專利名稱：雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)及控制方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)及控制方法，屬于遙控模型(無人)直升機的自主返回技術領域。
背景技術：
市場上的遙控模型直升機的工作原理大致是當機載的電路板就接收到遙控信號后，將遙控信號直接轉換為模型直升機對應的直流轉速電機或者舵機的控制信號，從而控制模型直升機的飛行。這樣的模型直升機工作的時候便存在兩個問題。一、直升機與固定翼飛機相比，氣動特性更加復雜，動特性都是不穩(wěn)定的，并且各個通道間存在的強的軸間耦合，而模型直升機的飛行控制系統(tǒng)為開環(huán)系統(tǒng)，所以人工駕駛的難度很大，一般都是專業(yè)的航模駕駛人員操縱。 二、當遙控模型直升機飛出了可遙控范圍，那就處于非可控狀態(tài)，導致墜機，造成經(jīng)濟損失。
發(fā)明內容
本發(fā)明提出了一種雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)及控制方法，當模型直升機飛出可控范圍后，能夠使其自主返回可遙控范圍。本發(fā)明可提高直升機飛行的穩(wěn)定性，使得地面人員的操縱變得簡單易行。本發(fā)明為解決其技術問題采用如下技術方案
一種雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)，包括機載部分和地面控制站部分，所述的機載部分包括主旋翼電機、尾旋翼電機、單極性PWM輸出驅動電路、H橋直流電機驅動電路、微控制器、MEMS單軸陀螺儀、MEMS雙軸陀螺儀、MEMS三軸加速度計、信號調理電路、復位電路、小電壓差線性穩(wěn)壓器、JTAG接口、無線數(shù)傳模塊和電源，所述的信號調理電路包括偏航速度信號調理電路，俯仰、滾轉角速度信號調理電路和加速度信號調理電路，所述的地面控制站部分由地面站計算機和地面無線數(shù)傳模塊順序連接而成，主旋翼電機通過單極性PWM輸出驅動電路與微控制器連接，尾旋翼電機通過H橋直流電機驅動電路與微控制器連接，MEMS單軸陀螺儀通過偏航速度信號調理電路與微控制器連接，MEMS雙軸陀螺儀通過俯仰、滾轉角速度信號調理電路與微控制器連接，MEMS三軸加速度計通過加速度信號調理電路與微控制器連接，無線數(shù)傳模塊通過TTL電平接口與微控制器的串口相連接，電源經(jīng)過小電壓差線性穩(wěn)壓器后分別與復位電路、JTAG接口和微控制器連接，地面控制站部分的地面無線數(shù)傳模塊與機載部分的無線數(shù)傳模塊通訊連接。所述的雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)的控制方法，包括如下步驟
(I)直升機通過無線電向地面控制站發(fā)送一幀請求信號，等待地面控制站的回應，地面控制站如果接受到請求信號，則從待發(fā)送的信息隊列中選擇出待發(fā)送的遙控信息，發(fā)送至直升機，隊列中無數(shù)據(jù)則向機載部分的無線數(shù)傳模塊發(fā)送一幀簡單回應信息，機載部分的無線數(shù)傳模塊收到這幀簡單的回應信息后，則繼續(xù)上次的遙控控制；如果機載部分的無線數(shù)傳模塊收不到遙控信號，微控制器做出判斷，執(zhí)行“自主返回控制”命令，按照“懸停---偏航180° ----懸停----前飛”的任務隊列順序返回遙控范圍；(2)接收到地面控制站的遙控信息后，機載部分的MEMS單軸陀螺儀、MEMS雙軸陀螺儀和MEMS三軸加速度計采集的機體三軸角速度和三軸加速度信號，進入微控制器的片內ADC，經(jīng)微控制器的處理，被發(fā)送至地面控制站部分；
