飞机用复合材料结构分层损伤研究进展
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展
度 和剪切 强度 的大 幅下 降 ［ ５ ． ６ ］ 。钝 器 的 冲击 可诱 发 肉眼不可 见 的亚表 面损 伤 ， 因此 ， 在 目视 检查 中难 以
识别 ［ ７ ， 。沈真等［ ９ ］ 通过研究层合板在冲击载荷下
的损 伤扩展 过程 ． 明确定 义 了 四种 损伤 状 态 ： 无 损 伤 状态 、 目视 不 可 见损 伤状 态 （ Ｂ Ｖ Ｉ Ｄ） 、 目视 可 见 损 伤 状态（ Ｖ Ｉ Ｄ） 和穿透 损伤 状态 。 １ ． １ ． １ 冲击 损伤 理论 研究
２ ０ １ ７年 第 ｌ ２期
玻 璃 钢 ／ 复 合 材 料
９１
冲 击 损伤 下航 空复 合材 料 修 复 技术 研 究进 展
王 长越 ．邢 素 丽
（ 国防科 学技 术大学航 天科 学与工程学院材料科学 与工程 系 ， 长沙 ４ １ ０ ０ ７ ３ ）
摘要 ：先进 复合 材料在航 空领域 的广泛应 用 ， 尤其是在主承 力结构 方面的应用 ， 对复合材料 维护 和修 理工作提 出了新 的、 更加 迫切的要 求。复合材料 结构具有各 向异性和 非均质性 的特 点 ， 对分层损 伤和层 间断裂十分敏 感 ， 此类损伤 会造 成复合材
复合材 料结 构 的各 向异性 和非 均质 性 使其 对 冲
使用量 １ ３ 益增多 ； ②逐渐向主承力结构过渡 ； ③复杂 曲面 的应用 增多 ； ④ 构件 向整体成 型、 共 固化 方 向
发展 【 。
击 极其 敏感 。复合材 料 结构 冲击 损伤 是 多损 伤耦 合 失 效模 式 ， 损 伤机 理 十分 复杂 ， 国内外 学 者 提 出 了不 同的损 伤机 理计算 模 型 。 目前 的模 型多 基 于 Ｈ ａ ｓ ｈ ｉ ｎ
民用飞机复材层压板分层缺陷修理方法研究
民用飞机复材层压板分层缺陷修理方法研究作者：朱宇来源：《科技视界》2019年第01期【摘要】简要介绍了国内外复合材料修理技术现状，主要对机体复合材料制造缺陷修理进行研究，有针对性地提出了复合材料无损检测方法，阐述了修理材料，修理方法以及固化方式等内容，并重点介绍了复合材料层压板分层缺陷修理技术。
旨在为民用飞机复材修理工艺的实施提供参考和借鉴。
【关键词】复合材料;分层缺陷;修理中图分类号： TD453 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2019）01-0022-002先进复合材料由于比强度高、比刚度大、可设计性、耐疲劳性能和抗腐蚀性能良好等优点，采用复合材料已越来越被在飞机上大量使用。
在具有众多优点的同时，复合材料结构也存在层间强度低、抗冲击能力差、对湿热环境和缺口敏感性强等缺点。
因此，复合材料结构在制造过程中不可避免地会产生各种制造缺陷，典型的制造缺陷有孔隙，分层，脱胶，表面损伤，钻孔错误等。
按照当前制造验收技术条件的要求，对于不可许用的缺陷，那么需要予以修理。
