航空企业集团资金集中管理探讨

该文论述了航空工业企业集团资金集中管理的必要性,分析了资金集中管理模式的选择,设计了资金集中管理推进的战略放案,提出了资金集中管理的保证体系。     

中国上市公司资金使用效率实证分析

基于EVA模型对我国上市公司资金使用效率进行了实证分析．结果表明，中国上市公司的价值创造能力整体上是不足的，资金使用效率低下，但从趋势上看，上市公司资金使用效率已经进入上升的通道。这种上升的可持续性将有赖于上市公司治理结构的改善与金融市场资源配置功能的逐步增强。     

航空企业财务公司模式和发展战略

航空企业集团财务公司产生至今不到十年,取得过令人瞩目的成绩。但随着航空企业集团的发展和扩张,财务公司自身发展模式的缺陷与不足逐渐显现出来。本文就从分析财务公司在发展过程中存在的主要问题,从而探讨财务公司重新定位问题,进一步确立航空企业集团财务公司的发展战略----实现“资金管理中心”和“金融运作中心”。     

企业集团财务公司的定位与发展

财务公司是由大型企业或企业集团投资设立,代表本集团从事金融活动的非银行金融机构。多年来财务公司为企业集团深化体制改革、促进企业集团的资金集约化管理、增强内外部融资功能、优化产业结构、提高国有企业的竞争能力立下了汗马功劳。目前,我国企业集团财务公司的总数约为78家。财务公司所背靠的企业集团资产净额约1.6万亿元,约占全国9000户大型国企资产的三分之一。这些广泛分布于关系国计民生的数10个基础产业和重要领域的企业集团,为财务公司的发展创造了条件。中国石化财务有限公司、中国电力财务有限公司、中油财务有限公司、中海…     

民航企业集团的财务集中控制

长期以来，中国民航业积极实施　“大公司、大集团”战略，到目前已形成了许多个企业集团。随着航空公司暨服务保障企业改革重组和机场管理体制改革的推进，新的企业集团将会陆续诞生。在企业集团的运营中，母公司（控股公司）如何对其成员企业的经营风险和财务风险进行有效监控，尤其是多元化企业集团如何实行财务集中控制，是集团总部管理层应该高度关切的问题。本文简要介绍企业集团财务集中控制的含义、目的与意义，分析民航企业集团财务控制的现状和问题，提出加强和改进财务集中控制的对策措施。一、　企业集团财务集中控制的含义、目…     

上市公司实施管理层收购的定价问题与对策

从分析国内19家上市公司实行管理层收购(MBO)后公司业绩的变化入手,比较了我国MBO与西方国家的不同,探讨了我国上市公司MBO中定价的不合理,进而提出我国实行MBO的制度框架建议,最后分析了我国目前出现的曲线MBO,建议管理层以适当手段推进中国上市公司MBO的进行.     

谈谈企业集团设立财务结算中心问题

财务管理是现代企业管理的核心,而资金的管理是财务管理的重中之重,资金就象企业生命中的血液,它在企业经营过程中循环的好坏将直接影响到企业的效益,更影响到企业的生存与发展。企业资金的集中管理并加以盘活有利于企业提高资金使用效率、加快资金周转速度、减少闲置冗余资金,从而可以达到降低财务费用和财务风险,增加企业效益。从经营角度还可以促使企业重视资金的时间价值,把有限的资金用在使股东利益最大化的地方,优化投入产出结构,节约成本开支,科学合理安排库存,重视对应收帐款的催收,从而可以降低企业经营风险,使企业的…     

利用“杠杆”搭配解决财务资源过剩的研究——基于稳健财务思想

我国部分上市公司中存在着大量闲置的财务资源，流动性水平居高不下，致使资金效率降低，损害股东利益和公司的可持续发展。从稳健财务思想出发，通过财务杠杆和经营杠杆的适当调整与搭配，理顺上市公司财务资源合理配置路径，为我国上市公司解决财务资源过剩和资本结构优化提供一些有价值的参考。     

军工企业集团信息化系统建设的思考

党的十五届五中全会指出,"大力推进国民经济和社会信息化,是覆盖现代化建设全局的战略举措";党的十六大报告中又进一步提出了"坚持以信息化带动工业化,以工业化促进信息化"的方针.各军工企业集团均是国家特大型企业集团,其信息化是国家信息化的组成部分,是实现军工制造业跨越式发展的全局性的战略举措.     

浅谈民航企业的财务集中管理

财务集中管理实质上是一种集权和分权相融合的财权配置方式，它的主要目的是通过财权的合理配置，加快内部资金的融通和资产的周转，统一规范融资、投资及其他财务行为，达到加强财务控制，降低财务风险，实现整体效益提升的财务目标，保证集团整体战略目标的实现。     

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。