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航空動(dòng)力學(xué)報(bào)

所屬欄目:核心期刊 更新日期:2025-07-03 09:07:52

航空動(dòng)力學(xué)報(bào)

航空動(dòng)力學(xué)報(bào)

北大核心CAINSPECJST

Journal of Aerospace Power

期刊周期:月刊
復(fù)合影響因子:1.053
綜合影響因子:0.790
官網(wǎng):http://www.jasp.com.cn
主編:陶智
平均出版時(shí)滯:229.5580

  航空動(dòng)力學(xué)報(bào)最新期刊目錄

考慮燃?xì)馇挥绊懙娜紵衣晫W(xué)模態(tài)特性數(shù)值仿真————作者:張澤昊;董立寶;趙粒優(yōu);郭康康;龐建國(guó);

摘要:基于計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)(CAA)/低階熱聲網(wǎng)絡(luò)耦合方法開(kāi)展了含燃?xì)馇蝗紵衣晫W(xué)模態(tài)特性數(shù)值仿真,計(jì)算獲得了燃燒室主要聲學(xué)模態(tài)的特征頻率、阻尼率及聲壓分布云圖,驗(yàn)證了該耦合算法精度與效率,并對(duì)比分析了燃?xì)馇粚?duì)聲學(xué)模態(tài)特性的影響。結(jié)果表明:考慮燃?xì)馇挥绊懞螅細(xì)馇粫?huì)與燃燒室聲壓分布相互耦合,導(dǎo)致燃燒室一階橫向、縱向模態(tài)阻尼率下降24.5%、16%,但對(duì)其特征頻率影響不明顯;另外,相比于常規(guī)計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)法,耦...

高溫氣體密封技術(shù)研究進(jìn)展與變馬赫數(shù)噴管應(yīng)用分析————作者:牛君豪;郭永博;張德龍;王路凱;

摘要:綜述了航空航天領(lǐng)域高溫氣體密封技術(shù),包括耐高溫膠粘劑、高溫靜密封、高溫動(dòng)密封技術(shù)及其泄漏理論、性能測(cè)試技術(shù)。歸納了國(guó)內(nèi)外高溫氣體密封技術(shù)的主要研究成果,并分析了其在極端工況下高溫變馬赫數(shù)噴管大尺寸密封系統(tǒng)的適用性和優(yōu)化潛力。近年來(lái),耐高溫膠粘劑的耐熱性能提升、高溫氣體密封結(jié)構(gòu)的改進(jìn)、密封件的回彈性能、泄漏性能及耐磨性實(shí)驗(yàn)研究,以及高溫氣體密封件泄露模型的建立和密封性能測(cè)試平臺(tái)的開(kāi)發(fā)等方面取得了顯著...

小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)噴管面積對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響研究————作者:孟琰;申力鑫;蔣朝虎;曾陽(yáng);陳志華;杜海;

摘要:為了研究噴管出口面積變化對(duì)小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響,選取一臺(tái)某型100 daN級(jí)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為是實(shí)驗(yàn)對(duì)象,探討其在33000~60000 r/min轉(zhuǎn)速范圍內(nèi),在恒定轉(zhuǎn)速和恒定燃油流量?jī)煞N工況下的響應(yīng)特性。基于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)建立了量化發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)間耦合效應(yīng)的數(shù)學(xué)模型并提出了優(yōu)化策略。結(jié)果表明:在 54000 r/min恒速工況下,當(dāng)量面積比(EAR)從1.24降至0.85,可使靜推力提高107%,出口排氣溫...

漸縮型沖擊孔對(duì)靜葉前緣沖擊冷卻性能的影響————作者:劉雨松;朱華;嚴(yán)彪;李亮;

摘要:為探究漸縮型沖擊孔的布置對(duì)靜葉前緣沖擊冷卻流動(dòng)傳熱的影響,在12個(gè)標(biāo)準(zhǔn)沖擊孔的不同位置布置漸縮型沖擊孔建立3種新型沖擊冷卻結(jié)構(gòu)。采用ANSYS CFX對(duì)四種模型進(jìn)行計(jì)算,分析四種結(jié)構(gòu)流動(dòng)傳熱特性及綜合傳熱性能。結(jié)果表明:漸縮型沖擊孔能減小工質(zhì)流動(dòng)阻力且漸縮型沖擊孔個(gè)數(shù)越多流動(dòng)阻力越小;僅在下游布置6個(gè)漸縮型沖擊孔的冷卻結(jié)構(gòu)靶面上傳熱效果最好且靶面?zhèn)鳠嵋沧罹鶆颉?biāo)準(zhǔn)沖擊孔和漸縮型沖擊孔交替布置的冷卻...

