高超声速飞行器先进气动布局的设计原理研究

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高超声速进气道的设计、计算与实验研究

2、计算机模拟作为一种重要的研究手段，可以有效地预测和优化高超声速进气道的性能。通过流体力学软件和商业软件的二次开发，可以实现进气道的参数化设计、结构优化和性能预测等功能。
3、实验研究是高超声速进气道设计的重要环节，可以验证设计的有效性和可靠性。通过实验设备的搭建、实验流程的制定和实验数据的采集与分析，可以全面评估进气道的性能表现、稳定性和适应能力等方面的指标。
实验设备搭建需要依据进气道的实际工作场景，通常包括风洞、传感器、数据采集系统和实验模型等。风洞主要用于模拟飞行过程中的气流环境，传感器用于监测进气道的工作状态，数据采集系统用于记录实验数据，实验模型则用于展示进气道的设计效果。
实验流程的制定需要遵循一定的规范和标准，以确保实验结果的准确性和可靠性。通常包括实验前的准备、实验过程的控制以及实验数据的处理等。
然而，高超声速进气道的设计、计算与实验研究仍然存在一些问题和挑战。例如，如何进一步提高进气道的效率、降低成本并缩短研发周期仍需进一步探讨和研究。此外，实验设备和实验方法也需要不断更新和完善，以适应更高速度和更复杂环境下的研究需求。
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高超声速进气道的设计、计算与实验研究
目录
01 高超声速进气道设计的基本原理和方法
03
高超声速进气道的实验研究
02高超声速进气道的计源自机模拟随着航空航天技术的快速发展，高超声速飞行器成为当今研究的热点之一。高超声速进气道作为飞行器的重要部件，对其设计、计算与实验研究显得尤为重要。本次演示将围绕高超声速进气道的设计、计算与实验进行研究，旨在为相关领域提供参考和借鉴。
基于商业软件的二次开发则主要是为了提高进气道的适应性、降低成本以及缩短研发周期。常用的商业软件包括ANSYS、SolidWorks和CATIA等，这些软件可以通过二次开发，实现进气道的参数化设计、结构优化和性能预测等功能。

高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究

航空科学技术Aeronautical Science &TechnologyNov.252020Vol.31No.1147-53高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究左林玄*，尤明航空工业沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035摘要：本文介绍了高超声速飞行器气动布局分类,对钟形体布局、升力体布局、乘波体布局、翼身融合布局进行了分析说明，总结了高超声速飞行器气动布局的发展方向。

从稳定性和操纵性的维度对高超声速飞行器的操稳特性进行了分析，重点分析了在纵向静稳定性、航向静稳定性、副翼操纵效率、方向舵操纵效率等方面，高超声速飞行器区别于传统飞机的特点。

基于高超声速飞行器的操稳特性，给出了高超声速飞行器可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。

关键词：高超声速飞行器；气动布局；操稳特性；乘波体布局；翼身融合布局中图分类号：V221.3文献标识码：A DOI ：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.006高超声速飞行器是指飞行高度在20~100km 之间，速度超过马赫数5的快速新型飞行器[1]，高超声速飞行技术是继发明飞机实现飞行、突破声障实现超声速飞行后，航空航天史上又一项具有划时代意义的新技术。

高超声速飞行器既包含以吸气式发动机为动力的飞行器，也包含无动力或采用其他推进方式的可重复使用运载器、再入飞行器等。

高超声速技术涉及总体、气动、推进、结构、材料、热防护、控制等众多学科，对科技和工业的发展具有极大的带动作用。

因此，世界各军事强国积极探索高超声速技术，按照近期目标为高超声速巡航导弹、中期目标为高超声速飞机、远期目标为空天飞机持续开展相关技术研究，包括美国的Hyper -X 计划、HyFly 计划、HyTech 计划等，俄罗斯的“冷”计划、“鹰”计划等，法国的组合吸气式发动机计划（JAPHAR ），英国的“云霄塔”等[2-6]。

本文从高超声速飞行器气动布局与操稳特性角度出发，对典型的高超声速飞行器气动布局进行分析，并分别从稳定性、操纵性、机动性等方面对高超声速飞行器的操稳特性进行分析与评估。

