基于合作博弈模型的大型客机研制中产学研合作模式的研究

从经济学角度出发运用完全信息动态博弈模型对大型客机研制过程中产学研合作模式进行了研究。通过研究,总结出了一些影响合作模式的选择依据。通过对选择依据的把控能够帮助我们选择正确的合作模式,从而提升大型客机产学研合作的效果,更好的服务于大飞机项目的展开。     

探测制导专业产学研合作人才培养模式初探

产学研合作教育是把理论学习和实践活动较好地统一起来,是一种培养应用型人才的有效教育模式.本文以探测制导专业实施产学研合作人才培养模式为核心,阐述了产学研合作办学对高等学校的意义,并介绍了探测制导专业人才培养计划的制定,为将来探测制导专业产学研合作人才培养计划的全面实施奠定了良好的基础.     

产学研合作模式下师资队伍建设问题研究

本文概括了在新时期普通高校产学研合作的主要模式和特点,明确高校应整合利用地方、企业的各种优势资源,增强学校的科技创新能力,融入区域科技创新体系.对沈阳航空工业学院在新形势下深化产学研合作发展的保障机制,引进具有实践经验的人才作为专职或兼职教师,加强教师队伍实践能力的培养,改进管理制度,以建设符合产学研合作教育要求的师资队伍,更好地服务于地方及区域经济建设和行业发展进行了讨论.     

计算机技术领域工程硕士产学研合作培养模式的探索

在分析信息化背景下产学研合作培养工程硕士的必要性的基础上,结合沈阳航空工业学院计算机学科的自身特点,从产学研合作培养目标、培养形式等方面展开讨论,总结了近几年来在产学研合作培养研究生方面的实践成果,最后对产学研合作培养工程硕士模式进行了总结和展望.     

积极探索产学研合作办学模式服务地方经济建设

当今金融危机背景下,高校毕业生就业难已经成为一个备受关注的社会热点问题.本文论述了经济管理学科专业的办学特点,介绍了国内高校产学研合作的主要办学模式.在此基础上,阐述了沈阳航空工业学院经管学院产学研合作实践探索的工作情况,提出未来开展产学研合作工作的几点想法.     

清洁能源与环境工程研究所产学研合作实践探索与总结

本文结合沈阳航空工业学院能源与环境领域产学研合作实践,讨论教学、科研、成果转化之间的互动关系,提出基地、团队、人才、项目的四位一体的发展模式,并分析了产学研合作过程中的共性问题及解决方案.     

对供应商航材支援合作模式和策略的初步研究

分析了飞机系统划分、航材分类和客户需求对供应商的影响,总结了7种主要的航材支援合作模式,最后提出了飞机主制造商与不同类别供应商的合作策略。     

产学研合作——知识创新的桥梁

随着经济的发展,企业对科技的需求欲望日益强烈.企业想掌握高新尖的核心技术,就需要依靠整合各个领域的人才、技术和成果,形成最新产品.而高校和科研院所只有将科技成果与企业需求相结合,才能最大发挥科技成果的经济效益.产学研合作是企业自主创新、不断提高核心竞争力的客观需要,也是科研单位不断提高科技创新和服务社会能力、促进科技创新与人才培养紧密结合的客观需要.产学研合作让科研机构获利,更让企业受益匪浅.根据"研"的需求.作者在沈阳飞机设计研究所博士后科研工作站从事飞机综合健康管理技术研究三年,解决了一些关键性技术问题,产生了很好的社会效益,以事实再次证实了产学研合作的重要性.     

产学研合作培养工程人才模式的研究与实践

本文阐述了本专业产学研合作培养工程人才的研究与实践.在产学研合作的大背景下,针对本专业工程教育中的问题,遵循工程教育的规律,依照工程教育的先进理念,对原有教学内容和教学方式进行了渐进式的改革,取得了良好效果.产学研合作推动了教学内容的现代化,促进了教师工程能力和工程人才培养质量的提高.     

飞机构型管理及其控制技术研究与应用

随着市场环境、客户需求,用户对飞机产品需求的多样化,需要对飞机不断的改进和改型,推动产品系列化发展.技术进步、多厂所异地协同制造的研制模式创新,都对飞机构型控制的准确性、实时性提出了更高的要求. 为了实现对飞机产品各类数据实施全生命周期的完整、准确、系统管理,飞机构型管理是一种行之有效的解决方法.建立一套与飞机产品数字化和PDM实施应用相配套的飞机产品构型管理机制,健全飞机构型管理基础工作,有效管理和控制飞机在其全生命周期中的设计、生产过程是飞机构型管理中极为重要的内容.     

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.     

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.      

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。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.