(3)微控制器將采集到的信號輸入姿態(tài)解算模塊，并將處理后的遙控信息和姿態(tài)解算得結果代入到增穩(wěn)控制模塊，經(jīng)過控制律的計算，輸出各個電機的控制信號到執(zhí)行機構功能模塊。
本發(fā)明的有益效果如下
I.用微控制芯片，MEMS陀螺儀，MEMS加速度計，無線數(shù)傳模塊等設計了與原系統(tǒng)完全不同的硬件電路，配合相應的軟件算法，實現(xiàn)了當模型直升機超出遙控范圍后的自主返回功能。2.軟件算法中的“增穩(wěn)控制模塊”降低了模型直升機的操縱的復雜度。3.硬件設計中元器件的價格低廉，成本合理。
圖I是本系統(tǒng)的整體硬件電路框圖。圖2是本系統(tǒng)航向陀螺儀及其外圍接口電路的原理圖。圖3是本系統(tǒng)俯仰，滾轉陀螺儀及其外圍接口電路的原理圖。圖4是本系統(tǒng)三軸加速度計及其外圍接口電路的原理圖。圖5是本系統(tǒng)的電源轉換電路原理圖。圖6是本系統(tǒng)的JTAG接口電路原理圖。圖7是本系統(tǒng)的晶振電路原理圖。圖8是電路板的復位電路原理圖。圖9是本系統(tǒng)模數(shù)轉換器基準電壓電路原理圖。圖10是本系統(tǒng)主旋翼電機驅動電路原理圖。 圖11是本系統(tǒng)尾旋翼電機驅動電路原理圖。圖12是機載部分的無線數(shù)傳模塊的原理圖。圖13是本系統(tǒng)微控制器C8051F020的外圍接口原理圖。圖14是系統(tǒng)實現(xiàn)自主返回的的整體流程圖。圖15是機載部分中自主返回任務算法的整體流程圖。圖16是圖15中的“自主返回任務隊列”。圖17是姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊流程圖。圖18是本系統(tǒng)增穩(wěn)控制的框圖。
具體實施例方式下面結合附圖對本發(fā)明創(chuàng)造做進一步詳細說明。共軸雙旋翼的遙控模型直升機，其所有飛行動作均由兩個主旋翼電機和一個尾旋翼電機的轉動實現(xiàn)兩個主旋翼轉向相反，控制兩個主旋翼電機的轉速可以實現(xiàn)飛機的升降和偏航運動；尾旋翼水平放置，控制尾旋翼電機的正反轉可以實現(xiàn)飛機的俯仰運動。 φ系統(tǒng)的硬件實現(xiàn)和結構原理
該系統(tǒng)的實現(xiàn)主要由機載部分和地面控制站兩部分組成。為了能夠實現(xiàn)直升機的自主返回。所述的機載部分包括主旋翼電機、尾旋翼電機、單極性PWM輸出驅動電路、H橋直流電機驅動電路、微控制器、MEMS單軸陀螺儀、MEMS雙軸陀螺儀、MEMS三軸加速度計、信號調理電路、復位電路、小電壓差線性穩(wěn)壓器、JTAG接口、無線數(shù)傳模塊和電源，所述的信號調理電路包括偏航速度信號調理電路，俯仰、滾轉角速度信號調理電路和加速度信號調理電路，所述的地面控制站部分由地面站計算機和地面無線數(shù)傳模塊順序連接而成，主旋翼電機通過單極性PWM輸出驅動電路與微控制器連接，尾旋翼電機通過H橋直流電機驅動電路與微控制器連接，MEMS單軸陀螺儀通過偏航速度信號調理電路與微控制器連接，MEMS雙軸陀螺儀通過俯仰、滾轉角速度信號調理電路與微控制器連接，MEMS三軸加速度計通過加速度信號調理電路與微控制器連接，無線數(shù)傳模塊通過TTL電平接口與微控制器的串口相連接，電源經(jīng)過小電壓差線性穩(wěn)壓器后分別與復位電路、JTAG接口和微控制器連接，地面控制站部分的地面無線數(shù)傳模塊與機載部分的無線數(shù)傳模塊通訊連接。圖I是本系統(tǒng)的整體硬件電路框圖，在圖I中，機載部分的正中央是該系統(tǒng)的硬件核心微控制器(MCU)為C8051F020單片機，作為該系統(tǒng)的主控制芯片，負責收發(fā)無線通信信號，接收陀螺儀和加速度計采集的姿態(tài)信號，進行各種數(shù)據(jù)處理和運算，并輸出 相應的電機控制信號。