高超声速飞行器设计与研发的关键问题

高超声速飞行器设计与研发的关键问题高超声速飞行器（Hypersonic Aircraft）是指在大气层中飞行时速度超过5马赫（即每小时约6100公里）的飞行器。

随着科技的不断发展，高超声速飞行器的研发成为当前领域的热点之一。

本文将围绕高超声速飞行器的设计与研发，探讨其关键问题和挑战，并分析可能的解决方案。

一、材料选择与热防护高超声速飞行器面临的第一个关键问题是材料的选择和热防护。

由于飞行速度非常快，飞行器会受到极高温度的影响，这对材料的性能提出了极高的要求。

传统的金属材料往往难以承受高超声速飞行时产生的巨大热量，因此需要开发新的热防护材料。

炭化硅陶瓷材料等新型复合材料被认为是理想的选择，具有良好的抗高温性能。

二、空气动力学特性高超声速飞行器的空气动力学特性是其设计与研发过程中的另一个关键问题。

高超声速飞行时，飞行器将遭遇极大的空气阻力和压力，必须具备良好的空气动力学性能才能保持稳定和安全的飞行。

优化飞行器的外形、减少阻力、提高升力，采用气动热管理技术等方法可以改善其空气动力学性能。

三、推进系统推进系统是高超声速飞行器设计与研发的另一个关键问题。

由于高超声速飞行速度非常快，要求推进系统能够提供足够的推力。

目前常用的推进系统包括火箭发动机和超燃冲压发动机。

火箭发动机提供了巨大的推力，适合于高超声速飞行器的起飞和初段加速。

而超燃冲压发动机则具有较高的燃烧效率和较长的续航能力，适合高超声速飞行器的巡航和长程飞行。

四、飞行控制与导航飞行控制与导航是高超声速飞行器设计与研发的重要问题。

由于高超声速飞行器的速度极快，对飞行控制和导航系统的要求也很高。

需要采用先进的飞行控制算法、高精度的导航设备以及实时的飞行状态监测系统，确保高超声速飞行器能够精确控制航向、高度和速度。

五、飞行安全高超声速飞行器的飞行安全是设计与研发过程中的最终关键问题。

高超声速飞行器面临着由于飞行速度快、温度高、气动力复杂等因素带来的各种飞行安全挑战。

高超声速飞行器技术研究

高超声速飞行器技术研究第一章研究背景高超声速飞行器技术是目前国际上航空飞行领域最具前沿性的重要研究方向之一。

这种新型飞行器能够在大气层极高速度下飞行，具有极强的机动能力和抗干扰能力，实用价值极高。

目前，美国、俄罗斯、中国等国家都在积极开展高超声速飞行器技术研究，目的在于提高自身国防实力，并拓展民用领域的应用前景。

第二章技术现状目前，全世界在高超声速飞行器技术方面的研究可分为两大类，即飞行器的气动布局和运动控制。

在气动布局方面，高超声速飞行器主要分为气动光滑体、球弹、掠面机翼等几种形式。

在运动控制方面，高超声速飞行器涉及多学科交叉，主要包括热防护材料、涡流制动、魔方阵控制等方面。

在美国，高超声速技术一直是国防部关注的重点领域。

美国空军和海军等军方单位已经开展了多年的高超声速飞行器研究，先后研制出多款高超声速飞行器，如X-51Waverider、X-43A、X-15等。

我国自2000年开始开展高超声速技术研究，随着国家实力的不断增强，高超声速飞行器技术也取得了长足发展。

中国航空航天工业集团、中国航天科技集团等国内航空工业领域企业已相继进行高超声速飞行器技术研究和开发计划，取得了多项成果，推动了我国高超声速技术的发展。

目前，我国的高超声速技术主要应用于航空军事、纵深打击、反导拦截和航空航天探测等领域，同时对于物理科学、可再生能源、环保等方面也有着广泛的探索和研究。

第三章技术难点高超声速飞行器技术的研究难点主要集中于以下几个方面：1. 气动布局方面。

高超声速飞行器面临着气动热、气动力等诸多问题，设计合理的气动布局是高超声速飞行器研究的重中之重。

2. 热防护材料方面。

高超声速飞行器的速度较快，摩擦加热程度极高，需要采用超高温热防护材料。

3. 运动控制方面。

高超声速飞行器的机动和操控能力需要达到极高水平，运动控制的研究和应用是高超声速飞行器研究的重要目标。

第四章技术前景高超声速飞行器技术的应用前景非常广阔。

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。

由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。

为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。

高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。

在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。

下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。

一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。

在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。

我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。

目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。

基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。

二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。

传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。

对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。

采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。

三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。

高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。

