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小型无人直升机飞行动力学建模及增稳设计 被引量:11
1
作者 王辉 徐锦法 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期277-282,共6页
在分析小型无人直升机的结构布局及飞行特点的基础上 ,建立了飞行动力学通用结构模型。然后依据通用结构模型 ,利用飞行实测数据 ,得到悬停和前飞状态下的辨识模型。在分析辨识模型的动态响应特性后 ,根据飞行品质规范的要求 ,采用极点... 在分析小型无人直升机的结构布局及飞行特点的基础上 ,建立了飞行动力学通用结构模型。然后依据通用结构模型 ,利用飞行实测数据 ,得到悬停和前飞状态下的辨识模型。在分析辨识模型的动态响应特性后 ,根据飞行品质规范的要求 ,采用极点配置技术对模型进行了增稳设计 ,并进行仿真验证。结果表明该增稳器效果良好 ,应用这种方法建立的小型无人直升机的增稳模型可直接应用于飞行控制系统的设计。 展开更多
关键词 小型无人驾驶直升机 飞机动力学 增稳模型 飞行控制系统 设计
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直升机空气动力学中的几个疑点 被引量:5
2
作者 王适存 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期225-230,共6页
提出了在直升机空气动力学的某些文献里存在的三个疑点 :( 1 )滑流理论能否用于微观分析 ;( 2 )叶素理论(即使在处理垂直飞行问题时 )中沿半径的诱导速度分布能否认为独立于桨叶安装角分布 ;( 3 )前飞时沿方位角的诱导速度分布究竟如何 ... 提出了在直升机空气动力学的某些文献里存在的三个疑点 :( 1 )滑流理论能否用于微观分析 ;( 2 )叶素理论(即使在处理垂直飞行问题时 )中沿半径的诱导速度分布能否认为独立于桨叶安装角分布 ;( 3 )前飞时沿方位角的诱导速度分布究竟如何 ?通过分析讨论 ,本文给出了一些结论。 展开更多
关键词 直升机 空气动力学 滑流理论 叶素理论 诱导速度
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基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析 被引量:1
3
作者 孟晓伟 徐国华 +1 位作者 史勇杰 黄斌 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期238-243,共6页
将计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替... 将计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代,并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程,最终求得平衡参数。应用所建立的方法,首先进行了算例验证,以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析,为直升机着舰飞行提供参考。 展开更多
关键词 舰载直升机 动量源 CFD模型 飞行动力学模型 平衡
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考虑非理想噪声干扰的直升机飞行动力学模型辨识方法
4
作者 周攀 吴伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期224-229,共6页
利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统,并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法,在此基础上,... 利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统,并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法,在此基础上,利用仿真实验数据实现了UH-60直升机纵向飞行动力学模型的辨识与验证。最后,通过与普通最小二乘法的对比验证了本文方法的优越性。 展开更多
关键词 直升机 飞行动力学 系统辨识 非理想噪声
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直升机旋翼计算流体力学的研究进展 被引量:28
5
作者 徐国华 招启军 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期338-344,共7页
依据直升机旋翼计算流体力学 ( CFD)的发展 ,分别介绍了小扰动位势方程、全位势方程、Euler方程和Navier-Stokes方程在旋翼流场计算中的研究现状和发展趋势 ,着重从方程离散、数值算法、网格生成、计算时间和计算精度等方面分析了不同旋... 依据直升机旋翼计算流体力学 ( CFD)的发展 ,分别介绍了小扰动位势方程、全位势方程、Euler方程和Navier-Stokes方程在旋翼流场计算中的研究现状和发展趋势 ,着重从方程离散、数值算法、网格生成、计算时间和计算精度等方面分析了不同旋翼 CFD方法的特点 ,指出了旋翼的尾迹在旋翼流场计算中的重要性 ,并针对位势方程和 Euler/N-S方程分别讨论了求解的边界条件。最后 ,对旋翼 CFD的发展提出了几点展望。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 计算流体力学 计算精度 尾迹 CFD方法
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动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响 被引量:1
