伽利略光学实验分析

第２７卷第２期　２００６年３月　字　航　学　报　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ　Ｖ０１．２７　Ｎｏ．２　Ｍａｒｃｈ　２０ｏ６　伽利略光学实验分析　徐科华，马　晶，谭立英　（哈尔滨工业大学可调谐激光技术国家级重点实验室，哈尔滨１５０００１）　摘　要：对伽利略光学实验进行了全面的分析，其中包括实验装置和元器件的分析，并重点分析了实验发射　系统的工作原理和工作过程，对准、跟踪系统的工作原理和工作方式。并对实验的结果进行了详细分析，针对实验　中出现的因大气影响而导致接收失败，讨论了采用自适应光学对大气影响进行补偿的方案的可行性，对于因背景　光过强而导致的链路性能劣化，分析了采用干涉滤光片对背景光进行抑制的可行性，为我国将来开展深空光通信　的研究提供参考。　关键词：伽利略光学实验；激光发射机；对准策略；导航星　中图分类号：ＴＮ９２９．１３　文献标识码：Ａ　文章编号：１０００．１３２８（２００６）０２．０３１２．０５　０　引盲　示和验证，在１９９２年，ＪＰＬ利用飞往木星的伽利略号　探测器做了第一个深空光通信实验，实验取得了重　随着深空探测任务远程化、多样化的发展，航天　大成功，相关关键技术得到确认和验证。　器小型化、轻量化的发展，传统的微波通信难以满足　深空通信要求。为响应美国国家航空航天局　１伽利略光学实验概况　（ＮＡＳＡ）发展深空光通信的号召，其属下的喷气推进　在１９９２年１２月９日到１６日这八天的时间里，　实验室（ＪＰＬ）在上世纪８０年代初即制定深空光通信　ＪＰＬ实验室在加州的Ｔａｂｌｅ　Ｍｏｕｎｔａｉｎ天文观测台　的发展计划。在接下来的二十多年里，他们已经完　（ＴＭＯ）和新墨西哥州的Ｓｔａｒｆｉｒｅ　Ｏｐｔｉｃａｌ　Ｒａｎｇｅ（ＳＯＲ）　成深空光通信关键技术的研究，建立了一套深空光　进行了伽利略光学实验　。实验情形如图１所示　通信理论和工程模型，为对其中的关键技术进行演　（ａ）ＴＭＯ发射上行激光实验　（ｂ）　ＳＯＲ发射上行激光实验　图１伽利略光学实验情形　Ｆｉｇ．１　Ｔｈｅ　ｓｃｅｎｅ　ｏｆ　ｇａｌｉｌｅｏ　ｏｐｔｉｃａｌ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　该实验的内容是在ＴＭＯ和ＳＯＲ发射激光束到　１５倍。该实验选在太平洋标准时间３—６点进行，　伽利略号探测器，利用伽利略号探测器上的立体成　太阳一地球一飞行器角度（ＳＥＰ）为９０度。　像相机作为光信号的接收器来演示深空激光通信链　ＪＰＬ的实验人员选用这个时机进行实验，因为　路的运行情况。实验开始时链路的距离为６００。０００　其具有如下明显的优点：　公里，结束时距离为６，０００，０００公里，为月地距离的　（１）当ＳＥＰ为９０度时，地球在伽利略探测器的　收稿日期：２００５．０４．２７；　修回日期：２００５．０８．２９　维普资讯 http://www.cqvip.com

第２期　徐科华等：伽利略光学实验分析　３ｌ３　立体成像相机上所成图像一半明亮，一半黑暗。这　使得以暗半球为背景的激光很容易在相机上形成一　２实验中采用的激光发射系统　个清晰的光斑。　伽利略光学实验发射机采用的激光器为波长　（２）用波长为５３２ｎｍ的ＮＤ：ＹＡＧ调Ｑ倍频激光　５３２ｎｍ的ＮＤ：ＹＡＧ调Ｑ倍频激光器，其光学系统为卡　器发射上行激光束，在这个时段，立体成像相机的响　塞格伦折轴望远镜，发射机的参数如表ｌ所示　。　应度比较高。　表１　伽利略光通信实验系统参数　（３）选用这个时段进行实验有利于减小杂散光　Ｔａｂｌｅ　１　Ｔｈｅ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　ｏｆ　Ｇａｌｉｌｅｏ　Ｏｐｔｉｃａｌ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　对实验的影响。在拍摄光斑图像的时候允许立体成　特，眭　ＴＭＯ的系统　ＳＯＲ的系统　像相机有较长的曝光时间，使得探测上行激光束变　参数值　参数值　波长（ｎｍ）　５３２　５３２　得容易。通过对相机拍摄图像杂散光的分析表明，　重复频率（Ｈｚ）　１５—３０　１Ｏ　住地球的杂散光把信号光淹没之前，立体成像相机　脉冲宽度（ｎｓ）　１２　ｌ５　快¨维持在打开状态时间可以持续到８００ｍｓ。　