姿態(tài)信號的采集由MEMS陀螺儀和MEMS加速度計完成。圖中，微控制器的左邊，是該系統(tǒng)姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊的硬件框圖，主要實現(xiàn)對機體三軸角速度和三軸加速度的慣導量測量，并將測量的數(shù)據(jù)經(jīng)過處理，傳輸?shù)紺8051F020片內的模數(shù)轉換12位模數(shù)轉換器的輸入端。該系統(tǒng)采用了體積小，精度高，成本低的MEMS陀螺儀和MEMS加速度計來測量相應的角速度和加速度。因為自主返回功能的實現(xiàn)依賴于偏航數(shù)據(jù)的反饋，所以單獨選用一只高精度的MEMS陀螺儀LY530ALH作為直升機的偏航角速度傳感器，而選用雙軸陀螺儀IDG300作為俯仰，滾轉通道陀螺儀，選用ADXL330作為直升機的三軸加速度計。LY530ALH，IDG300和ADXL330這三款傳感器的輸出信號則經(jīng)過調理電路發(fā)送到微控制器的ADC端口，信號調理電路由電壓匹配，濾波電路和電壓跟隨器順序串聯(lián)。微控制器的右邊，是本系統(tǒng)的供電框圖，總電源選擇3. 7V，IOOOmAH, 15C的動力型鋰電池。3. 7V的電壓經(jīng)過小電壓差線性穩(wěn)壓器TLV70030后，轉變?yōu)?V的電壓，用于微控制器，JTAG接口，復位電路等的供電。3. 7V的電壓則用于主旋翼電機和尾旋翼電機的供電。微控制器的上方，是主旋翼電機和尾旋翼電機的驅動電路模塊，主旋翼電機采用單極性PWM波驅動電路。尾旋翼電機采用一種H橋直流電機驅動電路。微控制器的下方，是本系統(tǒng)的無線數(shù)傳模塊，采用的是集成電路模塊KYL610，通過TTL電平接口與微控制器的串口相連接。實現(xiàn)和地面無線數(shù)傳模塊的通信。在以上硬件平臺的基礎上，可以在地面控制站手動控制模型直升機的飛行，當模型直升機超出遙控范圍后，該系統(tǒng)的硬件平臺會按照一定的算法控制直升機自主地飛行，使其返回到遙控范圍內，重新與地面控制站建立聯(lián)系，切換到手動控制模式。機載部分的下方是地面控制站部分，由地面無線數(shù)傳模塊KYL610和地面計算機組成。KYL610通過RS232接口與計算機的串口相連接。圖2是本系統(tǒng)航向陀螺儀及其外圍接口電路的原理圖，在圖2中，器件U7是本系統(tǒng)選用的MEMS單軸陀螺儀LY530ALH，器件U4是低電壓運算放大器LMV324。LY530ALH和LMV324的供電電壓都選擇為3V。LY530ALH所測得的機體偏航角速度信號以電壓的形式從芯片的管腳10輸出，LMV324的管腳8，9，10與Rll構成了電壓跟隨器電路，起到了信號隔離的作用，減小和預防了測量信號在傳輸?shù)紸DC端口時的失真。傳感器所測得的信號中混雜著直升機機體振動等高頻噪聲，本系統(tǒng)使用了由電容C32和電阻R16組成的低通濾波器，濾波帶寬為10Hz，電壓跟隨器輸出端信號通過該濾波器接入到ΑΙΝ0. 2端口。ΑΙΝ0. 2是微控制器C8051F020片內8通道12位ADC的第三通道的輸入端口。LY530ALH的電壓輸出范圍是O. 234-2. 226V, C8051F020單片機的ADC使用內部電壓基準，電壓輸入范圍是0-2. 4V，所以兩者的電壓匹配系數(shù)為1，通過軟件調節(jié)微控制器內的PGA (可編程增益放大器)實現(xiàn)。圖3是本系統(tǒng)俯仰，滾轉陀螺儀及其外圍接口電路的原理圖，在圖3中，器件U3是本系統(tǒng)選用的MEMS雙軸陀螺儀IDG300，器件U4是低電壓運算放大器LMV324。