6
作者 薛立鹏 张呈林 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期7-12,共6页
在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,... 在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义。 展开更多
关键词 倾转旋翼机 动力学 气弹稳定性 回转颤振 模态阻尼
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SA349/2旋翼气动弹性稳定性的动力学多目标优化
7
作者 刘勇 王红州 +1 位作者 孙壮 张呈林 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2010年第8期150-154,共5页
基于有限元法建立了旋翼桨叶的气动弹性动力学分析模型,提出在气动弹性稳定性,频率分布及自转惯量等约束条件下的最小质量,最小应力多目标优化。使用链式规则的灵敏度计算方法进行目标函数及约束函数的灵敏度分析,使用近似模型的响应面... 基于有限元法建立了旋翼桨叶的气动弹性动力学分析模型,提出在气动弹性稳定性,频率分布及自转惯量等约束条件下的最小质量,最小应力多目标优化。使用链式规则的灵敏度计算方法进行目标函数及约束函数的灵敏度分析,使用近似模型的响应面模型及模拟退火算法对模型进行优化计算。最后通过对实例SA349/2旋翼桨叶进行优化对比,实现了在多约束条件都满足的情况下,自转惯量提高到原来的1.05倍,桨叶总质量减少6.0%~7.2%,应力比初始模型减少5.9%~7.1%的多目标优化结果,优化性能良好。 展开更多
关键词 气动弹性稳定性 响应面模型 旋翼桨叶 灵敏度分析 模拟退火算法 多目标优化
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基于多体系统动力学的旋翼桨叶响应计算方法 被引量:1
8
作者 王益锋 王浩文 +1 位作者 高正 崔玉波 《直升机技术》 2007年第3期20-24,共5页
在中等变形梁的基础上引入增广转换矩阵,为解决桨叶动能项推导编程计算较为复杂的问题,建立了一种新的递推计算方法。该方法在原有的转换矩阵基础上进行了增广,建立了相邻运动坐标系间动能项引起的质量、阻尼、刚度和广义力递推计算方... 在中等变形梁的基础上引入增广转换矩阵,为解决桨叶动能项推导编程计算较为复杂的问题,建立了一种新的递推计算方法。该方法在原有的转换矩阵基础上进行了增广,建立了相邻运动坐标系间动能项引起的质量、阻尼、刚度和广义力递推计算方法。以法国SA349/2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据,验证了方法的有效性。 展开更多
关键词 中等变形梁 动能项 递推方法 增广转换矩阵
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直升机旋翼翼型及桨叶气动外形反设计分析 被引量:8
9
作者 尚克明 招启军 +1 位作者 赵国庆 万俊明 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期550-556,共7页
建立了一个基于余量修正思想的直升机旋翼反设计计算方法,用于直升机桨叶的气动外形设计研究。使用Poisson方程为控制方程生成围绕桨叶的贴体网格;在悬停状态下建立了以Euler方程为主控方程的旋翼流场求解方法,并采用了嵌套网格方法进... 建立了一个基于余量修正思想的直升机旋翼反设计计算方法,用于直升机桨叶的气动外形设计研究。使用Poisson方程为控制方程生成围绕桨叶的贴体网格;在悬停状态下建立了以Euler方程为主控方程的旋翼流场求解方法,并采用了嵌套网格方法进行数值计算;在流场计算及网格生成基础上,采用MGM方程作为翼型反设计方程,建立了一套直升机旋翼翼型及桨叶气动外形的反设计方法。应用该方法,分别对二维翼型以及悬停状态下的旋翼桨叶进行了反设计分析。反设计结果表明,在给定的目标压力分布条件下,使用本文方法分别获得了满足要求的二维翼型及直升机桨叶外形,并与目标压力吻合良好。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 反设计 翼型 计算流体力学
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基于小波变换和神经网络的直升机旋翼不平衡故障诊断方法 被引量:11
10
作者 徐永勤 高亚东 李清龙 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期212-218,共7页
依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论,采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故... 依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论,采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故障和复合故障进行诊断。最终实现了一种利用小波变换处理机体振动信号诊断旋翼不平衡故障的方法。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 故障诊断 小波变换 神经网络
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基于自由尾迹分析的直升机旋翼下洗流场计算方法 被引量:6
11
作者 赵景根 徐国华 招启军 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期63-68,共6页