在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。

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。

高超声速飞行器气动热环境与防护研究

高超声速飞行器气动热环境与防护研究高超声速飞行器是一种飞行速度超过5马赫（约6147 km/h）的飞行器，其在大气层中会面临极端的气动热环境。

由于高速飞行时会产生大量热能，高超声速飞行器需要在高温、高速飞行环境下保持稳定性以及飞行器结构的完整性。

高超声速飞行器的气动热环境主要包括两个方面：气动力和热环境。

在高速飞行过程中，气体会因空气动力学效应产生巨大的气动力，而高速飞行所产生的气动力会给飞行器结构带来巨大的振动和应力。

同时，由于高超声速飞行器在高速飞行过程中会面临高温环境，飞行器表面温度会升高，导致飞行器结构的热胀冷缩问题，从而对飞行器的结构完整性和飞行性能产生不利影响。

为了研究高超声速飞行器的气动热环境和制定相应的防护措施，科学家们进行了大量的实验和数值模拟。

通过实验方法，可以测量飞行器模型在高超声速飞行时所受到的气动力和热负荷，了解其荷载特征和分布情况。

同时，实验还可以通过测量飞行器表面的温度分布，了解其热胀冷缩情况，验证数值模拟结果的准确性。

在数值模拟方面，研究人员通常使用计算流体力学（CFD）方法来模拟高超声速飞行器的气动热环境。

CFD方法可以通过数值计算飞行器周围流场中的气动力和热传输过程，得到飞行器表面的温度分布和流场压力分布等关键参数。

通过数值模拟可以快速获得大量的数据，加深对高超声速飞行器气动热环境特性的理解，并为制定相应的防护措施提供支持。

基于对高超声速飞行器气动热环境的研究，科学家们提出了一系列的防护措施，以确保飞行器在高速飞行过程中的安全性和稳定性。

其中包括以下几个方面：首先，飞行器的结构设计必须能够承受高速飞行带来的巨大气动力。

科学家们通过优化飞行器的外形和减小飞行器的质量，降低飞行器受到的气动力，从而减小飞行器的振动和应力。

此外，还可以采用结构材料的高温耐受性更高的材料，提高飞行器的整体热稳定性。

其次，通过对飞行器进行热防护，降低其表面温度。

研究人员提出了多种热防护材料，例如陶瓷材料、热隔离涂层等，可以有效地减少表面温度的升高，减轻飞行器的热胀冷缩问题。

高超声速飞行器先进气动布局的设计原理研究

高超声速飞行器先进气动布局的设计原理研究杜涛;陈宇;蔡巧言;吴彦森【摘要】The contradiction between the higher performance and the humble controllability becomes more and more serious as higher and higher flight performance is required,the tradition-al three-axis static stability principle is not appropriate to the configuration design for new gener-ation hypersonic vehicle,whose flight performance requirement will exasperate the control per-formance.It is necessary to explore a new configuration design principle,which expands the a-vailable design space and creates possibilities for higher performance hypersonic vehicle.In the new method,the lateral and directional performance is dealt with as a unity.From the overseas experience,Cnβ-dyn (Dynamic Directional Stability Parameter)and LCDP (Lateral Control Depar-ture Parameter)can be used to classify the open-loop and close-loop lateral-directional model characteristic well and truly,which can be adopted as the advanced criterion for aerodynamic con-figuration design.According to thec ombination of Cnβ-dyn and LCDP ,three typical states of a cer-tain hypersonic vehicle are research objects,and open-loop mode characteristic and close-loop mode characteristic for six kinds of feedback performance are investigated with root locus method in this paper.Elementary result shows the controllability and close-loop feedback characteristic are closely connected with different areas divided by these two combination parameters,and Cnβ-dyn and LCDP parameter can be used as theaerodynamic configuration design criterion.%随着新一代高超飞行器性能的要求越来越高，飞行性能提高和可操纵性下降之间矛盾问题凸显出来，传统的三通道静稳定设计判据，所能提供的设计区域非常狭窄，以往通过牺牲飞行性能确保操作性的做法已经不可取。