基于混合視覺(jué)的封嚴(yán)蜂窩復(fù)雜磨痕量化評(píng)估方法————作者:張鵬飛;徐茂程;趙罡;

摘要:提出了一種基于混合視覺(jué)的封嚴(yán)蜂窩磨痕測(cè)量數(shù)據(jù)自適應(yīng)處理與量化評(píng)估方法,考慮蜂窩磨痕的邊緣模糊及截面復(fù)雜的特性,通過(guò)點(diǎn)云和圖像的融合分析實(shí)現(xiàn)了蜂窩磨痕的自適應(yīng)識(shí)別、特征提取與量化評(píng)估。在點(diǎn)云數(shù)據(jù)中,根據(jù)蜂窩結(jié)構(gòu)的先驗(yàn)幾何特征,對(duì)實(shí)測(cè)點(diǎn)云進(jìn)行重新定位與主平面提取,實(shí)現(xiàn)測(cè)量坐標(biāo)系與理論坐標(biāo)系的位姿對(duì)齊;在圖像數(shù)據(jù)中,通過(guò)圖像形態(tài)學(xué)算法解決蜂窩空洞較多、深孔等干擾下的蜂窩區(qū)域精準(zhǔn)提取問(wèn)題,實(shí)現(xiàn)劃痕幾何的量...

雙噴口射流沖擊高速旋轉(zhuǎn)圓盤的換熱研究————作者:唐淼;劉振剛;呂亞國(guó);劉振俠;楊智雄;吳丁毅;

摘要:為了分析射流溫度、圓盤轉(zhuǎn)速、射流流量和盤面溫度對(duì)旋轉(zhuǎn)圓盤換熱的影響規(guī)律,采用數(shù)值模擬方法研究了雙噴口滑油射流沖擊高速旋轉(zhuǎn)圓盤的兩相流動(dòng)及換熱特性。結(jié)果表明:射流溫度從323K升高到423 K,使得面平均努塞爾數(shù)增大了28.54%;當(dāng)盤面轉(zhuǎn)速由4000 r/min提高到10000 r/min時(shí),面平均努塞爾數(shù)隨著轉(zhuǎn)速的提升減小了10.61%,但轉(zhuǎn)速對(duì)有效換熱面積的影響是有限的,故在12000 r/m...

航空發(fā)動(dòng)機(jī)套齒結(jié)構(gòu)內(nèi)摩擦動(dòng)力學(xué)特征研究————作者:王彤;王儼剴;王掩剛;王得龍;

摘要:套齒結(jié)構(gòu)因具有高可靠性和扭矩傳遞補(bǔ)償能力,廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng),但其內(nèi)摩擦失穩(wěn)問(wèn)題易引發(fā)轉(zhuǎn)子振動(dòng)突增,威脅飛行安全。針對(duì)某型直升機(jī)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)套齒結(jié)構(gòu)內(nèi)摩擦故障,通過(guò)理論建模、數(shù)值仿真與試驗(yàn)研究相結(jié)合的方法,系統(tǒng)揭示了內(nèi)摩擦失穩(wěn)的動(dòng)力學(xué)特征與穩(wěn)定邊界。基于運(yùn)動(dòng)分析建立了帶套齒轉(zhuǎn)子的非線性動(dòng)力學(xué)模型,推導(dǎo)了跳躍門檻與失穩(wěn)門檻的解析表達(dá)式,理論揭示了失穩(wěn)振動(dòng)幅值突降/突增及次諧波成分的產(chǎn)生機(jī)理。...

螺栓連接防松膠扭拉關(guān)系、黏接性能與振動(dòng)試驗(yàn)研究————作者:張忠偉;王星潔;劉檢華;鞏浩;黃嘉禹;

摘要:為了滿足航空航天產(chǎn)品的高可靠服役要求,工程中廣泛應(yīng)用各種螺紋防松膠,但是,當(dāng)前缺少對(duì)螺紋防松膠固化黏接強(qiáng)度和防松性能,以及涂覆防松膠對(duì)螺栓連接扭拉關(guān)系影響規(guī)律的系統(tǒng)研究。選取2類共計(jì)5種典型螺紋防松膠作為研究對(duì)象,分別將其應(yīng)用于M8合金鋼螺栓螺母,以及M5鈦合金螺栓與不銹鋼螺母連接結(jié)構(gòu),研制了專用的試驗(yàn)工裝,采用控制變量思想詳細(xì)設(shè)計(jì)了試驗(yàn)內(nèi)容,應(yīng)用扭拉試驗(yàn)機(jī)和振動(dòng)試驗(yàn)機(jī)分別測(cè)試了涂覆防松膠的螺栓螺...

