航空发动机整机安装工装的制作方法

1.本发明涉及航空发动机技术领域，特别地，涉及一种航空发动机整机安装工装。


背景技术：

2.新研制设计的某型航空发动机安装节构造与布局较为特殊，分为前、后安装节，且前安装节在径向方向为四个均布安装端面，后安装节则为穿孔耳板。
3.由于新研制设计的发动机该特殊构造与布局，导致传统的发动机整机安装架无法进行安装固定，无法满足现有的安装、生产需求。


技术实现要素：

4.本发明提供了一种航空发动机整机安装工装，以解决传统的发动机整机安装架无法进行新研制发动机的安装固定，无法满足现有的安装、生产需求的技术问题。
5.本发明采用的技术方案如下：
6.一种航空发动机整机安装工装，包括：起安装支撑作用的支撑底架，及沿发动机的轴向设置于前排的两组前安装节支架、设置于后排的两组后安装节支架，且两组前安装节支架和两组后安装节支架分别竖直支设于支撑底架上；两组前安装节支架沿发动机的宽度方向间隔设置，以在两者中间形成用于容置发动机的安装空间，各组前安装节支架分别包括上下间隔布设且活动悬吊设置的两组安装轴组，两组前安装节支架的四组安装轴组用于分别与发动机的四个前安装节可拆卸式连接；两组后安装节支架沿发动机的宽度方向间隔设置，以用于与发动机的两个后安装节可拆卸式连接。
7.进一步地，各组前安装节支架还包括竖直支设于支撑底架上的支撑臂架，支撑臂架位于发动机的外侧；两组安装轴组分设于支撑臂架的上下两端，且各安装轴组的固定端与支撑臂架的端部可拆卸式固定，其相对的连接端沿发动机的径向朝发动机可调节式延伸，以可拆卸式连接对应的前安装节。
8.进一步地，支撑臂架的上下两端各设有一个开合设置的卡口；安装轴组包括滑动穿设对应的卡口的安装轴、设置于安装轴第一端外圆上的调节螺套、连接于安装轴第二端的第一连接紧固件；调节螺套与安装轴螺纹连接，安装轴的第二端穿设卡口后沿径向朝发动机延伸，调节螺套用于限制安装轴沿径向延伸的长度，第一连接紧固件用于与发动机上对应的前安装节可拆卸式连接。
9.进一步地，卡口为与安装轴相适应的圆孔；圆孔的孔径大于安装轴第一端的外径。
10.进一步地，支撑臂架包括竖直支设于支撑底架上的前立架、可拆卸式固定于前立架内侧的支撑臂、设置于支撑臂上下两端的两组卡口锁件；支撑臂位于发动机的外侧；各组卡口锁件上设有开合设置的卡口。
11.进一步地，前立架包括竖直支设于支撑底架上的前立柱，及固定于前立柱顶端的弧臂安装座；支撑臂包括与弧臂安装座可拆卸式固定的前连接盘，及固定于前连接盘内侧的支撑弧臂，支撑弧臂位于发动机的外侧，且为沿发动机的外壁面呈弧线延伸的弧形臂；两
组卡口锁件分别连接于支撑弧臂的上下两端。
12.进一步地，卡口锁件包括固定于支撑弧臂端部的前安装座、与前安装座配合作用的压盖、用于将压盖与前安装座压紧的紧固件；压盖的第一端与前安装座的第一端铰接，压盖的第二端通过紧固件压紧于前安装座的第二端上；卡口由前安装座和压盖两者的贴合处延伸贯穿两者。
13.进一步地，前安装座的第一端具有外凸的连接凸耳，压盖的第一端设有贯穿板面形成的第一槽口，连接凸耳插入第一槽口并通过穿设两者的第一销轴铰接；前安装座的第二端内凹延伸形成第二槽口，压盖的第二端设有贯穿板面形成的第三槽口；紧固件包括回转螺钉，及螺纹连接于回转螺钉第二端外圆上的锁紧螺母，回转螺钉的第一端插入第二槽口并通过穿设两者的第二销轴铰接，锁紧螺母用于在回转螺钉转动至第三槽口后抵压压盖的第二端。
14.进一步地，后安装节支架包括竖直支设于支撑底架上的后立架、用于与发动机的后安装节可拆卸式连接的后连接节、用于将后连接节与后立架相连的第二连接紧固件；发动机的后安装节用于与后连接节可拆卸式连接；第二连接紧固件分别穿设后立架和后连接节后可拆卸式连接两者。
15.进一步地，后立架包括竖直支设于支撑底架上的后立柱，及固定于后立柱顶端的后安装座；第二连接紧固件穿设连接后安装座和后连接节，以使后连接节与后安装座间隙连接。
16.本发明具有以下有益效果：
