当代固体火箭技术水平及发展前景

当代固体火箭技术水平及发展前景 第六图书馆 固体火箭 火箭发动机 以展固体火箭技术梁保俊不详1991第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 1991年 9胃 碗体火箭技术 第三期 当代固体火箭技术水平及发展前景 集 保 俊 (-ff安市 169信翱 摘要 本文根据八十年代国外有关固体火箭新成就和新技术的文献资料报道．了国井 固体火箭技术的发展前景．文中以当前技木水平为起点，新技术动卷作导向。分析和预滔 未来固体火箭技术的发展景象。评述国外的发晨经验。对我国固体火箭技术的发展提出了 ． 主词 固体火箭发动机 八十年代 九十年代 发展 预测 1 前言 今天固体火箭发动机的设计制造技木和分析测试技术已经相当完善，实现了计算机辅 助设计和优化自动化设计；设计翩造的固体火箭发动机性能优良、可靠性商．现在，美苏 等国家的战略固体导弹武器不仅射程远、精度商。而且能够机动布署、机动发射，射程可 变，可以命中地球上任j可角落的军事目标．战术固体导弹武器在世界范围的采用更为普 遍 此外。许多第三世界国家都在积极努力发展自己的战略固体导弹武器．当前的国际战 略态势并不说明美苏之间停止了军备竞赛。而只是从数量转向了质量， 争夺技术优势，尤 其是争夺固体火箭技术的优势．本文的目的是分析和预测国外固体火箭技术的发展前景。 对我国固体火箭技术的发展提出建议，供有关人员参考． 2 当前技术水平筒述 2．1 新一代战略固体发动机的设计性能 新一代战略固体发动机的设{{性能代表当今固体火箭技术的新成就和新水平。下面按 单项技术进行分析． · 2．1．1 固体推进剂的能量水平一 比冲值 在当前国外使用的固体火箭推进剂中，美国 MX战略固体导弹发动机的丁羟复合推 进剂o{TPB)和硝酸酯聚醚交联推进剂(NEPE)的能量最高，它们的理论比冲值在 2646～2705N·s／kg范围．美国正在研制的小型洲际导弹发动机，其标准理论比冲值估 计接近 2744N ·s／kg的水平。2900N ·s／kg的推进剂能量目标 黄晷也在研制中． 2．1．2 药柱设计 战略固体发动机的药柱设计技术主要表现在高装填和满意的内弹道性能要求上．当今 的国外战略固体发动机药柱设计都已实现高装填的三维药型一 中 i'd、内孔。前后端加开 槽或翼，并实现计算机优化设计，装填分数可接近 95％，推进剂的利用宰接近 100％。 药柱的 m数一般郡很高。芯模复杂．通过在药柱端部安置应力松解瓣和优良的推进剂力 一 3t一 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 学性能解决高应力集中问题，采用可拆卸芯模或可燃芯模解决药柱端韶的内孔成型问题． 这种药柱技术，美国七十年代 已开始掌握。 2．1．3 壳体设计 ， D ． |， 、 壳体设计的主要技术水平用压力容器的结构效翠特征数( — j表示．它综台了材斜 、⋯ 性能水平 材料工艺水平和设计技术三个方面 国外现在使用的固体发动机壳体结拘效率 特征数，最高值为 3．3×10 cm(Kev!ar-49复合壳体)．目前已通过飞行试验鉴定的石墨／ 环氧复合壳体，其结构效率特征数在 4．5X 10‘～5X 106cm范围。石墨 ／环氧复合壳挥不 仅强度和剐度好，而且热膨胀系数低，是近期周体发动机壳体设计的遗求目标． 2．1．4 喷管和推力方向控觎系统 ， ． 、 战略固体发裁机的喷管和推力方向控制系统的性能用喷管结构效率l 面 }表示，它 、⋯ 包括推力效率 耐烧蚀能力和质量等综台性舶．钴构筒化 整体化和质量轻量化是七十年 代中期以来国外固体火箭发动机喷管的发展主线．