吳永亮 李小龍 衛(wèi)巍

（航天標(biāo)準(zhǔn)化與產(chǎn)品保證研究院，北京，100071）

國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)淺析

吳永亮 李小龍 衛(wèi)巍

（航天標(biāo)準(zhǔn)化與產(chǎn)品保證研究院，北京，100071）

文摘：介紹力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)以及國(guó)外相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)情況，對(duì)比分析國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)的主要技術(shù)內(nèi)容及其特點(diǎn)，針對(duì)國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)各技術(shù)內(nèi)容的優(yōu)缺點(diǎn)，提出制定我國(guó)力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)的建議。

力限振動(dòng)試驗(yàn)；航天器標(biāo)準(zhǔn)；動(dòng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)。

航天器在發(fā)射和動(dòng)力飛行期間要經(jīng)受振動(dòng)、沖擊和噪聲等動(dòng)力學(xué)載荷，為了保證航天器系統(tǒng)及其各分系統(tǒng)和部組件能夠經(jīng)受住這些惡劣的動(dòng)力學(xué)環(huán)境，必須在地面進(jìn)行充分的動(dòng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)[1]。在傳統(tǒng)的航天器振動(dòng)試驗(yàn)中，一般采用加速度控制方法。但是這種方法忽視了試驗(yàn)夾具與真實(shí)飛行構(gòu)型中安裝結(jié)構(gòu)之間機(jī)械阻抗存在的差異性，往往導(dǎo)致“過試驗(yàn)”現(xiàn)象[2]。而過試驗(yàn)可能損壞航天器上部組件甚至主結(jié)構(gòu)，降低航天器工作可靠性和壽命。因此，關(guān)于避免過試驗(yàn)的研究逐漸受到了航天工程人員的重視。

目前，為避免發(fā)生過試驗(yàn)，工程上常用兩種解決方法：一是采取傳統(tǒng)的加速度譜主動(dòng)下凹或關(guān)鍵點(diǎn)響應(yīng)限幅控制措施；二是采用加速度和力雙重控制方法（即力限控制技術(shù)）。加速度和力雙重控制方法與傳統(tǒng)的加速度控制方法相比，可以很好地緩解試驗(yàn)件在共振時(shí)的過試驗(yàn)問題，較真實(shí)地復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)件在發(fā)射狀態(tài)下系統(tǒng)共振時(shí)的響應(yīng)情況，從而提高航天器力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證的有效性與可靠性[3-4]。

1 力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展及應(yīng)用情況

1.1 力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展

力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)是指：在傳統(tǒng)振動(dòng)試驗(yàn)加速度控制的基礎(chǔ)上引入力限控制條件，進(jìn)行加速度和力雙重控制，監(jiān)測(cè)并限制試驗(yàn)夾具與試驗(yàn)件之間的界面力，使振動(dòng)試驗(yàn)中界面處的響應(yīng)更能接近真實(shí)飛行的力學(xué)環(huán)境，從而緩解振動(dòng)過試驗(yàn)現(xiàn)象。

早在上世紀(jì)50年代，專家已經(jīng)認(rèn)識(shí)到振動(dòng)過試驗(yàn)帶來的危害，并開展了相應(yīng)的研究。1960年，美國(guó)人莫柔（Morrow）提出了在試驗(yàn)件和夾具間安裝力傳感器，通過控制試驗(yàn)件輸入力來模擬機(jī)械阻抗的思路。1972年，專家們提出了有效質(zhì)量的概念，這對(duì)力譜的確定具有重要意義。盡管力限技術(shù)的理論得到了發(fā)展，但由于力傳感器技術(shù)的限制，力限技術(shù)并沒有實(shí)現(xiàn)成熟的應(yīng)用。直到1983年壓電石英傳感器的出現(xiàn)，才使得力限技術(shù)逐步進(jìn)入實(shí)用。自1990年后，NASA和許多航天器制造商在所有重要振動(dòng)試驗(yàn)中都用力限技術(shù)替代響應(yīng)控制技術(shù)。

1.2 力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的應(yīng)用

美國(guó)、加拿大和日本以及歐洲國(guó)家已在航天器研制工作中大量應(yīng)用力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)。自1990年后，美國(guó)NASA和許多航天器制造商的重要振動(dòng)試驗(yàn)中都用力限控制技術(shù)替代響應(yīng)控制技術(shù)。例如，美國(guó)在1991年3月進(jìn)行了組件級(jí)和設(shè)備級(jí)的隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)（AFM和WFPCII力限振動(dòng)試驗(yàn)）；1996年11月進(jìn)行了整星級(jí)的隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)（卡西尼航天器系統(tǒng)級(jí)力限振動(dòng)試驗(yàn)），如圖1所示。