17.鉴于新研制的航空发动机的前安装节在径向方向为四个均布安装端面，故而设计整机工装时，需要四个前安装节工装分别与四个前安装节相连，但又鉴于四个前安装节的特殊位置关系，四个前安装节工装在与安装架相连接的过程中很可能彼此干涉，导致无法布置及与安装架相连，为解决该存在的技术问题，本发明整机安装工装中，首先布局沿发动机宽度方向间隔设置的两组前安装节支架，使两者中间间隙形成用于容置发动机的安装空间，从而避免与发动机干涉，然后再布局每组前安装节支架的结构设置，使每组前安装节支架分别包括上下间隔布设且活动悬吊设置的两组安装轴组，不仅实现与两个前安装节快速拆卸式连接，且该两组前安装节工装并不相互干涉，同时安装轴组的悬吊活动式设置，还保证与发动机的两个前安装节的定位连接，同样的，两组后安装节支架沿发动机的宽度方向间隔设置，也使两者中间间隙形成用于容置发动机的安装空间，从而避免与发动机干涉，且本发明整机安装工装的结构布局，还使前、后安装节工装能够同时落在同一个支撑底架上，实现安装基准的统一，并前安装节支架和后安装节支架沿轴向间隔式设置，彼此之间不产生干涉。
18.另一方面，发动机中，前安装节工装需四个，后安装节工装需两个，数量众多，安装流程复杂、安装效率低，且安装定位难，为解决该存在的技术问题，本发明整机安装工装进行了如上的结构设置及布局，从而待吊装设备将发动机吊装至由两组前安装节支架和两组后安装节支架6围设而成的空间后，可一次性将六个安装节安装连接成功，从而极大提高安装效率，简化安装流程，整个安装过程操作简单、效率高，完全可以满足新型号航空发动机安装要求，解决了生产难题并产生了预料不到的技术效果。
19.除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。
下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
20.构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
21.图1是本发明优选实施例的航空发动机整机安装工装的主视结构示意图；
22.图2是图1的左视结构示意图；
23.图3是图1中支撑臂的主视结构示意图；
24.图4是图3的右视结构示意图；
25.图5是图1中安装轴组的部分主视结构示意图；
26.图6是图1中前安装座的主视结构示意图；
27.图7是图6的右视结构示意图；
28.图8是图1中压盖的主视结构示意图；
29.图9是图8的右视结构示意图；
30.图10是图1中后安装座的主视结构示意图；
31.图11是图10的右视结构示意图；
32.图12是图1中弧臂安装座的主视结构示意图；
33.图13是图12的右视结构示意图；
34.图14是图1中锁紧螺母的主视结构示意图。
35.图例说明
36.1、支撑底架；2、发动机；3、前安装节支架；30、安装轴组；31、安装轴；32、调节螺套；33、第一连接紧固件；40、支撑臂架；401、卡口；41、前立架；411、前立柱；412、弧臂安装座；42、支撑臂；421、前连接盘；422、支撑弧臂；43、卡口锁件；431、前安装座；4311、连接凸耳；4312、第二槽口；432、压盖；4321、第一槽口；4322、第三槽口；433、紧固件；4331、回转螺钉；4332、锁紧螺母；6、后安装节支架；60、后立架；61、后立柱；62、后安装座；70、后连接节。
具体实施方式
37.以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
38.参照图1-2，本发明的优选实施例提供了一种航空发动机整机安装工装，包括：起安装支撑作用的支撑底架1，及沿发动机2的轴向设置于前排的两组前安装节支架3、设置于后排的两组后安装节支架6，且两组前安装节支架3和两组后安装节支架6分别竖直支设于支撑底架1上。两组前安装节支架3沿发动机2的宽度方向间隔设置，以在两者中间形成用于容置发动机2的安装空间，各组前安装节支架3分别包括上下间隔布设且活动悬吊设置的两组安装轴组30，两组前安装节支架3的四组安装轴组30用于分别与发动机2的四个前安装节可拆卸式连接。两组后安装节支架6沿发动机2的宽度方向间隔设置，以用于与发动机2的两个后安装节可拆卸式连接。