多向编织的碳一碳复合整体喉都／进 口 段喷管已战功采用，全碳薄肇喷管出1：3锥也已经发动机热试车验证，其嚣拄 技术已基本成 熟．现在．国外最广泛应用的推力方向控制系统是柔性摆动喷管．现役喷管／推力方向控 制系统的结构效率数接近20x lQ3s的水平(整体 1TE+多叠层结构出口段+柔性摆动控划系 统)．已经飞行考核的整体 ITE／多叠层结构出日段／液浮摆动控制系统，其结构效率数 可达 35 x 10’s的水平．预甘美国小型洲际导弹发动机的喷管／推力向量控秘系统的结构 效率数也在这一水平． 上1．5 内绝热层设计 内绝热层设计包括热环境估价 材料选择、热分析和力学分析等步骤．燃烧室压力、 工作时间 内流场和燃烧几何等参数都对内绝热层设计有影响．现在甩来确定这些参数的 方法都已相当完善．目前广泛使用的内绝热材料是三元乙丙橡胶，因为这种橡胶材料密度 小(0．86g／口I ) 导热率低(1．947 2．324J／g℃) 具有优良的抗烧蚀性能 机械性能和老 化性能．内绝热层厚度是发动机壳体 内壁面各处暴 露时间的函数。最厚处可达 10mln 多，最薄处仅 1ram．目前，既不需表面处理，也不使用底层涂料的单一轻质绝热层／衬 层设计已得到验证(法居 MAGE-：~I发动机)．这将进一步简化发动机设计、降低消极质 量 提高发动机质量 比． 2．1，6 点火技术 固体火箭发动钆的点火装置仍然采用带安全保险机构的火箭式点火嚣，发展变化不 大．曾经提u出过各种新式点火装置，但仍然未得瓢实用．后端点火的航天发动机通常采用 环形点火器和内腔药面贴面式可燃点火器．点火理论也仍然在探讨中． 2，1．7 推力终止和推力控制技术 美国从第四代战略固体导弹开始采用 能量管制法’控制发动机的推力终止，简化了发 动机头部反向开孔的复杂致计．充分发挥发动机壳体的强度潜力，尤其是复台材料炭动祝 壳体．但这仍然是一种被动的固体发动机关机技术．美国从六十年代中期开始 究多次起 动固捧发动机和喉栓变喉面推力控{Ij技术， 到七十年代后期已达到实用的成熟阶段．蓠者 用于航天器的变轨机动，后者用于反导弹束级上． 一 32— 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 2．2 战术固体发动机 战术 固体导弹的追求目标主要是战斗效能．围绕这一主要目标的战术固体发动机设计 进展主要在两个方面，双推力固体发动机技术和固体冲压发动机技术． 2．2．1 双推力固体发动机技术 双推力固体发动机设计用于改进战术导弹加速段的飞行性能．现在一般都采甩单室双 推力结构，通过以下三种方法实现双推力： a．采用不同燃速的推进剂药柱设计，或者是同蕊的内外双药柱设计。或者是前后 串 联的双燃速药桂设计． b．采用两种燃烧表谣积的单燃速推进剂药柱设}卜． c．嵌入金属丝的端面燃烧单燃速推进剂药柱．或者在药柱预定部位嵌金属丝，或者 采用局部热防护的全嵌金属丝药桂． 此外，喉栓变喉面的推力控制技术．应该说是更好的一种双推力控制技术 但未见到 实际使用的资料报道． 2．2．2 固体冲压发动机技术 这是战术固体发动机的又一个发展方向，是冲压发动机和固体火箭发动机的一体化． 主要优点是比冲高，可使导弹在整个飞行期间都具有主动力．此外，采用这种发动机的导 弹，长度可缩短 40％，重量可减轻 50％．体积可绾／b(30--40)％．这种固体冲压发动机 技术．苏联已在 AS-6地空导弹上成功应用．美、法、西德、瑞典和日牢目前都在发展这 种发动机技术． 2．3 航天 固体发动机技术 当前，最先进的航天运载固体发动机首推美国的星系发动机，计有星 3O，星 37、星 船、星 63．星 75等．这些星系航天固体发动机的共同特点是： a．采用(89--9o)％固体含量的高能 HTPB推进荆；高空比冲在 2910N ·s／kg以上． b．