文本类型理论与旅游资料英译

文本类型理论是德国学者莱斯与英国学者纽马克根据语言功能对文本进行功能划分的理论。根据此理论，旅游资料属于以感召功能为主的特殊文本。文本服务于译文读者，翻译时应遵循读者第一的原则，实现旅游资料对译文读者感召和信息功能的交流。文章分析了在此理论指导下的旅游资料这一特殊实用文体的翻译所应遵循的翻译原则和策略。     

刚体元在有限分析中的特殊应用

本文论述了刚体元在有限元分析中作为传力结构的特殊用法,并针对其使用时出现的问题一一作了详细分析。最后,探讨了刚体元在模型简化中的应用。     

几种特定判定形式的MC／DC评估分析

介绍了对几种特殊形式的判定进行修正的条件／判定覆盖评估分析的方法。这些形式包括比较运算判定、带短路逻辑的判定、顺序if结构、位运算判定、带反馈判定和带屏蔽判定。     

翻译中对等原则的应用

随着我国经济的发展,我们与西方世界的联系也越来越频繁,翻译在交往中就起了重要重用.如何做好翻译工作成为翻译工作者面临的新课题.从“对等“的角度出发,以日常生活为背景,以举例子的方式 ,阐述了翻译中对等原则在生活中的应用.     

成语译法的分类研究

成语是语言中的精华。在人类的语言交流中，成语往往是翻译的难点。为了提高成语的翻译水平，对成语的译法进行了分类的研究。指出了中西方文化对成语翻译的影响，提出应先区分中西方文化的相通或不同，并依据各种成语在内容、结构等方面的不同特点，分别运用死译、直译、活泽和意译等译法进行翻译。     

“三美论”下的《红楼梦》“雪景联诗”两英译本赏析

许渊冲教授提出的"三美"翻译理论对于诗歌翻译具有重要的指导作用。从"三美"原则出发,分别以Hawks David及杨宪益、戴乃迭的《红楼梦》译本中"雪景联诗"为研究对象,通过对比分析探讨其得与失,旨在为中国古典诗歌翻译提供一些可供借鉴的方法。     

高频大功率单端反激变换器的分析与应用

阐述了在过激工作状态下的单端反激变换器的计算方法，经验参数的选取原则，变压器结构特点，及特殊制造工艺．     

数控铣削加工中刀具的选择

在数控加工中，刀具的选择对加工效率、零件的加工质量以及能够实现正确的刀具轨迹都有直接的影响。数控加工中刀具选择除具备传统加工的选择原则外还应遵循一些特殊的原则。结合UG软件，对数控加工中刀具选择的问题从数控用铣刀的特点、刀具的材料、刀具的种类等几个方面进行了研究，给出刀具选择的一般原则。应用这一原则，利用UG软件对一个零件进行数控编程，在数控铣床上用得到的NC程序进行加工，加工结果验证了NC程序是合理的。     

从生态翻译学的角度看严复翻译

严复在中国翻译史上有着十分重要的地位,是我国第一个提出规范标准的翻译家,他所提出的"信、达、雅"翻译理论具有很强的指导意义。生态翻译学是对翻译活动进行研究的新视角,从生态翻译学的核心理论视角出发,对严复翻译进行探讨,可以看出,严复翻译遵从其所处的翻译生态环境的法则,受生态环境中各要素的制约,既促进了当时社会的科学发展,也与当时其所处的生态环境相融合。     

浅议文化语境下的翻译

文化语境是研究语言使用和功能的重要语言学范畴之一。由于翻译是跨文化的交际活动，因而文化语境对翻译的影响不可忽视。从文化语境与词义的理解及语境制约出发，通过对文化语境的分析，阐述了文化语境的概念及范畴，用例句说明文化语境在翻译实践中的启示和指导意义，以及对翻译过程中理解和表达的影响，探讨了如何正确翻译词汇并理解其含义。所关注的问题有英语辞典的使用策略，词义确定策略，语境制约与译文选择。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。