IDG300和LMV324的供電電壓都選擇為3V。IDG300測得的機體俯仰角速度以電壓信 號的形式從芯片的管腳28輸出；所測得的機體滾轉角速度則從芯片的管腳3輸出。同樣，兩路輸出信號經(jīng)過了 LMV324構成的電壓跟隨器和IOHz帶寬的RC低通濾波電路后，俯仰角速度信號接入了微控制器內ADC的第一個通道ΑΙΝ0. O ;滾轉角速度信號接入了 ADC的第二個通道端口ΑΙΝ0. I。IDG300輸出信號電壓范圍是0. 5V_2. 5V，和單片機的AD輸入范圍匹配，匹配系數(shù)為I。圖4是本系統(tǒng)三軸加速度計及其外圍接口電路的原理圖，在圖4中，器件U6是本系統(tǒng)選用的MEMS三軸加速度計ADXL330，器件U5是低電壓運算放大器LMV324。ADXL330和LMV324的供電電壓選擇為3V。ADXL330所測得的三軸加速度以電壓信號的形式分別從芯片的管腳12，管腳10，管腳8輸出。ADXL330內部集成了用于外接濾波電路的電阻R=32K，故外接電容C24，C25，C26構成IOHz帶寬的濾波電路，濾波后的三軸加速度信號分別通過電壓跟隨器后，接入微控制器內ADCO的4，5，6通道ΑΙΝ0. 3，ΑΙΝΟ. 4，ΑΙΝΟ. 5。ADXL330輸出信號電壓范圍是0. 6V_2. 4V，和單片機的AD輸入范圍匹配，匹配系數(shù)為I。圖5是本系統(tǒng)的電源轉換電路原理圖，在圖5中，器件U2是低壓差線性穩(wěn)壓器TLV70030，將鋰電池的電壓3. 7-4. 2V轉換為3V的供電電壓，經(jīng)管腳5輸出。本系統(tǒng)中，3V供電元器件需要的最大電流的總和不足100mA，而TLV70030的最大輸出電流為200mA。其中，C2選用陶瓷電容，在PCB板中緊靠TLV70030布局。圖6是本系統(tǒng)的JTAG接口電路原理圖，在圖6中，JTAG插槽的管腳5，4，7，6分別與單片機的JTAG測試管腳1，2，3，4相連接。圖7是本系統(tǒng)的晶振電路原理圖，在圖7中，晶振頻率選擇為22. 1184MHz，XTALl和XTAL2分別是單片機的管腳26和管腳27。圖8是電路板的復位電路原理圖，在圖8中，REST對應著單片機的管腳5。圖9是本系統(tǒng)ADC基準電壓電路原理圖，在圖9中，單片機的管腳12 (VREF)與管腳16(VREF0)短接，表示單片機的ADC的電壓基準即為內部基準2. 4V。電容C7和C8起到濾波作用，在PCB板中緊靠管腳VREF和VRER)布局。圖10是本系統(tǒng)的主旋翼電機驅動電路原理圖，在圖10中，器件Ql和Q2是N溝道功率場效應管IRFU120，D1和D2是二極管IN4007。主電機采用3. 7V的鋰電池供電，電機轉速由8位PWM波調速控制。PWM波由單片機內部的可編程邏輯陣列PCA產(chǎn)生，其I/O線CEXO和CEXl通過交叉開關分配到單片機的PO. 2和PO. 3 口。整個電路是不可逆單極性PWM驅動電路。圖11是本系統(tǒng)尾旋翼電機驅動電路原理圖，在圖11中，尾電機由3. 7V的鋰電池供電，PNP三極管Q3，Q4與NPN三極管Q7，Q8組成H橋驅動電路，實現(xiàn)尾旋翼電機的正反轉。NPN三極管Q5，Q6的b端分別與單片機的P3. 2和P3. 3 口相連，其他兩端分別與H橋對稱的兩臂相連，這樣由P3. 2和P3. 3 口的邏輯電平作為控制信號，控制驅動電路中三極管的通斷，實現(xiàn)尾旋翼電機的驅動。調節(jié)電阻R20，R21的阻值，可以控制電機的供電電壓和電流，從而改變電機的轉速。圖12是機載部分的無線數(shù)傳模塊的原理圖，在圖12中，器件UlO是機載部分的微功率無線數(shù)傳模塊KYL610，為TTL串口電平，采用3. 7V鋰電池供電。使用單片機的交叉開關將片內串口 UARTO分配到管腳PO. O和PO. 1，分別和KYL610的RXD與TXD相連。圖13是本系統(tǒng)微控制器C8051F020的外圍接口原理圖，在圖13中，器 件Ul是微控制器C8051F020，其片內模擬電壓和數(shù)字電壓均采用3V電壓供電。圖中各個電源濾波電路在PCB板中均緊靠對應的電源輸入端口布局。系統(tǒng)的軟件算法流程和工作原理
