张弯洲，乐嘉陵，杨顺华，程文明，邓维鑫，

·基础研究及应用·

Ma4下超燃发动机乙烯点火及火焰传播过程试验研究

张弯洲1，2，＊，乐嘉陵2，杨顺华2，程文明1，邓维鑫1，2

（1.西南交通大学机械工程学院，成都 610031；2.中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心，四川绵阳 621000）

摘要：在直连式脉冲燃烧设备上，开展了模拟Ma4，总温935K来流参数下的超燃发动机乙烯点火试验。试验利用了火炬点火器和引导氢气的辅助点火方式，实现了乙烯的点火和稳定燃烧。结合壁面压力测量、高速摄影和数值模拟方法，分析点火及火焰传播过程发现：（1）在现有的注油方式下，回流区有利于点火，剪切层和凹槽后部是稳焰的主要区域；（2）点火成功后，影响凹槽稳焰的主要因素为燃料与氧化剂的浓度，剪切层内和凹槽后部持续卷吸氧化剂，因而能够维持稳定的燃烧；（3）凹槽下游注入的燃料发生燃烧造成流道一定程度壅塞，是提升燃烧室压力水平的重要原因，但该处的燃烧不能够稳定，引起燃烧室内压力的振荡，而导致该处不稳定燃烧的2个主要因素为变化的氧含量和较高的流速。
关键词：超燃发动机；点火；火焰传播；脉冲燃烧风洞；稳定燃烧
中图分类号：V231.3文献标识码：A

0 引 言

低马赫数（Ma4～4.5）条件下的超燃发动机点火起动问题是超燃发动机研究的难点之一。因来流总温在900～1000K之间，进入燃烧室的超声速气流静温在500～600K之间，低于燃料的自点火温度。为保证超燃发动机能够在此条件下可靠起动，必须进行低马赫数条件下的燃烧室点火起动过程研究，为超燃发动机设计提供一定的参考和依据。

针对该问题，国内外一些相关学者进行了系列研究，总结这些点火起动的措施可以概括为：（1）使用凹槽或突扩台阶结构［1］，在超声速流场中制造高温低速回流区，有利于点火和稳焰；（2）使用强迫点火器制造局部高温区域如火花塞［2］、高压电弧［3］和火炬点火器等，或同时在流场中释放自由基如等离子炬［4］点火器；（3）先锋火焰点火，首先点燃容易发生反应的氢气等燃料，加热燃烧室和在流场中产生自由基，辅助点火；（4）使用节流技术［5－6］，在燃烧室内产生激波串，减速燃烧室内气流，提高流场静温；（5）燃料技术，如增强燃料混合［7］、燃料加热［8］以及液态燃料雾化技术［9－13］，有利于燃料的快速蒸发、混合和点火燃烧；（6）改善燃烧室环境，如加热燃烧室壁面等。

乙烯作为一种重要的气态碳氢燃料，国外开展了大量研究。在低马赫数下针对乙烯燃料进行了试验研究［14－16］，这些研究的特点有：（1）连续式风洞设备上进行，试验证明，发动机壁温有利于点火和稳焰；（2）多种点火方式组合。点火方式较为常见的为节流辅助点火，火花塞辅助点火，等离子炬辅助点火；（3）注重点火结果的分析，关于点火过程研究报道较少。

本试验在中国空气动力研究与发展中心的脉冲直连式燃烧加热设备上进行，在冷壁条件下，通过对燃料、点火器的精确控制，实现乙烯燃料在Ma4下的点火。着眼于点火在燃烧室内发生的位置，火焰在燃烧室内的分布和传播形式的观察和研究，结合数值计算结果，分析凹槽区域影响点火和火焰分布及传播的因素。

1 试验设备及测量方法

1.1脉冲燃烧风洞设备

试验在直连式脉冲燃烧风洞设备（见图1）上开展，该设备能够模拟飞行马赫数4～7，喷管出口马赫数2～3，总温800～1900K，总压0.8～2.6MPa，设备稳定的试验时间约200～270ms。通过设备调试和流场校测，模拟Ma4的试验参数如表1所示，试验时间约250ms。

