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发动机部件.进气道1.简介进气道是发动机中的重要部件之一，其主要功能是引入空气与燃油混合供给发动机燃烧，以产生动力。
2.进气道分类2.1 直喷进气道直喷进气道采用喷油器将燃油直接喷射到缸内，实现汽油直接喷射燃烧的技术，提高了燃烧效率和动力性能。
2.2 间接喷射进气道间接喷射进气道使用喷油嘴将燃油喷入进气道，然后与空气混合进入缸内燃烧。
2.3 进气道布局进气道的布局可以分为直列布局、V形布局和W形布局等多种形式，根据发动机设计和性能需求进行选择。
3.进气道构成3.1 进气管进气管连接发动机与进气滤清器，通过管道将空气引入发动机供给燃烧。
3.2 进气滤清器进气滤清器用于过滤空气中的颗粒物和污染物，保持进气道的清洁，并延长发动机寿命。
3.3 进气歧管进气歧管将进气管中的空气分流到不同的气缸，保证每个气缸能够得到充分的进气，并平衡气缸间的压力。
3.4 进气阀门进气阀门用于控制空气的流量和进入缸内的时间，确保正確的燃烧条件和发动机功率输出。
4.进气道管理系统4.1 进气门控制系统进气门控制系统通过调节进气阀门的开闭时间和幅度，实现进气量的控制和气缸充填的优化，提高燃烧效率。
4.2 进气压力调节器进气压力调节器用于调节进气管中的空气压力，以保证空燃比的稳定。
5.附件本文档附带以下附件：●进气道示意图●进气道布局图●进气道构成部件清单●进气道管理系统结构图6.法律名词及注释●进气道：指引入空气与燃油混合供给发动机燃烧的管道系统。
●直喷进气道：采用喷油器将燃油直接喷射到缸内的进气道。
●间接喷射进气道：使用喷油嘴将燃油喷入进气道，然后与空气混合进入缸内燃烧的进气道。
●进气管：连接发动机与进气滤清器的管道，将空气引入发动机供给燃烧。
●进气滤清器：用于过滤空气中的颗粒物和污染物的装置，用于保持进气道的清洁和延长发动机寿命。
●进气歧管：将进气管中的空气分流到不同的气缸并平衡气缸间的压力的部件。
●进气阀门：用于控制空气流量和进入缸内时间的阀门，以确保正常燃烧条件和发动机功率输出。
超声速进气道的分类方法，优缺点及应用范围进气道的功用是把一定的高速气流均匀地引入发动机，并满足发动机在不同条件下所需求的空气流量，同时气流在其中减速增压。
对进气道的主要要求是：总压恢复系数尽可能的高，阻力小，结构简单且重量轻。
当气流以超声速流入进气道时，超声速气流受到压缩时必然要产生激波，而激波会引起较大的总压损失，使气流的做功能力下降。
因此，在设计进气道时，如何组织进气道进口前的激波系，降低进气道的总压损失是非常重要的。
超声速气流流经锥体时便产生锥形激波，流经楔形体时便产生平面斜激波。
空气喷气发动机所需空气的进口和通道。
进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。
涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。
在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。
随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。
超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。
超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。
①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。
外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。
按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。
外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。
设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。
内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。
按照波系数目的多少来划分，又可分为正激波式、双波系和多波系进气道。
对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。