建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用... 建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用,并采用一个源面元模型计入机身对旋翼尾迹的诱导和堵塞等影响;分别以美国佐治亚理工学院和马里兰大学所采用的旋翼/机身组合模型为算例,对多种状态进行计算;将计算的旋翼流场定常和非定常速度与可得到的实验结果进行对比,表明了本方法的有效性。 展开更多
关键词 流体力学 下洗流 直升机 旋翼 桨尖涡 自由尾迹
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直升机飞行参数对起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声影响的分析 被引量:6
12
作者 王阳 宋辰瑶 徐国华 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第3期322-327,352,共7页
从直升机平衡方程与飞行参数的影响关系出发,推导了一个直升机起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声分析的模型,以适用于飞行参数对桨-涡干扰噪声影响的研究。在该模型中,引入了桨涡垂直间距和轨迹马赫数两个关键影响参数的求解。然后,应用该模... 从直升机平衡方程与飞行参数的影响关系出发,推导了一个直升机起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声分析的模型,以适用于飞行参数对桨-涡干扰噪声影响的研究。在该模型中,引入了桨涡垂直间距和轨迹马赫数两个关键影响参数的求解。然后,应用该模型分析了飞行参数对直升机起降阶段的旋翼桨-涡干扰噪声的影响,着重计算了不同飞行速度时的桨涡垂直间距和超声速噪声辐射源点随飞行参数的变化。结果表明,桨涡干扰中的超声速噪声辐射源点在一定的飞行状态下会成为主导的噪声源。 展开更多
关键词 旋翼噪声 桨-涡干扰 轨迹马赫数 桨涡垂直间距 直升机
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直升机后掠桨尖旋翼气弹稳定性研究 被引量:7
13
作者 杨卫东 邓景辉 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期248-252,共5页
通过建立具有后掠桨尖旋翼气弹稳定性的分析模型 ,研究后掠桨尖旋翼气弹的稳定性。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠等多种旋翼参数及非线性影响 ,分析了不同桨尖后掠角几何参数对旋翼气弹稳定性的影响。... 通过建立具有后掠桨尖旋翼气弹稳定性的分析模型 ,研究后掠桨尖旋翼气弹的稳定性。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠等多种旋翼参数及非线性影响 ,分析了不同桨尖后掠角几何参数对旋翼气弹稳定性的影响。数值结果表明 ,桨尖后掠对旋转旋翼桨叶气弹稳定性影响较大 ,桨尖后掠使一阶扭转频率增加 ,同时使一阶摆振阻尼降低 ,后掠桨尖单元的非线性转换关系对气弹分析结果有影响 ,桨尖后掠角越大这种影响越显著。 展开更多
关键词 直升机 后掠桨尖 旋翼 气动弹性 稳定性
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基于子空间法的小型直升机飞行力学模型辨识 被引量:4
14
作者 孙涛 宋彦国 张呈林 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期589-593,共5页
研究了直升机飞行力学模型辨识方法。首次将状态子空间系统辨识法应用于直升机飞行力学模型的辨识,并对其进行了改进。通过辨识成功地得到了悬停状态下小型直升机的高阶飞行力学模型,并进行了算例直升机仿真验证。结果表明,状态子空间... 研究了直升机飞行力学模型辨识方法。首次将状态子空间系统辨识法应用于直升机飞行力学模型的辨识,并对其进行了改进。通过辨识成功地得到了悬停状态下小型直升机的高阶飞行力学模型,并进行了算例直升机仿真验证。结果表明,状态子空间法辨识具有良好的鲁棒性,不会出现经典辨识算法寻优过程中出现的局部极小现象,以及迭代带来的收敛性问题,对于辨识直升机飞行力学模型是非常适用和有效的。 展开更多
关键词 飞行力学 系统辨识 子空间 直升机
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磁流变弹性体隔振器的非线性滞回动力学模型 被引量:7
15
作者 刘星 夏品奇 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期268-273,共6页
根据磁流变弹性体隔振器的试验数据,利用Bouc-Wen模型,建立磁流变弹性体隔振器的非线性动力学模型。通过遗传算法对Bouc-Wen模型进行参数识别,验证了模型精度。同时提出了改进的Bingham模型,并对磁流变弹性体隔振器进行动力学建模和参... 根据磁流变弹性体隔振器的试验数据,利用Bouc-Wen模型,建立磁流变弹性体隔振器的非线性动力学模型。通过遗传算法对Bouc-Wen模型进行参数识别,验证了模型精度。同时提出了改进的Bingham模型,并对磁流变弹性体隔振器进行动力学建模和参数识别。比较了Bouc-Wen模型与改进的Bingham模型的优缺点。 展开更多
关键词 磁流变弹性体 非线性 BOUC-WEN模型 改进的Bingham模型 参数辨识
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变直径旋翼直升机飞行性能研究 被引量:3
16
作者 韩东 张勇刚 黄东盛 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期252-258,共7页
