浅析飞机烧伤故障及检测.doc

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西安航空职业技术学院毕业设计（论文）论文题目：浅析飞机烧伤故障及检测所属系部：航空维修工程系指导老师：程军职称：机械师学生姓名：班级学号： 105042-03 专业：航空机电设备维修西安航空职业技术学院制 2012年11月 24日西安航空职业技术学院毕业设计（论文）任务书题目：浅析飞机烧伤故障及检测任务与要求：对飞机结构检修中飞机烧伤事故进行分析研究，总结飞机烧伤的原理、特点、以及一些基本的维修方法。时间： 2012 年 10月03日至 2012 年 11月24日共 7 周所属系部：航空维修工程系学生姓名：学号： 105042-03 专业：航空机电设备维修指导单位或教研室：西安航空职业技术学院指导教师：程军职称：机械师西安航空职业技术学院制 2012年10月 08日毕业设计(论文)进度计划表日期工作内容执行情况指导教师签字 10月3日至10月9日根据指导老师的要求以及自己几年来的所学，并在图书馆查阅大量的相关资料基础上，确定出几个论文的题目 10月10日至10月16 向指导老师汇报前段准备情况，最后确定的论文题目，并着手整理相关资料 10月17日至10月23日根据整理的相关资料，初步建立起自己论文的基本框架，并和老师讨论是否合适，修改完善 10月24至10月30日结合自己所学，对所掌握的资料进行合理的筛选后，初步形成论文的初稿，并发送给指导老师，接受老师的指导 11月1日至11月6日就指导老师对初稿指出的相关问题，尤其是论文格式问题，进行及时修改，尽量做到认真，以保证论文的理论正确性，并将修改后的电子稿再次发给老师 11月7日至11月14日就指导老师再次提出的相关问题进行修改，并经过多次讨论，形成满足学校要求的论文 11月14日至11月21日进一步完善论文，打印，提交，等待论文答辩教师对进度计划实施情况总评签名年月日本表作评定学生平时成绩的依据之一。西安航空职业技术学院毕业设计论文飞机烧伤的原理及其故障分析【摘要】飞机结构烧伤检测是控制飞机结构烧伤质量的重要手段，是飞机作战、训练和任务飞行的重要安全保障。烧伤飞机在事故飞机中占有比较大的比重，而且造成的损失比较严重。而飞机烧伤的起因有人为、中弹和火灾等各种因素引起。主要内容包括飞机烧伤特点、烧伤后材料性能的变化，划分烧伤区的方法以及维修的方法。关键词:飞机飞机烧伤检测维修 Abstract： Aircraft structural testing is to control the burn quality of aircraft structure burns an important means to an aircraft operations, flight training and the important task of security. Burns in the accident aircraft, the aircraft occupies relatively large proportion, but more serious damage. The causes of burn-made aircraft, was shot and fire a variety of factors. Main features include aircraft burns, burns, the changes in material properties after the division method of burn area, as well as maintenance. Key words：Airplane Plane burn Detection Maintenance 西安航空职业技术学院毕业设计论文目录 