39.采用本发明的航空发动机整机安装工装对发动机2进行安装定位时，首先采用吊装设备将发动机2吊装至由两组前安装节支架3和两组后安装节支架6围设而成的空间内，
然后再依次将四个前安装节分别与四组安装轴组30相连，及两个后安装节分别与两组后安装节支架6相连，从而实现发动机2的安装、定位。
40.鉴于新研制的航空发动机的前安装节在径向方向为四个均布安装端面，故而设计整机工装时，需要四个前安装节工装分别与四个前安装节相连，但又鉴于四个前安装节的特殊位置关系，四个前安装节工装在与安装架相连接的过程中很可能彼此干涉，导致无法布置及与安装架相连，为解决该存在的技术问题，本发明整机安装工装中，首先布局沿发动机2宽度方向间隔设置的两组前安装节支架3，使两者中间间隙形成用于容置发动机2的安装空间，从而避免与发动机2干涉，然后再布局每组前安装节支架3的结构设置，使每组前安装节支架3分别包括上下间隔布设且活动悬吊设置的两组安装轴组30，不仅实现与两个前安装节快速拆卸式连接，且该两组前安装节工装并不相互干涉，同时安装轴组30的悬吊活动式设置，还保证与发动机2的两个前安装节的定位连接，同样的，两组后安装节支架6沿发动机2的宽度方向间隔设置，也使两者中间间隙形成用于容置发动机2的安装空间，从而避免与发动机2干涉，且本发明整机安装工装的结构布局，还使前、后安装节工装能够同时落在同一个支撑底架1上，实现安装基准的统一，并前安装节支架3和后安装节支架6沿轴向间隔式设置，彼此之间不产生干涉。
41.另一方面，发动机2中，前安装节工装需四个，后安装节工装需两个，数量众多，安装流程复杂、安装效率低，且安装定位难，为解决该存在的技术问题，本发明整机安装工装进行了如上的结构设置及布局，从而待吊装设备将发动机2吊装至由两组前安装节支架3和两组后安装节支架6围设而成的空间后，可一次性将六个安装节安装连接成功，从而极大提高安装效率，简化安装流程，整个安装过程操作简单、效率高，完全可以满足新型号航空发动机安装要求，解决了生产难题并产生了预料不到的技术效果。
42.可选地，如图1所示，各组前安装节支架3还包括竖直支设于支撑底架1上的支撑臂架40，支撑臂架40位于发动机2的外侧，从而避免与发动机2干涉。两组安装轴组30分设于支撑臂架40的上下两端，且各安装轴组30的固定端与支撑臂架40的端部可拆卸式固定，其相对的连接端沿发动机2的径向朝发动机2可调节式延伸，以可拆卸式连接对应的前安装节。本可选方案中，由于各安装轴组30的固定端与支撑臂架40的端部可拆卸式固定，故而吊装发动机2之前，可先将四组安装轴组30的连接端分别与四个前安装节相连，然后再吊装发动机2，待发动机2吊装到位后，再将四组安装轴组30的固定端分别连接支撑臂架40的端部，该种结构设置方式，一方面避免发动机2吊装过程中与前安装节支架3干涉，另一方面进一步简化安装流程，提高安装效率。本发明方案中，安装轴组30的连接端沿发动机2的径向朝发动机2可调节式延伸，从而还可保证安装轴组30与发动机2的前安装节的定位连接，避免由于发动机2吊装不到位及前安装节支架3加工、安装的误差，导致的安装轴组30与前安装节连接不畅的问题。
43.本可选方案中，如图1、图5和图14所示，支撑臂架40的上下两端各设有一个开合设置的卡口401。安装轴组30包括滑动穿设对应的卡口401的安装轴31、设置于安装轴31第一端外圆上的调节螺套32、连接于安装轴31第二端的第一连接紧固件33。调节螺套32与安装轴31螺纹连接，安装轴31的第二端穿设卡口401后沿径向朝发动机2延伸，调节螺套32用于限制安装轴31沿径向延伸的长度，第一连接紧固件33用于与发动机2上对应的前安装节可拆卸式连接。本可选方案中，卡口401开合设置，从而待发动机2吊装到位后，只需将四组安