圖14是系統(tǒng)實現(xiàn)自主返回的整體流程圖。機載部分的軟件實現(xiàn)主要包括5個功能模塊(I)無線數(shù)傳模塊；(2)姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊；(3)姿態(tài)解算模塊；(4)增穩(wěn)控制模塊；(5)執(zhí)行機構功能模塊。地面控制站的軟件部分主要包括3個功能模塊(I)地面無線數(shù)傳模塊；(2)遙控信息獲取模塊；(3)姿態(tài)解算與顯示模塊。在圖14中，右半部分的方框內是機載部分的軟件的控制流程，使用微控制器的定時器4，設置其定時周期為20ms，之后在其中斷服務程序中完成一次圖中控制流程。當進入中斷服務程序后，直升機通過無線電向地面控制站發(fā)送一幀請求信號，并等待地面控制站的回應。地面控制站如果接受到請求信號后，將從待發(fā)送的信息隊列中選擇出待發(fā)送的遙控信息，發(fā)送至直升機，隊列中無數(shù)據(jù)則向機載部分的無線數(shù)傳模塊發(fā)送一幀簡單回應信息，機載部分的無線數(shù)傳模塊收到這幀簡單的回應信息后，則繼續(xù)上次的遙控控制；如果機載部分的無線數(shù)傳模塊收不到遙控信號，微控制器做出判斷，讓模態(tài)切換計數(shù)器循環(huán)加3，直至大于一設定值，選擇執(zhí)行“自主返回控制”命令。接收到地面控制站的遙控信息后，機載部分傳感器采集的機體三軸角速度和三軸加速度信號，進入微控制器的片內ADC，經(jīng)微控制器的處理，被發(fā)送至地面控制站部分。然后微控制器根據(jù)LY530ALH，IDG300和ADXL330這三款傳感器的信號進行“姿態(tài)解算”，并將處理后的遙控信息和姿態(tài)解算得結果代入到“增穩(wěn)控制模塊”，經(jīng)過控制律的計算，輸出各個電機的控制信號到執(zhí)行機構功能模塊。圖14控制流程實現(xiàn)的是手動控制，其中的增穩(wěn)運算模塊是用來使直升機動態(tài)性能變好，更容易控制，而其中的“自主返回”是特定的任務，它有特定的任務隊列和算法流程。圖15是機載部分中自主返回任務算法的整體流程圖，在圖15中，自主返回模塊的算法流程也是在微控制器的一個定時器中斷周期內完成的，選用的是定時器3，優(yōu)先級大于定時器4。因為這部分實現(xiàn)的是直升機的自主飛行，在算法流程中就需要預先設定好完成這類自動控制的任務隊列，自主返回飛行的任務隊列如圖16所示，由4個部分組成，首先需要控制模型直升機在當前的位置懸停，然后在當前位置控制直升機的偏航運動，使直升機的航向偏轉180°，并且完成180°的轉向后，再次使直升機懸停在當前的位置，最后使直升機以恒定的速率前飛，直至返回到遙控范圍。對于圖16中每個任務的實現(xiàn)，就是對模型直升機的相應姿態(tài)、位置量的控制，通過給相應的控制量設定一個合理的設定值，作為圖15中增穩(wěn)控制模塊的輸入。設定值與直升機當前的狀態(tài)量經(jīng)過增穩(wěn)控制率的計算，控制直升機的運動，使得直升機的相應狀態(tài)量最終跟蹤上述的“設定值”，完成規(guī)定的任務。每個任務與模型直升機狀態(tài)量設定值的對應關系如表I所示，表中，是直升機的偏航角，az是直升機z軸方向的加速度，u是直升機的前飛速度，，是直升機z軸方向的速度，ΔΛ是直升機的高度變化量。表 I