航空发动机原理与构造知识点1.热力系2.热力学状态参数3.热力学温标表示方法4.滞止参数在流动中的变化规律5.连续方程、伯努利方程6.激波7.燃气涡轮发动机分类及应用8.燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器9.涡喷发动机结构、组成部件及工作原理10.涡扇发动机结构、组成部件及工作原理11.涡桨发动机结构、组成部件及工作原理12.涡轴发动机结构、组成部件及工作原理13.EPR、EGT、涡轮前燃气总温含义14.喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环）15.最佳增压比、最经济增压比16.热效率、推进效率、总效率17.喷气发动机推力指标18.发动机中各部件推力方向19.喷气发动机经济指标20.涡扇发动机中N1、涡扇发动机涵道比的定义21.涡扇发动机的优缺点及质量附加原理22.发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨）23.发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环24.进气道的分类及功用25.总压恢复系数和冲压比的定义26.超音速进气道三种类型27.超音速进气道工作原理（参数变化）28.离心式压气机组成部件29.离心式压气机增压原理30.离心式压气机优缺点31.轴流式压气机组成部件32.轴流式压气机优缺点33.压气机叶片做成扭转的原因34.压气机基元级速度三角形及基元级增压原理35.扭速36.多级轴流式压气机特点37.喘振现象原因及防喘措施（原因）38.轴流式压气机转子结构形式、优缺点39.鼓盘式转子级间连接形式40.叶片榫头类型、优缺点41.减振凸台的作用以及优缺点42.压气机级的流动损失43.多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式44.压气机喘振现象、根本原因、机理过程45.压气机防喘措施、防喘措施原理46.燃烧室的功用和基本要求47.余气系数、油气比、容热强度的定义48.燃烧室出口温度分布要求49.燃烧室分类及优缺点50.环形燃烧室的分类及区别51.燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现52.燃烧室分股进气作用53.燃烧室的组成基本构件及功用54.旋流器功用55.涡轮的功用和特点（与压气机比较）56.涡轮叶片的分类和结构57.一级涡轮为何可以带动更多级压气机58.提高涡轮前温度措施59.带冠叶片优缺点60.间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况61.如何实现涡轮主动间隙控制62.涡轮叶片冷却方式63.喷管功用64.亚音速喷管工作原理（参数变化）65.亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别66.超音速喷管形状67.发动机噪声源及解决措施68.发动机的基本工作状态69.发动机特性（定义、表述）70.涡喷发动机稳态工作条件（4个）举例说明如何保持稳态工作71.稳态下涡轮前温度随转速变化规律72.剩余功率的定义73.发动机加速的条件74.联轴器的分类及作用75.封严装置的作用、基本类型76.双转子、三转子支承方案77.中介支点、止推支点作用78.封严件作用和主要类型79.燃油系统功用和主要组件功用80.燃油泵分类和特点81.燃油喷嘴分类和特点82.发动机控制系统分类83.滑油系统功用、主要部件及分类，滑油性能指标84.起动过程的定义85.起动过程三个阶段和特点86.起动机的分类及应用87.点火系统组成、原理及功用88.辅助动力装置的功用89.FADEC的英文全称及含义90.发动机气路清洗目的及操作特点，孔探检查的目的和意义91.发动机维修分类（预防性和恢复性）单元体设计的意义。
《飞机动力装置维修一》复习一、单项选择题（共20题，每题2分，共40分）1.发动机的推力公式的推导主要运用了（）。
A能量方程B动量方程C连续方程D伯努力定理2. 分析流过发动机进气道和尾喷管的流速与截面积的变化关系的变化主要运用（）。
A能量方程B动量方程C连续方程D伯努力定理3.分析流过发动机进气道和尾喷管的流速与压力的变化关系主要运用（）。
A能量方程B动量方程C连续方程D伯努力定理4.下列说法错误的是（）。
A总温高说明气体的总能量高B总压高说明气体的做功能力高C静止状态下，气体总参数与其静参数相等D气体总参数总是大于其相应的静参数5.亚音速气流流过收敛形管道时,其A速度增加,压力下降B速度减小,压力下降C速度减小,压力增加D速度增加,压力增6. 亚音速气流流过扩张形管道时,其A速度增加,压力下降B速度减小,压力增加C速度减小,压力下降D速度增加,压力增加7. 航空燃气涡轮发动机分为（）。