采用类满装填的头部满装寅厚小内孔药柱结构，装填分数可高达 95％或更高． c．采用高强轻质的壳体和喷管结构材料，使发动机的推进剂质量比高达 0．94--0．96． d．采用尾部点火的轻质点火系统．除了与喷管结构连成一体的环形火箭式点火系统 现仍使用外，又新发展一种可燃的药谣粘贴式轻质点火系统． c．采用高膨胀比喷管．因这种类满装填药桂的初始燃谣较小，所以喷管喉径很小． 除以上几点外，现在有些先进航天固体发动机还采用可延伸喷管出口锥和推力方向控 有 喷管． 2．4 固体火箭发动机的试验、检测和分析技术 2．4．1 探伤技术 能否准确地检测固体发动机的结构缺陷，这是固体发动机研制能否顺利进展的关键 ， 当前最先进的探伤技术仍属美国采用的 CT断层扫描检测系统．这种计算机辅助的x射 线断层成像检测系统正在用来检测 MX导弹和----~．戟ⅡD-5导弹发动机的制造缺陷，包 括壳体制造缺陷．装药结构缺陷、碳一碳复合喷管结构缺陷和点火器缺陷等．这是美国研 一 33— 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 制的第四代固体发动机探伤仅器，主要组成：大功率 x射线发生器(15MeV线性电子加 速器)；检测器列阵：计算机数据处理系统和图象显示系统；试件同步操纵系统等．可以 检测出小至 O．05mm的裂纹和 lcm 体积内 2％的密度差．能进行 100％的趋测．用来检 测 Mx发动机的一个断面需时 8～lOmin． 2．4．2 固体发动机的试验测试技术 固体火箭发动机的试验测试技术包括地面静态试验和高空模拟试验技术 地面环境模 拟试验技术等．国外有关试车台及其测试设备 环境实验室及其模拟试验设备都已相当完 备．因此，对匾体发动机的性能考核和各种环境能力考棱比较全面．从而使固体发动机的 研制周期大为缩短，可靠性不断提高． 2．4．3 固体发动机设计技术和分析技术 表现在这一镊域的技术进晨是设计自动化和优化，性能 结构能力和寿命预估分析的 精密化．各研制公司和政府部门都各自开发有分析方法和计算机程序．分析精度在不断提 高． 3 新技术动态 3。1 固体发动机整体级技术OSC) 固体发动机整体级技术的主要目的是取消导弹的级闻段．进一步缩短导弹的长度．美 法两国目前都在进行整体级的论证工作．美国的进展最快。目标是在小型洲际导弹上 应用．美国的方案是用强制偏流喷管结构和下一级前封头组合成一体．这一方案主要有三 个新技术问题：a．强制偏流喷管及其推力向量控制技术；b．洁净推进剂技术；c．结构一 体化技术．美国的验证结果相当吸引人．强制偏流喷管既可缩短喷营长度，又可使喷管效 率太为提高．台硼固体推进剂完全符合低氧化性、凝相成分少的洁净要求．整体级可以获 得提高导弹性能、降低成本、提高可靠性的收益．以三级战略固体导弹为例，在限定导弹 容积条件下，当有效载荷不变，可提高射程 28．4％；当射程要求不变。可增加有效载荷 33％．在限定导弹重量条件下．当有效载荷不变，可增加射程 4．6％，缩短导弹长度 21％ ． 3．2 固体发动机的燃烧控制 固体发动机燃烧控制的设想由来已久．从阻燃剂熄火到降压熄火研究，目的就是寻找 控制固体发动机推进剂燃烧的方法．由于嵌金属丝推进剂药柱的成功采用，这一 目的已趋 向实现的成熟阶段．1986年的一项美国专利，集中了许多有关固体发动机燃烧控制的专 利成果，提出利用光能预加热推进剂的发动机燃烧控制技术．该技术由预埋于药拄中的光 传导体f如光导纤维)、光量控制系统和电学供能装置等实现．这一技术主要获得 4个功 能： n ． 用来精确控制发动机推进剂的燃烧速率； b．用来控制发动机的推力； c．用来消除温度对推进剂燃烧的影响； d．用来消除推进剂生产中批次不同的影响． 