圖1 正在進(jìn)行垂向隨機(jī)力限振動(dòng)試驗(yàn)的卡西尼航天器

這些系統(tǒng)級(jí)、設(shè)備級(jí)和組件級(jí)力限振動(dòng)試驗(yàn)都取得了良好的試驗(yàn)效果，特別是力限條件的預(yù)示和振動(dòng)控制技術(shù)取得了相當(dāng)大的進(jìn)步。

2 國(guó)外主要力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)

針對(duì)力限振動(dòng)試驗(yàn)，國(guó)外制定了一些重要標(biāo)準(zhǔn)，而這些標(biāo)準(zhǔn)由于適用范圍、條件確定、控制方法以及力傳感器要求等內(nèi)容不同，各標(biāo)準(zhǔn)之間存在著差異。

目前，國(guó)外重要的力限振動(dòng)試驗(yàn)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)主要有：國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)化組織（ISO）標(biāo)準(zhǔn)ISO 17762《空間系統(tǒng)力限振動(dòng)試驗(yàn)》；美國(guó)航空航天局技術(shù)報(bào)告NASA-RP-1403《力限振動(dòng)試驗(yàn)專論》和技術(shù)手冊(cè)NASA-HDBK-7004B《力限振動(dòng)試驗(yàn)》。

2.1 ISO 17762《空間系統(tǒng)力限振動(dòng)試驗(yàn)》

ISO 17762是由德國(guó)起草的國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)，從屬于空間系統(tǒng)及其技術(shù)應(yīng)用分技術(shù)委員會(huì)的接口綜合與試驗(yàn)工作組（SC14/WG2）。ISO 17762編寫的目的是：為各國(guó)進(jìn)行空間航天器硬件設(shè)備振動(dòng)試驗(yàn)，提供力限振動(dòng)試驗(yàn)的方法，以及提供確定力限條件的方法。該標(biāo)準(zhǔn)主要規(guī)定了力限振動(dòng)試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)方法，主要包括：①力限振動(dòng)試驗(yàn)的目標(biāo)與特點(diǎn)；②力限振動(dòng)試驗(yàn)控制的方法；③力限條件的制定方法；④力限振動(dòng)試驗(yàn)規(guī)范。在附錄中給出了不同控制方法的試驗(yàn)示例，用圖示的方式描述了試驗(yàn)件、試驗(yàn)臺(tái)、力傳感器與安裝支架之間的安裝結(jié)構(gòu)，逐條詳細(xì)介紹了力限振動(dòng)試驗(yàn)流程。

ISO 17762適用于任何航天硬件力限振動(dòng)試驗(yàn)，也同時(shí)適用于阻尼情況對(duì)結(jié)果影響較大的振動(dòng)試驗(yàn)，例如飛行、鐵路或汽車運(yùn)輸中的振動(dòng)。在其內(nèi)容中介紹了力限振動(dòng)試驗(yàn)的作用以及意義，力限振動(dòng)試驗(yàn)的優(yōu)缺點(diǎn)，特別是對(duì)比傳統(tǒng)振動(dòng)試驗(yàn)，給出了力限振動(dòng)試驗(yàn)可以降低共振載荷的量級(jí)參數(shù)，直觀具體說明了進(jìn)行力限振動(dòng)試驗(yàn)的目的。

2.2 NASA-RP-1403《力限振動(dòng)試驗(yàn)專論》

NASA-RP-1403是由NASA噴氣動(dòng)力試驗(yàn)室（JPL）的動(dòng)態(tài)環(huán)境工作組在1997年5月完成的，是關(guān)于力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展史、理論以及方法應(yīng)用的詳細(xì)報(bào)告。1993年，NASA建立了一項(xiàng)力限控制試驗(yàn)方法基金，該基金旨在推動(dòng)建立力限控制方法的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)、手冊(cè)和報(bào)告，而使該方法能夠在NASA各個(gè)研發(fā)中心及相關(guān)組織采用。該基金的主要成果便是NASA-RP-1403。

NASA-RP-1403介紹了力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的歷史發(fā)展概況，從理論上詳細(xì)敘述了力限振動(dòng)試驗(yàn)的相關(guān)技術(shù)背景，介紹了力和加速度雙重控制理論，闡述了視在質(zhì)量、有效質(zhì)量和剩余質(zhì)量的物理含義及計(jì)算公式，分類介紹了力限條件的制定方法及計(jì)算公式，給出了力限振動(dòng)試驗(yàn)的真實(shí)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。NASA-RP-1403是力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的專題研究，其理論研究成果是力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)手冊(cè)（NASA-HDBK-7004）的理論依據(jù)。