A离心式和轴流式两种类型B吸气式和增压式两种类型C冲击式和反力式两种类型D"涡喷, 涡桨, 涡扇和涡轴四种类型8. "空气流过压气机时, 对压气机作用力的方向是（）。
"A向前的B向后的C向上的D向下的9 .燃气涡轮喷气发动机推力的法定计量单位是（）。
A公斤B焦耳C牛顿D千瓦10.整台燃气涡轮喷气发动机中静压的最高点出现在（）。
A压气机的进口B压气机的出口C燃烧室的进口D燃烧室的出口11. 整台燃气涡轮喷气发动机中总压的最高点出现在（）A压气机的进口B压气机的出口C燃烧室的进口D燃烧室的出口12.燃气涡轮喷气发动机出口处的静温一定（）大气温度。
A低于B等于C高于D等于标准13.下列各部件不属于推进器的是（）。
A.螺旋桨B.风扇C.尾喷管D.涡轮14.使用螺旋桨减速器的主要优点是：( )Ａ能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速Ｂ螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加Ｃ可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高Ｄ在增大螺旋桨转速情况下，能增大发动机转速15.双转子压气机高压转速Ｎ2与低压转速Ｎl之间有ＡＮ2＜Ｎl ＢＮ2＝Ｎl ＣＮ2＞Ｎl Ｄ由设计者确定哪个大16.亚音速进气道内气体流动的速度变化为：Ａ流速减小，静压增加Ｂ流速先减小，静压增加，在经过进气整流锥界面后，流速再稍微增加，静压降低Ｃ进气道流道是一直扩张的，因为进气道又称为扩压器Ｄ进气道流道是一收敛形函道17.轴流式涡轮中, 两个相邻叶片间的通道是（）形的。
热工与气动 1 发动机的推力公式的推导主要运用了（）。
A能量方程 B动量方程 C连续方程 D伯努力定理2 发动机的压气机功、涡轮功和可用功的推导主要运用（）。
A能量方程 B动量方程 C连续方程 D伯努力定理3 分析流过发动机进气道和尾喷管的流速与截面积的变化关系的变化主要运用（）。
A能量方程 B动量方程 C连续方程 D伯努力定理4分析流过发动机进气道和尾喷管的流速与压力的变化关系主要运用（）。
A能量方程 B动量方程 C连续方程 D伯努力定理5.下列说法错误的是（）。
A总温高说明气体的总能量高 B总压高说明气体的做功能力高 C静止状态下，气体总参数与其静参数相等 D气体总参数总是大于其相应的静参数航空发动机工作原理 42 航空燃气涡轮发动机是将（）。
A 动能转变为热能的装置 B热能转变为机械能的装置 C动能转变为机械能的装置 D势能转变为热能的装置43 航空燃气涡轮发动机分为（）。
A离心式和轴流式两种类型 B吸气式和增压式两种类型 C冲击式和反力式两种类型 D"涡喷, 涡桨, 涡扇和涡轴四种类型"44 单转子燃气涡轮喷气发动机本体的主要组成部分是（）。
"进气道, 压气机, 燃烧室, 涡轮和喷管" "气缸, 活塞, 连杆, 气门和曲轴" "扩压器, 静子, 转子, 排气装置" "螺旋桨, 减速器, 涡轮和排气管"45 加力式燃气涡轮喷气发动机的加力燃烧室位于（）。
进气道和压气机之间压气机和主燃烧室之间主燃烧室和涡轮之间涡轮和喷管之间46 加力式燃气涡轮喷气发动机的加力燃烧的目的在于（）。
提高涡轮前燃气总温提高喷管前的燃气温度提高主燃烧室前的燃气温度提高压气机出口处的气体温度47 燃气涡轮螺旋桨发动机中的减速器的功用是（）。
"使螺旋桨在高转速下工作, 使发动机转子在低转速下工作" 使螺旋桨和发动机转子都在高转速下工作使螺旋桨和发动机转子都在低转速下工作 "使螺旋桨在低转速下工作, 使发动机转子在高转速下工作"48 燃气涡轮螺旋桨发动机中的螺旋桨的功用是（）。
超音速进气道的分类与应用【摘要】超音速飞机要想实现超音速飞行不仅需要强劲的发动机，还需要复杂的超声速进气道设计，随着人们对飞机性能要求的不断苛刻，超声速进气道的复杂程度也越来越高，本文将就不同的分类方法来对其进行分类，并就它的优缺点以及应用做一定的总结。
【关键词】飞机；超声速；进气道；分类；激波现代的飞机尤其是战斗机大都具有非常高的速度，而且飞行高度也很高，高空的空气稀薄、氧气含量低而且在飞机高速运行时飞机的空气用量大，这就需要进气道来将空气“兜住”，另外，现代高性能发动机的压气机和燃烧室对工作条件的要求相当苛刻，这就需要进气道来实现高速空气的减速增压，将空气压力降至压气机的工作压力，在一定程度上，进气道起到了压气机的一部分作用，还有就是可以将附面层流排出发动机，增加发动机的稳定性。
因此，现代超声速飞机的都有着复杂的进气道设计（导弹也不例外）。
本文将就超声速进气道的分类、优缺点以及应用做一一概括。
超音速进气道在结构上比较复杂，它是通过一道正激波加多道较弱的斜激波来实现超音速气流的减速。
超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。