權利要求
1.一種雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)，包括機載部分和地面控制站部分，其特征在于所述的機載部分包括主旋翼電機、尾旋翼電機、單極性PWM輸出驅動電路、H橋直流電機驅動電路、微控制器、MEMS單軸陀螺儀、MEMS雙軸陀螺儀、MEMS三軸加速度計、信號調理電路、復位電路、小電壓差線性穩(wěn)壓器、JTAG接ロ、無線數(shù)傳模塊和電源，所述的信號調理電路包括偏航速度信號調理電路，俯仰、滾轉角速度信號調理電路和加速度信號調理電路，所述的地面控制站部分由地面站計算機和地面無線數(shù)傳模塊順序連接而成，主旋翼電機通過單極性PWM輸出驅動電路與微控制器連接，尾旋翼電機通過H橋直流電機驅動電路與微控制器連接，MEMS單軸陀螺儀通過偏航速度信號調理電路與微控制器連接，MEMS雙軸陀螺儀通過俯仰、滾轉角速度信號調理電路與微控制器連接，MEMS三軸加速度計通過加速度信號調理電路與微控制器連接，無線數(shù)傳模塊通過TTL電平接ロ與微控制器的串ロ相連接，電源經(jīng)過小電壓差線性穩(wěn)壓器后分別與復位電路、JTAG接口和微控制器連接，地面控制站部分的地面無線數(shù)傳模塊與機載部分的無線數(shù)傳模塊通訊連接。
2.ー種基于權利要求I所述的雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)的控制方法，其特征在于，包括如下步驟 (1)直升機通過無線電向地面控制站發(fā)送ー幀請求信號，等待地面控制站的回應，地面控制站如果接受到請求信號，則從待發(fā)送的信息隊列中選擇出待發(fā)送的遙控信息，發(fā)送至直升機，隊列中無數(shù)據(jù)則向機載部分的無線數(shù)傳模塊發(fā)送ー幀簡單回應信息，機載部分的無線數(shù)傳模塊收到這幀簡單的回應信息后，則繼續(xù)上次的遙控控制；如果機載部分的無線數(shù)傳模塊收不到遙控信號，微控制器做出判斷，執(zhí)行“自主返回控制”命令，按照“懸停一偏航180° —懸停一前飛”的任務隊列順序返回遙控范圍； (2)接收到地面控制站的遙控信息后，機載部分的MEMS單軸陀螺儀、MEMS雙軸陀螺儀和MEMS三軸加速度計采集的機體三軸角速度和三軸加速度信號，進入微控制器的片內ADC，經(jīng)微控制器的處理，被發(fā)送至地面控制站部分； (3)微控制器將采集到的信號輸入姿態(tài)解算模塊，并將處理后的遙控信息和姿態(tài)解算得結果代入到增穩(wěn)控制模塊，經(jīng)過控制律的計算，輸出各個電機的控制信號到執(zhí)行機構功能模塊。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種雙旋翼遙控模型直升機的自主返回系統(tǒng)及控制方法，屬于遙控模型(無人)直升機的自主返回技術領域。該系統(tǒng)包括機載部分和地面控制站部分，機載部分包括主旋翼電機、尾旋翼電機、單極性PWM輸出驅動電路、H橋直流電機驅動電路、微控制器、MEMS單軸陀螺儀、MEMS雙軸陀螺儀、MEMS三軸加速度計、信號調理電路、復位電路、小電壓差線性穩(wěn)壓器、JTAG接口、無線數(shù)傳模塊和電源，地面控制站部分由地面站計算機和地面無線數(shù)傳模塊順序連接而成。本發(fā)明可實現(xiàn)當模型直升機飛出可控范圍后，自主返回可遙控范圍，且能提高直升機飛行的穩(wěn)定性。
文檔編號A63H29/22GK102814047SQ201210249958
公開日2012年12月12日 申請日期2012年7月19日 優(yōu)先權日2012年7月19日
發(fā)明者王一超, 王新華, 江駒, 甄子洋, 季健, 許湔 申請人:南京航空航天大學