超音速带弹武器舱气动特性数值研究

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高超声速飞行器气动热力学性能研究

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超声速气动减速器的气动特性研究

超声速气动减速器的气动特性研究李伟2015年6月中图分类号：TJ430.1UDC分类号：623.4超声速气动减速器的气动特性研究作者姓名李伟学院名称机电学院指导教师纪秀玲副教授答辩委员会主席谌德荣教授申请学位工程硕士学科专业兵器工程学位授予单位北京理工大学论文答辩日期2015年6月The Study for Aeroelasticity of Supersonic Inflatable Aerodynamic DeceleratorCandidate Name：Wei LiSchool or Department: School of Mechatronical Engineering Faculty Mentor: Associate Prof. Xiuling JiChair, Thesis Committee：Prof. Derong ChenDegree Applied: Master of EngineeringMajor：Armament EngineeringDegree by: Beijing Institute of TechnologyThe Date of Defence：June，2015研究成果声明本人郑重声明：所提交的学位论文是我本人在指导教师的指导下进行的研究工作获得的研究成果。

尽我所知，文中除特别标注和致谢的地方外，学位论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得北京理工大学或其它教育机构的学位或证书所使用过的材料。

与我一同工作的合作者对此研究工作所做的任何贡献均已在学位论文中作了明确的说明并表示了谢意。

特此申明。

签名：日期：摘要充气式气动减速器（IAD）作为一种航天器减速着陆系统，是一种新型的减速技术，具有阻力大、有效负载大的特点，以满足较大质量的探测器从高马赫数下迅速减速并安全着陆。

研究表明，与盘缝带伞减速器相比，超音速充气式气动减速器能提升大约80%的有效负载。

高超声速气动热辨识技术实验研究

高超声速气动热辨识技术实验研究随着科学技术的不断发展，高超声速飞行器的研究成为了航空航天界的热点话题。

高超声速飞行器的速度超过马赫数5，即每秒五倍于声速的速度，具有较高的飞行效率和战略优势。

然而，高超声速飞行器的飞行环境极为复杂，对飞行器的气动热特性要求极高。

因此，高超声速气动热辨识技术的研究显得尤为重要。

高超声速气动热辨识技术是指通过实验研究，确定高超声速飞行器在不同飞行状态下的气动热特性，并对其进行分析和辨识的技术。

这项技术的研究目的是为了更好地理解高超声速飞行器的气动热特性，为飞行器的设计和控制提供参考依据。

在高超声速气动热辨识技术实验研究中，研究人员首先需要设计并制造出高超声速飞行器的模型。

这个模型应该尽可能地符合真实飞行器的形状和特性，以保证实验结果的准确性。

然后，研究人员将模型放置在风洞中，并通过改变模型的飞行状态，如飞行速度、攻角等参数，来模拟不同的飞行环境。

在实验过程中，研究人员需要使用各种传感器和测量设备来获取飞行器在不同飞行状态下的气动热数据。

这些数据可以包括飞行器的表面温度、压力分布、流场参数等。

通过对这些数据的分析和处理，研究人员可以推断出飞行器的气动热特性，并建立相应的数学模型。

高超声速气动热辨识技术实验研究的关键是数据的分析和辨识。

研究人员需要运用统计学和数学建模的方法，对实验数据进行处理和分析。

他们可以通过回归分析、插值和拟合等方法，从大量的实验数据中提取出飞行器的气动热特性，并进行模型的建立和验证。

通过高超声速气动热辨识技术实验研究，研究人员可以获得高超声速飞行器在不同飞行状态下的气动热特性，包括气动力、热流、传热和传质等参数。

这些参数对于飞行器的设计和控制非常重要。

通过研究这些参数的变化规律和相互关系，研究人员可以提出相应的气动热控制策略，以提高飞行器的性能和安全性。

高超声速气动热辨识技术实验研究是一项重要的科学研究工作。

通过实验研究，可以揭示高超声速飞行器的气动热特性，并为飞行器的设计和控制提供科学依据。

研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能

研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能超音速飞行器是一种飞行速度高于音速的飞行器，通常被用于军事和民用领域。