1 飞机烧伤概述 3 2 飞机结构烧伤 4 2.1 飞机结构烧伤的一般特点 4 2.2 金属材料烧伤后的性能变化 4 2.2.1 硬度变化 5 2.2.2 强度变化 5 2.2.3 电导率变化 5 3 飞机结构烧伤检测方法 7 3.1 色泽鉴别法 7 3.2 硬度检测法 8 4 涡流电导率检测原理 9 4.1 电导率 9 4.2 涡流检测 9 4.3 金属材料烧伤程度的电导率检测标准 10 5 飞机结构烧伤的维修 11 6 飞机烧伤具体事例 12 6.1 主要烧伤部位 12 6.2 烧伤原因分析 13 结束语 15 谢辞 16 参考文献 17 1 飞机烧伤概述烧伤是超温的一种特殊情况，对金属材料而言，超温是指金属材料及零件在使用中所处的实际温度超过了设计选材时所确定的材料能容许的最高温度，一般包括金属材料在热处理过程中发生的过热和过烧现象。过热一般指加热温度过高而引起晶界弱化或使析出的第二相发生回熔，而过烧则使晶界发生融化而产生典型脆性沿晶开裂，即呈现“冰糖块断裂”。飞机烧伤的起因很多，如飞机被燃烧弹击中或飞机系统漏油遇到火源而起火，等等。飞机烧伤无论在地面还是在空中均时有发生，是飞机损伤的主要形式之一。烧伤飞机在事故飞机中占又比较大的比重，而且造成的损伤比较严重，通常是由于导管接头漏油或油料导管爆破、断裂遇到高温而引起的。飞机烧伤使机体结构一般会出现烧溶、起泡、变形的显著的外部损伤，并且还会因受热而造成强度、硬度、刚度、塑性等机械性能的变化，如果得不到准确的检测、修理，将埋下严重的事故隐患。 2 飞机结构烧伤 2.1 飞机结构烧伤的一般特点飞机在烧伤过程中，在着火区形成有规律的温度场，金属结构经受不同温度，不同时间的加热过程，烧伤的程度各不相同。一般来说，在着火点附近加热温度较高，热积累严重，金属结构往往烧熔、起泡甚至烧毁，材料性能严重下降，为严重烧伤区；离着火点较运的地方，经受的温度较高且不均匀，材料性能下降但经过加强修理后仍可以使用，为轻微烧伤区；离着火点更运的地方，金属结构也会因热传导而经受高温过程但一般散热条件好，经受高温时间短，材料性能基本不变，为未烧伤区。从飞机烧伤的原因分析，平时事故中，由于发动机附近油管密集，工作温度高，已发生泄漏而起火燃烧，烧伤部位多集中与后机身的发动机附近；战斗中，飞机受到武器攻击时，整体油箱面积较大，易被弹片击中而起火，各种制导武器（如空空导弹、地空导弹）命中后机身的概率也较高，发动机、尾喷管等部位在受到弹伤的同时易受烧伤。统计数据表明机翼整体壁板，机身蒙皮，大梁，隔框等重要受力结构发生的烧伤较多。 2.2 金属材料烧伤后的性能变化飞机上的LY12、LC4等硬铝合金通常在淬火—时效状态下应用。飞机结构发生烧伤时，金属材料所经历的温度和环境不断变化，其组织结构也将发生一系列的变化，这种变化类似于对金属进行热处理的过程。以变形铝合金为例，其热处理包括扩散退火、软化退火、淬火与时效等。（1）扩散退火。又称均匀化退火，是将合金加热至接近于开始熔化的温度，经过长时间的保温，然后进行快冷或慢冷的冷处理过程。可消除晶内偏析（即晶粒内部的成分不均或组织不均）现象，使合金具有良好的压力加工性能，即降低强度和硬度，提高塑性。（2）软化退火。是合金在冷变形加工过程中，或经冷变形加工之后所进行的退火，其目的是消除冷作硬化，提高合金塑性。按加热温度，保温时间和冷却方式的不同，又可分为快速退火、低温退火、完全退火与等温退火。（3）淬火与时效。淬火的目的是为了获得均匀的过饱和固溶体，为以后的时效硬化做好准备。硬铝合金的淬火温度一般不超过506℃,以免过烧。淬火后的铝合金只能在短时间内保持低强度，高塑性状态，经过一段时间后，便自行强化，此即时效过程。时效又分为自然时效和人工时效，自然时效能获得最高强度，并具有较高的抗蚀性能。