1.2火炬点火器

试验采用氢气－空气火炬点火器（见图2）。该点火器主要由3个子系统组成：氢气进气系统、空气进气系统和电火花塞系统。单个点火器的热功率调节范围为20～70kW.试验模型上同时安装了2个独立控制的点火器，以实现在较宽范围内调节点火器的功率，本次试验2个点火器的总功率为100kW。

图1 直连式脉冲燃烧风洞设备原理图Fig.1 The directly－connected pulse combustion facility

表1 风洞设备的试验参数Table 1 Experimental parameters of facility

1.3直连式超燃发动机燃烧室试验模型

矩形燃烧室试验模型宽度为100mm，其他尺寸如图3所示。凹槽深度18mm，长深比为10.8，后缘角22.5°。压力测点主要布置在发动机侧面中心线上，单侧测点数量为30个。

图2 火炬点火器Fig.2 Torch igniter

图3 超燃发动机燃烧室侧视图（单位：mm）Fig.3 Side－view of the scramjet combustor（Units：mm）

注油位置，点火器位置的分布如图4所示。A、B、C、D和E为注油位置，I为点火器位置。P1～P7为压力传感器位置，距离隔离段入口的距离分别为：415、465、515、565、640、750和852mm。

图4 凹槽，注油位置，点火器和节流位置（A～E为注油位置；I为点火器；P1～P7为压力传感器）Fig.4 Positions of cavity，injectors and igniters（A～E：injectors，I：igniters，P1～P7：pressure sensor locations）

1.4压力传感器

根据燃烧室不同位置的压力范围，使用了合适量程的压力传感器，以提高测量精度。

1.5高速摄影

使用高速摄像技术，记录了燃烧室内的点火和火焰传播过程。拍摄速度为7000帧／s，每2帧之间的时间差为1／7ms。拍摄位置为图4中的流场显示区域，流向长度为220mm，高度90mm，涵盖整个凹槽。

2 试验设置及参数

脉冲式试验的试验时间约250ms，试验时序为：流场建立，点火器工作，引导氢注入，乙烯注入，点火器和引导氢关闭，稳定试验时间结束，乙烯关闭，设备关闭，试验结束。

试验利用火炬点火器和引导氢，辅助乙烯点火。火炬点火器的功率100kW；引导氢从A位置注入，当量比约为0.05；乙烯从A、B、C、D和E共5个位置注入，当量比分别为：0.15、0.07、0.30、0.16和0.16。最终燃烧室压力测量的时间为引导氢和点火器完全关闭后约100ms。

3 试验现象及试验结果分析

3.1试验过程

直连式脉冲燃烧风洞的设备运行如图5所示：A：980ms富氧管快速阀开启，前室压力（1－3）上升；B：1010ms氢气快速阀开启，氢气喉道压力（1－2）上升后稳定；C：1110ms破膜，后室压力（1－4）和稳定段压力（1－8）上升，发动机内流场开始建立；D：1160～1200ms流场稳定时刻；E：约1430ms时设备氢气耗尽，试验结束。

图6为试验运行过程中，点火器腔体、引导氢气和乙烯注油的压力检测信号，该图的时间轴与图5的时间轴一致，具体的时序为：A：1130ms稳定段压力上升后点火器（1－14）开始工作；B：1165ms稳定段压力趋稳后引导氢（1－11）开始注入，试验开始；C：1200ms乙烯（1－10和1－16）开始注入；D：1220ms引导氢和点火器同时关闭；E：1260ms引导氢和点火器完全关闭；F：1430ms稳定试验时间结束。

图5 脉冲燃烧风洞设备运行时序Fig.5 The operation schedule of pulse combustion facility

图6 试验时序图Fig.6 Schedule of ignition experiment

图7 为试验结束前10ms测量的整个燃烧室内的压力曲线。其与冷流压力曲线的比较证明，该时刻燃烧室处于工作状态。

图7 1420ms时的燃烧室壁面压力Fig.7 Combustor wall pressure at 1420ms

3.2流场建立及点火器单独工作过程

流场建立过程中，利用高速摄影技术在流场中观察到点火器喷射的火焰（见图8）。点火器的火焰在流场中存在一定程度的摇摆和拉伸，但火焰明显，亮度较强。

图8 仅有点火器工作时的流场Fig.8 Flow－field with igniters on

3.3引导氢气点火过程

氢气点火过程中燃烧室壁面压力的变化如图9所示：（1）1165ms为氢气从凹槽上游开始注入；（2）1167ms氢气开始被点燃；（3）1171ms氢气燃烧剧烈，凹槽内几个位置压力上升至最高；（4）1184ms左右，由于氢气流量减少，燃烧减弱，凹槽入口处压力下降明显；（5）1205ms乙烯开始注入，凹槽内压力继续降低。之后乙烯点火，燃烧室内压力逐渐上升。