NASA-RP-1403側(cè)重于理論分析和原理說明。從理論上敘述了力和加速度雙重控制方法，給出了理論基礎(chǔ)——戴維南和諾頓方程，推導(dǎo)出力和加速度雙重控制方程，但是未對(duì)力和加速度雙重控制方法的應(yīng)用給出說明。

2.3 NASA-HDBK-7004B《力限振動(dòng)試驗(yàn)》

NASA-HDBK-7004發(fā)布于1996年5月16日，后經(jīng)過兩次修訂。其7004 A版于2002年5月11日發(fā)布，對(duì)比原有版本，增加了新章節(jié)“6.0飛行與地面振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比”，新章節(jié)里包括2次實(shí)際飛行的測(cè)力數(shù)據(jù)。實(shí)際飛行的測(cè)量數(shù)據(jù)確認(rèn)了力限的方法論，支持了力限方法的有效性。最新版本是7004 B，于2003年1月31日發(fā)布，主要對(duì)標(biāo)準(zhǔn)A版本進(jìn)行了修訂。

該手冊(cè)協(xié)調(diào)、統(tǒng)一了NASA各機(jī)構(gòu)的力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，為NASA總部和各中心的NASA項(xiàng)目提供了力限振動(dòng)試驗(yàn)通用的基礎(chǔ)和依據(jù)，促進(jìn)了力限控制技術(shù)的應(yīng)用與推廣。NASA-HDBK-7004B規(guī)定了力限振動(dòng)試驗(yàn)的技術(shù)要求、方法和程序，并提供了豐富的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與實(shí)例。NASAHDBK-7004B主要內(nèi)容有：①范圍（包括目的和適用性）；②儀器設(shè)備（如力傳感器預(yù)緊、力傳感器校核、力傳感器選型、力傳感器安裝）；③力限條件制定方法，簡(jiǎn)單二自由度法、復(fù)雜二自由度法，并介紹了多自由度系統(tǒng)；④視在質(zhì)量和有效質(zhì)量的概念；⑤飛行測(cè)試與地面振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比等。

NASA-HDBK-7004B目的與適用范圍更多是從技術(shù)角度敘述了力限振動(dòng)試驗(yàn)的目標(biāo)、定義，力限技術(shù)核心——力傳感器情況，描述了力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展的概況。該手冊(cè)適用于任何航天項(xiàng)目力限振動(dòng)試驗(yàn)。該手冊(cè)規(guī)定了耦合系統(tǒng)方法，通過有限元分析法與模態(tài)試驗(yàn)法并列作為耦合系統(tǒng)方法中獲得有效模態(tài)質(zhì)量的手段，從而最終計(jì)算出產(chǎn)品試驗(yàn)的力譜。

這些資料主要內(nèi)容各有側(cè)重，為科學(xué)、合理并且規(guī)范地開展力限振動(dòng)試驗(yàn)發(fā)揮了重要作用。我國(guó)力限試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)充分汲取國(guó)外先進(jìn)標(biāo)準(zhǔn)的經(jīng)驗(yàn)，擇優(yōu)采納國(guó)外先進(jìn)標(biāo)準(zhǔn)的內(nèi)容，發(fā)展制定適合于我國(guó)國(guó)情的力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)。

3 國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)、手冊(cè)的比較分析

國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)主要有目的與適用性、力限振動(dòng)試驗(yàn)控制方法、力譜條件制定方法以及力限振動(dòng)試驗(yàn)測(cè)力裝置要求等技術(shù)內(nèi)容。針對(duì)這些標(biāo)準(zhǔn)的技術(shù)內(nèi)容與特點(diǎn)，對(duì)比分析各項(xiàng)標(biāo)準(zhǔn)的技術(shù)內(nèi)容及其優(yōu)缺點(diǎn)。

3.1 目的與適用性

NASA-HDBK-7004B的目的與適用范圍更多是從技術(shù)角度敘述了力限振動(dòng)試驗(yàn)的目標(biāo)、定義，力限技術(shù)的簡(jiǎn)要發(fā)展史，以及技術(shù)核心的力傳感器情況，體現(xiàn)了力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展的概況。ISO17762詳細(xì)的介紹了力限振動(dòng)試驗(yàn)的作用以及意義，力限振動(dòng)試驗(yàn)的優(yōu)缺點(diǎn)，特別是對(duì)比傳統(tǒng)振動(dòng)試驗(yàn)，給出了力限振動(dòng)試驗(yàn)可以降低共振載荷的量級(jí)參數(shù)，直觀具體的說明了進(jìn)行力限振動(dòng)試驗(yàn)的目的。