国外民机进行了大量的分析和试验验证工作，对复合结构有明确的缺陷损伤评估与修理规定。
总体来说，国外飞机的复合材料修理已经基本实现规范化。
1 复材修理简介层压板的修理问题是复合材料结构修理问题中的基础性研究课题。
层压板由两层或两层以上的浸有树脂的纤维层或组织物经一定顺序叠合、热压结合成的整体板。
与金属结构相比，复合材料会以多种损伤形式相继交互出现，而且分散性大。
复合材料的维修一般分为现场应急/快速修理以及在工厂进行的专业修理，维修的要求包括：满足结构强度，结构刚度要求，耐久性要求等。
修理方法有胶接和铆接两种，维修时根据部件的物理特性和维修要求进行选择。
1.1 胶结修理胶结修理方法的适用范围很广，从简单的表面划痕，缺陷处理到承力结构件的修理都能够应用，这种方法的优点是引起的应力集中小，且对结构重量影响不大。
主要分为挖补修理和注射修理两种，将在第4节中进行详细介绍。
复合材料胶接修补飞机金属结构技术的研究进展及关键技术
中图分 类号 ： ４ ． ； ３ Ｑ３ ６ １ＴＢ ３
文献标识码 ： Ａ
Ｒｅ ｅ ｒ ｈ Ｐｒ ｇ ｅ ｓａ ｄ Ｋ ｅ ｃ ｏ ｏ ｉｓｏ ｎ ｅ ｍ ｐｏ ｉｅＲｅ ａ ｒ ｓ ａ ｃ ｏ ｒ ｓ ｎ ｙ Ｔｅ ｈｎ ｌ ｇｅ ｆＢｏ ｄ ｄ Ｃｏ ｓｔ ｐ ｉ
维普资讯
・９ ・ ０
材料 导报
２０ ０ ７年 １ ０月第 ２ 第 １ １卷 ０期
复 合材 料 胶接 修 补 飞机 金 属 结构 技 术 的研 究 进展 及 关键 技 术
刘 国春 ， 宗蕻 ， 谢 苏 霓
（ ｔＩ业大学航天学 院， 西； ｌ ； 西安 ７ ０ ７ ） １０ ２ 摘要
ｏ ｅ ａ ｌｃ Ａｉ ｃ ａ ｔＳ ｒ ｃ ｕ ｅ ｆＭ ｔ ｌｉ ｒ ｒ ｆ ｔ ｕ ｔ ｒ ｓ
ＬＩ Ｇｕ ｃ ｕ Ｕ ｏ ｈ ｎ，ＸＩ ｏ ｇ ｏ ｇ，Ｓ Ｎｉ ＥＺ ｎ ｈｎ Ｕ
（ ｏ ｌｇ ｆＡｓｒ ｎ ｕ ｉｓ Ｃ ｌ ｅｏ ｔｏ ａ ｔ ，Ｎｏ ｔ ｗｅ ｔＰ ｌｔｃ ｎｉ ｌＵｎｖ ｒ ｉ ，Ｘｉａ １ ０ ２ ｅ ｃ ｒｈ ｓ ｏ ｙｅ ｈ ｃ ｉｅ ｓｔ ａ ｙ ’ ｎ７ ０ ７ ）
Ｆ ｇ １ Ｔ ｅｐ ｏ ｅ ｓｏ ｏ ｄ ｄ ｃ ｍｐ ｓ ｔ ｅ ａｒ ｉ ． ｈ ｒ ｃ ｓ ｆｂ ｎ ｅ ｏ ｏ ｉ ｒ ｐ ｉ ｅ
动态。
在修补含裂纹损伤的飞机金属结构和老龄化 飞机 延寿方 面， 复合 材料胶接修 补飞机金 属结构是 一 门实
用有效的技 术。主要 介绍 了该技 术的操 作流程和关键技术 ， 以及 国内外该领域 内近 １ 来在理论和 实验 方面的研 究 Ｏ年
关 键 词 复合材料胶接修补 飞机金属结构 复合材料补片 关键技术 部 役 釜 退 件 篡一 Nhomakorabea…
复合材料分层损伤无损检测研究现状
信号 中提取特征信息 ， 建立 损伤指标 ， 与损伤 的 发 生 、 位 置 和 程度联系起来 ， 实 现 对 损 伤 的识 别 。庄 小 燕 和 陈浩 然 基 于 根 据 Ｍ ｉ ｎ ｄ ｌ ｉ ｎ板 理 论 ．通 过 分 层 区域 与 无 分 层 区 域 的 节 点 几 何 协 调 条件建立了含有分层损伤的复合材料薄板结构模型 ， 然 后 应 用