图9 引导氢气点火过程的压力检测Fig.9 Pressure data of pilot hydrogen ignition process

结合压力变化曲线与流场显示结果详细地比较和分析，将流场显示中首次出现氢气火焰的1594帧与图9中515和565mm这2处压力开始变化的1167ms定义为同一时刻，便于后续的分析和比较。这样的定义由于压力测量的响应和滞后问题可能存在一定的误差。

图9和10显示的氢气点火过程如下：（1）氢气注油。1164ms氢气开始注入燃烧室，约2ms后，观察到点火器火焰亮度明显降低，在氢气点燃前，点火器火焰变得微弱（见图10中1166.7ms）；（2）氢气点火。氢气点火最先发生在点火器与凹槽斜坡之间（见图10中1167.1ms），壁面515和565mm位置处的压力首先感应到压力变化；（3）氢气火焰传播过程。氢气在凹槽后部点燃后，燃烧迅速扩散至剪切层内，以剪切层为中心，逐渐向上游、下游和凹槽内扩散。燃烧室压力处于高位时，剪切层、凹槽中后部内均存在强烈燃烧（见图10中1171.0ms）。随后凹槽后部的燃烧逐渐减弱，最后氢气在剪切层内稳定燃烧，燃烧室壁面压力下降明显。

图10 引导氢气点火过程Fig.10 The whole ignition process of pilot hydrogen

结合数值分析结果，对氢气的点火和火焰传播过程的解释如下：（1）由于氢气当量比仅为0.05，氢气注入后，直接进入剪切层内，通过扩散进入凹槽回流区内。凹槽内的氢气浓度分布如图11所示，凹槽前部富油程度较高，凹槽后部富油程度较低，相对更有利燃烧。点火器位置温度高，氢气浓度适中，因此是发生点火的理想位置；（2）点火成功后，回流区内有较剧烈的反应，如1171.0～1178.7ms帧所示。由于回流区与主流之间的质量交换较小，燃烧初期，富油的回流区内氧气消耗殆尽，导致回流区内富油程度较高。而新鲜空气中的氧进入剪切层相对更容易，剪切层内的氧和氢气浓度相对更适合稳定燃烧，因此剪切层是主要的稳焰区域；（3）由于氢气注油压力的衰减，氢气流量减小，最终少量的氢气全部在剪切层内反应，燃烧仅分布在剪切层内，凹槽内的氧含量增加（见图10中1200.7ms）。

图11 凹槽上游注油时的氢气浓度云图Fig.11 Hydrogen contour at upstream injection

3.4乙烯点火及火焰传播过程

乙烯点火及火焰传播过程主要分为3个阶段：（1）乙烯点火阶段；（2）氢气和点火器开启时的乙烯共同燃烧阶段；（3）氢气和点火器完全关闭后乙烯单独燃烧阶段。

（1）乙烯点火

燃烧室壁面压力的变化显示，乙烯注入后，燃烧室内465、515和565mm位置处的压力下降（见图12），其中515mm处压力下降显著，因氢气燃烧主要分布在该位置，乙烯注入后氢气燃烧减弱，导致该位置压力显著下降。约1213ms时刻，465和515mm这2处的压力明显上升，之后凹槽内415、465、515和565mm这4个位置的压力均有小幅抬升。流场显示中乙烯点火位置最先发生在凹槽底部乙烯注油位置，之后火焰在凹槽内向上游和下游传播（见图13（a））。

图12 乙烯点火前期压力变化Fig.12 The Prior process of ethylene ignition

（2）乙烯火焰传播过程

乙烯从5个位置注油，凹槽上游和凹槽底部注入的燃料大部分进入凹槽回流区，靠近凹槽前壁的回流区内富油程度较高。乙烯在凹槽内被点燃并迅速在凹槽内传播，1215ms时回流区内燃烧明显。由于富油程度较高，燃烧较短时间后氧气消耗殆尽，回流区内的燃烧在约5ms后熄灭（见图13中1219.9ms），之后燃烧集中在剪切层内和凹槽后部。