LY12一般采用自然时效；LC4两种时效后的机械性能差别不大，但自然时效时间长，且人工时效可获得较高的抗应力腐蚀性能，因此均采用人工时效。实际烧伤过程中，由于起火原因、过火面积、燃烧时间、灭火措施、以及环境温度、风力风向等各种因素的影响，飞机金属结构的组织变化情况难以从理论上进行详细的分析。但不论何种情况，材料在烧伤后组织将随着时间的延长而趋于稳定。烧伤检测及修理工作中，一般以稳定后的材料为对象，研究其强度、硬度、电导率等性能的变化情况。下面以LY12CZ材料为例，结合实验数据分析其烧伤后性能的变化规律。 2.2.1 硬度变化 LY12CZ材料经过不同温度的烧伤后，其硬度变化如图1所示。从试验曲线可以看出烧伤温度在150℃以下时，由于LY12CZ的组织结构没有改变，硬度值基本不变。（200～300）℃为低温退火温度，LY12CZ的组织结构也基本不变，但材料冷却后要发生回归转变，由于回归转变和时效是同时进行的，硬度比初始值略有降低。受热温度超过300℃时，由于退火作用，LY12CZ组织发生变化，高温下溶于固溶体中的铜原子将逐渐析出，固溶体浓度降低，强化相减少，晶格畸变减少，材料冷却后硬度下降较多。再等温退火保温温度（350℃）之后，硬度下降加快，在完全退火加热温度区（400℃～450℃）内，硬度下降到最低点，随后又逐渐回升。退火作用不仅使铝合金硬度降低，而且强度大大削弱，结构烧伤后一般需要进行加强修理。受热温度达到510℃时，LY12CZ开始熔化将出现过烧现象，晶粒变得粗大，表面发暗，晶界局部发毛，材料冷却后硬度值虽然不很低，但由于熔融、穿孔等现象的发生，结构的强度将严重下降，承载能力严重丧失。 2.2.2 强度变化 LY12CZ材料经过不同温度的烧伤后，其强度变化如图2所示。从实验曲线可以看出，LY12CZ烧伤温度高于250℃时，其极限强度开始下降；烧伤温度超过300℃时，极限强度下降较多；温度高于510℃时，材料发生过烧或熔化现象必须进行修理。 2.2.3 电导率变化金属材料的电导率与其组织结构密切相关。结构发生烧伤时，随着组织结构的变化，电导率也将发生变化。LY12CZ电导率随烧伤温度的变化如图3所示。实验曲线表明：当烧伤温度低于300℃时，LY12CZ试件的电导率呈缓慢上升的趋势。在300℃～450℃之间，材料经过了退火过程，组织均匀程度最高，不仅电导率出现了最大值，而且电导率随温度的升高而变化减缓。在更高的温度区，材料内强化相较退火时增多，电导率又呈下降趋势。温度高于510℃时，出现烧熔、烧穿、裂纹、塌边等严重过烧现象，电导率严重下降。 3 飞机结构烧伤检测方法飞机烧伤后必须实施修理，恢复损伤部位的结构强度是结构修理的首要原则。烧伤检测的主要任务是划分未烧伤区、轻微烧伤区、和严重烧伤区的界限，只有进行准确的检测，才能根据烧伤的程度，对不同的损伤区域分别采用不同的修理方法。一般将过火温度超过510℃的区域确定为严重烧伤区。由于严重烧伤区发生了熔融、穿孔、烧毁等明显的特征，划分一般比较容易。因此，烧伤检测的重点是确定未烧伤区与轻微烧伤区的界限。对飞机结构，尤其是承力结构而言，强度是最重要的机械性能指标，硬度则和强度有一定的对应关系。理论上将300℃作为未烧伤与轻微烧伤的温度界限比较合理，但在实践中，考虑烧伤条件的复杂性和烧伤检测的误差，一般取250℃作为临界温度值。实际检测时无法得到烧伤时的温度，因此要借助其它方法进行间接的判断。目前飞机结构烧伤的主要检测方法有色泽鉴别法、硬度检测法、金相分析法、涡流电导率检测法等。 3.1 色泽鉴别法根据试验，罩光漆层的颜色，在温度升高时将发生变化。当温度在200℃以下时，颜色基本不变。温度升到200℃以后，变为柠檬色；250℃以后转为金黄色，继而焦黄；到400℃时漆层开始烧毁。因此，从罩光漆层由柠檬色转入金黄色的分界线，即为250℃线，可以大致划定轻微烧伤区与未烧伤区的界限。