国内英语写作研究现状调查与思考——对九种外语类核心期刊2003-2007年的统计分析

论文对2003年至2007年期间我国英语写作研究状况进行了一次文献调查。研究对象为2003年至2007年间国内外语教学9种核心期刊上发表的有关英语写作研究的文章,通过系统的比较分析,结果显示：（1）当前国内对英语写作的研究,内容广泛,写作的各个主要方面均有涉及,但研究内容的热点较数年前已发生明显转移;（2）在研究方法上,实证性研究显著上升,比例超过非材料性研究;（3）在研究对象上。国内英语写作研究论文的研究对象仍然主要是针对写作客体,以写作主体为研究对象的论文比例仍然较低。最后,文章对国内英语写作研究的现状进行了总结和思考。     

倾斜射流撞壁形成的液膜外形的理论建模

倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用.为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究.通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套能够求解倾斜射流撞击壁面后液膜形态及边界的理论方法.模型计算结果与文献中的实验结果对比表明,建立的模型...     

基于冗余网络的数据综合处理热备份策略

在传统集中分布式地面控制系统架构的基础上,通过改进网络冗余、综合设备故障状态,设计了一种基于冗余网络的数据综合处理架构,提出了实时高效的主备切换策略,有效降低了地面控制站系统风险、提高了系统的可用性,通过验证得出该技术有效地保证双机切换的实时要求.     

双螺杆固液混合燃料输送系统设计与实验研究

固液燃料混合推进是航天推进系统的重要环节,液体发动机燃料热熵低,为了提高火箭或导弹的续航能力,结合固体粉末燃料热熵高的特点,采取了固液混合燃烧的策略,进而提高发动机燃料的热熵,增加发动机的续航里程。本文根据齿轮啮合原理,对关键结构双螺杆齿形展开修形设计,建立了流道三维模型和仿真模型;在齿形设计的基础上,围绕固液混合均匀、变比例输送开展固液混输系统集成设计,完成整机的加工、装配、调试,搭建实验平台,建立液压测试系统,开展实验。结果表明,设计的两相流泵实现了固液两相物料的混合输送,实现了固液燃料变流量、变比例、变出口压力的均匀混合效果。该小型燃料泵能够实现出口流量30 ~ 600L/h、出口压力0 ~ 900kPa、固液混合比例0% ~ 10%的固液混输,且混输效果良好,研究结构可供设计变推力火箭发动机参考。     

推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响

推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性,提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。新一代战斗机的高机动性要求也使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要。针对中国空气动力研究与发展中心∅3.2 m开口低速风洞,研制了喷流模拟器和通气动态试验装置,建立了带推力矢量的大迎角动态试验技术。开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角时的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究。结果表明：与无喷流试验相比,带喷流时模型的动态特性均随着落压比和喷管偏角的变化呈现规律性的变化;力和力矩系数形成的迟滞曲线面积随着落压比和偏角的增加而增加;减缩频率的变化对模型的动态特性影响小于无喷流时的影响。总的来说,推力矢量的影响未改变模型大迎角动态特性的基本规律,但是随着推力矢量角度和大小的变化,有规律地改变了模型动态气动力和力矩的变化幅度。     

吸气式高超声速飞行器通气模型测力试验技术研究

由于内阻测量方法限制,来流Ma_∞4时常规通气模型测力试验精度无法满足吸气式高超声速飞行器设计和性能评估需求。为解决上述问题,确保试验精度满足飞行器研究需要,探索了将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性。从改进试验方法角度提出了一种回避内阻测量难题的新型试验方法:采用"尾支+六分量天平"直接测量通气模型的气动特性(机体控制体产生的气动力载荷),并开展了试验验证。结果表明:由于减少了内阻测量环节,新型测力试验技术的精度高,Ma_∞=6时的阻力系数误差小于2%,远低于常规通气模型测力试验误差,具有精度高、模型相对简单、技术复杂程度较低、推广应用可能性大的优势。     

基于模型测试方法在模拟器客观评估中的应用

逼真度反映飞行模拟器与真实飞机特性的一致性程度。 客观评估是一种通过模拟器与系统实际行为的测试比较来评估逼真度的工程方法。 飞行模拟器分为工程模拟器和训练模拟器。 用于飞行训练的训练模拟器构型很少变化,其测试用例由适航标准指导,而用于设计验证的工程模拟器,根据飞机研制进展经常需要升级或更改,其测试用例也会随之变化。 在当今民用飞机技术日趋复杂的背景下,亟需高效方法开展这一类型模拟器的逼真度客观评估测试。 在实验框架和系统实体结构和模型库框架的基础上,提出了一种基于模型测试的方法,在工程模拟器的客观评估的应用中,该方法可以实现测试用例的自动生成和执行,工作效率提升,流程具备灵活性和适应性,有助于在研飞机的定型或取证。     

多无人机协同打击制导控制技术研究进展

自杀式无人机具备长时巡航侦察和高速突防打击的特点,为充分发挥其集群进攻优势,突破复杂环境下的协同打击制导控制技术具有重要意义。由单机控制到集群动态协同、由单一约束到时空综合控制是探索时空约束下多机协同控制的基本思路。本文介绍了无人机集群进攻的应用背景,分析了多机协同打击系统发展现状;探究了攻击时间可控制导律、攻击角度可控制导律、时空约束下集群协同制导控制等关键技术;总结了当前无人机协同运用中的不足之处,并对下一步的研究方向进行了展望。本文研究的内容对于集群攻击作战运用及多机协同控制器的设计具有一定的参考意义。     

非结构混合网格鲁棒自适应技术

数值格式、湍流模型和计算网格是影响CFD数值模拟精度的3个主要因素。结合流场信息的网格自适应技术具备动态优化计算网格的能力,被NASA列为未来CFD发展的一项关键技术。本文针对非结构混合网格,发展了网格单元分布优化、表面网格几何投影和空间网格协调匹配3项关键技术,建立了高鲁棒性几何保真的网格自适应系统。首先,为了提高自适应方法的鲁棒性和通用性,发展了基于标准面网格的多面体网格单元分布优化方法。其次,发展了仅依赖表面网格信息的局部曲面重构技术,采用参数点映射方法实现了新增表面网格点的几何投影,消除了自适应系统对几何CAD系统的依赖。再次,采用改进的距离函数方法实现了空间网格与投影后表面网格的快速匹配。最后,结合基于流场特征的自适应探测器,采用二阶格式的有限体积方法,开展了30P30N三段翼绕流和三角翼大迎角绕流的网格自适应数值模拟。结果表明,通过网格自适应对网格单元的分布进行优化后,流场求解的收敛性和模拟精度都得到了显著提高。     

探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响

采用数值模拟方法研究叶栅出口旋转总压探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响,其中对比分析了探针耙在不同周向位置与无探针耙时的流场及叶栅性能参数。结果表明:常规总压探针耙会造成其相邻及上游叶栅通道流动减速、下游叶栅通道流动加速;探针耙尾缘燕尾型激波及其上游的正激波,与相临及下游叶片的尾缘燕尾型激波系互相干涉,形成了复杂的激波系和膨胀波系,造成相邻及上游若干叶栅通道堵塞,导致各叶片的载荷分布均不相同;叶栅各通道的叶片载荷、出口总压、端壁静压、出口气流角等参数偏离无探针耙情形,测得的叶栅出口流场与无探针耙时相差较大。