装轴组30的固定端卡入卡口401，即可实现发动机2的前安装节与前安装节支架3的连接定位，极大提高安装效率，并简化安装操作。调节操作时，只需拧动调节螺套32，即可限定安装轴31朝发动机2径向延伸的长度，保证安装轴组30与发动机2的前安装节的定位连接。
44.优选地，如图6和图8所示，卡口401为与安装轴31相适应的圆孔。圆孔的孔径大于安装轴31第一端的外径，即卡口401与四个安装轴31间存在着较大间隙配合，可满足一次性定位装夹要求。
45.可选地，如图1所示，支撑臂架40包括竖直支设于支撑底架1上的前立架41、可拆卸式固定于前立架41内侧的支撑臂42、设置于支撑臂42上下两端的两组卡口锁件43。支撑臂42位于发动机2的外侧。各组卡口锁件43上设有开合设置的卡口401。支撑臂架40结构设置简单，并可有效避免与发动机2产生干涉。
46.本可选方案中，如图1所示，前立架41包括竖直支设于支撑底架1上的前立柱411，及固定于前立柱411顶端的弧臂安装座412。支撑臂42包括与弧臂安装座412可拆卸式固定的前连接盘421，及固定于前连接盘421内侧的支撑弧臂422，支撑弧臂422位于发动机2的外侧，且为沿发动机2的外壁面呈弧线延伸的弧形臂，如图3和图4所示。两组卡口锁件43分别连接于支撑弧臂422的上下两端。本可选方案中，弧臂安装座412(如图12和图13所示)的结构设置，及前连接盘421的结构设置，使支撑臂42与前立架41连接稳定，实现支撑臂42的悬臂设置，从而避免与发动机2产生干涉。本可选方案中，支撑弧臂422的结构设置，如图3和图4所示，使其满足两组安装轴组30上下安装需求的同时，还有效避免与发动机2产生干涉。
47.本可选方案中，如图1和图2所示，卡口锁件43包括固定于支撑弧臂422端部的前安装座431、与前安装座431配合作用的压盖432、用于将压盖432与前安装座431压紧的紧固件433。压盖432的第一端与前安装座431的第一端铰接，压盖432的第二端通过紧固件433压紧于前安装座431的第二端上。卡口401由前安装座431和压盖432两者的贴合处延伸贯穿两者。安装时，事先将前安装座431、压盖432安装至发动机2的支撑弧臂422上，并打开四个压盖432，待发动机2吊装到位后，再将安装轴组30的固定端卡入对应的卡口401中，然后再盖上压盖432即可，操作简单，可有效提高安装轴组30的安装效率。
48.本可选方案的具体实施例中，如图6-图9所示，前安装座431的第一端具有外凸的连接凸耳4311，压盖432的第一端设有贯穿板面形成的第一槽口4321，连接凸耳4311插入第一槽口4321并通过穿设两者的第一销轴铰接，从而实现压盖432的第一端与前安装座431的第一端铰接。前安装座431的第二端内凹延伸形成第二槽口4312，压盖432的第二端设有贯穿板面形成的第三槽口4322。如图2所示，紧固件433包括回转螺钉4331，及螺纹连接于回转螺钉4331第二端外圆上的锁紧螺母4332，回转螺钉4331的第一端插入第二槽口4312并通过穿设两者的第二销轴铰接，从而实现回转螺钉4331与前安装座431的铰接，锁紧螺母4332用于在回转螺钉4331转动至第三槽口4322后抵压压盖432的第二端。安装时，待安装轴组30的固定端卡入卡口401后，拉动回转螺钉4331，使其卡入第三槽口4322中，然后再拧动锁紧螺母4332，使锁紧螺母4332压紧压盖432的第二端，进而将压盖432压紧于前安装座431上，实现卡口401的闭合，操作简单、省时省力。
49.可选地，如图1和图2所示，后安装节支架6包括竖直支设于支撑底架1上的后立架60、用于与发动机2的后安装节可拆卸式连接的后连接节70、用于将后连接节70与后立架60相连的第二连接紧固件433。发动机2的后安装节用于与后连接节70可拆卸式连接。第二连
接紧固件433分别穿设后立架60和后连接节70后可拆卸式连接两者。