经 济 市 场
复合材料分层 损伤 无损检测研 究现状
成 鑫 磊
（ 重庆 交通 大 学土木 建 筑 学院 ， 重庆 ４ ０ ０ ０ ７ ４ ）
摘 要： 复 合 材 料 由于 自身 轻 质 、 高 强 的特 性广 泛 应 用 于 航 空 航 天 领 域 中 ． 其 内部 损 伤 位 置 及 严 重 程 度 极 大 的 影 响 结 构 安 全 状 况 和 承 载 力 要 求 。为保 障 航 空 航 天 结 构 的 安 全 性 及 使 用 性 ， 复 合 材 料 中最 常 见 的分 层 损 伤 在 无 损 检 测 技 术 也 相 应 得 到 迅 速 发 展 。总 结 了航 空 航 天 复 合 材 料 构 件 无 损 检 测 的 主要 方 法 ， 即 ： 基 于顺 向 问题 的 无损 识 别技 术及 基 于 逆 向 问题 的 无损 识 别 技术 。 关键词 ： 复合材料 ； 分 层 损 伤
目前 ，针 对 所 有 含 有分 层 损 伤 的 结 构 的无 损 检 测 方 法 ， 均 可 以被 划 分 为 ２ 种 类别 ： 基 于 顺 向 问题 （ ｄ ｉ ｒ ｅ ｃ ｔ ｐ ｒ ｏ ｂ ｌ ｅ ｍ） 的无 损 识别 技术 ， 即 在 结 构 损 伤 位 置 的情 况 下 ， 对 结 构 损 伤 的 严 重 程 度进行评估 ； 基 于 逆 向 问题 （ ｉ ｎ ｖ ｅ ｒ ｓ ｅ ｐ ｒ ｏ ｂ ｌ ｅ ｍ） 的无损识别技术 ，
复合材料的分层研究
复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1 分层产生的原因Pagano 和Schoeppner[2]根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3， 4]。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层 [5，6]。
飞机复合材料结构损伤和检测维修方法分析
飞机复合材料结构损伤和检测维修方法分析摘要：随着经济的高速发展，我国民航制造行业已经进入自主研发阶段，航空制造水平持续提升。
在制造飞机的过程中，复合材料的应用极为广泛，应用比例也在不断扩大，这使得其维修工作也越来越重要。
基于此，本文简单讨论飞机复合材料结构常见损伤，深入探讨检测维修方法，具体涉及目视法、敲击法、注射法、涂层法等内容，希望研究内容能够给相关从业人员带来一定启发。
关键词：飞机；复合材料；损伤；检测维修引言：制造飞机所使用的复合材料，具有强度高和比刚度高等特点，能够在一定程度上减轻飞机整体的重量，还拥有破损安全性较高、抗腐蚀等优点。
复合材料在实际使用的过程当中，会出现各种各样的损伤，对其进行维修、检测非常重要，合理的检测维修不仅能够避免出现安全事故，还能满足企业发展需要。
