生角位差，此时左倾转螺桨4和右倾转螺桨5会产生水平方向的分力（见图2中所示的前倾分力e和后倾分力f），这对分力可以产生与飞机自旋方向相反的力偶，用以平衡自旋力矩，保证飞机不发生自旋。在实际的调节过程中，具体哪个螺桨向前、哪个螺桨向后要以产生反自旋方向的力偶确定。本实施例中的左倾转螺桨4和右倾转螺桨5可以垂直状态工作，也可以从垂直状态向前倾转90
°
呈水平状态和从垂直状态向后倾转约10
°
的范围内倾转工作。
33.在螺桨倾转期间：当左倾转螺桨4和右倾转螺桨5不断向前倾转时，飞机即会向前飞行，此时飞机的襟翼、水平安定面（水平尾翼）和垂直安定面（垂直尾翼）可以对飞机姿态进行控制。当飞机的姿态完全可由襟翼、水平安定面和垂直安定面进行控制时，涵道风扇9停止工作，风门10和整流叶片11都关闭，飞机靠两螺桨牵引飞行。
34.当飞机由平飞状态转为垂直悬停状态时，首先风门10和多个整流叶片11打开，接着涵道风扇9开始运行，然后左倾转螺桨4和右倾转螺桨5开始向上旋转至垂直状态，两螺桨向上旋转期间涵道风扇9调节升力的大小以保证飞机始终维持俯仰平衡姿态，当然涵道风扇9也要根据需要进行周期变距调节，以保证飞机左右平衡。
35.当通过上述飞机姿态平衡调节方法进行调节后，使得飞机姿态平衡的控制裕度很
大，在较大幅度的俯仰状态下和较大左右倾斜度的状态下都不会出现姿态平衡失稳，这样当飞机处于悬停状态时，遇有横向来风时，则可以调节飞机姿态，将机身向来风方向倾斜一定角度，以产生一指向来风方向的横向分力来抵御风力，防止飞机出现横飘现象。无论是哪个方向的来风，都可以用类似的调整机身姿态的方法来抵御风力，从而使得飞机具有很强的抗风能力。
36.综上，本发明能避免飞机因出现俯仰、左右倾斜和自旋等现象最终导致失稳问题的发生，保证了飞机姿态的平衡。这种调节方法可显著地提高飞机姿态平衡的可操控性和安全稳定性，使飞机在垂直起降、悬停和空中切换飞行模式（悬停/平飞转换）期间不仅操控方便，而且具有很大的安全稳定裕度。通过改变三角形升力面中的左、右倾转螺桨以及涵道风扇的升力大小，能对飞机的俯仰进行有效的控制。通过改变左、右倾转螺桨的升力大小，对飞机的左、右倾斜姿态进行主调节，通过控制涵道风扇进行周期变距，产生偏置力矩进行辅助调节，从而能对飞机的左、右平衡能进行有效的控制。通过控制左、右倾转螺桨倾转形成角位差，产生与飞机自旋方向相反的力偶，用以平衡自旋力矩，从而能对飞机自旋能进行有效的控制。通过上述调节方法大幅度提高飞机的姿态平衡的控制裕度后，当飞机处于悬停状态，遇有横向来风时，能将机身向来风方向倾斜，防止飞机出现横飘现象。
37.本实施例中所述的“多个”即指“两个或两个以上”的数量。以上实施例仅供说明本发明之用，而非对本发明的限制，有关技术领域的技术人员在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化或变换，因此所有等同的技术方案也应该属于本发明的保护范围，本发明的保护范围应该由各权利要求限定。