50.本可选方案中，再结合图10-图11所示，后立架60包括竖直支设于支撑底架1上的后立柱61，及固定于后立柱61顶端的后安装座62。第二连接紧固件433穿设连接后安装座62和后连接节70，以使后连接节70与后安装座62间隙连接，满足发动机2安装、定位需求，避免因发动机2的前安装节存在的安装误差，导致其后安装节不能与后安装节支架6相连的问题。本发明中，前安装节上安装的安装轴组30可实现四个前安装节同时装夹到新设计的工装上，同时前安装节支架3与后安装节支架6存在着间隙不干涉，然后操作者只需分别对前后安装节在本发明工装上进行固定即可，可实现一次性安装成功，极大提高安装效率。
51.航空发动机整机在本发明工装上的安装操作过程如下：
52.(1)事先将发动机2起吊悬空，操作者再将四根安装轴31分别通过第一连接紧固件33与发动机的四个前安装节连接固定好。
53.(2)将含有四组安装轴组30的发动机2整体吊起至本发明工装的安装空间内，再将四根安装轴31分别安装到四个前安装座431上并用压盖432在径向进行卡位限制发动机2的轴向自由度，并用调节螺套32拧在安装轴31末端进行锁紧，限制发动机2的径向自由度，最后将两个后安装节与两个后连接节70连接，即完成整个安装过程。
54.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机整机安装工装，其特征在于，包括：起安装支撑作用的支撑底架(1)，及沿发动机(2)的轴向设置于前排的两组前安装节支架(3)、设置于后排的两组后安装节支架(6)，且两组前安装节支架(3)和两组后安装节支架(6)分别竖直支设于支撑底架(1)上；两组前安装节支架(3)沿发动机(2)的宽度方向间隔设置，以在两者中间形成用于容置发动机(2)的安装空间，各组前安装节支架(3)分别包括上下间隔布设且活动悬吊设置的两组安装轴组(30)，两组前安装节支架(3)的四组安装轴组(30)用于分别与发动机(2)的四个前安装节可拆卸式连接；两组后安装节支架(6)沿发动机(2)的宽度方向间隔设置，以用于与发动机(2)的两个后安装节可拆卸式连接。2.根据权利要求1所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，各组前安装节支架(3)还包括竖直支设于支撑底架(1)上的支撑臂架(40)，支撑臂架(40)位于发动机(2)的外侧；两组安装轴组(30)分设于支撑臂架(40)的上下两端，且各安装轴组(30)的固定端与支撑臂架(40)的端部可拆卸式固定，其相对的连接端沿发动机(2)的径向朝发动机(2)可调节式延伸，以可拆卸式连接对应的前安装节。3.根据权利要求2所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，支撑臂架(40)的上下两端各设有一个开合设置的卡口(401)；安装轴组(30)包括滑动穿设对应的卡口(401)的安装轴(31)、设置于安装轴(31)第一端外圆上的调节螺套(32)、连接于安装轴(31)第二端的第一连接紧固件(33)；调节螺套(32)与安装轴(31)螺纹连接，安装轴(31)的第二端穿设卡口(401)后沿径向朝发动机(2)延伸，调节螺套(32)用于限制安装轴(31)沿径向延伸的长度，第一连接紧固件(33)用于与发动机(2)上对应的前安装节可拆卸式连接。4.根据权利要求3所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，卡口(401)为与安装轴(31)相适应的圆孔；圆孔的孔径大于安装轴(31)第一端的外径。5.根据权利要求3所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，支撑臂架(40)包括竖直支设于支撑底架(1)上的前立架(41)、可拆卸式固定于前立架(41)内侧的支撑臂(42)、设置于支撑臂(42)上下两端的两组卡口锁件(43)；支撑臂(42)位于发动机(2)的外侧；各组卡口锁件(43)上设有开合设置的卡口(401)。