1229.4 ms时，凹槽后部的燃烧扩散至凹槽下游，在1229.7ms时，凹槽下游出现了明显的燃烧迹象。图12中的压力变化表明，约在1228ms时刻，852mm位置处的压力发生急剧变化，表明该位置发生了剧烈燃烧。之后除415mm位置外，其他位置的压力随之上升。

凹槽下游的燃烧形成一定程度的热力学喉道，减速喉道上游的来流促进了喉道上游的燃烧，对燃烧室内的压力有明显的提升。同时使得部分新鲜气流进入凹槽回流区内，减弱了凹槽前部的富油程度，整个凹槽回流区均有强烈的燃烧（见图13中1230.3～1237.3ms）。

图13 乙烯点火过程Fig.13 The process of ethylene ignition

凹槽回流区的燃烧导致回流区内压力上升，剪切层被抬升偏向主流，凹槽上游产生的火焰部分流向下壁面，在经过下壁面注油位置时，点燃了下壁面注入的燃料（见图13中1237.1～1237.7ms）。此时燃烧室内燃烧距离和压力达到顶峰。

（3）乙烯单独燃烧过程

由于凹槽下游和凹槽内稳定的燃烧区域已经形成，凹槽上游注入的引导氢气和凹槽内的点火器完全关闭后，燃烧室内燃烧区域的分布基本不变，但凹槽段剧烈燃烧的区域变小，凹槽内燃烧的强度有所减弱，如比较1237.7ms及之后的燃烧强度。

3.5试验结果及分析

（1）燃烧室压力振荡现象及原因

压力曲线显示燃烧室内的压力存在较大幅度的振荡（见图14）。而流场显示结果表明，凹槽内能够维持较稳定的燃烧，而凹槽下游和燃烧室下壁面的燃烧呈明显的周期性，并不能维持稳定燃烧（图15）。

图14 压力典型震荡过程Fig.14 Typical pressure oscillation processes

利用数值模拟方法分析凹槽下游和下壁面燃烧振荡的原因和过程为：（a）点火成功后，燃烧集中在剪切层内和凹槽后半部，该区域的氧含量适合燃烧，回流区内富油程度较高（见图16），不利于燃烧；（b）剪切层和凹槽后部的燃烧达到一定程度，高温燃气溢出凹槽，流经凹槽下游注油位置C，点燃C位置注入的燃料；（c）C位置发生燃烧后，在凹槽下游形成一定程度的壅塞，促进凹槽内的燃烧，凹槽回流区内压力升高，剪切层抬升偏向主流，凹槽上游注入的部分燃料流向下壁面，点燃下壁面D位置和E位置注入的燃料；（d）凹槽下游C位置和下壁面D、E位置同时燃烧，壅塞程度增加，剪切层进一步抬升，凹槽内的富油气流溢出凹槽（见图17），流向C位置，熄灭C位置的燃烧；（e）C位置的燃烧熄灭后，壅塞程度降低，流向下壁面的火焰消失，D和E位置的燃烧也熄灭，凹槽流动形态和剪切层状态恢复，燃烧再次主要分布于剪切层和凹槽后部，燃烧状态回复到（a），之后循环。

图15 1290～1300ms时的压力震荡过程Fig.15 Pressure oscillation in combustor at 1290～1300ms

图16 凹槽内当地当量比的变化Fig.16 Change of local equivalence ratio during combustion

图17 凹槽内氧浓度的变化Fig.17 Change of oxygen concentration during combustion

（2）影响稳焰的因素

高速摄影结果表明，凹槽段是维持火焰稳定燃烧的重要区域。然而，凹槽内的燃烧分布和燃烧形态并不一致。如在氢气燃烧阶段，随着氢气流量的减少，燃烧主要集中在剪切层内；乙烯点火过程及乙烯燃烧过程中，燃烧最先在剪切层内稳定，并经过剪切层向上游和凹槽内扩散，当燃烧达到一定程度时，凹槽大部分区域分布有明显的火焰，而凹槽前缘附近的燃烧始终较为微弱或没有明显燃烧（见图10和13）。