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３卷第４期第３０１５年０８月２
空气动力学学报Ｖｏｌ．３３，Ｎｏ．４，犃犆犜犃犃犈犚犗犇犢犖犃犕犐犆犃犛犐犖犐犆犃Ａｕ．２０１５ｇ欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟
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文章编号：（）０２５８１８２５２０１５０４０５０１０９
高超声速飞行器先进气动布局的设计原理研究
１２１，陈杜涛１，宇，蔡巧言，吴所，北京１０００７６；２．中国运载火箭技术研究院研发中心，北京１０００７６摘要：随着新一代高超飞行器性能的要求越来越高，飞行性能提高和可操纵性下降之间矛盾问题凸显出来，传统的三通道静稳定设计判据，所能提供的设计区域非常狭窄，以往通过牺牲飞行性能确保操作性的做法已经不可取。为此需要探索新型的气动布局设计准则，扩宽可用设计区域，为设计高性能的飞行器创造条件。国外的经验表明，将横航向作为一个整体设计是一种可行的设计思路，犆狀犆犇犘参数对飞行器的横航向的开环和闭环模态特ｄｎ和犔ｙ β 性能够进行可靠的划分，采用上述参数的组合可以作为先进气动布局的设计判据。在本文中，通过上诉组合参数以某一典型飞行器作为研究对象，开展了不同区域的开环模态特性，并采用根轨迹法，研究极性划分了不同区域，滚转角速率和侧滑角反馈信号分别单独作用于航向通道和横向通道的６种闭环响应特性。研究结果偏航角速率、显示，飞行器的可操作性和不同信号的闭环反馈特性同划分区域是紧密相关的。这种区域划分可以为高性能飞行器的设计提供一种设计方向性的指导。关键词：高超飞行器；气动布局；稳定判据中图分类号：：／Ｖ２１１．３文献标识码：Ａ犱狅犻１０．７６３８ｋｄｌｘｘｂ２０１３．０１０６ｑ
２０１３１１１８；２０１４０１１５收稿日期：修订日期：作者简介：杜涛（），男，四川绵阳人，博士，高级工程师，主要从事高超声速空气动力学、飞行器气动布局、热环境预测等方面研究．１９７３：＿Ｅｍａｉｌｄｕｔａｏｃａｌｔａｈｏｏ．ｃｏｍ＠ｙ引用格式：杜涛，陈宇，蔡巧言，等．高超声速飞行器先进气动布局的设计原理研究［］（）：Ｊ．空气动力学学报，２０１５，３３４５０１５０９．：／２０１３．０１０６Ｄｄｏｉ１０．７６３８ｋｄｌｘｘｂｕＴ，ＣｈｅｎＹ，ＣａｉＱＹ，ｅｔａｌ．Ｒｅｓｅａｒｃｈｏｎａｅｒｏｄｎａｍｉｃｃｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎｄｅｓｉｎｐｒｉｎｃｉｌｅｆｏｒａｄｑｙｇｇｐ［］，（）：ｖａｎｃｅｄｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅＪ．ＡｃｔａＡｅｒｏｄｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａ２０１５，３３４５０１５０９．ｙｐｙ
５０２
空气动力学学报第３３卷
０引言
现代高超声速飞行器的发展方向是更远的滑翔距离和优越的机动性能，飞行器的高升阻比是实现上述目标的关键
［］１
为违反了犔造成了飞行器在向更犆犇犘稳定性要求，标志工程界认识到耦合高马赫数飞行中失去了控制，
：犫狊狋狉犪犮狋Ｔｈｅｃｏｎｔｒａｄｉｃｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｈｉｈｅｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｎｄｔｈｅｈｕｍｂｌｅｃｏｎｔｒｏｌｌａｂｉｌｉｔ犃ｇｙ，ｂｅｃｏｍｅｓｍｏｒｅａｎｄｍｏｒｅｓｅｒｉｏｕｓａｓｈｉｈｅｒａｎｄｈｉｈｅｒｆｌｉｈｔｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｉｓｒｅｕｉｒｅｄｔｈｅｔｒａｄｉｔｉｏｎｇｇｇｐｑａｌｔｈｒｅｅａｘｉｓｓｔａｔｉｃｓｔａｂｉｌｉｔｒｉｎｃｉｌｅｉｓｎｏｔａｒｏｒｉａｔｅｔｏｔｈｅｃｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎｄｅｓｉｎｆｏｒｎｅｗｇｅｎｅｒｙｐｐｐｐｐｇｇ，ｗａｔｉｏｎｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｈｏｓｅｆｌｉｈｔｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｒｅｕｉｒｅｍｅｎｔｗｉｌｌｅｘａｓｅｒａｔｅｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｐｅｒｙｐｇｑｐ，ｆｏｒｍａｎｃｅ．