大学英语课堂文化语境建构的实践研究

语言与文化的关系密不可分,只学习语言本身,缺少对外语文化的了解已不能适应目前跨文化交际的需求。作为大学英语教师,不能忽视文化语境的教学,文化语境的建构和提高大学生跨文化交际能力正是项目的研究目的。从提高大学生跨文化交际的必要性、方法,及如何在课堂上灌输文化教学的实践基础出发,为大学英语教师适应新时代的大学英语教学提供借鉴。     

浅谈大学英语教学中的非语言文化教学

通过对跨文化非语言教学的定义以及内容的介绍与分析，指出目前大学英语教学在这方面存在的不足，并结合教学中的相关经历提出了在实际大学英语教学中应如何合理安排非语言文化教学的内容，从而提高学生的实际交际能力，达到英语教学的最终目的。     

交际文化与语言交际能力

随着世界经济的"全球化",高校英语教学正面临着新的挑战--如何使学生在掌握英语语言知识的同时获得交际能力.文章旨在探讨交际文化在英语教学中的渗透与学生获得跨文化交际能力之间的关系.     

英语教育中的文化交际能力培养

认知交际法，渗透英语教学的文化背景意识及注重“人文关怀”，是英语教学和科学思路，也是一个更加开放的教学系统，英语的交际能力和语言知识与语言能力是一体化的，让学生了解英语文化背景知识，用英语进行交际和思考，最后达到大面积提高中学英语教学的质量，体现新的教育教学理念。     

论文化教学在英语习语学习中的作用

由于习语文化内涵丰富,如何学好英语习语对我国很多英语学习者而言是个难题。调研我国英语学习者误解或误用英语习语的情况并总结其主要原因后发现,加强文化教学对解决英语习语学习难题很有帮助。针对调研中总结出的原因,探讨在英语习语学习中如何充分发挥文化教学的作用,这对解决我国英语学习者的英语习语学习问题和提高他们的跨文化交际能力有重要意义。     

言语交际中的文化语义偏离研究

重点论述了跨文化交际过程中语言的文化语义发生偏离的三个方面，分析了文化语义发生转移的原因所在，进一步探讨了如何更有效地实现跨文化交际的目标问题。     

跨文化培训与外语教学

笔者结合跨国公司跨国经营成败的实例，分析了跨国公司对其海外经营人员进行跨文化培训的必要性，强调大学英语教学应该培养学生跨文化交际的能力，并探讨了在实施跨文化教学过程中应注意的问题。     

论大学英语合作学习中的文化渗透

合作学习是一种创新的教学理念,实践证明它能够很好地促进学习者的英语学习。语言和文化密不能分,英语学习不能忽视文化内涵。探讨了大学英语合作学习中的文化渗透,指出大学英语合作学习中的文化渗透可以使学习者更好地掌握和运用英语,提高学习者整体的跨文化意识;另外,合作学习中的文化渗透可以有效提高学习者的元认知策略意识,因而能够更好地促进学习者的英语自主学习。     

语言输入输出理论在职业英语教学中的应用

从语言输入与输出理论的角度出发,探析造成职业英语教学失误的原因,提出在英语教学中,语言的输入与输出存在严重失衡的问题,尤其是学习者在实践环节的练习相当缺乏。因此认为教学改革要从改变传统的教学手段、教学模式出发,提高输入质量,重视输出效果,使输入与输出平衡发展,相得益彰,注重培养学习者的语言交际能力,是提高英语教学效果的保证。     

英语教学与文化背景知识的传授

语言是文化的载体，一种语言和使用这种语言的民族或国家的文化息息相关，阐述了英语教学中应重视文化背景知识的传授，使学生通过文化背景知识的积累，达到提高英语语言能力的目的。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

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。     

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.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

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.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

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。