脉冲能量（ｍＪ）　２５０　３５０　在这个时机进行实验，通过控制伽利略号探测　１—４天光束发散角（“ｒａｄ）　ｌｌＯ　８０　器上的立体成像相机平行地球明暗分界线扫描地　６—８天光束发散角（　ｒａｄ）　６０　４０　望远镜的主镜（ｍ）　０　６　１．５　球，在曝光时间内，相机焦平面上将出现一系列平行　于地球明暗分界线的光斑。　望远镜的次镜（ｍ）　Ｉ　‘—百　］——ｏｌ　～一　该实验主要有以下几个目的：　（１）演示在深空距离下发射激光束到深空探测　ＴＭＯ的望远镜是平行赤道安装的折轴天文望远　器，演示深空激光通信链路的运行情况。　镜，在１９６８年用来发射激光到“勘探者”月球探测器。　（２）对基于深空探测器星历表的上行链路的对　在该望远镜弯折的那臂上，插入两个透镜组成镜组用　准策略进行检验。　以对光束进行整形。这两个整形透镜，其中一个用于　（３）验证恒星作为信标的跟瞄机制。　束散角为１１０／￣ｔｒａｄ的光束整形，一个用于束散角为６ｏ　（４）对深空光通信链路性能评估模型进行检验　ｒａｄ的光束整形。ＳＯＲ的望远镜主要用做自适应光　和确认。　学实验，通过对发射光束进行聚焦，焦点分别在４０公　实验的结果表明，伽利略光学实验是一次非常　里和２０公里处来获得４０／￣ｒａｄ和８０／￣ｒａｄ的束散角。　成功的实验，实验达到了预期的目的，实验中采用的　在焦平面用ＣＣＤ探测器对恒星进行成像，根据像点　方法和技术具有典型的代表性，下面我们具体分析。　的位置来确定发射天线的对准方向。　ＴＭＯ实验系统工作原理如下图所示　，　。　ｎ＿／＼　，。　ｒ—　Ｕ　一　Ｎ激光Ｉ）：ＹＡＧ　ｆ１　＼　／光　孔径　发射光　器　，　¨＼　＼　＝、，　一　●　星光　｜－．　；囊　～一一一一一二一　Ｉ，　！Ｉ　一　一　ｌ　　监测　盆ｌ　＿　冈ｎ　．一一　一／　－．厂］　ｌ　ＣＣＤ　一Ｕ　一　ｌ　恒星捕获＜＝＝＝）　…７　ｃｃ。　可视系统　图２　ＴＭＯ实验系统工作原理图　Ｆｉｇ．２　Ｔｈｅ　ＴＭＯ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　ｓｙｓｔｅｍ　ｏｐｅｒａｔｉｏｎａｌ　ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ　维普资讯 http://www.cqvip.com

３１４　宇航学报　第２７卷　３望远镜的对准策略　伽利略光学实验的链路距离为６０万里到６００　万公里，在如此远的距离下进行光学实验的严重挑　战就是精确的对准要求，对准精度要求在１０　ｒａｄ　以内。实验过程中，即使通过ＴＭＯ的望远镜，伽利　略探测器也变得很模糊，因此要求实施盲对准，飞船　的位置必须通过标准的导航技术来决定。为了保证　实验圆满成功，伽利略光学实验团队在１９９０年即开　始对准策略的研究　。通过研究，他们决定采用　基于伽利略探测器星历表来对准，而恒星在天球上　的位置精度在３　ｔａｄ以内，采用恒星来进行望远镜　位置的校准能满足实验的对准精度要求。　伽利略光学实验中对校准望远镜对准方向的恒　星的选择有一定的要求，通常采用亮度高的恒星，但　是恒星因其表面温度不同而导致其颜色不同，在恒　星星表中通常用颜色索引　来表示，口　值大的　表示一颗红颜色的星，其代表值为２．０，Ｂ－Ｖ值小的　表示一颗蓝颜色的星，其代表值为０．４，太阳的Ｂ　值为０．６２，白星的口　值为０．０。采用恒星对‘ＴＭＯ　的望远镜进行校准，由于天空是蓝色的，选用蓝星具　有较小的对比度，因此，通常采用红颜色的星进行校　准，口　值大，星等低（亮度越高）的星更适合做校　准星。然而由于实验中发射的激光波长为５３２ｎｍ，　呈现蓝颜色，采用红颜色的星进行望远镜对准方向　的校准，两种光谱相差较远，需要对大气折射引起的　位置偏差进行重新的矫正和补偿　Ｊ。　激光束的发射采用先对准，后发射的方法…。　在发射激光前的２分钟，用ＣＣＤ探测器把参考星定　位在折轴望远镜视场的中心，同时校准望远镜的对　准方向，在发射激光的前ｌ０秒，使望远镜对准伽利　略探测器的预测位置，同时设置望远镜跟踪伽利略　探测器，所有的工作完成后再发射激光。由于望远　镜的校准是在激光发射前进行，因此，机械装配松弛　导致的对准误差被大大减小。　在该技术中选择的参考星和伽利略探测器在天　球上的角间隔在０．５度以内，星等范围为６—１０等，　参考星的选择如表２所示。　为了对理论预算的对准精度进行测试，在实验　的第一天，实验团队使ＳＯＲ发射光束在以伽利略探　测器的预测位置为中心，半径为８５　ｕｒａｄ的范围内　进行抖动，伽利略探测器的立体成像相机接收到的，　曝光时间的大于４００毫秒图像如图２中（ａ）所示，可　以清晰的看到来自ＳＯＲ的光斑，这证明了对准策略　的有效性。　