学习型组织理论与民航人力资源开发

建立学习型组织是知识经济时代发展的要求。民航人力资源的开发对民航行业的发展起着巨大的推动作用。本文试图从学习型组织的提出、学习型组织的内涵、创建学习型组织的意义等方面,结合我国民航的具体情况,阐明如何将学习型组织的理念引入民航人力资源开发以及学习型组织的理念引入对民航人力资源开发具有深远而重大的意义。一什么是学习型组织?所谓学习型组织,是指通过培养组织的学习气氛、充分发挥员工的创造性而建立起来的一种有机的、柔性的、扁平的、人性的、持续发展的组织。它具有如下几个要素:拥有终身学习的理论和机制;建有多元回…     

学习型组织是知识经济时代共青团组织演进的方向

学习型组织是知识经济时代外部环境急剧变化的情况下出现的一种新型的组织形式,学习型组织提出的全员学习、终身学习、团队学习的理念,提高了共青团组织工作的适应性和灵活性,创建学习型组织是知识经济时代共青团组织演进的方向。     

激励理论与人力资源管理中员工的有效激励

激励作为一种组织内部的管理手段,对组织内部发展和员工的积极性提高方面有着不可估量的作用.结合传统的激励理论对组织内部激励策略的解释,分析了激励对提高组织绩效、优化组织管理、增强组织向心力等方面的作用,以及如何依据组织内部条件对员工进行有效激励.     

TC32钛合金的动态力学性能及损伤特点

采用分离式霍普金森压杆技术对TC32钛合金片层组织、双态组织、网篮组织试样进行了动态剪切实验,通过光学显微镜、扫描电镜研究了TC32钛合金不同组织的损伤特点。结果表明：片层组织、双态组织、网篮组织的临界应变率分别为2400 s-1,2700 s-1与2600 s-1,与网篮组织和片层组织相比,双态组织具有最优的综合动态力学性能。三种组织均观察到了绝热剪切带,并且绝热剪切破坏都要经过微孔洞的形核、长大与相互联结的过程,微孔洞的萌生与长大优先沿着绝热剪切带与基体的界面位置。片层组织绝热剪切带与基体的界面塑性流变特征不明显,并且在该区域观察到了呈快速扩展特征的长裂纹。双态组织绝热剪切带及与基体界面呈纤维状,周围组织在剧烈剪切力的作用下呈明显的塑性流变特征,等轴状或者椭圆型的初生α相被严重拉长变形,微孔洞也容易在α/β转变基体的界面处形核。网篮组织与双态组织的损伤特点类似,但与片层组织和双态组织不同的是,当网篮组织中具有规则排列的针状α相与绝热剪切带垂直时,微孔洞也容易在该处萌生。绝热剪切带内部组织主要是由细小的等轴晶粒组成,形成机制尚无统一定论。     

对民航空管行业在职培训的管窥

未来真正出色的空管组织,就是能够使组织各阶层员工全身心投入、并有能力不断学习的组织。只有加强在职培训,并且最终将空管组织发展为学习型组织,才能满足系统需求。     

一个多Agent组织协作的抽象推演实例

提出一种面向组织结构的多Agent协作规范,包括组织结构、组织原则、协作规划、组织形成与演变的算法等。在此基础上,分析了一个计算机飞行计划系统的多Agent协作设计,从多Agent组织的静态特性和动态特性两个方面进行了详细推演。结果表明,该组织结构可以降低问题求解难度和交互复杂性,有利于工程实践。     

40CrMnSiMoVA钢中准贝氏体组织的疲劳强度和疲劳缺口敏感性

 本文研究了超高强度40CrMnSiMoVA钢中准贝氏体组织和马氏体组织的疲劳强度。与马氏体组织相比,由贝氏体铁素体和残余奥氏体组成的准贝氏体组织,其光滑及缺口疲劳强度均较高。准贝氏体组织虽具有较低的强度,但因其中较多的残余奥氏体,结果并不损害其疲劳强度。由于该组织具有良好的强度、塑性、韧性配合,使其疲劳缺口敏感性较低。拉伸超载同时提高准贝氏体和马氏体组织的缺口疲劳强度。     

全球视野下构建中国企业的学习型组织

学习型组织作为一种成功的组织发展模式,已在国际学术界、管理界、企业界得到了广泛共识.中国企业纷纷加入创建学习型组织的行列.深入剖析中国企业在进行组织学习时产生的一系列问题,提出中国企业创建适合中国国情的学习型组织的方法途径.     

TA15钛合金电子束焊接接头不同区域的疲劳裂纹扩展行为研究

对TA15电子束焊接接头的熔凝区和热影响区的显微组织、硬度、疲劳裂纹扩展速率、以及疲劳断口形貌进行了研究。结果表明:熔凝区的显微组织主要为粗针状α′马氏体组织,热影响区组织为α′马氏体组织+条片状的α相和β相,由接近熔凝区组织向母材组织过渡。母材的硬度较低,熔凝区平均硬度最高,热影响区的硬度介于两者之间。疲劳裂纹扩展速率高低与其显微组织密切相关,含塑性较好的片状α相较多的热影响区比熔凝区有较高的裂纹扩展抗力。     

信息技术对企业组织结构的影响

企业所面临的环境日益复杂,信息技术的发展给了企业一个变革自我适应环境的有利工具.在运用信息技术的过程中,企业组织结构也要相应变化.通过组织结构的四个维度:形式化、专业化、集权程度、权力层级,讨论了信息技术对企业组织结构的影响,并指出网络组织是未来企业的主要组织形式之一.     