3.2 控制方法

國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)的控制方法主要是基于力限幅值響應(yīng)控制，并且必須由力傳感器對(duì)試驗(yàn)件的受力情況進(jìn)行測(cè)量。ISO17762給出了振動(dòng)試驗(yàn)的全部控制方法，但是沒有詳細(xì)講解控制策略，特別是力限振動(dòng)試驗(yàn)中的力和加速度控制策略。NASA-HDBK-7004B從力限振動(dòng)試驗(yàn)的力限控制方法方面講解了不同控制器下對(duì)應(yīng)的力限控制策略，并對(duì)不同的控制策略進(jìn)行了評(píng)價(jià)?？傮w來說，真正的力限振動(dòng)試驗(yàn)需要使用力和加速度雙重控制方法，控制器性能必須要滿足力限試驗(yàn)各功能與參數(shù)要求。

3.3 力限條件制定方法

NASA-HDBK-7004B引用了NASA-RP-1403的力限條件制定方法，采取了不同的分類方式，包括：①耦合系統(tǒng)方法；②半經(jīng)驗(yàn)法；③設(shè)計(jì)載荷驗(yàn)證法。但是NASA-HDBK-7004B僅敘述了耦合系統(tǒng)方法，分為簡(jiǎn)單二自由度法和復(fù)雜二自由度法。NASA-HDBK-7004B并沒有將有限元分析法單獨(dú)作為力譜確定一種方法，而是作為耦合系統(tǒng)方法的一部分內(nèi)容。有限元分析法與模態(tài)試驗(yàn)法并列作為耦合系統(tǒng)方法中獲得有效模態(tài)質(zhì)量的手段，從而最終計(jì)算出產(chǎn)品試驗(yàn)的力譜。NASA-RP-1403是將三種方法并列介紹的，并說明了設(shè)計(jì)載荷驗(yàn)證法的保守性最大，使用者只能根據(jù)自身的試驗(yàn)條件情況確定具體方法。ISO 17762中明確提出半經(jīng)驗(yàn)法為最佳實(shí)踐方法。

3.4 力傳感器相關(guān)規(guī)范

在力限振動(dòng)試驗(yàn)中，力參數(shù)的測(cè)量和精度是保證試驗(yàn)力限控制質(zhì)量的關(guān)鍵。這里主要針對(duì)國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)中對(duì)力傳感器的類型選擇、安裝要求等方面進(jìn)行對(duì)比分析。

a）力傳感器選型。ISO17762規(guī)定了壓電石英和應(yīng)變式兩種力傳感器，但是并沒有對(duì)兩種傳感器的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行對(duì)比，僅簡(jiǎn)要的描述了兩種傳感器安裝位置的區(qū)別。NASA-HDBK-7004B在測(cè)量力傳感器類型上，推薦使用壓電石英力傳感器。

b）力傳感器安裝要求。ISO17762在力傳感器安裝位置上，規(guī)定了壓電力傳感器不應(yīng)影響試驗(yàn)臺(tái)的動(dòng)態(tài)特性，但未說明如何不影響其動(dòng)態(tài)特性。NASA-HDBK-7004B在力傳感器安裝要求上，說明了壓電石英力傳感器必須嵌入在試驗(yàn)件和振動(dòng)臺(tái)之間（串聯(lián)），并且需要特殊的固定件，加速度計(jì)需安裝在試驗(yàn)件或振動(dòng)臺(tái)的上面（平行）。

c）力傳感器預(yù)緊力。ISO17762對(duì)此方面內(nèi)容沒有要求，而NASA-HDBK-7004B對(duì)測(cè)力傳感器預(yù)緊力進(jìn)行了詳細(xì)規(guī)定，如通過螺紋螺釘或者柱頭螺栓施加預(yù)應(yīng)力，這樣傳感器總在緊壓狀態(tài)，換能器上的靜態(tài)緊壓力是通過螺栓的靜態(tài)拉力來平衡的。

d）ISO 17762中說明了當(dāng)使用傳統(tǒng)的力傳遞部件時(shí)，需要由螺栓或螺絲固定，但未說明如何校準(zhǔn)，以及校準(zhǔn)計(jì)算方法。NASA-HDBK-7004B給出了力傳感器校準(zhǔn)的原因以及方法。