高超聲速飛行器前緣氣動(dòng)熱固態(tài)溫差發(fā)電技術(shù)研究————作者:熊屠安;林尚超;何淼生;周志超;劉洋;

摘要:針對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)熱回收問(wèn)題,對(duì)鈍頭體飛行器前緣固態(tài)溫差發(fā)電技術(shù)展開(kāi)了研究。構(gòu)建高超聲速鈍頭體與熱電器件的多物理場(chǎng)耦合計(jì)算模型,模擬實(shí)際高空飛行環(huán)境中熱電器件的輸出情況。通過(guò)地面平臺(tái)測(cè)試與風(fēng)洞試驗(yàn),驗(yàn)證模型計(jì)算的準(zhǔn)確性,研究熱電器件在不同環(huán)境下的輸出性能。針對(duì)不同材料與結(jié)構(gòu)的熱電器件進(jìn)行了對(duì)比研究。研究結(jié)果表明:熱電器件能夠有效地將飛行器表面氣動(dòng)熱轉(zhuǎn)化為電能;模擬實(shí)際高空飛行器中單個(gè)器件最大輸...

高超聲速飛行器艙內(nèi)隔熱材料研究進(jìn)展————作者:黨文偉;李曉升;李鯤;趙金龍;

摘要:高超聲速飛行器技術(shù)的快速發(fā)展對(duì)艙內(nèi)隔熱材料提出了更高的要求,輕質(zhì)高效的隔熱材料是保證飛行器內(nèi)部電子儀器、電氣設(shè)備等正常工作的關(guān)鍵。闡述了高超聲速飛行器艙內(nèi)隔熱材料在熱傳導(dǎo)、熱對(duì)流、熱輻射傳熱模式下的工作機(jī)理及其導(dǎo)熱系數(shù)測(cè)試方法,介紹了泡沫陶瓷隔熱材料、有機(jī)泡沫隔熱材料、纖維隔熱材料及氣凝膠隔熱材料的研究現(xiàn)狀。結(jié)果表明:不同的隔熱材料因其結(jié)構(gòu)差異而表現(xiàn)出不同的隔熱機(jī)理和傳熱形式,通常經(jīng)理論數(shù)學(xué)模型計(jì)...

底部凹腔加側(cè)開(kāi)孔減阻研究————作者:崔文瑤;郭德春;

摘要:為了研究高速來(lái)流下底部凹腔加側(cè)開(kāi)孔的減阻效果,采用數(shù)值計(jì)算對(duì)帶有底部凹腔及側(cè)開(kāi)孔的旋成體進(jìn)行了模擬。研究了側(cè)開(kāi)孔的孔徑、孔傾斜角、開(kāi)孔位置、開(kāi)孔數(shù)量幾個(gè)因素對(duì)減阻效果的影響規(guī)律。結(jié)果表明:孔徑的影響規(guī)律非線性且存在最優(yōu)解,隨孔徑增大,減阻效果先增強(qiáng)后減弱。孔傾斜角越小,減阻效果越差。開(kāi)孔位置離凹腔底部越近,越有利于流動(dòng)再附于底部,減阻效果越好。周向位置對(duì)減阻效果影響較小。開(kāi)孔數(shù)量越多,本質(zhì)上相當(dāng)于...

考慮氣穴效應(yīng)的軸承腔石墨封嚴(yán)結(jié)構(gòu)滑油流動(dòng)與泄漏特性研究————作者:任國(guó)哲;唐洪媛;燕陽(yáng);徐文峰;孫丹;

摘要:為探究石墨封嚴(yán)結(jié)構(gòu)對(duì)滑油流動(dòng)與泄漏特性的作用機(jī)理,對(duì)常規(guī)石墨封嚴(yán)結(jié)構(gòu)提出四種開(kāi)槽方案,深入探究考慮氣穴效應(yīng)情況下,不同結(jié)構(gòu)參數(shù)和工況參數(shù)對(duì)軸承腔石墨封嚴(yán)間隙中滑油流動(dòng)特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明,未考慮氣穴效應(yīng)時(shí),在低于飽和蒸汽壓力情況下,液態(tài)滑油氣化的影響被忽略,導(dǎo)致封嚴(yán)間隙內(nèi)出現(xiàn)壓力為負(fù)值的現(xiàn)象,此時(shí)有悖于客觀實(shí)際。而考慮氣穴效應(yīng)后,封嚴(yán)間隙壓力為負(fù)值現(xiàn)象消失,因此在研究石墨封嚴(yán)間隙滑油流動(dòng)特...