表２　ＴＭＯ所选的参考星　Ｔａｂｌｅ　２　Ｔｈｅ　ｒｅｆｅｒｅｌｌｅｅ　ｓｔａｒｓ　ｏｆ　ＴＭＯ　天数　图像的帧数　恒星的编号　星等　１—５０　９３８　１０．３５　１　５１—５２　１２１３８４　８．０２　５４—６０　无　有云　２　１—４０　１２１１１７　９．４５　１—６　１２１１９９　８．７７　３　７—８　１２０４５６　６．３９　９—２０　１２１１９９　８．７７　４　恶劣的天气影响激光发射　５　没有进行实验　６　１—１２　１２０７９９　８．３９　７　１—１０　１２ｎ７９９　８．３９　８　１—８　１２０７９９　８．３９　４实验结果　伽利略光学实验是一次非常成功的实验，在进　行实验的８天时间里，第５天因其他飞行器的活动　没有进行实验，其余７天时间，伽利略探测器上的立　体成像相机共拍摄图像１４９帧，其中显示成功探测　到信号光的图像有４８帧。其中典型的两幅图像如　图３所示　在上面两幅图像中，（ａ）图右边的明亮背景是被　太阳照明的地球半球。左边的光点是由ＴＭＯ发射　的激光脉冲形成的。接近右边明亮背景的光斑斑点　是由ＳＯＲ发射的激光脉冲形成的。该图是在ＳＯＲ　进行对准策略测试时拍摄的，因此拍摄到的ＳＯＲ发　射的激光光斑不像ＴＭＯ光斑图像整齐有序。（ｂ）图　是在实验的最后三天，ＳＯＲ因天气影响没有发射激　光脉冲的情况下拍摄的ＴＭＯ发射光束的图像。　伽利略光学实验中共拍摄照片１４９帧，但是只　有４８帧显示接收到上行信号光，其中的原因主要有　以下几个方面。　天气影响是能否成功探测到上行信号光的一个　最重要的因素，ＴＭＯ在冬季受到风暴的影响，ＳＯＲ　易受到大雪的影响，同时，云层的覆盖，地面的浓雾　限制了光束的发射。ＴＭＯ发射光束在第一天和第　四天的实验中受到了严重的影响，第一天最后七帧　图像显示没有探测到上行信号光，ＳＯＲ在第一天白　天发射的上行光束都没有被成功探测。第四天受到　大雪的影响，ＴＭＯ没进行实验。在这天进行的实验　中，拍摄的ｌ０帧ＳＯＲ发射的上行光束图像，仅一帧　维普资讯 http://www.cqvip.com

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３１６　ｎａｕｔｉｃｓ，１９９８，１９（１）：４９—５４（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）］　宇航学报　第２７卷　徐科华（１９７９一），男，湖南邵东人，博士研究　生，主要研究方向为空间光通信和光学信　息处理。　通信地址：哈尔滨工业大学３０９信箱　（１５０００１）　【７］　马晶，谭立英，金恩培，等．振动对空间光通信系统误码率影响　的分析［Ｊ］．宇航学报，１９９９，２０（３）：７６—８１［ＭＡ　Ｊｉｎｇ，ＴＡＮ　Ｌｉ．　ｙｉｎｇ，ＪＩＮ　Ｅｎ—ｐｅｉ，ｅｔ　ａ１．Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｆ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｔｏ　ｂｉｔ　ｅｒｒｏｒ　ｒａｔｅ　ｆｏｒ　ａ　ｓｙｓｔｅｍ　ｏｆ　ｓｐａｃｅ　ｏｐｔｉｃａｌ　ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｌ　ＪＪ．Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ａｓｔｒｏ—　ｎａｕｔｉｃｓ，１９９９，２０（３）：７６—８１（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）］　电话：（０４５１）８６４１３０４４　Ｅ．ｍａｉｌ：ｘｕｋｅｈｕａ２Ｏ０】＠】６３．