为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行... 为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 变半径 性能 配平
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基于高阶逆风通量差分裂格式的直升机旋翼前飞流场模拟 被引量:7
17
作者 招启军 徐国华 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第4期408-413,共6页
描述了三维雷诺平均NS方程数值模拟前飞状态旋翼非定常流场的方法和模型。在该模型中,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,无需添加人工粘性,因而可有效地减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹数值耗散。为充分... 描述了三维雷诺平均NS方程数值模拟前飞状态旋翼非定常流场的方法和模型。在该模型中,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,无需添加人工粘性,因而可有效地减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹数值耗散。为充分考虑旋翼尾迹对流场的影响和计入桨叶的旋转、挥舞、变距运动,发展了一种运动嵌套网格。针对嵌套网格中关键的贡献单元搜寻问题,提出了一种新的“伪贡献单元搜寻法”。应用上述方法,对Caradonna模型旋翼在周期变距和挥舞运动条件下的前飞流场进行了计算,与采用Jameson二阶中心差分方法相比,计算结果更贴近实验值。并针对几种不同桨尖形状的旋翼前飞流场进行计算,表明后掠桨尖可有效减弱超临界流动。 展开更多
关键词 旋翼 直升机 逆风格式 通量差分裂格式 运动嵌套网格
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直升机旋翼桨叶鸟撞动态响应计算 被引量:4
18
作者 林长亮 王益锋 +2 位作者 王浩文 陈仁良 尚晓冬 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2013年第10期62-68,共7页
基于旋翼综合气弹分析程序,求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态,采用非线性流-固耦合算法,建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程,利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度... 基于旋翼综合气弹分析程序,求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态,采用非线性流-固耦合算法,建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程,利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度、质量、撞击位置、桨叶根部约束和离心力等参数对桨叶动态响应的影响,从而为直升机桨叶抗鸟撞设计提供一些理论依据。 展开更多
关键词 直升机 鸟撞 桨叶 动态响应 流-固耦合
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前飞状态下直升机旋翼旋转噪声预测 被引量:6
19
作者 宋辰瑶 徐国华 《声学技术》 CSCD 2009年第2期157-163,共7页
基于Farassat声学时域公式1A,建立了一个亚音速前飞状态下直升机旋翼旋转噪声的预测方法。该方法将厚度噪声与载荷噪声之和作为总噪声,将桨叶表面沿展向和弦向进行数值离散,延迟时间采用牛顿法求解,通过坐标转换,可针对不同位置观察点... 基于Farassat声学时域公式1A,建立了一个亚音速前飞状态下直升机旋翼旋转噪声的预测方法。该方法将厚度噪声与载荷噪声之和作为总噪声,将桨叶表面沿展向和弦向进行数值离散,延迟时间采用牛顿法求解,通过坐标转换,可针对不同位置观察点计算出声压的时间历程。并进一步利用傅立叶分解,进行噪声的频谱分析。应用该方法,分别进行声压与频谱的算例计算,并与可得到的试验数据进行了对比,验证了方法的有效性。在此基础上,着重分析了桨叶片数、旋翼转速、前飞速度等参数对旋翼气动噪声的影响,得出了一些有意义的结论。 展开更多
关键词 旋翼 Farassat公式1A 载荷噪声 厚度噪声 频谱
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直升机机身对旋翼气动干扰的计算 被引量:2
20
作者 徐国华 李春华 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期242-247,共6页
建立了一个全耦合的机身对旋翼气动干扰的迭代计算方法。在该方法中 ,使用自由涡系模型代表旋翼对干扰流场的影响 ,使用三维面元模型替代机身的作用 ,并采用了一个基于“分析数值解匹配”方法的贴近涡 /面干扰模型以改进机身引起尾迹畸... 建立了一个全耦合的机身对旋翼气动干扰的迭代计算方法。在该方法中 ,使用自由涡系模型代表旋翼对干扰流场的影响 ,使用三维面元模型替代机身的作用 ,并采用了一个基于“分析数值解匹配”方法的贴近涡 /面干扰模型以改进机身引起尾迹畸变的计算。应用该分析方法 ,以 Maryland大学 4片桨叶的模型旋翼和机身为算例 ,计算了悬停和前飞状态机身对旋翼的气动干扰影响。计算结果表明 ,机身对旋翼气动干扰在悬停和前飞时是不同的 ,且从悬停至前飞 ,机身对旋翼平面某方位的诱导速度存在一个从上洗至下洗的过渡。 展开更多
关键词 直升机 机身 旋翼 气动干扰 计算 “分析数值解匹配”方法 自由尾迹
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