结合数值分析发现，该发动机构型冷流时为典型的闭式凹槽（见图18（a）），气流经过凹槽入口前缘时，形成一道膨胀波，气流偏向凹槽，流线在凹槽中部达到凹槽底部后向主流偏转，凹槽前缘和凹槽斜坡附近各形成一个回流区；当凹槽内的引导氢气开始后，凹槽内压力上升，剪切层向主流中心偏转，此时凹槽前缘和凹槽斜坡附近的回流区扩大，2个回流区有相连的趋势（见图18（b）），结合图10中的高速摄影结果，燃烧分布在剪切层内；乙烯点火初期，乙烯燃烧后，凹槽内的压力进一步升高，凹槽内2个回流区合并成一个回流区，回流区的中心在凹槽尾部（见图18（c）），此时燃烧主要分布在剪切层内和凹槽尾部（见图13中1217.0～1229.9ms）；燃烧室内燃烧发展到一定程度，凹槽下游甚至下壁面均开始燃烧后，凹槽内的流动形态发生了显著变化，凹槽前缘形成一个明显的回流区，流线从凹槽上游进入该回流区，另一个回流区在凹槽中部形成（见图18（d）），此时整个凹槽区域均分布有明显的燃烧，但凹槽前缘的燃烧相对微弱（见图13中1230.3～1271.3ms）。

图18 回流区在燃烧过程中的变化Fig.18 Recirculation zone variation during combustion

回流区形态的变化直接影响凹槽内的质量交换。当回流区形态为图18（a）、（b）和（c）时，凹槽前部的回流区内与主流之间的质量交换主要为质量扩散，交换率较低，该回流区内贫油或富油程度较高（因注油方式或处于不同燃烧过程而异），不适合维持稳定燃烧。新鲜空气通过剪切层在凹槽后部一部分向凹槽内流动进入凹槽后部的回流区，一部分溢出凹槽偏向主流，因此剪切层和凹槽后部是燃烧稳定的区域。当流动形态为图18（d）时，部分主流沿流线直接进入凹槽前部和凹槽后部的回流区内，能够及时补充氧气，燃烧能够在整个凹槽内维持。

因此，影响剪切层稳焰的主要因素为燃料与氧化剂的浓度。

4 结 论

试验利用点火器和引导氢气成功点燃了气态乙烯燃料，乙烯燃料在点火器和引导氢气完全关闭的条件下，稳定燃烧了170ms。利用压力测量和高速摄影技术得到了点火及火焰传播的试验数据。结合压力与流场显示数据，详细分析了氢气点火及乙烯点火和燃烧的各个过程，并得到以下结论：

（1）凹槽内是点火和火焰稳定的重要场所。回流区内是点火发生的理想场所，而剪切层和凹槽后部是燃烧稳定的主要区域；

（2）凹槽下游和下壁面位置的燃烧是提升燃烧室压力水平的重要原因，而该2处位置的间歇性燃烧是造成燃烧室内压力振荡的主要原因。引起凹槽下游和下壁面位置熄火的2个主要原因为氧浓度过低和流速高；

（3）凹槽内点火成功后，影响凹槽稳焰的主要因素为燃料与氧化剂的浓度。剪切层内和凹槽后半部持续有新鲜空气进入，是稳焰的理想场所。

［1］Adela Ben－Yakar，Ronald K Hanson.Cavity flame－holders for ignition and flame stabilization in scramjets：an overview［J］.Journal of Propulsion and Power，2001，17（4）：869－876.

［2］Chadwick C Rasmussen，James F Driscoll，et al.Stability limits of cavity－stabilized flames in supersonic flow［J］.Proceedings of the Combustion Institute，2005，30：2825－2833.

［3］Aleksandrov A，Bychkov V，Chernikov V，et al.Arc discharge as a means for ignition and combustion of propane－air mixture supersonic flow［R］.AIAA 2006－1462.

［4］Junya Watanabe，Naoyuki Abe，Kenichi Takita.Effect of a rearward－facing step on plasma ignition in supersonic flow［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2009，46（3）：561－567.

［5］Vigor Yang，Jian Li，Jeong Yeol Choi，et al.Ignition transient in an ethylene fueled scramjet engine with air throttling part I：non－reacting flow development and mixing［R］.AIAA－2010－409.