外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。
外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。
内压式进气道：为收缩扩散形管道，相当于倒置的拉法尔喷管，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。
设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。
内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。
混合式进气道：是内外压式的折衷。
对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。
所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。
飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。
一般的超声速进气道都有中心锥或者压缩斜板以来调节进气量和调节激波的位置。
若按进气道是否可调可分为不可调进气道和可调进气道。
一、不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在设计状态下（如一定的飞行速度等）才可与发动机协调工作，反之则可能出现工作不协调的情况。
当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于超临界状态，反之，进气道将处于亚临界溢流状态。
超临界状态降低发动机工作效率，过分的亚临界状态使飞行阻力增加，并引起发动机喘振，工作效能也将降低。
二、可调进气道：为了解决上述问题，可调进气道通过运用安装可调压缩斜板或者中心锥的方法，控制进气道的空气通过量以满足发动机的工作要求。
另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态。
在起飞时，发动机全加力工作，要保持同样的气流量，发动机捕获空气的面积需要增大，通常发动机都设有低速时能被吸开的辅助进气口。
若按照波系数目多少来划分，可分为正激波式、双波系和多波系进气道。
一、正激波式进气道：正激波进气道又叫做皮托式进气道，当超声速气流流过进气道时，在一定的出口反压下，进气口进口截面上会产生一道正激波（外罩上产生斜激波）。
正激波后的亚声速气流在进气道内的扩张通道中继续减速增压。
这种进气道结构简单、工艺性好且重量轻，但当来流速度高时，单一正激波的总压损失大，所以当来流Ma≤1.5~1.7时才采用。
如苏联的米格－15、米格－17、苏－7，美国的F－84、F－86（早期型号），英国的“蚊”式、法国的“神秘”IV A等的进气道都是应用正激波式进气道。
二、双系波进气道：当Ma>1.7时，就要采用结构比较复杂的带有中心锥的进气道（对腹部进气或者两侧进气的飞机，采用楔形进气道），这样就能产生斜激波，降低正激波前的来流马赫数，减弱正激波的强度，提高总压恢复系数。
这种进气道需要中心锥或者压缩斜板，因此结构复杂，重量重，但是总压恢复系数高，做功能力损失小。
通常在1.5<Ma≤2.0时，多采用双波系进气道，如美国F－4，苏联米格－23，中国歼－8Ⅱ等二代机以及现在世界上普遍的第三代机大都应用双激波进气道。
三、多波系进气道：波系越多，总压恢复系数越大高，但是随着波数的增多中心锥体或者压缩斜板就越复杂，而且，气流经过同侧的波数越多，气流折转角将越大，使得外罩波阻也急速增加，所以多波系外压式进气道使用受到很大的限制。
按照飞机超声速进气道的发展阶段来分可分为三维轴对称进气道、二维矩形进气道、CARET进气道、DSI进气道。
一、三维轴对称进气道：这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位置是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。
由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。
在实际中的应用如苏联的苏－17及其系列、米格－21，中国的歼－7、歼－8/－8Ⅰ，英国“闪电”，美国“黑鸟”，法国的幻影－2000、幻影－Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ。
二、二维矩形进气道：起初二维矩形进气道进气口形状为矩形或近似矩形。
在发展过程中，又出现了楔形进气道。
二维进气道通过固定的或者可调的斜板来调节激波，激波的参数随斜板的角度改变，按其进气口形状可分为矩形和楔形。