技术特征：
1.一种具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：所述飞机姿态平衡调节方法是在靠近尾翼的机身上设置有涵道，所述涵道内设置了具有同步变距功能和周期变距功能的涵道风扇；利用两个倾转螺桨即左、右倾转螺桨和涵道风扇之间构成三角形升力面，通过调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的工作状态，从而对飞机姿态平衡进行调节的。2.根据权利要求1所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：所述调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的工作状态，是通过调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的总距、调节涵道风扇的周期变距和调节左、右倾转螺桨角位差，从而对左、右倾转螺桨以及涵道风扇的升力、涵道风扇的偏置力矩和左、右倾转螺桨产生的力偶进行调节，用以抵消飞机出现俯仰、左右倾斜和自旋趋势，从而对飞机姿态平衡进行调节的。3.根据权利要求2所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：当飞机产生抬头的俯仰趋势时，通过对左、右倾转螺桨的叶片和涵道风扇的叶片的总距进行调节，改变左、右倾转螺桨和涵道风扇的升力大小，对飞机的俯仰趋势进行控制。4.根据权利要求2所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：当飞机产生左、右倾斜趋势时，通过对左、右倾转螺桨的叶片的总距进行调节，改变左、右倾转螺桨的升力大小，对飞机的左、右倾斜姿态进行主调节；同时，对涵道风扇的叶片进行周期变距，使得涵道风扇产生偏心升力，利用所述偏心升力产生一个偏置力矩d，最终通过这个偏置力矩d对飞机的左、右倾斜姿态进行辅助调节，从而对飞机的左、右倾斜趋势进行控制。5.根据权利要求2所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：当飞机产生自旋趋势时，通过将左倾转螺桨和右倾转螺桨分别进行前倾和后倾的调节，使得左倾转螺桨和右倾转螺桨产生角位差，此时，左倾转螺桨和右倾转螺桨会产生水平方向的分力，利用这对分力产生与飞机自旋方向相反的力偶，用以平衡自旋力矩，从而对飞机的自旋趋势进行控制。6.根据权利要求5所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：所述左倾转螺桨和右倾转螺桨能够垂直状态工作，也可以从垂直状态向前倾转90
°
呈水平状态或从垂直状态向后倾转10
°
的范围。7.根据权利要求1至6中任意一项所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：在所述涵道的上端口处设置有可以开、关的风门，所述涵道的下端口处设置有可以开、关的多个整流叶片，涵道风扇设置在位于风门和整流叶片之间的涵道内部；当涵道风扇工作时，风门和多个整流叶片均处于打开状态，多个整流叶片打开时，每个整流叶片均处于垂直状态，从而利用多个整流叶片使涵道风扇的排风均匀垂直地向下喷流。8.根据权利要求7所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：当涵道风扇不工作时，风门和多个整流叶片均处于关闭状态，使得涵道的上端口和下端口处的外表面与飞机机身的外表面保持平整光顺。9.根据权利要求2至6中任意一项所述的飞机姿态平衡调节方法，其特征在于：当飞机处于悬停状态，遇有横向来风时，则将机身向来风方向倾斜，以产生一指向来风方向的横向分力来抵御风力，防止飞机出现横飘现象。

技术总结
本发明公开了一种具有两个倾转螺桨的飞机姿态平衡调节方法，所述飞机姿态平衡调节方法是在靠近尾翼的机身上设置有涵道，所述涵道内设置了具有同步变距功能和周期变距功能的涵道风扇；利用两个倾转螺桨即左、右倾转螺桨和涵道风扇之间构成三角形升力面，通过调节左、右倾转螺桨以及涵道风扇的工作状态，从而对飞机姿态平衡进行调节的。本发明能保证飞机在垂直起降、悬停和螺桨倾转期间都具有很大的平衡稳定控制裕度，避免了飞机因出现俯仰、左右倾斜和自旋等现象最终导致失稳问题的发生，保证了飞机的飞行安全且该调节方法简单实用，没有过多的增加额外控制部件，避免了飞机布局结构的复杂化，保证了飞机的飞行性能。保证了飞机的飞行性能。保证了飞机的飞行性能。


技术研发人员：李召祥 夏光耀
受保护的技术使用者：株洲格斯特动力机械有限责任公司
技术研发日：2023.06.12
技术公布日：2023/10/7