熱葉柵中雙層壁冷卻渦輪葉片表面氣動(dòng)傳熱特征測(cè)量————作者:張帥;曾軍;方弘毅;陳阿龍;鄒遠(yuǎn)祿;

摘要:針對(duì)采用E3發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)葉葉型面和典型沖擊-氣膜雙層壁冷卻結(jié)構(gòu)的綜合冷效試驗(yàn)件,在柵前總溫1073K、柵前總壓0.9MPa高溫高壓狀態(tài)氣熱耦合扇形葉柵環(huán)境下開(kāi)展葉表氣動(dòng)和傳熱特征分布測(cè)量試驗(yàn)研究。通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)試驗(yàn)段主氣流道,合理布置溫度、靜壓測(cè)試葉片,實(shí)現(xiàn)中間葉片和相鄰葉片良好的主氣周期性特征,進(jìn)而在單次氣熱耦合綜合冷效試驗(yàn)中同時(shí)獲得有效的試驗(yàn)件葉型面等熵馬赫數(shù)分布和溫度分布。試驗(yàn)測(cè)量得到流量...

綜合考慮罩量和冷熱態(tài)關(guān)系的葉片優(yōu)化方法————作者:葉文明;陳帝云;李世峰;趙姝帆;王國(guó)良;邱名;

摘要:為解決傳統(tǒng)罩量調(diào)整和冷熱態(tài)換算方法可能會(huì)導(dǎo)致的冷態(tài)葉型強(qiáng)度儲(chǔ)備等性能偏離設(shè)計(jì)指標(biāo)的問(wèn)題,提出了一種將葉片罩量調(diào)節(jié)和冷熱態(tài)換算結(jié)合的優(yōu)化方法。該方法包含罩量調(diào)整和冷熱態(tài)葉型換算兩個(gè)小循環(huán)以及一個(gè)大循環(huán),其中,罩量調(diào)整和冷熱態(tài)換算的核心思想分別為基于葉片變形規(guī)律的重心修正和基于關(guān)鍵數(shù)據(jù)點(diǎn)變形的坐標(biāo)換算,此外,大外循環(huán)以冷態(tài)葉型的分析結(jié)果作為優(yōu)化目標(biāo)、罩量調(diào)整的結(jié)束判據(jù)作為優(yōu)化變量。結(jié)合UG自動(dòng)建模、A...

二/三維穩(wěn)定性模型失速預(yù)測(cè)能力對(duì)比研究————作者:秦宇奇;薛飛;王慶勇;覃海起;王掩剛;

摘要:準(zhǔn)確預(yù)測(cè)壓氣機(jī)失穩(wěn)邊界從而保證其結(jié)構(gòu)完整性是國(guó)內(nèi)外壓氣機(jī)設(shè)計(jì)者所面臨的重大問(wèn)題,本文以NASA Rotor35轉(zhuǎn)子以及雙排軸流對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)為研究對(duì)象,首先評(píng)估了二維模型對(duì)單排及多排轉(zhuǎn)子失速起始點(diǎn)的預(yù)估能力。結(jié)果顯示:對(duì)于NASA Rotor35轉(zhuǎn)子,二維模型得到的失速點(diǎn)流量與實(shí)驗(yàn)結(jié)果之間的相對(duì)誤差為1.87%;對(duì)于雙排對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī),該模型與數(shù)值計(jì)算結(jié)果相差5.9%。針對(duì)二維模型在對(duì)轉(zhuǎn)壓氣機(jī)失速預(yù)測(cè)精度...

基于粒子群算法的熱流辨識(shí)方法研究————作者:朱新新;王輝;楊慶濤;楊凱;

摘要:針對(duì)不同材料模型表面熱流辨識(shí)問(wèn)題,通過(guò)引入熱物性特征系數(shù),基于能量守恒原理和傅里葉傳熱定律推導(dǎo)了雙點(diǎn)測(cè)溫?zé)嶙枋綗崃鱾鞲衅鞅孀R(shí)熱流的通解,提出了一種采用粒子群算法優(yōu)化求解雙點(diǎn)測(cè)溫?zé)嶙枋綗崃鱾鞲衅魍ń獾姆椒ā榱苏f(shuō)明該方法的有效性,建立雙點(diǎn)測(cè)溫?zé)嶙枋綗崃鱾鞲衅鞣抡鎮(zhèn)鳠崮P停謩e對(duì)銅、高溫合金、碳化鋯三種材料制作的傳感器的熱物性特征系數(shù)進(jìn)行優(yōu)化求解,得到了三種材料傳感器熱流辨識(shí)的具體求解方法。然后結(jié)合三...