超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能是影响其飞行安全和性能的重要因素之一。

本文将深入，分析其对飞行器飞行行为的影响。

首先，超音速飞行器的气动特性主要包括气动外形设计、机翼布局、气动力学参数等方面。

气动外形设计是影响超音速飞行器气动特性的关键因素之一，不同的外形设计会对飞行器的空气动力学性能产生重要影响。

例如，流线型的外形设计可以减小飞行器的阻力，提高其超音速性能；而不合理的外形设计可能导致飞行器出现空气动力学失速等问题，影响飞行器的飞行稳定性和控制性能。

其次，超音速飞行器的空气动力学性能主要包括升力、阻力、气动力矩等方面。

升力是飞行器飞行过程中产生的垂直向上的力，可以支撑飞行器的重量，使其脱离地面并保持飞行姿态稳定。

在超音速飞行器的设计中，如何有效地提高升力并减小阻力是提高飞行性能的关键问题之一。

同时，气动力矩也是影响飞行器姿态稳定性的重要因素，良好的气动力矩设计可以保证飞行器在飞行中保持良好的姿态控制。

此外，超音速飞行器的空气动力学性能还受到飞行速度、高度、气流条件等外部环境因素的影响。

在不同的飞行速度和高度下，飞行器所受到的空气流动条件会发生变化，从而影响飞行器的气动特性和空气动力学性能。

因此，超音速飞行器的设计和性能评估需要考虑到实际飞行条件下的气动特性和空气动力学性能，以保证飞行器在设计工作范围内具有良好的飞行性能和飞行安全性。

梳理一下本文的重点，我们可以发现，通过深入研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能，我们可以更好地理解超音速飞行器的设计原理和飞行特性，为超音速飞行器的设计、制造和运行提供重要的理论基础和技术支持。

在未来的研究中，我们可以进一步深入探讨超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能，在实际飞行试验和仿真模拟中验证研究成果，为超音速飞行器的发展和应用做出更大的贡献。

武器舱舱门非定常气动力特性研究

摘要：通过武器舱舱门风洞试验，研究不同状态Ｔ－；气动力变化规律。揭示了舱门动、静态气动力的显￣ｌ著差异。并对产生较大差异的机理进行了详细的分析。关键词：动态试验舱门效应非定常气动力
引言
随着航空科技的不断发展，世界上许多国家陆续开始了新一代战斗机的研制。因而，集隐身、超音速巡航、高机动能力和敏捷性的新一代战斗机应运而生，从机载武器装载方式来看，新一代战斗机武器装载有一个共性—都采用了内埋武器装载。虽然内埋装载方式会带来诸多的优点，但也会引发一系列亟待解决的新问题，尤其是武器舱门在快速打开／闭过程中，舱门会对气流产关生更加复杂的定常和非定常的扰动，使武器舱内的流动呈现出强烈的非定常特性，这也会使舱门承受复杂非定常气动力的作用，可能导致舱门结构的疲劳与失效。因此，有必要开展武器舱门非定常气动力特性研究和分析，为新型号关键部件的研制提供必要的设计参考。
图１ＨＴ盒式天平ＳＰ
１２试验设备．舱门集中气动力用图１ＨＴ盒式天平测量。舱门静态气动力采用ＶＩ中ＳＰＸ数据采集系统采集天平各分量输出，舱门动态集中气动力测量采用动态数据采集系统（Ｘ）同时采集天平输出及ＰＩ电机编码值，通过筛选舱门运动时的电机编码值，从而建立起各舱门开度及其气动力的对应关系。
２试验数据处理技术
对天平原始数据信号频率分析后，发现试验原始数据信号中包含了试验气动载荷较低频的有效信号；也包含随舱门连续变化时舱体气动噪声干扰信号；同时还包含了机构振动产生的低频脉动信号，以及舱门驱动电机对天平和测量系统产生的随机噪声干扰信号。因此，通过原始数据很难计算出舱门的气动力，需要选择合适的降噪处理方法，从原始数据中提取有效的气动载荷分量，扣除其它干扰的噪声信号。本次研究经过多种降噪方法的分析比较最后选择了基于小波变换理论的降噪处理方法，并通过数值仿真和风洞试验数据对降噪特性进行充分验证，最后确定了小波降噪函数及其阈值方法，实现了试验数据的信噪分离。