6.根据权利要求5所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，前立架(41)包括竖直支设于支撑底架(1)上的前立柱(411)，及固定于前立柱(411)顶端的弧臂安装座(412)；支撑臂(42)包括与弧臂安装座(412)可拆卸式固定的前连接盘(421)，及固定于前连接盘(421)内侧的支撑弧臂(422)，支撑弧臂(422)位于发动机(2)的外侧，且为沿发动机(2)的外壁面呈弧线延伸的弧形臂；两组卡口锁件(43)分别连接于支撑弧臂(422)的上下两端。7.根据权利要求6所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，
卡口锁件(43)包括固定于支撑弧臂(422)端部的前安装座(431)、与前安装座(431)配合作用的压盖(432)、用于将压盖(432)与前安装座(431)压紧的紧固件(433)；压盖(432)的第一端与前安装座(431)的第一端铰接，压盖(432)的第二端通过紧固件(433)压紧于前安装座(431)的第二端上；卡口(401)由前安装座(431)和压盖(432)两者的贴合处延伸贯穿两者。8.根据权利要求7所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，前安装座(431)的第一端具有外凸的连接凸耳(4311)，压盖(432)的第一端设有贯穿板面形成的第一槽口(4321)，连接凸耳(4311)插入第一槽口(4321)并通过穿设两者的第一销轴铰接；前安装座(431)的第二端内凹延伸形成第二槽口(4312)，压盖(432)的第二端设有贯穿板面形成的第三槽口(4322)；紧固件(433)包括回转螺钉(4331)，及螺纹连接于回转螺钉(4331)第二端外圆上的锁紧螺母(4332)，回转螺钉(4331)的第一端插入第二槽口(4312)并通过穿设两者的第二销轴铰接，锁紧螺母(4332)用于在回转螺钉(4331)转动至第三槽口(4322)后抵压压盖(432)的第二端。9.根据权利要求1所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，后安装节支架(6)包括竖直支设于支撑底架(1)上的后立架(60)、用于与发动机(2)的后安装节可拆卸式连接的后连接节(70)、用于将后连接节(70)与后立架(60)相连的第二连接紧固件(433)；发动机(2)的后安装节用于与后连接节(70)可拆卸式连接；第二连接紧固件(433)分别穿设后立架(60)和后连接节(70)后可拆卸式连接两者。10.根据权利要求9所述的航空发动机整机安装工装，其特征在于，后立架(60)包括竖直支设于支撑底架(1)上的后立柱(61)，及固定于后立柱(61)顶端的后安装座(62)；第二连接紧固件(433)穿设连接后安装座(62)和后连接节(70)，以使后连接节(70)与后安装座(62)间隙连接。

技术总结
本发明公开了一种航空发动机整机安装工装，包括：支撑底架，及设置于前排的两组前安装节支架、设置于后排的两组后安装节支架，且两组前安装节支架和两组后安装节支架分别竖直支设于支撑底架上。两组前安装节支架沿发动机的宽度方向间隔设置，以在两者中间形成容置发动机的安装空间，各组前安装节支架分别包括上下间隔布设且活动悬吊设置的两组安装轴组，两组前安装节支架的四组安装轴组用于分别与发动机的四个前安装节可拆卸式连接。两组后安装节支架沿发动机的宽度方向间隔设置，以用于与发动机的两个后安装节可拆卸式连接。本发明工装，可避免与发动机干涉，且安装基准统一，可极大提高安装效率，简化安装流程，整个安装过程操作简单、效率高。效率高。效率高。


技术研发人员：许育辉 周昶 王非凡
受保护的技术使用者：中国航发南方工业有限公司
技术研发日：2023.06.01
技术公布日：2023/9/23