网络环境下大学生英语学习动机与成绩相关性研究

根据学习动机理论和建构主义的网络学习理论，以西北工业大学大二的英语网络班学生为对象，通过问卷调查的手段，结合四级成绩和最近一次的期末考试成绩对英语网络班学生的学习动机进行了分析，并探讨了英语网络学习环境下学生英语学习动机和英语成绩之间的关系，了解了网络教学过程中学生的非智力因素状况，为今后的教学活动提供参考。     

讨论式教学法在英语写作教学中的应用

结合英语写作课实践，探讨了有效的课堂讨论对帮助学生形成良好的讨论习惯，理解英语写作规范和要求，增强英语写作实践技能，提高学生英语写作能力的作用。     

从大学英语写作测试到写作教学的思考

写作测试在大学英语测试中一直具有重要的地位和作用，有效地检验和反映了学生语言应用能力。通过分析大学英语测试中写作测试的得分现状，指出英语写作一直是大学英语教学中的薄弱环节；根据学生习作实例归纳出主要问题：结合教学经验和实践，从多方面分析了具体原因，总结出基础训练结合系统训练的指导思想，并提出分化整合、循序渐进的英语写作教学方法。     

论高职学生英语学习心理优势的培养

通过对高职学生英语成绩和学习状况的分析、调查以及针对学生的特殊性，强调了建立高职院校学生英语学习心理优势的必要性，并详细地论述了实现这一目标的相应教学策略。     

如何应对英语应用能力考试A、B级听力测试

根据影响高职学生英语学习的主体因素，以及从教师的作用、教学指导资料、教学任务和教学安排的角度出发，结合英语应用能力考试听力的特点，提出了四条解决学生基础薄弱、学习困难、语言不准的途径和方法。     

如何使现行英语泛读教材适合教学需要(英文)

在英语泛读教学过程中，教材选材是教师们普遍遇到的一个较为棘手的问题。教材内容要么过于泛泛，要么专业性太强，如何把握其教学尺度绝非易事，亦很难适合不同层次的学生的需要。然而，为了提高非英语专业学生基本掌握使用英语语言的综合能力，就需要在教学的方式方法上下功夫，做到因材施教，扬长避短。作者根据自身教学经验以及在教学理论方面的探讨，提出了对课文内容及其文字进行划分归类、选择课堂讲授重点，以及选择常用词语及表达方式、主要的语法点等对学生们进行着重讲解，并相应进行课前、堂上和课后的包括口头和写作在内的作业布置，安排以两人或小组为单位的课堂练习等等，从而使学生得以在提高阅读能力的同时，能够适量掌握运用英语的综合技能，并且刻意激发学生对于学习英语的兴趣。作者力求在时下英语泛读教材尚不尽人意的情况下，使英语教学在质量和水平方面得到保证。     

提高高职学生英语自主学习能力的策略

基础差、缺乏学习主动性和策略意识是高职学生英语学习最为突出的问题。通过对高职高专学生英语学习状况的调查和分析,认为提高英语自主学习能力、制定学习策略是提高高职学生英语学习的根本途径。     

教授非英语专业学生写作的有效方法

如何提高非英语专业学生基本掌握使用英语语言的综合能力，是目前英语教学中存在的一个较为普遍的棘手问题，它同时受到学时以及课程毕业达标水准等因素的制约，笔者通过多年来的教学实践，初步摸索出一套在英语泛读课教学当中穿插进行学生写作训练的方法，使其得以在提高阅读能力的同时，能够适量地掌握英语写作的技能和技巧，乃至一定的口语表述能力；并且提高学生学习英语的兴趣。本文在概要介绍这一教学方法的同时，更希望藉以引发各位同行就此各抒高见，使我们的英语教学在其方式方法上有一个新的改观，效果更好。     

浅谈激发学生对英语学习的兴趣

“兴趣是最好的老师。”培养学生的学习兴趣、提高教学质量一直是英语教学改革的重点。本文从因材施教，逐步探索适合我院学生的英语教学模式，强调能力的培养，创新英语课堂教学、做学生的良师益友，充分调动学生学习英语的积极性等三方面对这一问题加以论述。     

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。     

竖壁贴附射流空气池的数值模拟

以verhoff经验公式为基础，建立竖壁贴附射流送风的数值计算模型，对于不同工况进行模拟计算，然后将模拟计算结果的速度场与verhoff经验公式进行对比分析。通过研究表明，当顶棚送风口距侧墙的垂直距离比较小时，竖壁贴附送风可以依靠侧墙的贴附效应在房间下部产生空气池现象，形成和置换通风类似的气流组织。     

Oxygen concentration variation in ullage influenced by dissolved oxygen evolution

To determine the oxygen concentration variation in ullage that results from dissolved oxygen evolution in an inert aircraft fuel tank, the CFD method with a mass transfer source is applied in the present study. An experimental system is also designed to evaluate the accuracy of the CFD simulations. The dissolved oxygen evolution is simulated under different conditions of fuel load and initial oxygen concentration in ullage of an inert fuel tank with stimulations of heating and pressure decrease. The increase in the oxygen concentration in ullage ranges from 0.82% to 5.92% upon stimulation of heating and from 0.735% to 12.36% upon stimulation of a pressure decrease for an inert ullage in the simulations. The heating accelerates the release of the dissolved oxygen from the fuel by increasing the mass transfer rate in the mass transfer source and decreasing the pressure, thereby accelerating the dissolved oxygen evolution by increasing the concentration difference between the gas and the fuel. The time constant that represents the oxygen evolution rate is independent of the initial oxygen concentration in ullage of an inert tank but depends closely on the fuel load, temperature and pressure. The time constant can be fitted using a polynomial equation relating the fuel load to temperature in the heating stimulation with an accuracy of 4.77%. Upon stimulation of a pressure decrease, the time constant can be expressed in terms of the fuel load and the pressure, with an accuracy of 5.02%.     

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。     

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.     

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.      

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。     

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）。     

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。     

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。     

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.