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

吸气式高超声速飞行器气动弹性问题的较为成熟的工程分析框架。高超声速气动弹性研究首先关注合适的高超声速非定常气动力计算方法并在此基础上研究热环境下气动弹性稳定性和响应问如热气动弹性问题题，性
［］１５１６［］１２１４
于马赫数为２经过改造可适用于更高速５～５０，度范围，其假设条件是：薄翼型、高飞行马赫数
高超声速飞行器气动弹性力学研究综述
杨超，许赟，谢长川
（）北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京１００１９１
ＲｅｖｉｅｗｏｆＳｔｕｄｉｅｓｏｎＡｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｆＨｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｙｏｙｐ
飞行器的发展奠定了基础；随着亚燃冲压发动机日趋成熟以及超燃冲压发动机研究取得显著进展，以及单级入轨或是两级入轨需求的牵引，吸气
收稿日期：２００８１１１８；修订日期：２００９０１０９）基金项目：国家自然科学基金（９０７１６００６：通讯作者：杨超Ｅｍａｉｌａｎｃｈａｏｕａａ．ｅｄｕ．ｃｕ＠ｂｙｇ
，ＹａｎｈａｏＸｕＹｕｎ，ＸｉｅＣｈａｎｃｈｕａｎｇＣｇ
（，ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｉｎｅｅｒｉｎＢｅｉｉｎｎｉｖｅｒｓｉｔｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄｇｇｊｇＵｙｏ，）ＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＢｅｉｉｎ００１９１，Ｃｈｉｎａ１ｊｇ摘要：高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状，着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进／气动弹性耦合的多学科交叉问题，相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上，提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题，包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。关键词：气动弹性；颤振；高超声速气动力；气动加热；振动；飞行器推进系统；高超声速中图分类号：Ｖ２１５．３文献标识码：Ａ：ＡｂｓｔｒａｃｔＴｈｅｒｅａｒｅｍａｎｅｗｐｒｏｂｌｅｍｓｏｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｈｉｃｈａｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｂｈｅｎｏｖｅｌｃｏｎｃｅｔｓａｎｄｓｓｙｎｙｗｙｔｐｙｔｅｍｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｉｎｔｈｅｄｅｓｉｎｐｒｏｃｅｓｓｏｆｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｓ．Ａｎｏｖｅｒｖｉｅｗｏｆｔｈｅｓｔｕｄｉｅｓｏｎａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｆｇｙｐｙｏ：ｔｈｅｃｏｍｕｔｅｍｅｔｈｏｄｏｆｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｓｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄｈｅｒｅ．Ｓｅｃｉａｌａｔｔｅｎｔｉｏｎｉｓｐａｉｄｔｏｔｈｅｆｏｌｌｏｗｉｎｒｅａｓｐｙｐｐｇａ；ｕｎｓｔｅａｄｅｒｏｄｎａｍｉｃｓｉｎｈｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ；ａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｗｉｔｈｔｅｍｅｒａｔｕｒｅｅｆｆｅｃｔｓａｎｅｌｆｌｕｔｔｅｒｉｎｙａｙｙｐｐｐ；，ｒｏｕｌｓｉｏｎｈｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ；ｔｈｒｕｓｔｉｎｄｕｃｅｄｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｔｈｅｃｏｕｌｉｎｒｏｂｌｅｍｏｆａｅｒｏｄｎａｍｉｃｓｐｐｙｐｙｏｙｐｇｐｙ；，ａｎｄａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔａｎｄａｌｓｏｔｈｅａｃｔｉｖｅｃｏｎｔｒｏｌｍｅｔｈｏｄｓｕｓｅｄｉｎｔｈｅｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｓｅｐｒｏｂｌｅｍｓ．Ｆｉｎａｌｌｂａｓｅｄｙｙ，ｓｏｍｅｋｅｓｓｕｅｓａｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｗｈｉｃｈｄｅｓｅｒｖｅｍｏｒｅａｔｔｅｎｏｎｔｈｅｐｒｏｒｅｓｓｏｆｅｘｉｓｔｉｎｅｓｅａｒｃｈｉｎｔｈｅｓｅａｒｅａｓｙｉｇｇｒ ’ ：，ｔｉｏｎｏｆｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｅｒｓｆｏｒｓｏｌｕｔｉｏｎ．Ｔｈｅｓｅｉｎｃｌｕｄｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｈｅｒｓｏｎｉｃａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｅｆｆｅｃｔｐｙｐｙ，ａｎｄｉｎｏｆｍａｓｓｖａｒｉｅｔｎｔｈｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｈｉｃｈｉｓｃａｕｓｅｄｂｈｅｃｏｎｓｕｍｔｉｏｎｏｆｔｈｅｆｕｅｌｓｙｏｙｗｙｔｐｔｅｒａｔｉｏｎａｎａｌｓｉｓｏｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｎｄｆｌｉｈｔｄｎａｍｉｃｓ．ｇｙｙａｇｙ：；；；；；Ｋｅｏｒｄｓａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｆｌｕｔｔｅｒｈｅｒｓｏｎｉｃａｅｒｏｄｎａｍｉｃａｅｒｏｄｎａｍｉｃｈｅａｔｉｎｖｉｂｒａｔｉｏｎａｉｒｃｒａｆｔｐｒｏｕｌｙｙｐｙｙｇｐｙｗ；ｓｉｏｎｈｅｒｓｏｎｉｃｙｐ