具有简单，直接，速度快的优点，可是飞机的烧伤部位一般被油烟或硝烟所覆盖，易造成错觉或误判，因此检测精度较低。对于涂有黄色底漆和经黄色阳极化的铝合金，受热后颜色的变化基本也是如此，但各温度下的颜色相应暗一些。钛合金目前所使用的最高温度仅为600℃左右，正常使用时一般不会发生过热甚至过烧，短时的超温往往不会引起表面组织的变化，对材料的拉伸性能及其他力学行为也没有明显的影响，只有当在空气环境中经受900℃以上的高温，组织上才有明显的变化。一般钛合金，在300℃以上表面颜色就开始稍稍变黄。随着温度的升高，逐渐变为黄色，400℃时基本上为均匀分布的金黄色，500℃时稍发灰黄色，550℃为黄褐色，并稍偏蓝色，600℃为蓝色。650℃为灰蓝色，750℃为棕色，（800～850）℃为红棕色，850℃有局部氧化膜剥落，（900～1000）℃氧化膜由红棕色变为黑灰色，氧化膜的厚度增加，此时会发生大块剥落。因此，根据钛合金零部件表面颜色的变化，基本可以判断钛合金在使用或烧伤过程中所经历的最高温度。 3.2 硬度检测法金属材料的强度与强度有一定的对应关系，通过测量硬度可确定结构的强度，从而判定烧伤程度。硬度检测法需使用硬度计，有两种操作方法；第一种方法是试片测量法，即从烧伤最严重的地方开始挖取试片，在台式硬度计上测量其硬度，如果硬度小于要求值，则在外部继续挖取试片，直到其硬度值达到要求为止，从而确定出烧伤区和轻微烧伤区的范围。这种方法的优点是检测数据比较准确，缺点是测量点多，速度慢，而且对结构件具有破坏性，因此不适合检测梁、框等重要构件。一般需要在飞机烧伤72h以后进行检测，因为淬火硬铝在烧伤后，内部组织处在不稳定状态，经过72h以后，内部组织才稳定。这是，进行测定才能准确；第二种方法是原位检测法，一般用便携式硬度计进行检测，其优点是速度快，不会对构建产生破坏；但由于硬度计一般采用机械锤击的原理，飞机薄壁结构钢度不一，受压会发生不同的弹性变形，因此硬度测量数值分散性大，甚至难以准确判定烧伤区及烧伤程度。 4 涡流电导率检测原理飞机烧伤涡流电导率检测法的基本原理是：首先建立金属材料电导率与受热温度、时间之间的关系，然后运用涡流探伤的原理检测飞机烧伤结构电导率的变化，从而确定飞机结构烧伤的程度和范围。 4.1 电导率金属的导电能力与其原子核外自由电子得数目及被核束缚的状态有关。物理学上用电阻率ρ来描述金属的这种导电能力，对于一定材料的导体，它的电阻与导体长度（L）成正比，与导体的横截面积（S）成反比，即R=ρ(L/S) 式中的比例常数ρ为导体的电阻率，单位为欧姆·米，电阻率的倒数1/P称为电导率，用σ表示，单位是西门子/米。 4.2 涡流检测在线圈中通以交变电流，就会产生交变磁场Hp。若将试件（导体）放在线圈磁场附近（图a）或放在线圈中（图b），试件在线圈产生的交变磁场作用下，就在其表面感应出旋涡状的电场，称为涡流,涡流又产生一交变反磁场Hs。根据楞次定律，Hs的方向与原有激励磁场Hp的方向相反。Hp和Hs两个交变磁场贴叠加形成一个合磁场，并使线圈内磁场发生了变化。因而流经线圈的电流I也跟着变化。涡流磁场Hs的大小与试件电导率σ，试件直径d，磁导率μ有关，对于非铁磁性的铝合金，其相对磁导率μr=1，其磁导率μ=μ0μr为常数。当仪器线圈确定，铝合金平板为无限大且二者紧密接触时，电导率就成了决定涡流磁场大小的唯一参数。因此，通过测定检测线圈阻抗的变化，就可以测出被测材料的电导率。根据涡流监测仪原理框图可以知道其检测过程。图4-1 4.3 金属材料烧伤程度的电导率检测标准要通过检测电导率确定金属材料的烧伤程度，必须确定检测标准，即确定用电导率划分烧伤范围的标准。 LY12CZ在（0～250）℃范围内，LY12CZ的电导率呈连续的缓慢上升趋势，其中230℃时电导率为40%IACS；在（250～450）℃温度范围内，电导率的值在（41～45）%IACS之间变化，因此将41%IACS作为未烧伤区与轻微烧伤区的电导率临界值比较合理。