一 34— 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 这一固体火箭新技术的实现，将使固体火箭发动机可控性能大大地前进一步．如果再 和熄火技术结合，就能实现固体发动机舱完全控制 3．3 新式无喷管固体发动机 这是一种仅由外壳、主推进剂药柱和喷管药拄组成的无喷管组件的固体发动机．其中 喷管药柱由混有少量芳族酰胺纤维的低燃速药柱构成。它在燃烧过程中既要保持成为一个 喷管，又要成为对发动机推力有贡献的药柱．这种新式固体发动机结构十分简单．绝热结 构少．消除了占发动机消极重量相当丈部分的喷管消极重量．是一种有吸引力的固体发动 机额技术． 3．4 固体发动机喷氢加由 美国宇航实验室新近完成了一系列固体发动机注人氢气加力的试验，以确定向工作的 固体发动机燃烧室鲼人氢气所能获得的性船增益．试验采用头部和尾部两种注人方法．实 验结果表明，采用喷氢加力擐高可获得性能增益 l7％。此外，喷氢还能显著地降低喷管 的烧蚀．鲼氢加力可使固体发动机比冲较低的劣势得到改变，也是一种有希望的固体火箭 新技术。 3．5 燃气发生器式固体发动机 在 1986年的美国固体火箭技术成就报道中报道了航空喷气公司正在探索一种弹道导 弹助推固体发动机的新燃烧技术．这种新燃烧技术是把富燃料和富氧化剂的燃气发生器同 一 个单独的使燃气重新燃烧的推力室结台起来。这种新燃烧技术可使固体发动机性能提高 25％以上。与通常的助推固体发动机相比．其固体推进剂具有优越的惰性和可贮存性。 3．6 固液发动机的新掘起 据 1986年 l2月 22日的 《航空周刊》报道．美国火箭公司正在空军的火箭推进 实验 室试验一种全尺寸固渡发动机．该样机直径为 1016mm，长4900ram，固体推进剂为聚丁 二烯类，液体氧化剂为液氧．这种厨液发动机准备用于低成本的工业运载火菏，飞行发动 机将装填 】t燃料和 4t液氧．臼标是获得高于 2940N·s／kg的真空比冲值。据说试验结 果已接近 目标。而且燃烧均匀稳定，完全可以和液体发动机相比．此外，火箭公司还试验 了用液氧作工质的二次喷射推力 向量控制系统。 3．7 自动化固体推进荆装药线 1987年 3月，美国赫克利斯公司在犹他州马格那市附近建成了高度自动化的固体推 进剂装药生产线，每年可装药：三叉戟Ⅱ导弹用发动机 96台．大力神助推器 如 台和航天 飞机固体助推器 12台。该工厂配备有两台容量为 681 3L的立式混台机．4个直径 6m、深 17m 的浇注一固化坑。计算机控制着每一道关键的生产工序，全厂只有 9名技术人员和 3 名操作员，他们通过中心控制室靳翔路电视控制和管理生产．据说．这个 自动化工厂 的设 备 抛弃了许多沿袭下来的概念 。由于生产的自动化，从而使固体发动机的生产成本可降 低(2O～5O)％。 一 35— 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 3．8 纤维复台发动机壳体的湿法缠绕 纤维复合发动机壳体的湿法缠绕薪工艺是使纤维柬在机器上自动浸渍树脂而后缠绕的 方法．这种方法已在美国赫克利斯公司用来生产各种纤维复合发动机斋捧．它的突出优点 可使复台壳体获得更为良好的性能．减少纤维预浸工序及由此l带来的纤维带冷冻储存设 备，从而大大降低成本．在美国．还有其他公司也在研究纤维复合结拘的筒造技术，如体 斯公司和美国高级复台材料技术公司． 3．9 三雏碳一碳喷管复合结构的自动缩毁 多向碳一碳缩织复合结构耐烧蚀 强度好、抗热鹾性毖好、热膨胀系数小 导热率 低，七十年代中期以来已替代其它抗热结构材料广泛地用于固体发动机喷管的热结构上． 但是，这种编织结构向来都靠手工进行．制造成本商．1977年j蚩国研射成功能够制造圆 筒形三维预制件的自动编织机．