ｃｏｒｎ　Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｆｏｒ　Ｇａｌｉｌｅｏ　Ｏｐｔｉｃａｌ　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　ＸＵ　Ｋｅ－ｈｕａ，ＭＡ　Ｊｉｎｇ，ＴＡＮ　Ｌｉ—ｙｉｎｇ　（Ｎａｔｉｏｎａｌ　Ｋｅｙ　ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ　ｏｆ　Ｔｕｎａｂｌｅ　Ｌａ￣２ｒ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ　１５０００１，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｎａｌｙｚｅｄ　ｇｅｎｅｒａｌｌｙ　Ｇａｌｉｌｅｏ　ｏｐｔｉｃａｌ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ，ｉｎｃｌｕｄｅｄ　ｔｈｅ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｅｑｕｉｐｍｅｎｔ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ　ｕｓｅｄ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ．Ｆｏｃｕｓｅｄ　ｏｎ　ｔｈｅ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｏｐｅｒａｔｉｏｎａｌ　ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ　ａｎｄ　ｗｏｒｋｉｎｇ　ｃｏｕｒａｅ　ｏｆ　ｌａｓｅｒ　ｔｒａｎｓｍｉｔｔｅｒ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｗｏｒｋｉｎｇ　ｃｏｎ—　ｃｅｐｔ　ｏｆ　ＰＡＴ　ｓｕｂｓｙｓｔｅｍ（ｐｏｉｎｔｉｎｇ，ａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎ，ａｎｄ　ｔｒａｃｋｉｎｇ）．Ａｎａｌｙｚｅｄ　ｄｅｔａｉｌｅｄｌｙ　ｔｈｅ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｒｅｓｕｌｔ，Ｃｏｎｔｒａｐｏｓｅ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｆａｉｌｅｄ　ｒｅｃｅｉｖｉｎｇ　ｆｒｏｍ　ｔｈｅ　ｅｆｆｅｃｔ　ｏｆ　ａｔｍｏｓｐｈｅｒｅ　ａｎｄ　ｗｅａｔｈｅｒ，ｄｉｓｓｃｕｓｓｅｄ　ｔｈｅ　ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｃｈｅｍｅ　ｔｈａｔ　ａｄａｐｔｈｅ　ｏｐｔｉｃｓ　ｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓ　ｔｏ　ｍｉｔｉ—　ｇａｔｅ　ｔｈｅ　ａｔｍｏｓｐｈｅｒｅ—ｉｎｄｕｃｅｄ　ｓｉｇｎａｌ　ｆａｄｅｓ．Ａｔ　ｔｈｅ　ｓａｍｅ　ｔｉｍｅ，ｔｏ　ｔｈｅ　ｐｒｏｂｌｅｍ　ｔｈａｔ　ｂａｃｋｇｒｏｕｎｄ　ｌｉｇｈｔ　ｒｅｓｕｌｔｉｎｇ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ｏｆ　ｌｉｎｋ　ＷＯｌ￣ｅ，ｄｉｓｓｃｕｓｓｅｄ　ｔｈｅ　ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｃｈｅｍｅ　ｔｈａｔ　ｉｎｔｅｒｅｎｔｉｌ　ｌａｉｇｈｔ　ｆｉｌｔｅｒ　ｔｏ　ｒｅｓｔｉｃｔｒ　ｂａｃｋｇｒｏｕｎｄ　ｌｉｇｈｔ　ａｎｄ　ｐｒｏｖｉｄｅｄ　ｔｈｅ　ｒｅｆｅｒ—　ｅｎｅｅｄ　ｏｐｉｎｉｏｎ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｆ　ｄｅｅｐ　ｓｐａｃｅ　ｏｐｔｉｃａｌ　ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｃｈｉｎａ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：Ｇａｌｉｌｅｏ　ｏｐｔｉｃａｌ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ；Ｌａｓｅｒ　ｔｒａｎｓｍｉｔｔｅｒ；Ｐｏｉｎｔｉｎｇ　ｓｔｒａｔｅｇｙ；Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ　ｓｔａｒ　（上接第２８０页）　Ｄｅｓｉｇｎ，Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ　ａｎｄ　