从以上分析可以看出，对任何金属材料，只要建立材料的硬度、强度和电导率随烧伤温度的变化关系，即可以确定材料的烧伤标准。如果在材料机械性能发生显著恶化的温度区间内，材料电导率的变化比较敏感，即可通过电导率测试来进行烧伤范围和烧伤程度的检测。金属材料经过高温烧伤过程后，其电导率会发生变化。当通有交变电流的检测线圈靠近烧伤结构时，由于电磁感应，结构中会感生出涡流，涡流的强度随电导率的变化而变化。涡流电导率检测法正是运用以上原理来检测飞机结构烧伤区和烧伤程度的一种新型无损检测方法，不仅检测精度较高，而且速度快，可实现原位检测，已逐渐成为外场尤其是战时烧伤检测的主要手段。 5 飞机结构烧伤的维修飞机各部分烧伤维修要根据烧伤的严重程度。而烧伤的严重程度决定于该部位所受温度的高低，为此要正确地划分未烧伤区、轻微烧伤区和严重烧伤区。根据不同的情况进行相应的维修。对淬火硬铝构件组成的机体结构来说，如果机体某部位在烧伤中所处的温度在250 ℃以下，结构冷却后，材料组织将产生回归现象，材料的硬度、强度基本保持不变，这样的部位通常称为未烧伤区，一般不需要修理。如果机体某部位在烧伤中所处温度在250℃～510℃之间，淬火硬铝内部过饱和固溶体中的铜离子将逐渐析出，使材料的组织发生变化，材料的硬度、强度将随之降低，这样的部位通常称为轻微烧伤区。修理时，需要加强。如果机体某部位在烧伤中所处的温度在510℃以上，这就接近或超过淬火硬铝的溶化温度，材料内部的晶粒将迅速增大，并开始熔化，材料的硬度、强度将大大降低，这样的部位通常称为严重烧伤区，其构件必须全部更换。 6 飞机烧伤具体事例某飞机在飞行中因反动机吸入异物，造成左发动机一级压缩机叶片折断，碎片高速飞出时击断滑油及液压管路，漏出的油液被高温引燃造成飞机空中失火。由于飞行员处置得当，紧急降落后，地面扑救及时，仅燃烧3min42s火焰就被扑灭。 6.1 主要烧伤部位 (1)左主起落架收放作动筒过烧；（2）左主起落架作动筒固定接头左支座过烧；（3）左主起落架作动筒固定接头上下交点梁过烧；（4）左下垂直尾翼严重烧伤；（5）左侧襟副翼根部严重烧伤；（6）左侧襟副翼操纵拉杆、摇臂和支座烧毁；（7）左发动机操纵系统连接部件有多处被烧断；（8）左进气道外侧34~38框间蒙皮烧伤；（9）左进气道底部34~42框间外蒙皮局部烧伤变形；（10）后部机身侧舱底部34~38框间三块口盖及口盖间的外蒙皮被火烧伤变形；（11）后部机身侧舱左侧34~38框间的大蒙皮在36~38框间被烧伤变形；（12）后部机身42~45框间的一块钛合金外蒙皮烧伤；（13）后部机身内的38框烧伤（14）左中外翼第三纵墙连接处过火；（15）左垂尾前安装点过火；（16）尾梁过火（34~38框段）（17）后部机身内部的35框、36框、37框大部分被火烧毁；（18）后部机身内34~38框间的长桁有9根左右被火烧毁；（19）走中央翼外侧共两块整流蒙皮（上、下各一块）烧伤变形；（20）左上垂尾根部及前缘蒙皮共四块被烧伤，内部骨架因外蒙皮未分解，故应分解后检查确定情况；（21）左上垂尾及做发动机舱中间的操纵拉杆被烧伤变形；（22）左起落架舱32框至34框内部、发动机舱34框至42框的内部、左尾梁内部、走上垂尾根部里面的导管被烧伤，被烧伤的电缆19处。 6.2 烧伤原因分析从现场来看，击穿（伤）的管子共有三处，其中两根管子的损伤部位均在位于左发舱36~37框间，一根管子位于36~37框间侧舱内，可见主要着火点应为两处。左发舱36~37框间的一处火焰分成三路：第一路沿36~37框被高速碎片击穿的外蒙皮向外绕出，受气流影响，向外延伸至左下垂尾，将左垂尾烧穿一个洞；第二路沿左主起落架收放作动筒交点支座处的击穿孔烧出，顺着蒙皮烧至外部机身蒙皮，受放下襟副翼遮挡，沿襟副翼下翼面蔓延至中央翼与外翼的对接处并导致中央翼外侧襟副翼操纵拉杆摇臂及支口，造成闷烧，导致其周围结构和电缆的损毁。