經(jīng)過以上對(duì)比分析可以得出：①在目的與適用性方面，ISO17762對(duì)力限振動(dòng)試驗(yàn)的背景、目的以及優(yōu)缺點(diǎn)等內(nèi)容進(jìn)行了詳細(xì)介紹，而NASA-HDBK-7004側(cè)重于對(duì)標(biāo)準(zhǔn)自身制定情況的介紹；②控制方法方面，NASA-HDBK-7004對(duì)控制策略規(guī)定比ISO17762更為具體；③在力限條件制定方法方面，ISO17762對(duì)三種力限條件制定方法的規(guī)定較為全面、詳細(xì)；④對(duì)于力傳感器規(guī)范，NASA-HDBK-7004的本部分內(nèi)容參考性強(qiáng)，有借鑒意義，而ISO17762對(duì)此部分內(nèi)容規(guī)定較簡(jiǎn)略。

4 我國(guó)力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)制定建議

未來隨著技術(shù)的進(jìn)步以及應(yīng)用范圍的增加，力限振動(dòng)試驗(yàn)將應(yīng)用于更多的振動(dòng)試驗(yàn)領(lǐng)域。我國(guó)航天部門已經(jīng)認(rèn)識(shí)到力限振動(dòng)試驗(yàn)的優(yōu)越性和重要性，開展了大量的力限振動(dòng)技術(shù)研究，取得了積極成果，航天科技集團(tuán)公司已經(jīng)發(fā)布了企業(yè)級(jí)標(biāo)準(zhǔn)《航天器系統(tǒng)級(jí)力限振動(dòng)試驗(yàn)方法》。為了推廣力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)，應(yīng)在我國(guó)力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)研究成果的基礎(chǔ)上，借鑒國(guó)外力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)的有益經(jīng)驗(yàn)和先進(jìn)內(nèi)容，制定行業(yè)級(jí)以上的力限振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，從而推動(dòng)我國(guó)力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的應(yīng)用與發(fā)展，進(jìn)一步提升我國(guó)航天器試驗(yàn)水平，加快促進(jìn)我國(guó)航天器總體設(shè)計(jì)能力的提高。為滿足試驗(yàn)的實(shí)際需要，確保標(biāo)準(zhǔn)具有較強(qiáng)的實(shí)用性，對(duì)我國(guó)制定力限振動(dòng)試驗(yàn)方法標(biāo)準(zhǔn)提出以下幾點(diǎn)建議。

a）標(biāo)準(zhǔn)的引言部分建議給出實(shí)施力限振動(dòng)試驗(yàn)的目的及其優(yōu)缺點(diǎn)，供工程單位試驗(yàn)時(shí)進(jìn)行裁剪。ISO 17762對(duì)此部分內(nèi)容進(jìn)行了詳細(xì)的敘述，建議參考、轉(zhuǎn)化此部分內(nèi)容。

b）建議明確力限試驗(yàn)的定義和具體控制方法。NASA-HDBK-7004B對(duì)此部分內(nèi)容作出了明確的規(guī)定，在制定力限振動(dòng)試驗(yàn)方法標(biāo)準(zhǔn)時(shí)可以借鑒參考。

c）建議對(duì)力限條件的確定方法以及各種方法的適用范圍作出詳細(xì)說明，可以將ISO 17762和NASA-RP-1403的相關(guān)內(nèi)容作為參考依據(jù)。

d）建議規(guī)定力傳感器的選型、安裝、校準(zhǔn)、施加預(yù)緊力等內(nèi)容，以及力限振動(dòng)試驗(yàn)夾具的性能要求、安裝和使用要求等內(nèi)容。NASAHDBK-7004B及ISO17762對(duì)該部分內(nèi)容有較為詳細(xì)的描述，可以借鑒。

[1]馬興瑞，于登云，韓增堯，等．星箭力學(xué)環(huán)境分析與試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展[J]．宇航學(xué)報(bào)，2006，27（3）．

[2]Scharton T D.Force-limited vibration testing monogragh[R].NASA Report，1997.

[3]李正舉，馬興瑞，韓增堯．振動(dòng)試驗(yàn)力限條件設(shè)計(jì)復(fù)雜二自由度方法研究[J]．宇航學(xué)報(bào)，2011，32（1）．

[4]張俊剛，劉大志，方貴前．力限控制緩解“過試驗(yàn)”原理分析與試驗(yàn)驗(yàn)證[J]．航天器環(huán)境工程，2008，25（6）．

吳永亮（1987年—），男，碩士，工程師，現(xiàn)主要從事航天總體、航天產(chǎn)品試驗(yàn)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)化工作。

李小龍（1982年—），男，碩士，高級(jí)工程師/副所長(zhǎng)，現(xiàn)主要從事航天總體標(biāo)準(zhǔn)化工作。