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　ｆｏｒ　Ｎｅｗ－Ｓｔｙｌｅ　Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　Ｆｒａｎｇｉｂｌｅ　Ｆｌｙ　Ｔｈｒｏｕｇｈ　Ｄｉａｐｈｒａｇｍ　Ｃｏｖｅｒ　ＺＨＯＵ　Ｇｕａｎｇ－ｍｉｎｇ，ＹＵＡＮ　Ｚｈｕｏ－ｗｅｉ　（Ｃｏｌｌｅｇｅ　ｏｆ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮＵＡＡ，Ｎａｎｊｉｎｇ　２１００１６，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａ　ｎｅｗ—ｔｙｐｅ　ｏｆ　ｆｒａｎｇｉｂｌｅ　ｆｌｙ　ｔｈｒｏｕｇｈ　ｄｉａｐｈｒａｇｍ　ｃｏｖｅｒ　ｗａｓ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ　ｂｙ　ｕｓｉｎｇ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｍａｔｅｒｉａｌｓ．Ｗｅａｋｎｅｓｓ　ｐａｒｔ　ｗａｓ　ｐｒｅｆａｂｒｉｃａｔｅｄ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｒｅｇｉｏｎ　ｗｈｅｒｅ　ｍｉｓｓｉｌｅ　ｃｏｎｔａｃｔｅｄ　ｔｈｅ　ｃｏｖｅｒ　ａｔ　ｔｈｅ　ｂｅｇｉｎｎｉｎｇ．Ｔｈｅ　ｃｏｖｅｒ　ｗａｓ　ｂｒｏｋｅｎ　ｉｎｔｏ　ｆｏｕｒ　ｐａｒｔｓ　ｕｎｄｅｒ　ａ　ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｄ　ｆｏｒｃｅ　ｅｘｅｒｔｅｄ　ｂｙ　ａ　ｍｉｓｓｉｌｅ．Ｔｈｅ　ｍｉｓｓｉｌｅ　ｌａｕｎｃｈｉｎｇ　ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ　ｗａｓ　ｉｍｐｒｏｖｅｄ．Ｔｈｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ｓｃｈｅｍｅ　ｗａｓ　ｐｕｔ　ｆｏｒｗａｒｄ　ａｆｔｅｒ　ｓｔｒｅｓｓ　ａｎｄ　ｓｔｒｅｎｇｔｈ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｕｓｉｎｇ　ｆｉｎｉｔｅ　ｅｌｅｍｅｎｔ　ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅ　ｃｏｖｅｒ　ｗａｓ　ｔｈｅｎ　ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅｄ　ａｎｄ　ｉｔｓ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ｗａｓ　ｖｅｒｉｆｉｅｄ　ｂｙ　ｅｘ—　ｐｅｒｉｍｅｎｔｓ．Ｒｅｓｕｈｓ　ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ｉｓ　ｒｅａｓｏｎａｂｌｅ，ａｎｄ　ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ　ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓ　ａｇｒｅｅ　ｗｅｌｌ　ｗｉｔｈ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｄａ—　ｔａ．Ｔｈｅ　ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ　ｄｅｓｉｇｎ　ｍｅｔｈｏｄｏｌｏｇｙ　ａｎｄ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｍａｙ　ｂｅ　ｕｓｅｆｕｌ　ｉｎ　ｐｒａｃｔｉｃｅ　ｆｏｒ　ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｈｉｔｓ　ｋｉｎｄ　ｃｏｖｅｒ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：Ｄｉａｐｈｒａｇｍ　ｃｏｖｅｒ；Ｅｎｄｕｒｅ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ；Ｂｒｏｋｅｎ；ＦＥＭ