非定常氣動(dòng)載荷場(chǎng)融合建模方法探索及驗(yàn)證————作者:丁軒鶴;粟華;龔春林;王子一;楊予成;

摘要:飛行器虛擬飛行試驗(yàn)涉及氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等眾多高精度學(xué)科模型的多物理場(chǎng)仿真,準(zhǔn)確快速的非定常氣動(dòng)載荷場(chǎng)計(jì)算是其關(guān)鍵制約因素。目前基于計(jì)算流體力學(xué)的非定常氣動(dòng)力計(jì)算成本十分昂貴,為了提升高精度非定常氣動(dòng)載荷場(chǎng)的計(jì)算效率并保證計(jì)算精度,本文基于Co-Kriging模型和POD場(chǎng)量降階,提出一種基于多源數(shù)據(jù)融合的高效非定常氣動(dòng)載荷場(chǎng)預(yù)測(cè)方法。以4%厚度圓弧翼為測(cè)試對(duì)象,通過(guò)綜合當(dāng)?shù)亓骰钊碚撚?jì)算得到的低精度載荷...

基于遷移學(xué)習(xí)的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)冰形預(yù)測(cè)方法————作者:任宇鵬;王強(qiáng);屈經(jīng)國(guó);彭博;岳靜;易賢;

摘要:高精度結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)冰形數(shù)據(jù)是開(kāi)展航空飛行器結(jié)冰安全評(píng)估的重要輸入條件。依托結(jié)冰風(fēng)洞獲得的結(jié)冰冰形數(shù)據(jù)精度及準(zhǔn)確性高,但試驗(yàn)費(fèi)用昂貴。基于深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的冰形預(yù)測(cè)方法為快速獲取冰形特征提供了有力的手段。目前有效的基于深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的結(jié)冰預(yù)測(cè)方法通常針對(duì)數(shù)值模擬冰形進(jìn)行預(yù)測(cè),缺乏風(fēng)洞試驗(yàn)冰形的預(yù)測(cè)方法。針對(duì)該問(wèn)題,提出了一種結(jié)合遷移學(xué)習(xí)與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)冰形的預(yù)測(cè)。該方法首先基于數(shù)值模擬冰形...

燃料分布對(duì)鈍體火焰燃燒不穩(wěn)定邊界影響的試驗(yàn)研究————作者:趙航;劉勇;葛鑫坤;張祥;趙妍;

摘要:為研究加力燃燒室中多噴嘴鈍體結(jié)構(gòu)下燃料分布改變對(duì)鈍體火焰的燃燒不穩(wěn)定性影響,以模型加力燃燒室為研究對(duì)象,對(duì)不同噴嘴數(shù)量、不同進(jìn)氣速度下鈍體非預(yù)混火焰不穩(wěn)定燃燒的振蕩邊界變化規(guī)律開(kāi)展了研究。對(duì)試驗(yàn)結(jié)果采用FFT頻譜、峭度分析以及解構(gòu)火焰圖像等方法進(jìn)行分析,重點(diǎn)研究了不同噴嘴數(shù)量下燃料分布的改變對(duì)鈍體模型燃燒室振蕩邊界的影響規(guī)律。試驗(yàn)結(jié)果表明:隨著鈍體噴嘴數(shù)量的增加,系統(tǒng)由穩(wěn)定燃燒過(guò)渡為振蕩狀態(tài)的臨界...

多壓電膜包覆式合成射流激勵(lì)器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與性能分析————作者:宋磊;黃煥貞;汪偉;方劍;

摘要:壓電式合成射流激勵(lì)器通過(guò)噴口處生成的非定常渦環(huán)射流可產(chǎn)生一定推進(jìn)力,然而其有限的射流能量制約了在飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的應(yīng)用,因此需要對(duì)其結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),以獲得更佳的射流性能。本文首先開(kāi)展了流—固—電多物理場(chǎng)耦合仿真計(jì)算,對(duì)壓電式合成射流激勵(lì)器的瞬態(tài)流場(chǎng)特性進(jìn)行了系統(tǒng)模擬。基于壓電振子振動(dòng)特征分析,提出表面利用率優(yōu)化指標(biāo),進(jìn)一步設(shè)計(jì)出多壓電膜包覆式合成射流激勵(lì)器。針對(duì)立方體、截角八面體及截角十二面體三...

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