疲劳强度概率分布的统计推断

 本文就疲劳强度概率分布问题从统计角度出发,利用统计推断方法处理。通过三组较大子样的疲劳试验数据的统计分析,得出与在假定一定的疲劳寿命概率分布下由数学分析方法推导出的理论概率分布完全不同的结论。该法中疲劳强度概率分布与疲劳寿命分布没有直接关系。     

透平叶片疲劳强度可靠性设计的研究

本文提出了透平叶片疲劳强度的可靠性设计方法。该方法把透平叶片的静应力、动应力和叶片疲劳强度处理为随机变量,使用疲劳应力分布和疲劳强度分布的干涉模型,在设计阶段确定透平叶片的可靠度。文中给出了透平叶片可靠性设计的实例。      

环氧改性有机硅/Al-Sm_2O_3复合涂层的耐温性能

以Al粉、Sm_2O_3为颜料,环氧改性有机硅为黏合剂,采用喷涂法制备了环氧改性有机硅/Al-Sm_2O_3复合涂层。研究了不同耐热温度及耐热时间对涂层外观、微结构、近红外反射率、红外发射率及力学性能的影响。结果表明:所制备涂层在300℃下热处理5 h后,其外观、微结构保持不变;发射率和1.06μm近红外反射率可分别低至0.607和64.7%;涂层的硬度、附着力和耐冲击强度等力学性能可分别保持在4 H、1级和50 kg·cm;所制备涂层在250℃下热处理100 h后,其外观、微结构仍然保持不变;发射率和1.06μm近红外反射率可分别低至0.624和67.1%;涂层的硬度、附着力和耐冲击强度等力学性能可分别保持在4 H、1级和50 kg·cm。     

300M钢制内螺纹冷挤压研究

研究300M超高强度钢内螺纹的冷挤压成形以及工件预制底孔直径、冷却润滑液等因素对其内螺纹挤压成形的影响;对挤压螺纹轴截面上的显微硬度进行了测试,并对显微硬度的特征进行了详细分析,与45钢进行对比以此来表征挤压强化效果。     

分层缺陷对复合材料加筋层压板压缩强度的影响

针对飞机复合材料加筋层压板结构,设计了含有预埋分层缺陷的复合材料加筋层压板的典型试验件以及压缩试验装置,研究了分层缺陷位置和大小对加筋板压缩强度的影响。研究结果表明:分层缺陷会改变加筋板的破坏模式,浅表分层在压缩过程中表现为局部屈曲模态,局部屈曲强度只有其破坏强度的30%~60%,分层直径增加,局部屈曲强度降低。局部屈曲发生后,加筋板尚可进一步承载,直至层板失稳破坏。本文给出的数据和结论对实际飞机结构设计的参数确定和生产过程中的超差问题处理具有重要参考价值。     

复合材料层板等强最优设计方法

 本文对复合材料无矩对称层板的最优设计,提出了一种概念直观、方法简便、收敛迅速、效果较好的等强最优设计方法。给出了几个算例的结果,并与文献[1、2]的方法作了对比,结果表明,本文的方法具有显著的优越性。     

碳纤维表面CVD硅涂层对其性能的影响

 分析了碳纤维表面化学气相沉积Ｓｉ涂层的相结构,研究了Ｓｉ涂层对碳纤维抗氧化性能及强度的影响。结果表明：涂层中Ｓｉ元素呈非晶态分布；Ｓｉ涂层可提高碳纤维的抗氧化性能；氧化温度不同,Ｓｉ涂层碳纤维的氧化失重或增重规律也不相同。同时,Ｓｉ涂层降低了碳纤维拉伸强度,而适度空气氧化又可使Ｓｉ涂层碳纤维强度得到大幅度提高；Ｓｉ涂层碳纤维的强度随氧化温度、氧化时间的变化而改变。     

风车载荷情况下民用飞机结构强度评定方法

按照适航要求,需要对风车载荷下民用喷气运输飞机结构强度进行评定。首先从静强度、疲劳强度、损伤容限的角度,介绍风车载荷下飞机结构强度的评定方法。以已经获得适航认可的分析方法为基础,根据各方法的特点,结合风车载荷情况的特点,进行合理改进,形成适用于风车载荷下飞机结构强度的评定方法。其次从基本剖面形式、修正参数、结构动力学建模方法、评定部位的筛选标准、评定结果的判据等方面进行介绍,并展示该评定方法的优点。最后简要说明其在型号上的应用情况及适航审查要求及结果,并提出该评定方法的改进建议。     

高性能M40J/BADCy复合材料的研究

对E51环氧树脂改性双酚A型氰酸酯(BADCy)体系的力学性能及热性能进行了研究,发现当E51环氧树脂的质量含量为5%时,改性体系的弯曲强度和冲击强度分别由原来的95.6MPa和9.24kJ/m²提高到了117.8MPa和12.6kJ/m²,而热变形温度仅下降8℃。以该改性体系为基体制作的M40J复合材料,其弯曲强度、模量和剪切强度分别高达:1270MPa,172GPa,68 9MPa。消泡剂BYK141能提高M40J/BADCy复合材料的力学性能,层间剪切强度可提高到77.1MPa。M40J/BADCy复合材料还具有良好的耐环境能力,是一种理想的航空航天结构材料。     

发动机吊挂与机翼连接接头强度分析与试验

飞机吊挂与机翼连接接头主要用于传递来自动力装置的载荷,是飞机结构强度设计的关键件。为了精确分析吊挂与机翼连接接头强度及应力应变分布规律,设计了一套接头强度静力试验系统,研究了接头强度有限元建模方法。以总体有限元分析得到吊挂与机翼连接接头载荷为基础,建立了接头的细节有限元模型,分析了对接头强度影响较为严重的两种工况。有限元分析结果与试验结果对比,验证了接头强度有限元建模方法合理,对民机发动机吊挂与机翼接头设计具有应用参考价值。