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语用标记语作为词汇语用学研究的一个重要内容，是英语语篇中一类不可或缺的重要成分。包括固定的词汇或表达式，如在交际中表达说话者交际目的、动机和态度的一些连词、副词、语气词以及短语或句子。国外从20世纪70年代开始研究语用标记语，但因理论基础和研究方向不同，很多专家学者在语用标记语的定义、分类、特征、功能等方面的意见并不一致。本文参照Fraser对语用标记语的分类，以中美两国针对黄岩岛事件的新闻报道为研究对象，分析其中的评价性语用标记语。着重探讨由副词充当的评价性语用标记语。结合评价理论中的态度系统，深层次讨论评价性语用标记语在新闻语篇中的句法模式、态度意义表达。最后作者从意识形态方面阐述了出现不同态度资源的原因。作者建立了中美两组语料。中方语料来自《中国日报》、新华网（英文版）;美方语料来自《纽约时报》和《华盛顿邮报》。利用语言学统计软件UAM CorpusTool2.8.7，用定性和定量相结合的方法对中美两方语料进行对比分析。结果显示，评价性语用标记语在语料中出现的句法模式均为句首＞句中＞句末。评价性语用标记语在句首出现最多是为了凸显作者的评论。在两组语料中，除了传信方式标记语和缓和性标记语，其他四类标记语作为态度资源在中美两方新闻报道中均有出现，且评估性标记语在两组语料中出现频率均是最高，分别是54.0%和59.1%。从态度的角度分析评价性语用标记语发现，中方语料的态度资源要多于美方。在态度系统的三个分支中，在表示“情感”的态度资源中美方要多于中方;而表示“判断”的态度资源，中方则多于美方;在表示“鉴赏”的态度资源方面，两者差距不大。出现以上语言现象，主要在于中美两方在该事件中的立场不同，中方维护国家主权统一、领土完整和安全，倾向从社会行为规范角度出发进行评价;而美方作为该事件的非直接参与者，报道者更倾向从个人情感角度出发进行评价。另外，中美两国在政治文化方面存在的较大差异也是态度资源使用不同的原因之一。本研究通过运用评价理论，比较了评价性语用标记语在中美新闻语篇中作为态度资源的使用异同，以期对语用标记语的研究提供一个尝试性的方法，也希望对跨文化语篇的分析尤其是新闻语篇的分析做出贡献。由于评价意义的解读和读者的意识形态以及价值观联系紧密，因此本研究的分析有时难免出现主观的现象。

关键词：评价理论评价性语用标记语态度资源黄岩岛事件

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火箭增强冲压发动机进气道失稳控制方法

火箭增强冲压发动机进气道失稳控制方法

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作者：巩长江哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

随着航空航天技术的不断发展,飞行器对动力装置的要求逐渐提高,特别是大范围复杂工况飞行的情况下,单一类型的发动机已经难以满足需求。研究者们逐渐将涡轮、火箭和冲压发动机进行结合,得到了适用于不同飞行任务的组合发动机。火箭增强... 详细信息

随着航空航天技术的不断发展,飞行器对动力装置的要求逐渐提高,特别是大范围复杂工况飞行的情况下,单一类型的发动机已经难以满足需求。研究者们逐渐将涡轮、火箭和冲压发动机进行结合,得到了适用于不同飞行任务的组合发动机。火箭增强冲压发动机是将较高比冲低推重比的冲压发动机与高推重比低比冲的火箭发动机相结合,从而实现性能上的互补。发动机整体及控制系统的研究过程离不开建模工作,冲压及其组合发动机由于工作特性的原因,其分析模型中通常拥有不同于一般非线性系统的特殊性。冲压及其组合发动机带有高超声速进气道部件,在工作过程中存在进气道不起动的失稳工作模式,其失稳恢复过程存在路径依赖性。实际工程应用中,控制系统指令通常是根据控制计划获得,而冲压及其组合发动机的的控制计划制定的内在逻辑并未有系统性的研究。本文以解决火箭增强冲压发动机的数学模型构建及其在工作过程中失稳恢复过程和控制计划相关问题为目的,针对带进气道失稳模块的火箭增强的冲压发动机控制相关方法开展以下研究:首先,建立了火箭增强冲压发动机数学模型并对其工作特性进行仿真分析。通过介绍火箭增强冲压发动机的结构和工作过程,明确了发动机整体物理化学过程。利用质量流量公式、能量守恒和动量关系式等,分别建立了进气道、火箭增强冲压燃烧室和尾喷管数学计算模型,并通过参数传递方法,将各部件之间联系起来。后通过推力、进气道稳定裕度和比冲三个参数分别表征发动机的性能、安全和经济性三个方面,在执行机构和发动机之间加入动态,实现发动机输入输出合理化匹配。通过仿真引射模态、冲压模态和火箭冲压模态下,燃油当量比和火箭流量等输入参数在不同马赫数下发动机工作情况,得到火箭增强冲压发动机工作特性,为后续控制计划制定和控制系统设计提供参考。其次,针对冲压及其组合发动机控制计划研究较少问题,开展了控制计划制定与实现研究。阐述了火箭增强冲压发动机控制系统的任务和特点,计算了所搭建的发动机模型存在限制条件下的安全边界。分析了冲压及其组合发动机在控制计划制定研究过程中与传统航空发动机的不同,并提出适用于冲压及其组合发动机的控制计划方案。通过分析查表和公式拟合在控制计划实现过程中的不足,提出采用全连接神经网络作为控制计划实现的手段。通过分析推力裕度来流自适应控制计划及其联合多变量控制器仿真结果,验证火箭增强冲压发动机控制计划制定的安全性和合理性要求。再次,针对高超声速进气道存在失稳不起动问题,开展了不起动模型搭建和失稳恢复过程研究。通过分析进气道起动和不起动状态下,发动机内部参数计算过程的不同,建立了进气道不起动模型并嵌入到火箭增强冲压发动机中。通过对比分析不起动模型仿真结果参数动态变化规律与数值模拟结果,确定不起动模型合理与准确。通过对发动机失稳临界工况的计算获得在燃油、几何和飞行马赫数约束下的失稳边界。在失稳边界的基础上,开展了不同恢复路径(不同的燃油当量比变化和几何变化配合)对失稳恢复过程的影响,并提出恢复速度较快和推力损失较小的失稳恢复方案。最后,基于失稳恢复路径研究结果,进行硬件在回路测试,并设计火箭增强冲压发动机控制系统。将失稳恢复控制路径在硬件测试平台进行实现,研究实际工作过程中失稳恢复情况。阐明不同控制过程之间的切换逻辑,给出火箭增强冲压发动机综合控制系统的结构。对火箭增强冲压发动机进行多变量控制系统设计,本课题中的多变量控制均采用H∞方法设计。控制系统设计前,需要对火箭增强冲压发动机进行状态空间系统辨识,约束W和W的值完成多变量控制器设计。在控制效果验证中,不同工作模式下控制器在数字仿真和硬件在回路仿真下的效果并给出了改进方案。最终,利用多变量控制器,实现发动机失稳恢复控制过程并分析效果。

关键词：火箭增强冲压发动机进气道失稳恢复控制计划 H∞控制硬件在回路

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