1.飞机复合材料结构常见损伤1.1划伤复合材料结构当中划伤和凿伤是常见的损伤类型，属于线性损伤，需要工作人员对破损的长度和破损深度进行详细的检查，以此来进行有效区分。
其中划伤是因为材料和尖锐物体进行了直接接触，从而造成了一定长度和深度的线性损伤，而划伤相对于划伤来说则更加宽，也可能是相对更深程度的损伤。
1.2刻痕在复合材料结构当中刻痕属于小区域损伤，需要工作人员对损伤处进行仔细检查，从其是否穿透表层来判断是否属于刻痕损伤。
1.3分层分层和脱胶这两种情况相对来说比较相似，需要工作人员检查其复合材料的内部，确定出现损伤的位置来判断属于哪种损伤情况。
其中分层是复合材料的层合板结构当中，各个纤维层之间出现剥离破坏，而脱胶则是复合材料结构当中，蜂窝和纤维层之间出现剥离破坏。
1.4穿孔在损伤问题当中，凹坑和穿孔也是比较相似的损伤情况，需要工作人员对损伤的部位进行检查，确认破坏的深度和穿透复合材料的厚度来区分属于哪种破损情况。
1.5雷击在实际的应用当中，复合材料因受到雷击或者明火从而引起复合材料的烧蚀损伤，对这种损伤问题检查工作比较简单，只需要人工观察材料表面就可以找到损伤的位置和相应的问题。
复合材料结构在航空领域的故障及维修研究
图1 飞机发动机防磨带表面故障表面发生划伤、凹坑等故障伤及玻璃纤维的情况下，应确认夹芯结构损伤铺层数不超总数1/10，损伤长比英寸小，宽小于0.25英寸，且距离构件边缘比损伤区倍大。
针对层压复合材料结构，要求损伤铺层层，且损伤长不超3英寸，宽不超0.25伤位置距离边缘、紧固件孔等区域至少保持0.5离。
在结构维修时，需根据损伤铺层增加相同数量的增具体可以采用胶结方法将修补贴片黏贴在结构上，确保结构恢复原本强度或刚度。
贴片可以选择金属材料或复合材料，可以为固化的层合板或为固化的预浸料，需与损伤结构一同固化。
在保护好为损伤区域后，使用图2 蜂窝夹芯水分去除方法如果脱胶故障在透波区，需采用挖补法修理，采用全高度切除法将含缺陷的蜂窝夹芯去除。
在切除夹层面板时，可以与夹芯进行等孔距垂直切除，制作高度为原蜂窝和面板总高的补片，形成突出预浸料结构。
此外，也可以只垂直切除夹芯，层合板通过斜接法或阶梯法局部切除，制作补片高与原本夹芯高相同。
在填充夹芯时，确认与孔保持0.025英寸间隙，方便在周边缠绕泡沫胶带。
清理毛刺和清洁后，将回填夹芯区域密封和抽真空，完成夹芯固定，然后按照修补片方式处理层合板。
图3 蜂窝芯固化封装结语在开展航空器复合材料结构故障维修工作时，首先应通过做好前期检查确认结构损伤程度，确保针对不同故障采取恰当的维修方案。
发生表面损伤、结构分层等故障，在损伤较轻的情况下，可以通过涂覆树脂、注胶等方式修补，损伤较重但未超限可以通过补片法修复。
发生夹芯脱胶故障，根据故障区域采取注胶或挖补方式修补。
针对结构穿透故障，未超工艺标准可通过更换芯体修补，否则，需更换新的零部件。
通过合理运用复合材料结构故障维修技术，保证结构修复效果良好，才能为航空器正常运行保驾护航。
参考文献：。
飞机结构损伤的复合材料胶接修补技术研究进展