第二处着火点位于36~37框间的侧舱内，从事后的调查结果来看，此处着火的特点应为火焰低，烟雾较浓，由于火焰没有出口，氧气不充分，所以未剧烈燃烧，但集聚的高温油雾在达到一定压力后通过尾梁上的孔进入尾梁与垂尾墙前段之间，将靠近该处的蒙皮烧出一穿孔，热量从此孔泄出，烧坏周围蒙皮。在此孔未烧穿之前，另有极少量的烟雾沿垂尾底墙前段上孔，方向舵操纵拉杆通孔及狭缝从方向舵外侧逸出，使方向舵外侧局部被轻微熏黑。根据《飞行事故检查方法》，10号液压油（YH—10）着火温度为520℃，镁合金熔点为650~680℃，铝合金熔点为660~680℃.左发舱36~37框间温度应较高，导致蒙皮及框架烧坏，但在37框后140㎜处，部分电缆上的氟塑料套管有少量烧化情况说明，此高温涉及面并不广，37框后应为550℃左右，这一点从37框后空调管包扎隔热层未被烧毁也得说明（耐热温度应为450℃左右）。38框钛合金框受到的温度就在520℃左右，且时间极短，故对尾梁造成的损害也不大。尾梁所受到的温度应该在200℃以下，从尾梁下面沿有油迹及漆层完好可以得到证明。中央翼与左外翼结合处由于镁合金支臂烧熔，温度应在680~1100℃之间，而且受气流影响，温度场向后延伸，烧坏襟副翼蒙皮，但对于支臂前缘的机翼第三纵墙影响不大，估计温度应在120℃以下（油箱内的燃油也吸附了部分热量）。可以清晰地看到，第三纵墙后部的50㎜处的煤油导管及其漆层均基本完好无损（盖油漆H—0215耐热温度为120℃）。因此，从以上着火情况分析，温度分布及目视检查结果来看，着火区域的重力的重要承力件左中外翼第三纵墙、尾梁、38框、垂尾前交点均未受到损伤。飞机烧伤时，飞机结构一般会出现烧溶、起泡、变形等显著的外部损伤，并且还会因受热而造成强度、硬度、刚度、塑性等机械性能的变化，如果得不到准确的检测、修理将埋下严重的事故隐患。因此，根据材料的强度、硬度随温度的变化，采用合理的方法，准确划分严重烧伤区、轻微烧伤区和未烧伤区。最后，针对不同区域采取不同的补救方法，消除隐患。而涡流电导率检测法是一种新型无损检测方法，不仅检测精度高，而且速度快，可实现原位检测，避免对飞机造成二次损伤，是目前较为合理的检测方法。结束语本篇论文主要是对飞机结构检修中飞机主要承力构件的修理问题进行了分析研究，总结出了飞机梁和长桁及框、肋修理的一些基本方法。目前，飞机梁和长桁材料主要以型材为主，隔框和翼肋的材料主要以铝合金为主，而铝合金结构、型材等的连接方式以铆接为主。因此，飞机粱和长桁及框、肋的修理的主要手段就是铆接和锉修，修理时要考虑到在恢复构件抗拉和抗压强度的前提下，尽可能减轻构件的重量，并力求施工方便。所以修理时强度计算、接补材料的选择及铆钉数量及排列顺序都会影响到修理的恢复程度，在修理前对修理部分的计算是至关重要的，这篇论文从整理资料到撰写成文章使我对飞机主要承力构件的修理有进一步的了解，为我以后积累了不少经验，在以后的维修工作打下了坚实的基础。谢辞本论文的完成，得益于程军老师耐心的指导，使本人有了完成论文所要求的知识积累，更得益于程老师从选题的确定、论文资料的收集、论文框架的确定、开题报告准备及论文初稿与定稿中对字句的斟酌倾注的大量心血，在此对程老师表示感谢！参考文献 [1]：飞机战伤抢修工程学空军第一航空学院 2004 [2]：某型飞机烧伤检测技术研究报告信阳空军第一航空学院 2004 [3]：SJ-2型飞机结构烧伤检测仪研究空军第一航空学院 2005 [4]：飞机损伤检测国防工业出版社 2003 [5]：飞机典型战伤及事故损伤事例航空工业出版社 2004 [6]：无损检测及在航空维修中的应用国防工业出版社 2004 专业文档供参考，如有帮助请下载。

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