高超声速翼型气动特性设计与研究

高超声速翼型气动特性设计与研究孙祥程;葛畅【摘要】具有更宽速度域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势.因此,对于现代高超声速飞行器翼型的设计,需考虑宽速度域范围内的气动特性.采用基于RANS的CFD数值计算方法,开展了高超声速翼型的气动特性设计与研究,设计了两种具有更加优良的低速、跨声速气动特性的高超声速翼型.对这两种翼型进行了综合评估,并与基准翼型的气动力特性进行对比分析.研究结果表明,第一种优化翼型在跨声速状态下的升阻比达到97.40,第二种优化翼型在低速状态下的最大升力达到0.719,相比于基准翼型,两种优化翼型在低速和跨声速下的气动特性得到提高.【期刊名称】《现代机械》【年(卷),期】2018(000)005【总页数】5页(P49-53)【关键词】高超声速;气动特性;计算流体力学;翼型【作者】孙祥程;葛畅【作者单位】中国飞行试验研究院飞机所,陕西西安710089;中国飞行试验研究院航电所,陕西西安710089【正文语种】中文【中图分类】V211.3随着高超声速飞行器的高速发展及人类对地外空间探索活动的日益频繁，对于现代高超声速飞行器的设计，只保证高超声速状态下的气动性能，早已无法满足未来高超声速飞行器性能的需求。

具有更宽速域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势[1-2]。

这就要求高超声速飞行器需要从地面起飞，经历低速、跨声速、超声速阶段，直至高超声速巡航等多个飞行阶段都具有优良的气动性能。

国内外关于翼型的气动优化设计方面的工作[3-6]大多只考虑单一速域的气动特性，并没有兼顾低速以及跨、超和高超声速气动特性。

而西北工业大学韩忠华教授、宋文萍教授团队利用自主开发的基于代理模型的多目标多约束高效通用优化程序“SurroOpt”[7-8]，设计了一种能够兼顾跨声速和高超声速气动特性的翼型并申请了一项专利[9-10]。

