英语作为国际航空通用语言的历史与现状

维索尔伦的语言顺应理论认为，语言的使用过程是一个根据交际环境和交际对象的变化而不断做出语言选择的动态过程。本文从语言顺应论的角度出发，分析了在陆空通话中语用失误的原因并从对语言现实、物理世界、社交世界的顺应3方面讨论了通话中的语用策略。     

河南航空经济发展与省内高校外语人才培养的互动分析

以语言经济学理论为基础,从语言与经济关系的角度,分析了河南航空经济发展现状及其对外语人才的需求,探索和总结了河南航空经济发展与省内高校外语人才培养的良性互动模式:合理调整语种设置,培养开放型通用外语人才和专业外语人才;加强师资队伍建设等。河南省内高校及相关机构应积极搭建平台,以多元化人力市场需求和学生就业为导向,合理配置各种资源,更好地培养外语能力突出的开放型通用人才,充分体现和获得外语的经济价值和社会价值,从而推动河南经济的快速、和谐发展。     

中国通用航空发展现状及对策分析

通过对我国通用航空的基本状况、主要特点、政策法规、产业园区等基本状况的分析,并与美国等国家通用航空现状的简单对比,可以看出,我国通用航空已经到了快速发展的重要起步阶段,提出了我国通用航空发展存在的主要问题和发展瓶颈,依据国家关于低空空域管理改革的意见等相关政策,归纳并提出了发展我国通用航空的几个方面措施建议。     

分布式通用航空服务站系统功能与组成研究

分布式通用航空服务站系统是针对通用航空领域建设的地面设施系统,除具备现有通用航空服务站的基本功能外,还具备飞行情报中心处理功能,能够将辖区范围内各服务站终端的数据分类接收、汇总和处理,形成空地一体化空中交通服务网络,为通航用户提供更全面、更可靠的信息服务,提高通用航空飞行安全保障水平。本文在分析国内外航空服务站功能的基础上,结合我国国情和通用航空发展情况,提出了分布式通用航空服务站系统的概念,详细说明了飞行情报中心功能特点,并与传统航空服务站进行了对比,对完善我国通用航空管理信息服务保障体系、促进低空空域发展具有一定的借鉴意义。     

中国通用航空统计指标体系研究

中国通用航空在行业管理和理论研究过程中获得相关统计数据相当困难,造成这一现象的根本原因是目前没有建立专门的通用航空统计指标体系,现有的指标设置缺乏全面性和可供分析性,而且没有统一的数据统计口径.在对通用航空飞行活动进行重新划分的基础上建立了中国通用航空统计指标体系,由基础统计指标层、统计和重点分析指标层、发展评价指标层三个层级构成.     

基于USB2.0的通用高速数据采集实现

以 USB2.0微控器 EZ_USB FX2 CY7C68013为核心,设计了基于通用串行总线 USB2.0的高速通用数据采集系统(UDCS)硬件电路,开发了相应的配套驱动程序和固件程序,利用USB 热插拔实现了外置高速实时数据采集。     

通用型舰载支援飞机的模块化布局设计概念

简要介绍了模块和模块化的基本概念，依据模块化设计的基本思想和步骤对通用支援飞机进行了系统分解和模块划分，详细地描述了通用型舰载支援飞机从系统分解、通用要素提取、非典型要素处理到模块组合的设计思路，从总体角度设计了一种模块化布局的通用型舰载支援飞机，并建立起三维模型。     

新一代航空电子系统的结构模块化与通用模块

本文阐述了新一代航空电子系统结构模块化要实现的目标和模块应具有的特性，并就通用模块的应用范围、功能能力、尺寸及类型等问题，分别作了讨论．     

通用试题库管理系统开发实践

本文通过“通用试题库管理系统”的开发实践,论述了试题库管理系统在教学和考试中的重要作用,阐述了本系统的设计方案和开发途径。     

高性能通用处理部件在航空电子系统中的应用

现代作战飞机对数据处理能力提出了大量的要求。为了满足这种要求,机载系统结构日益需要有多种用途的高可靠、高性能的分布处理节点。这些处理节点采用超高速集成电路/超大规模集成电路(VHSIC/VLSI)器件和表面安装工艺进行高度集成化和模块化设计。本文所述的Unisys/AT&T通用处理部件(GPPE)模块就是这种处理节点的具体实现,它可广泛应用于航空电子系统。 GPPE采用下一代简化指令系统计算机(RISC)微处理机技术,MIPS计算机系统公司的32位指令系统结构(ISA),工作频率为33MHz。该模块采用商用ISA和开放型系统结构,单宽度SEM-E军用模块的功能齐全极为经济有效。它还能让用户买到所需的开发工具。 GPPE还有多层数据安全机制和保护分类数据的多种特点。GPPE所用的6MB SRAM和512KB的EEPROM符合大型RISC寻址空间和实时操作系统的要求。网络总线(N总线)底板接口为分布处理环境中的模块间通信提供低开销的报文传送协议和宽带的通路。GPPE能够支持联合综合航空电子系统工作组(JIAWG)二级维护概念。模块上的维护控制器通过双测试与维护总线(TM总)端口支持模块状态信息的操作报告。单个联合测试功能组(JIAG)接口支持基地测试和若干机内自测试方法都综合在模块上,有很高的故障复盖率和测试可信度。 GPPE适用于要求性能     

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。     

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。     

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。