19S5年雇美国赫壳和j斯公司安装了两台从法国高价买进 的这种磺一碳多向自动编织帆，用于固体发动机整体喷管复合结构的自动化生产，使暖管 整体复合结构的力学性能和性能重现性都大为改善，降低了制造成本，提高了结构的可靠 性 ． 3．10 固体发动机结构奉考料的研制 材料科学的发展是固体火箭技术发展的重要支柱之一．进入八十年代以来，国外围绕 固体发动机结构材科的研制．-乃然缝续 高强轻质的钎维材辩和树骺基体材料为主要课 题．现在．石墨纤维复合材料正在作为新一代固律发动机壳傩用材进行验证考棱．目前的 石墨纤维强度已达 5516MPa．近朝的目标是 6895MPa．美国正在研 的各种高强度石墨 纤维材料有赫克科斯公司的 IM一6和TM一7，联台碳化物公司的 T一4o，杜邦公司孵G纾 维等．牡邦公 司研翩的 Kevlar-149，性能 比 Kevlar49优异．3M 公 司研制的 Nex： 3 1 7 高强纤维是一种含 ％氧化铝 14％氧化硼和 24％二氧化硅晌耐火聚酰亚胺陶瓷材剌 能毪 ’09o℃火焰温度下经受 15rain的考验．此外，美餐还进行金祷基复合和金属玻璃带 复合发动机壳体的研制计划．据说前者已在战术导弹发动机上成功地进行了热试，它以铝 合金_『#为金属基，井丽用碳化程 维缠绕，罔等离子律唼藩摇定．这种固体发动规费体重 摄比等量的铝合金设{{还轻 l1％。制造公司宣称这种复台材料价格仅稍高于普通铝的价 格，僵弹性剐度却岛出~50--70)％，强度高~h(2s～4o)％，而且认为，这种金属复合材料可 以和石墨环氧复合材料相竞争。 对以往通用豹热固性辫脂基体材料，现在的研制重点是剐性更好的树脂类．美国正在 研懈的 8种新型树脂中，最有希望的是 Ciba-Geigy公耐的914树脂和赫克利斯公珂的 X2220树脂，它们性能优良，珂降低冲击损伤，增加复台结构的 值． 热塑性树脂基体材料的硪 疆在正在兴起，因 它克服 热固蛙树脂基体材料的许多 缺点，可加热压翩成型，不露固化，可用超声波焊接社修补，不怕冲击，抗潮抗蚀和耐火 能力也很好．其制造成奉可I笔热圈性基体榭辩降低(40～50)％。目前美国的 Ciba-Geigy 公司和航字局已分别推 出一种性 能较好的品种．Ciba-Gaigy公司的称 为 RD-85-10：， 主要成分是芳族二胺．其工艺性能好，玻璃化温度为285U，常温弯曲强度霸弯曲模量分 一 36一 。 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 别为 120．7MPa和 3661MPa，在 232℃，分别降低 24．6％和 34．4~／~。航宇局的品种Ⅱ Polycnaminc。在 60～l30℃温度由两种联炔双酮和芳族二胺在问一甲氧甲酚中进行加成反 应制得，其玻璃化温度 235℃．常温拉伸强度和模量分别为 85．5MPa和2697MPa．美国 渡音公司的一位工程技术副总裁说： 热塑性材料将是新一代复台材料 ． 4 九十年代的固体火箭技术前景 固体火箭的优势是它的小巧玲珑、结构简单、灵活机动．但与液体火箭相比，它也显 出比冲低、控箭性能欠佳的劣势．现在，经过半个世纪的开发和努力，目前的固体火箭已 开始向着改变劣势．充分发挥优势的前景发展． 4．1 结构的轻置他、整体化和小巧化 由于各种高强轻质和耐热耐烧蚀复合材科和复合工艺的进展，发动机结构整体化技术 的进展，固体发动机结构将趋向于轻量化 整体化和小巧化．这将使得将来的战略、战术 固体导弹武器的后勤处理简单化．更易于灵活机动和战斗隐蔽． 4．2 国体发动机高能化 国体推进剂技术在逐日向高能化发展，各种加力技术的发展，加上固体发动机能置转 换效率的提高，固体发动机的比冲值已有希望接近或达到液体火箭发动机的水平． 4．