该翼型在保证高超声速高升阻比的同时，跨声速特性也能得到满足，初步探索了高超声速翼型兼顾跨声速气动特性的可能。

高超声速下返回舱气动热的数值计算

高超声速下返回舱气动热的数值计算张钧波，张敏，刘心志南京理工大学动力工程学院，南京（210094）E-mail ：zhangm@摘要：用非结构化网格和有限容积方法，对载人飞船返回舱在高超声速连续流下的气动热进行数值计算。

返回舱外部热通量分布采用费-里德尔（Fay-Riddell ）和李斯（Lees ）工程近似方程，作为对流和辐射热边界条件，求解返回舱在不同马赫数下内部温度场分布。

通过返回舱外形的优化设计，为返回舱的安全可靠和经济设计制造提供有益的参考经验。

关键词：飞船返回舱，气动热，工程算法，数值模拟1. 引言2008年4月19日，俄罗斯“联盟”号载人飞船返回舱在进入地球大气层时，由于着陆方式不当且与地面保持的角度有误，使得返回舱的天线遭焚毁，导致宇航员不能同俄地面飞行控制中心沟通。

隔热罩部分遭焚毁和舱门严重损坏，俄罗斯和韩国宇航员不得不从返回舱挣脱，并且有严重灼伤。

同时“联盟”号着陆后，引起附近灌木起火。

气动热是载人飞船返回舱的关键问题之一，以7.91 km/s 第一宇宙速度飞行的返回舱单位动能为31.3 MJ/m 2,如此巨大的能量如果都转化成热能，就会把载人飞船返回舱的材料烧坏。

所以必须做好返回舱的气动力，气动热和热防护的设计，尽量把该巨大的能量扩散到防护材料和周围介质中去，以保证返回舱不被烧毁和舱内正常的工作和生存环境[1-3]。

目前世界上小升阻比载人飞船返回舱，如星座号、阿波罗号和联盟号，以及我国的神州号等都无一例外的选择了球冠倒锥形。

返回舱采用这种形式，能使锥面热流率大为减小。

因为钝头体热流密度与曲率半径成反比，曲率半径越大，热流率越小。

这不但在气动力上是优秀的，而且也是气动热和热防护上所需要的[1]。

本文在采用球冠倒锥形的基础上，采用作者开发的软件数值计算返回舱气动热的相关问题。

2. 载人返回舱几何外形设计沿y 轴的方向，我们把返回舱（见图1所示）分成三个区域，母线方程如下：底部球冠圆的母线方程：222( 1.3)( 1.9) 2.3125x y −+−=倒锥母线的直线段方程： 3.7293.7299.7y x y x ==−+ 倒锥母线圆弧段方程：222( 1.3)(0.9)x y r ++−=其中：L=1800 mm, a=100mm ，b=1000mm ，C=400mm ，d=1140mm ，R=1300mm ，r=940mm ，∠p=150，∠q=500。

