国外企业战略更新:主题述评与研究展望

企业的战略更新是企业应对内外部环境变化,通过改变其战略意图和行为来改变其路径依赖和谋求竞争优势的过程,对于企业塑造其战略灵敏性、环境适应性以及克服企业危机等方面有重要意义.基于国内战略更新研究匮乏的现状,以国外战略更新相关研究成果为切入点并从战略更新前因、过程及结果三个方面进行整合分析.在提出了时下战略更新研究体系及框...     

民用飞机拆解相关适航要求研究

退役民用飞机的拆解与循环利用是民用飞机产业链的重要一环,我国的民用飞机拆解行业属于刚刚起步阶段,还未建立一套系统的、完善的民机拆解和循环利用行业顶层标准规范。中国民航局近年刚刚发布了针对民用飞机拆解的咨询通告,用以规范飞机拆解单位的拟返回使用的零部件拆解活动,促进国内整个飞机拆解行业的发展,保证二手航材使用的安全性。结合对CCAR-145部、AC-145-017《民用飞机拆解》以及其他相关咨询通告的研究,总结了飞机拆解相关的适航要求,包括对可拆解民用飞机的要求及过程管理、对可拆解民用飞机企业的要求等内容。适用于向航空运营人提供拆解件返回使用而开展的民用飞机拆解活动,为后续规划建立国内民机拆解和循环利用行业顶层标准规范提供必要的输入。     

静压推力轴承各工况下的热油携带及油膜温升特性

针对静压推力轴承运行过程中油膜温度骤升问题,从轴承摩擦副润滑机理出发,阐述斜面式双矩形油垫静压轴承油膜热油携带现象,定义油膜热油携带因子,建立油膜温升数学模型.采用有限体积法,对外载荷工况0～30t及转速工况4～100r/min进行理论计算及ANSYS-FLUENT软件流体仿真分析,得出油膜温度分布及热油携带发生规律,...     

尾迹对动叶表面簸箕孔气膜冷却影响实验

采用压敏漆(PSP)技术研究了上游尾迹对吸力面和压力面带有单排簸箕形气膜孔的涡轮动叶表面气膜冷却效率的影响,获得了不同吹风比(0.25～1.5)和尾迹斯特劳哈尔数(0、0.12、0.36)条件下涡轮叶片表面气膜冷却效率分布的实验数据,结果表明:尾迹使吸力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.07,使压力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.024;有尾迹时,随着吹风比的增加,吸力面气膜孔后冷却效率逐渐降低,压力面气膜孔后冷却效率先增加后降低。      

基于热色液晶技术的尾迹对涡轮动叶表面换热系数影响研究

为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶表面换热特性,采用热色液晶技术测量了尾迹对光滑叶片表面换热分布的影响,获得了高低湍流度(2%,20%)来流时不同尾迹斯特劳哈尔数(0,0.12,0.36)条件下光滑动叶表面换热系数的实验数据。结果表明:当湍流度为2%时,随着尾迹斯特劳哈尔数增加,压力面换热系数增高幅度最大为142%,前缘区域增高幅度最大为7%,吸力面增高幅度最大为186%。当湍流度为20%时,尾迹对换热系数的影响相对减弱,随着尾迹斯特劳哈尔数增加,压力面换热系数增高幅度最大为10%,前缘区域增高幅度最大为10%,吸力面增高幅度最大为26%。尾迹导致吸力面转捩点提前,过渡区延长。整体看来,尾迹导致光滑叶片表面换热系数升高,对吸力面换热系数的影响大于压力面。     

节流孔板位置对空心阴极特性的影响研究

为满足全电推进系统的宽放电电流范围需求,开展了节流孔板内移研究。将传统结构空心阴极的一部分发射体转移到节流孔板下游,即节流孔板夹放在两段发射体之间。对比测试发现,新结构阴极的阳极电压大约降低4V,空心阴极的内压提升约50%,供气管外壁最大温差由原来的94℃下降到25℃,阳极电压振荡小于8V。进一步,利用光谱诊断系统,对阴极羽流区进行了研究。通过对羽流区等离子体固定位置进行全谱(400nm～1000nm)扫描,发现节流孔板内移之后,阴极羽流区新出现了波长为529nm和542nm的光线。利用Kura相机拍摄的羽流区二维等离子体分布图像显示,当放电电流为4A时,阴极羽流区的Xe和Xe+的密度低于传统结构空心阴极。宏观特性测试结果显示节流孔板内置式阴极可以在更宽的电流范围内维持点模式工作。可用于需要宽放电电流范围的全电推进系统以及需要低阴极供气流量、高比冲的小型电推进平台。     

斜裂纹航空液压直管振动特性分析

为了研究含裂纹航空液压直管的振动响应特性,防止液压管路系统出现灾难性失效,针对液压直管可能出现的斜裂纹故障,考虑剪切力以及剪切系数的影响,推导出斜裂纹液压直管的局部柔度系数表达式,从而建立斜裂纹液压直管流固耦合有限元模型.利用Newmark-β积分法求解了液压直管的振动响应,将数值计算结果与试验测试结果对比分析,验证了...     

融合视觉与力觉的卫星装配误差在线测量与补偿方法

针对机器人卫星装配阶段舱板与主框架装配精度低、装配干涉力过大的问题,提出了一种融合视觉与力觉的卫星装配误差在线测量与补偿方法。利用视觉检测装置建立卫星舱板与主框架装配误差在线测量系统,并完成了双目标定、机器人手眼标定、其他部件相对位姿的标定,提出了卫星舱板与主框架装配误差补偿控制方法,实现了装配误差实时测量与精确补偿;同时,通过力觉检测装置完成了机器人末端负载辨识与重力补偿,实时测量卫星舱板与主框架装配干涉力,实现了卫星柔性装配。试验结果表明,采用融合视觉与力觉的卫星装配误差在线测量与补偿方法后,卫星舱板与主框架装配误差控制在0.2 mm以内,装配干涉力小于50 N,满足了卫星装配的精度需求,证明本文所提方法的有效性和稳定性。     

可扩展的推进系统仿真平台:部分Ⅱ-可扩展的框架结构

基于java的面向对象建模, 建立了可扩展的推进系统仿真平台-EPSP.EPSP提供了一个灵活的仿真环境, 可以定义、修改和仿真基于组件的推进系统模型.EPSP具有友好的图形化界面, 可以方便地修改推进系统各部件的参数, 用户可以进行定制和扩展, 以增加新功能或者适应所需的仿真行为.本文分别介绍了EPSP的可视化框架和连接服务框架, 并且研究了计算框架的设计思想.文中给出了某双轴涡扇发动机动态仿真的算例, 结果表明, EPSP是进行扩展灵活的推进系统仿真计算的有力工具.      

螺旋式发射管内火箭燃气冲击流场数值模拟

用改进的MUSCL格式解三维、可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,计算和分析了火箭发射管内燃气冲击流场.在建立差分算法时,将有限体积离散和黎曼解算器相结合,简化了计算工作.首先,以小喉截面超声速喷管流动问题开展数值实验,数值结果与实验数据吻合很好;其次,计算了火箭发射管内燃气流场,获得发射管内气流压强和温度等物理参数分布.