民营和地方资本进入航空制造业的困惑与思考

从目前民营和地方资本进入航空制造领域的整体情况来看，成功者寥寥，他们大多或知难而退，或处于骑虎难下的窘境。由此不难看出，民营和地方资本进入航空制造业，并不是有资金和能拉来项目就能成功的。作者通过两个典型的案例，解析了国内民营和地方资本进入航空制造业的问题，并对政府的监管工作提出几点建议。     

民营资本进入民航业的影响及政府监管

为了满足快速发展的国民经济对航空运输增长的需要,我国民航业在本世纪头20年的奋斗目标是实现由民航大国向民航强国的历史性跨越。要实现这一目标还有很长的路要走,其中允许多元资本介入、调动社会力量投资民航十分重要。民营资本进入民航运输企业,将会对民航业的发展产生哪些积极影响,为了促成民营资本对民航业的积极推动,并有利于民营资本在民航业的发展,政府又应如何做好对民营资本进入民航业的引导和监管工作呢?本文对上述问题作了初步探讨。一、民营资本作为民航业的新生力量将发挥积极作用结合我国民航发展的阶段特征和发达国家发展…     

PPP模式在机场建设中的应用

由于2001年全国民航亏损面达到了89%,在下放属地化管理后,绝大部分机场均不能自负盈亏,又面临着对其硬件设施进行改扩建的问题,资金问题将十分缺乏。进入20世纪90年代,国家出台《90年代国家产业政策纲要》对包括机场在内的投资行为采取9项措施。这样就为地方政府和其他资本有可能参与机场投资、建设和管理提供了政策和法律依据。民营资本参与国内机场建设、运营和管理的梦想也将变为现实。因此,从机场投融资体制上看,我国正在改变过去以国家财政为主导的投融资体制,改由地方财政为主,广泛吸纳社会民间和国外资本的投融资体制。这就意味着高…     

论国有民营

山西经济管理学院院长冯子标教授、张富春博士联合撰文指出:国有民营是指坚持国家资本的国家所有制性质不变,将国有资本的经营控制权通过委托代理形式交给民间主体经营。这一概念包含三个方面的含义:     

企业家社会资本对企业创新绩效的作用与影响

创新绩效反映了企业新业务开发的数量与质量,对中小型民营科技企业尤为重要。在经济、科技、信息全球化深入发展、市场竞争日益激烈的情况下,中小型民营科技企业家社会资本对企业创新绩效的作用如何,成为人们关注的重要问题。通过对中小型民营科技企业调查,发现中小型民营科技企业家商业和技术社会资本对企业的创新绩效有积极正面作用,企业家制度社会资本对企业的创新绩效作用不明显。     

民营资本挺进民航业的机会与风险

民营资本已进入壁垒森严的民航业,随着民航改革的深入,其形式已从部分参股发展到完全由民营资本筹建航空运输企业,民营资本将掀开生存发展的崭新一页     

小型民营航空公司的地方“血脉”

近年来,除了春秋、吉祥等较大的民营资本控股的航空公司外,小型民营航空公司纷纷出现重组、寻找合作方或者破产等情况,尤其是2020年疫情来袭之后,这种情况更为常见.小型民营航空公司的合作方主要包括大型国有航空公司(东星并入国航)、地方资本(湖南政府入资红土航空等)和民营航空公司.由于小型民营航空公司的机队规模小,航线网络单薄,与大型航司网络匹配度低,大型航司收购小型民营航空公司的意愿往往并不高,因此,小型民营航空公司主要以地方资本作为重组对象.     

民营资本投资民航新动向

短暂沉寂后,民营资本近日在投资民航业方面取得突破性进展广东民营企业英联通信公司首次获准在西部地区筹建支线航空公司,标志着民营资本进入民航的门槛显著降低。与此同时,正在制订之中的《国内投资民用航空业规定》也显示,民航对民营资本将大幅放开,民营企业在航空运输业将拥有广阔的发展空间     

中国民营航空公司出路在何方

从政府放松管制将民营资本带入航空运输业,到多家民营航空改弦更张投入国字号旗下,民营航空公司的发展在中国步履艰难。作为国有航空公司的补充,未来民营航空的生存空间将在支线和低成本航空。     

我国居民储蓄及其转化投资的效率分析

改革开放以来，我国居民部门的储蓄（以金融储蓄为主）大幅增长。但由金融机构和证券市场等金融部门的储蓄向投资转化的结构不合理，大量储蓄资金投向了效率不佳的国有企业部门，转化效率低下。改革中出现的经济低效率的高增长与此不无关系。因此，相应的改革势在监行。     

"中场产业":中国民营经济的新亮点

文章指出"中场产业"是中国民营经济发展的新亮点.它具有受市场波动影响小,经营风险较低;市场选择不明确,有利于减少国际贸易摩擦;技术革新活跃,具有国际竞争力;市场容量不断扩大,附加值不断提高等特点和优势.指出"中场产业"在发展中需解决好提高技术革新能力,产品国际化等问题.     

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.     

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.