Ｉｔｉｓｎｅｃｅｓｓａｒｏｅｘｌｏｒｅａｎｅｗｃｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎｄｅｓｉｎｐｒｉｎｃｉｌｅｗｈｉｃｈｅｘａｎｄｓｔｈｅａｙｔｐｇｇｐｐｖａｉｌａｂｌｅｄｅｓｉｎｓａｃｅａｎｄｃｒｅａｔｅｓｐｏｓｓｉｂｉｌｉｔｉｅｓｆｏｒｈｉｈｅｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅ．Ｉｎｔｈｅｇｐｇｙｐ，ｎｅｗｍｅｔｈｏｄｔｈｅｌａｔｅｒａｌａｎｄｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｉｓｄｅａｌｔｗｉｔｈａｓａｕｎｉｔ．Ｆｒｏｍｔｈｅｏｖｅｒｓｅａｓｐｙ，）ｅｘｅｒｉｅｎｃｅ犆狀ＤｎａｍｉｃＤｉｒｅｃｔｉｏｎａｌＳｔａｂｉｌｉｔａｒａｍｅｔｅｒａｎｄ犔犆犇犘（ＬａｔｅｒａｌＣｏｎｔｒｏｌＤｅａｒｐｙｙＰｐｄｎ（ｙ β ）ｔｕｒｅＰａｒａｍｅｔｅｒｃａｎｂｅｕｓｅｄｔｏｃｌａｓｓｉｆｈｅｏｅｎｌｏｏａｎｄｃｌｏｓｅｌｏｏｌａｔｅｒａｌｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｍｏｄｅｌｙｔｐｐｐ，ｈｉｃｈｃａｎｂｅａｄｏｔｅｄａｓｔｈｅａｄｖａｎｃｅｄｃｒｉｔｅｒｉｏｎｆｏｒａｅｒｏｄｎａｍｉｃｃｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｗｅｌｌａｎｄｔｒｕｌｐｙｙｗ，ｆｉｕｒａｔｉｏｎｄｅｓｉｎ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｔｏｔｈｅｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｆ犆狀ａｎｄ犔犆犇犘ｔｈｒｅｅｔｉｃａｌｓｔａｔｅｓｏｆａｃｅｒｇｇｇｙｐｄｎｙ β ，ｔａｉｎｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅａｒｅｒｅｓｅａｒｃｈｏｂｅｃｔｓａｎｄｏｅｎｌｏｏｏｄｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃａｎｄｃｌｏｓｅｌｏｏｙｐｊｐｐｍｐｍｏｄｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｆｏｒｓｉｘｋｉｎｄｓｏｆｆｅｅｄｂａｃｋｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｒｅｉｎｖｅｓｔｉａｔｅｄｗｉｔｈｒｏｏｔｌｏｃｕｓｍｅｔｈｏｄｇｉｎｔｈｉｓｐａｅｒ．Ｅｌｅｍｅｎｔａｒｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｓｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｌａｂｉｌｉｔａｎｄｃｌｏｓｅｌｏｏｆｅｅｄｂａｃｋｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｐｙｙｐ，ａｒｅｃｌｏｓｅｌｏｎｎｅｃｔｅｄｗｉｔｈｄｉｆｆｅｒｅｎｔａｒｅａｓｄｉｖｉｄｅｄｂｈｅｓｅｔｗｏｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｐａｒａｍｅｔｅｒｓａｎｄｙｃｙｔ犆狀ａｎｄ犔犆犇犘ａｒａｍｅｔｅｒｃａｎｂｅｕｓｅｄａｓｔｈｅａｅｒｏｄｎａｍｉｃｃｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎｄｅｓｉｎｃｒｉｔｅｒｉｏｎ．ｐｙｇｇｄｎｙ β ：；犲狑狅狉犱狊ｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅａｅｒｏｄｎａｍｉｃｃｏｎｆｉｕｒａｔｉｏｎ；ｓｔａｂｉｌｉｔｒｉｎｃｉｌｅ犓ｙｐｙｇｙｐｐ狔