1、矩形：矩形进气道一般有一个压缩斜板并兼起附面层隔板的作用，它不仅可以防止低能附面层流进入进气道，还可产生一道斜激波对进气流进行预压缩，提高进气道的总压恢复，它也可以调节进气，适应飞机较宽范围的飞行速度变化，代表性的飞机有美国F－4，苏联米格－23，中国歼－8Ⅱ等。
2、楔形：这种进气道好似矩形被斜切一刀，形成一个尖锐的楔形，高速飞行时，从楔形尖部的压缩斜板顶端产生一道斜激波，空气通过这个斜激波进行预压缩后，超音速来流的一部分动能转弯为压力能，其作用是使空气减速，提高进气效率，这种形式的进气口面积可以根据飞行状态的需要调节，就是通过压缩斜板的转动来调节进气口面积，其功能与矩形进气道的压缩斜板一样，代表性战斗机有苏联的米格－25、米格－29、苏－27，美国的F－14/F－15、欧洲“狂风”、“台风”，中国的新歼等等。
二维进气道的优点是利用铰接的压缩斜板移动调节进气的，因此，其速度调节范围大，通过附面层隔板和楔形进气口的转动，可使进气道在机动飞行时的适应范围得到改善，抗进气畸变能力增加，大迎角飞行特性好等。
三、一般而言，超音速进气道就是以上常见的两类，但是近些年来，随着人们对隐身性能的要求和新一代作战飞机的研制，CARET进气道得到了越来越多的重视，并已经在超级大黄蜂F-18E/F和猛禽F-22两种飞机上得到了应用。
它具有更高的总压恢复、较低的流动畸变、简单的构造，更重要的，它容易实现进气道的隐身设计。
四、DSI进气道：近的来又出现一种新式的进气道，它也是二维进气道，但它却没有附面层隔板，其进气口处只有一个鼓包，这个鼓包须跟前掠式唇口共同作用才能起到现有的进气道的作用，它的作用是：一、起到附面层隔板的作用。
前掠唇口改变了进气口附近的压力分布，进气口中央压力高，两侧附近压力低，而与机身连接部位的压力最低。
当附面层流流经前面这个鼓包时，其流向开始向外偏转，当接近进气口时，其流向大幅度偏转，被高压气流挤出进气口；二、对流入空气进行预压缩，起到其它超音速进气道里压缩斜板作用，但它具有更高的总压恢复，能满足所有性能和畸变要求。
这种创新设计的鼓包结构简单，没有复杂的机械装置，工作部件少，更加稳定可靠；它还可以减少迎风面阻力，适合于与机身一体化设计，隐身效果好；由于结构简单，其维护费用也很低。
在亚音速巡航飞机时，其作用与普通超音速进气道一样，但它在1.5M以上的速度时所起的作用还不太明朗，有待进一步研究，尤其它对于两侧布局的飞机来说，大迎角和大侧滑角飞行时造成气流不对称，会引起发动机喘振，影响发动机工作效率。
目前只有在美国的闪电F－35以及中国的枭龙、歼-10B以及正在试飞的歼-20中应用。
按照进气口的位置可分为正面进气和非正面进气。
一、正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部，进气口前流场不受干扰，其优点是构造简单，它的缺点也很明显，在机头进气，飞机无法安装大型雷达天线，同时进气通道也太长，不利飞机内部设备安装。
早期的战斗机进气口多数在头部，如苏联的米格－19、米格－21、苏－17，美国的F－100，中国的歼－7、歼－8等，采用发动机短舱式的进气道飞机有苏联的伊尔－28、雅克－25，美国的RB－57、B－52、B－58、S－3“北欧海盗”反潜飞机等。
二、非正面进气：它包括两侧进气、翼根进气、腹部进气、翼下进气、肋下及背部进气等。
这些进气口位置布置克服了正面进气的缺点，尤其是腹部和翼下进气的优点明显，它充分利用了机身工机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件；在战术机动性能上，飞机在大迎角机动时发动机工作状态平稳。
两侧进气的有美国的F－102、F－104、F－4、F－15等，苏联的米格－23、米格－25、苏－24，中国的歼－8Ⅱ、强－5等；翼根进气的有美国的F －105、瑞典的萨伯－32，英国的“勇士”、“火神”、“胜利者”轰炸机等；腹部进气的有美国F－16、欧洲的EF－2000、以色列“狮”式战斗机等；翼下进气的有美国的B－1B、苏联的图－160，米格－29、苏－27等；背部进气道的有美国B－2、F－107（未服役）、A－10等。
关于进气道的分类方法有很多，也许将来还会出现更加复杂的进气道设计，但是在选择飞机进气道的类型时要把握安装进气道的目的，将进气道的设计与飞机的整体布局设计放在一起考虑，根据实际情况选择进气道，才能达到最佳的效果。
参考文献1、王新月.空气动力学基础.西北工业大学出版社.20062、高智.野百合的春天——喷气式飞机进气道设计概述.现代兵器.20063、张文宇.芝麻开花节节高——中国超音速进气道设计.现代兵器.20064、朱宇，李天.CARET进气道研究综述.飞机设计第1期.2003。