［6］Vigor Yang，Jian Li，Jeong Yeol Choi，et al.Ignition transient in an ethylene fueled scramjet engine with air throttling part II：ignition and flame development［R］.AIAA－2010－410.

［7］张弯洲，乐嘉陵，杨顺华，等.超燃发动机混合效率评估方法探讨［J］.航空动力学报，2002，27（9）：1958－1966.Zhang W Z，Le J L，Yang S H，et al.Evaluation of the fuel mixing efficiency for Scramjet［J］.Journal of Aerospace Power，2012，27（9）：1958－1966.

［8］Mathur T，Lin K C，Kennedy P.Liquid JP－7combustion in a scramjet combustor［R］.AIAA－2000－3581.

［9］Wang Dian，Song Wenyan，Li Jianping，et al.Investigation of hydrocarbon－fuel ignition and combustion in scramjet combustor［J］.Journal of Solid Rocket Technology，2008，31（5）：449－452.

［10］Lin K C，Kirkendall K A，Kendedy P J，et al.Spray structures of aerated liquid fuel jets in supersonic cross－flows［R］.AIAA－99－2374，1999.

［11］Lin K C，Kendedy P J，Jackson T A.Spray penetration heights of angled－injected aerated－liquid jets in supersonic cross－flows［R］.AIAA－2000－0194，2000.

［12］Lin K C，Kendedy P J，Jackson T A.Penetration heights of liquid jets in high－speed cross－flows［R］.AIAA－2002－0873，2002.

［13］Corin Segal.The Scramjet engine：processes and characteristics［M］.New York：Cambridge University Press，2009.

［14］Lin K C，Tam Chung－Jen，Isaac Boxx，et al.Flame characteristics and fuel entrainment inside a cavity flame holder in a scramjet combustor［R］.AIAA－2007－5381，2007.

［15］Mathur T，Streby G，Gruber M.Supersonic combustion experiments with a cavity－based fuel injector［R］.AIAA－99－2102，1999.

［16］Pan Yu，Luo W L，Liu W D，et al.Investigation on the ignition process in a model scramjet combustor［R］.ISABE 2009－1256.

Experimental research on ethylene ignition and flame propagation processes for scramjet at Ma4

Zhang Wanzhou1，2，＊，Le Jialing2，Yang Shunhua2，Cheng Wenming1，Deng Weixin1，2
（1.School of Mechanical Engineering，Southwest Jiaotong University，Chengdu 610031，China；2.Airbreathing Hypersonics Research Center，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Gaseous ethylene ignition experiments were carried out on directly－connected pulse combustion facility.The stagnation temperature and the Mach number at the isolator entrance were 935Kand 2respectively，which simulated the flight with Mach number 4.Ethylene was ignited successfully and stable combustion was maintained by employing torch igniter and pilot hydrogen.Wall pressure measurement，high speed imaging and numerical simulation were employed to analyze the ignition and flame propagation processes.The results indicate that：（1）the recirculation zone in the cavity avails ignition，while the shear layer and the rear of the cavity are the main regions for stable combustion；（2）after ignition，the density of the fuel and oxidizer is the key factor to stable combustion，and oxidizer that continually entering the shear layer and rear of cavity supports the stable combustion；（3）combustion downstream of the cavity promotes the pressure level in the combustor，and the unstable combustion there causes pressure oscillation.The high velocity and variation of oxygen content are the two main factors including unstable combustion downstream of the cavity.

scramjet；ignition；flame propagation；pulse combustion facility；stable combustion

（编辑：杨 娟）

1672－9897（2016）03－0040－08

10.11729／syltlx20150161

2015－12－29；

2016－05－24

＊通信作者E－mail：zwz1496293＠qq.com

Zhang W Z，Le J L，Yang S H，et al.Experimental research on ethylene ignithion and flame propagation processes for scramjet at Ma4.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：40－46，84.张弯洲，乐嘉陵，杨顺华，等.Ma4下超燃发动机乙烯点火及火焰传播过程试验研究.实验流体力学，2016，30（3）：40－46，84.

张弯洲（1984－），男，湖南醴陵人，博士。研究方向：超燃冲压发动机燃烧室技术。通信地址：四川省绵阳市二环路南段6号1902信箱（621000）。E－mail：zwz1496293＠qq.com