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ａｒｅｏｎｂｏｔｈｔｈｅｓｉｄｅｓｏｆｔｈｅｃａｖｉｔｙａｔ— ｆｗａｌｌ，ａｎｄｔｈｅｐｅａｋｆｒｅｑｕｅｎｃｙｉｓｂｅｌｏｗ２００Ｈｚ．Ｆｌｏｗｉｅｆｌｄｓｏｕｎｄｉｓ
摘要：采用大涡模拟（ＬＥＳ）和计算声学Ｆｗ．Ｈ方程相结合的方法，研究了带弹武器舱在超音速条件下的气动特性，建立了计算模型并验证了网格的可靠性。计算结果表明：带弹武器舱的流场由于导弹的分隔而形成３个独立旋涡，静压系数沿流向总体呈先减小后增大分布；流场噪声声压级比空腔流场低５～６ｄＢ，最大声压级出现在弹舱后壁面两侧区域，声压级峰值频率小于２００Ｈｚ；流场噪声产生于舱口剪切层的自持振荡，在导弹头部和弹舱后壁面之间区域存在 “ 脱落涡一声波一反射声波一新脱落涡 ” 的循环。研究结果对建立适用于超音速带弹武器舱的流场控制方法有参考意
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｃａｖｉｔｙｗｉｔｈｓｔｏｒｅａｔｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｓｐｅｅｄｓａｒｅｒｅｓｅａｒｃｈｅｄｕｓｉｎｇ
ＮｕｍｅｒｉｃａｌＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓＯｆ
ＣａｖｉｔｙｗｉｔｈＳｔｏｒｅａｔＳｕｐｅｒｓｏｎｉｃＳｐｅｅｄｓ
ｌａｒｇｅｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ（ＬＥＳ）ｍｅｔｈｏｄａｎｄＦＷ— Ｈｅｑｕａｔｉｏｎｓ．Ａｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｍｏｄｅｌｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ，ａｎｄ
义。
关键词：流体力学；带弹武器舱；气动特性；噪声机理中图分类号：ＴＪ０１１．４文献标志码：Ａ文章编号：１０００．１０９３（２０１３）０８－０９７５－０６
ＤＯＩ：１０．３９６９／ｉ．ｉｓｓｎ．１０００ — １０９３．２０１３．０８．００９
第３４卷第８期
２０１３年８月
兵
工
学
报
Ｖｏ１．３４Ｎｏ．８Ａｕｇ．２０１３
ＡＣＴＡＡＲＭＡＭＥＮＴＡＲＩＩ
超音速带弹武器舱气动特性数值研究
黄长强，国海峰，唐上钦，王勇
（空军工程大学航空航天工程学院，陕西西安７１００３８）
ＨＵＡＮＧＣｈａｎｇ — ｑｉａｎｇ，ＧＵＯＨａｉ — ｆｅｎｇ，ＴＡＮＧＳｈａｎｇ－ｑｉｎ，ＷＡＮＧＹｏｎｇ
（ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＣｏｌｌｅｇｅ，ＡｉｒＦｏｒｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ ’ ａｎ７１００３８，Ｓｈａａｎｘｉ，Ｃｈｉｎａ）
ｃｅｓｂｅｃａｕｓｅｏｆｔｈｅｅｘｉｓｔｅｎｃｅｏｆｍｉｓｓｉｌｅ，ａｎｄｔｈｅｌｕｆｃｔｕａｔｉｏｎｏｆｓｔａｔｉｃｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｅｉｃｆｉｅｎｔｉｓｅｎｈａｎｃｅｄ．Ｔｈｅ
ｔｈｅｇｒｉｄｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙｉｓｐｒｏｖｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｈｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｌｏｆｗｉｆｅｌｄｉｓｓｅｐａｒａｔｅｄｉｎｔｏｔｈｒｅｅｉｎｄｅｐｅｎｄｅｎｔｖｏｒｔｉ —
ｓｏｕｖｅｌ（ＳＰＬ）ｏｆｃａｖｉｔｙｗｉｔｈｓｔｏｒｅｉｓ５—６ｄＢｌｏｗｅｒｔｈａｎｔｈａｔｏｆｅｍｐｔｙｃａｖｉｔｙ．ＴｈｅｍａｘＳＰＬｓ
ｇｅｎｅｒａｔｅｄｆｒｏｍｔｈｅｓｅｌｆ－ｓｕｓｔａｉｎｅｄｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｏｆｓｈｅａｒｌａｙｅｒ．Ｔｈｅｓｏｕｎｄｇｅｎｅｒａｔｉｏｎｃｙｃｌｅｉｓ“ｓｈｅｄｖｏ￣ｉｃｅｓ－