内部审计参与企业风险管理探析

随着经济全球化的发展,企业环境变得越来越复杂,所面临的风险也日趋增加,风险管理受到前所未有的重视,对于内部审计参与企业风险管理也成为了一种趋势,通过分析内部审计参与企业风险管理的动因,揭示其必要性,并且得出内部审计参与企业风险管理的具体措施.     

电子商务环境下的审计模式研究

在电子商务环境下,现代企业之间以及企业与客户之间的联系变得更加复杂,审计风险的概念随着企业的"变大"和"变小"而不断地延伸.因此审计师必须考虑电子商务环境下新的审计风险、审计程序和方法.在实时财务报告的基础上,审计对企业信息披露的模式发展为实时鉴证模式,从而逐步实现实时审计模型的构想,建立以企业综合风险判别为基础的审计模式.     

企业内部审计工作的模式设计

从富有建设性的经营审计、借鉴西方"参与式"审计、内部控制的专项审计调查、利用计算机进行辅助审计等几个方面,探讨新时期企业内部审计工作如何实现创新.     

基于内部控制视角的商业银行风险管理研究——以中国银行“原油宝”为例

当前国际经济形势瞬息万变,各国经济下行风险增大,金融市场恐慌情绪加剧。商业银行在金融市场中具有举足轻重的作用,其稳健与否一直受到各方的关注。完善的内部控制机制将风险管理放在首位,能够有效降低商业银行的危机。以最近发生的中国银行"原油宝"事件为例,基于内部控制视角对其中存在的风险问题进行分析,提出应对策略。旨在通过完善商业银行内部控制制度和风险管理机制,有效提高其风险预警和化解能力。     

内部审计与审计委员会在公司治理结构中的职责与关系

文章对内部审计、审计委员会在公司治理结构中的地位和职责进行了探讨,并对内部审计与审计委员会的关系作了分析.指出:随着内部审计的作用不断扩大,内部审计和审计委员会之间将会建立起相互评价、相互监督、相互合作、相互促进机制,实现公司治理内部监控与外部监控的有效组合.     

内部审计理念及其营销

现代内部审计理念在丰富和完善过程中,形成了诸如独立、服务、增值、风险、审计技能多元化以及人际关系等诸多现代管理理念。长期以来,人们对内部审计工作在公司治理、控制和风险管理过程中的作用不能充分认识。因此,内部审计人员需要借助营销学的内容,针对不同群体(董事会和审计委员会、管理层、分(子)公司、被审计单位以及组织整体)采取不同的营销策略,使组织内部各级管理部门和相关人员接受现代内部审计理念,扩大内部审计的影响。     

公司治理对企业社会责任表现的影响实证研究

以往的研究大体上都是从公司内部治理机制上来探究公司治理和企业社会责任表现的作用关系,而外部影响因素对企业行为和决策也存在重要影响。文章以2013年我国上市公司发布的年度社会责任报告为样本,通过构建企业社会责任指数,采用实证方法,深入分析了公司内外部治理机制对企业社会责任表现的影响。研究结果表明,从公司内部治理机制来看,国有控股、具有境外上市经验与企业社会责任表现存在显著的正相关关系,而审计委员会设立、监事会规模与企业社会责任表现无显著性相关关系;从公司外部治理机制来看,企业经营环境指数与企业社会责任表现存在显著的负相关关系。     

财务公司内部控制风险及对策研究

近年来,随着内部资本市场的发展,作为非银行金融机构的财务公司,其业务的复杂性和风险性不断提高,风险传导机制下,整个集团企业面临的风险随之加重.内部控制作为一项全面风险管理活动,在防范和应对风险方面具有重要作用,因此,建立完善、有效的内部控制体系对集团企业的稳健发展具有重要意义.     

内部审计与提高企业效益关系研究

对企业内部审计产生和发展的必然性，作用和内容进行论述，并结合实际阐明内部审计与提高企业效益的关系。     

民航企业内部审计现状及改进对策

随着民航改革以及在此基础上的股份制改造和市场化改革的不断推进,迫切需要对作为内部控制重要组成部分的现有的内部审计,从主管模式、环境、机构、队伍、职责等方面进行审视剖析并着力加以改进,以适应建立"产权清晰、权责明确、政企分开、科学管理"的现代化企业制度管理的需要。现就本人曾经在企业审计中的工作经历及所了解的情况谈一些想法。     

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.     

(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。