3 固体发动机性能可控羊Ⅱ推力可控的完全实现 固体发动机熄火控制和燃烧控制技术的发展，将能够完全实现固体火箭发动机的性能 可控和推力可控，从而更加扩大固体发动机的应用范围． 4．4 固体发动机设计张制造技术的自动化和优质化 ． 由于固体发动机研制和设计经验的丰富，研制试验和设计评审已通用化和程序化，设 计计算机化，制造技术自动化，分析技术标准化，使得未来的固体发动机设计和制造完全 自动化．从而大大降低研制成本，缩短生产周期． 5 结论和建议 综上所述，当前固体火箭技术的发展正在走向新的质跃前缘．国外的成功经验说明： a．高级复合材料的利用是固体火箭技术发展的主要支柱： b．设计、试验和检测手段的完备和现代化是固体火箭研制顺利进展的重要保证； c．制造技术 自动化是降低成本的必要条件． 这些经验也说明，要使国体火箭技术获得发展，必要的投资是不可少韵．在我国，目 前最首要的是加强高级复合材料的研制及其应用研究，尽快完备试验检测手段，加强失效 分析工作，保证数障判断酌准礁性，并针对我国的具体情况．开展有关技术的预先研究： a．可控技术预先研究。这一领域包括两个问题．一是推力可控和关机技术 国外的 喉栓变噍面技术 竖证明日托。工作戎高温燃气流中扮喉桂结构材料是关键技术点．随着 高级复台材料的职制进展、这一控箭技术完全有磊鎏实现 另一个是燃烧控制技术．它涉 一 37— 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆 及的有关技术同题，在我国也已不是空白点，应当组织力量进行可行性探索． b．新式固体火箭结构的预先研究．整体级技术美国已经验证，证实很有效益．新式 无喷管固体火箭也非常吸引人，主要不同点只是一个喷管药柱的结构设计及其验证问题． 还有一种新式结构是燃气发生器式固体火箭．这种结构不仅燃烧效率高，而且安全性和可 控性能都好．目前的燃气发生器技术都已非常成熟．两种燃气发生器结构的合一或一体化 技术不会增加多大的复杂性和难度．这些也应当进行可行性探索． 纤维增强塑料复合材料 的无损检测简介 ⋯ ⋯ ● ⋯ 纤维增强复合材料今天己发展成为一种高性能新型结构材料．在它的发展过程中，应用于它的无 损检 测技术．也同样蔌得迅速发展． 本书第一卷介绍了今天 已应用于复台材料的几种主要 的无损检测技术．如 x射线照相 t声发射 ．以及 热、光 ．振荡等方法． 本书第二卷进一步练述了应用于纤维增强塑料垒部范围的无损检测技术的现状．主要论述了超声方 法，这是纤维增强塑料复合材料无损检测 目前实际使用的一种普遍技术．此外 +还论述 了包括计算机层析 x 射线照相术的信号识别和图象处理方法．它们是二次技术，包括 电测(捐汽、鞋体、电介质 微波)、Ru辅en效 应和断 口发射等技术．书中各章均 由各自领域的知名专家缩写． 本书给复合材料工业领域设计 、制造管理等部门关心纤维增强塑料的所有科学家、工程师和技术人员 ， 提供了非常重要的全面性的参考． 层压复合材料层间断裂介绍 陈 向 明 这本书是美国 1989年 出版的有关复台材料层间断裂的论文臭．层压复台材抖在实现先进结构整体性 能改进方面起着重要作用，然而，返通常受到星间断裂形式的过早损伤的限制． 本书给出了与层压复台材料层间断裂主要相关方面的评论 ．第一部分包括基本分析模扭逾径 第二部 分是损伤扩展的实验评估和表征，第三部分研究基体材料和环境条件的影响 ．第四部分提出分屡对屈曲和 屈曲后性能的影响，最后在第五部分设计考虑井蛤曲分层抗力的概念。 工程师和材料科学家将发现 ．在了解层压复台材料基本损伤模型和针对它们的设计方法方面 ，本书是 很有用的． 一 38一 陈 向 明 维普资讯 http://www.cqvip.com http://www.6lib.com 第六图书馆 www.6lib.com 第六图书馆