损 伤结 构 表 面 ， 以加 强 缺 陷 区域 ， 或使 受 损伤 构 件 的
功 能和 传递 载 荷 特 性 得 以最 大 限 度 地恢 复 ， 达 到 以
塑料 （ Ｆ ｕ） Ｂ ｆＰ 为澳 大 利 亚 皇 家 空 军 （
Ｆ 修 补 了大 ）
延 长结 构 使用 寿命 的 目的 。复 合 材料 用 于 飞机 结 构 胶 接修 补 包括 两 类 ： 类是 对 复合 材 料 飞机 的修 补 ； 一
ｓ ｕ ｔｒ ｒ ｖｅ ｄ ， ｄ ｐ ｏ ｌ ｍ ｏ ｂ ｏｖ ｎ ｔ ｅ ｆ ｔ ｒ ｒ ｒｓ ｎｅ ． ｔ ｃｕ ｅ ａｅ ｒ ｉ ｒ ｅ ｗｅ ａ ｒｂ ｅ ｓ ｔ ｓ ｌｅ ｉ ｕ ｕ ａ ｅ ｐ ｅ ｅ ｔ ｎ ｅ ｄ ｈ ｅ ｄ
Ｋｅ ｒ ｓ Ｄａ ｇ ｐ ｉ ， ｍｐ ｓｔ ｔ ｒａ ， ｒｒ ｆ ｓｒ ｃｕ ， ｎ ｅ ｔｕ ｔ ｅ ｔｓｉｇ， ｍａ ｔｓｒ ｃｕ ｙ ｗｏ ｄ ｍａ ｅ ｒ ａ ｒ Ｃｏ ｏ ｉ ｍａｅ ｌ Ａｉ ａｔ ｔｕ ｔｒ Ｎｏ ｄ ｒ ｃ ｉ ｅ ｔ ｅ ｅ ｉ ｃ ｅ ｓ ｖ ｎ Ｓ ｒ ｔ 合 材 料 胶 接 修 补 技 术 研 究 进 展
童谷 生 孙 良新
南京 ２０１ ） １０６
（ 南京航空航 天大学航 空宇航学 院
刘 英 卫
（ 洪都航 空集团 南昌 ３０２ ） ３０４
文
摘 系统 归纳并 分 析 了国 内外 ３ 来在 复 合 材 料胶 接 修 补研 究 中所取 得 的 成 果 ， Ｏ年 以及 最 近 １ Ｏ年
（ Ｈ ｎｄ ｖ ｔｎＩｄｓｙＧ ｕ ｓ Ｎ ｎｈ ｎ ３０ ０ ） ｏｇｕＡ ｉ ｏ ｎｕｔ ｒ ｐ ａｃａｇ ３００ ａ ｉ ｒ ｏ
Ａｂ ｔａ ｔ Ｔ ｘｅ ｄ ｔｅ ｓ ｒｉｅ ｌ ｅ ｏ ｇｎ ｒ ａ ｇ ｄ ａｒ ｒｆ ，ｔｅ ｄ ｍａ ｅ ｏ ｏ ｅ ｔ ｍｕ ｔ ｅ ｒ ｐ ａ ｅ Ｆｒ － ｓｒ ｃ ｏ ｅ ｔｎ ｈ ｅ ｖｃ ｉ ｆａ ｉｇ ｏ ｍａ ｅ ｉ ａｔ ｈ ａ ｇ ｄ ｃ ｍｐ ｎ ｎ ｓ ｓ ｅ ｌｃ Ｏ ｆ ｄ ｃ ｂ ｄ ｅ
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ｎｕ ｅｒｃ ｌｓｍ ｕ ａ ｊ ｍ ｊａ ｉ ｌ ｔｏｎ
纤 维增 强复 合材 料具 有 比强度 高 、 比刚 度大 、 疲 抗 劳性能 好等 一 系列优 点 ， 能满 足飞 机结 构重 量轻 、 寿命
其表 面很 难通 过 目视来 发 现 ， 而 ， 故 分层损 伤 对于 复合 材料 层 合板 结构 来说 是一 个不 容 忽视 的具 有隐蔽 性 的 安全 隐 患 。综 上 所述 ， 复合 材 料 结 构 的分层 损 伤 问 对 题进 行 系统研 究 ， 飞 机 结 构设 计 、 造及 使 用 、 护 对 制 维
Ｆａ ｉａ ， Ｌｉ ｅ ｎｇ Ｙ ｆ ｎ ｕ Ｗ ｎｂｏ ， Ｚｈａ ｇ Ｌｕ ｎ ， Ｗ ａ ｇ Ｒ ｏ ｇｕ 。 ｎ ｎｇ ｏ
（ ． ｃ ｏ ｌ ｆ Ｍ ａ ｅ ｉｌ ｃｅ ｃ ｎ ｇ ｎ ｅ ｉ ｇ Ｈ ａ ｂ ｎ Ｉ ｓ ｉ ｔ ｆＴｅ ｈ ｏ ｏ ｙ １ Ｓ ｈ ｏ ｔ ｒ ｓ Ｓ ｉ ｎ ｅ ａ ｄ Ｅｎ ｉ ｅ ｒｎ ， ｒ ｉ ｎ ｔ ｕ ｅ ｏ ｃ ｎ ｌ ｇ ， ｏ ａ 研 究 进 展
方 一 帆 刘 文 博 ， ，张 璐 ，王 荣 国
（ ．哈 尔滨 工业 大 学 材 料 学 院 ，黑龙 江 哈 尔滨 １０ ０ ； ．哈 尔 滨 工 业 大 学 １ ５０１ ２
复 合 材 料 与 结 构研 究 所 ，黑龙 江 哈 尔滨 １ ０ ０ ） ５ ０ １
兰 墨
二
实
验
技
术
与
管
理
第 ２ ７卷
第 ９期
２１ ０ ０年 ９月
Ｃ １ ０４Ｔ Ｎ１ —２ ３ ／
Ｅｘ ｅ ｉ ｅ ｔ ｌＴ ｅ ｈ ｏ ｏ ｙ ａ ａ ａ ｅ ｅ ｔ ｐ ｒｍ ｎ ａ ｃ ｎ ｌ ｇ ｎｄ Ｍ ｎ ｇ ｍ ｎ
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保 证 复 合 材 料 结 构 的正 常 工 作 而 采 用 的 常 用 无 损 检 测 方 法 ， 报 道 了 国 内 外 学 者 在 含 分 层 损 伤 复 合 材 料 层 并
合 板 实 验 及 数 值 模 拟 方 面 所 做 的研 究 。
关 键 词 ： 合 材 料 ；分 层 损 伤 ； 损 检 测 ； 学 性 能 ； 值 模 拟 复 无 力 数
摘 要 ：复 合 材 料 是 现 代 飞 机 工 业 不 可 缺 少 的重 要 结 构 材 料 ， 复 合 材料 层 合 板 结 构 的 分 层 损 伤 问 题 一 直 是 而 飞 机 研 制 过 程 中经 常要 面对 的结 构 问 题 。文 章 综 述 了 飞 机 用 复 合 材 料 分 层 损 伤 问题 的 研 究 进 展 ， 绍 了为 介
ｓ ａ ｃ ｒ ｇ ｅ ｓ ｏ ｏ ｏ ｉｅ ｌｍｉ ａ ｅ ｗｉ ｅａ ｎ ｔｏ ａ ｇ ｎ ｎ ｒ ｄ ｃ ｓ ｔ ｅ ａ ｐ ｉａ ｉ ｎ ｏ ｏ ｄ ｓ ｒ ｃ ｅ ｒ ｈ ｐ ｏ ｒ ｓ ｆｃ ｍｐ ｓｔ ａ ｎ ｔ ｔ ｄ ｌｍｉ ａ ｉ ｎ ｄ ｍａ ｅ ａ ｄ ｉ ｔ ｏ ｕ ｅ ｈ ｐ ｌ ｔ ｆｎ ｎ ｅ ｔ ｕ — ｈ ｃ ｏ ｔ ｅｔ ｓ ｉ ｇ ＮＤＴ）ａ ｄ ｒ ｓ ａ ｃ ｎ ｔ ｅ ｅ ｐ ｒｍｅ ｔ ｎ ｕ ｒｃ ｌ ｉ ｌ ｔ ｎ ｏ ｏ ｏ ｉ ｍ ｉａ ｅｗｉ ｅａ ｉ ｅ ｔｎ （ ｖ ｎ ｅ ｅ ｒ ｈ Ｏ ｈ ｘ ｅ ｉ ｎ ｓ ａ ｄ ｎ ｍｅ ｉａ ｍｕ ａ ｉ ｆｃ ｍｐ ｓｔ ｌ ｎ ｔ ｔ ｄ ｌｍ— ｓ ｏ ｅａ ｈ
中 图 分 类 号 ： ３ ＴＢ ３ 文献标志码 ： Ａ 文 章 编 号 ：１ ０ － ９ ６ ２ ｌ ） ９ ０ ４ － ３ ０ ２４ ５ （ ０ Ｏ ０ — ０ ９ ０
Ｒｅ ｅｒｈ ｐｏ ｒｓ ｆｃｍｐ ｓ ｅｌｍｉａｅｗｉ ｅａ ｎ ｔ ｎ ｓａｃ ｒｇｅｓｏ ｏ ｏ ｉ ａ ｎ ｔ ｔ ｄ ｌｍｉａｉ ｔ ｈ ｏ ｄ ｍａ ｅｉ ｅｏ ｐ ｃ ｉｌｓ ａ ｇ ｎａ ｒｓ ａｅｆ ｄ ｅ