和谐员工多元化探讨

海外留学归来人员及外籍人员来华就业日渐增多，人员的跨地区频繁流动，加之员工层次的多样性使得我国企业用人呈现越来越多元化的趋势。员工多元化在给企业管理带来挑战的同时，也为企业带来了经营决策更为全面正确、创新能力更强和企业适应性提高等潜在竞争优势。企业应改变以往那种忽视员工多样性需求，一味强调遵循企业统一价值观的作法，代之以尊重并充分利用员工多元化的潜能的和谐员工多元化。员工个人对员工多元化存在从防范到融合的认知差异，而企业也存在着将员工多元化视为问题，再到将员工多元化视为与生俱来的层次上的不同。要实现和谐员工多元化，企业需要经过解冻阶段的现状反思、行动阶段的改变现状以及重塑阶段的制度整固三个阶段。     

发动机高模试验技术研究

基于ANSYS软件平台,建立了发动机高模试验系统传动轴强度和疲劳数值仿真模型,并进行了数值仿真与分析计算,研究了传动轴强度和疲劳与位移之间的关系,得出了传动轴设计准则.通过对发动机高模试验系统扩压器与氮气破空设备的研究、分析与计算,得出了储能气缸和氮气破空环管的设计准则.采用该设计准则设计的发动机高模试验系统解决了发动机试验启动过程压力过高、回火严重、发动机喷管变形等问题,试验系统满足发动机设计对高模试验的要求.通过该试验系统考核的发动机已成功应用于发射卫星的运载火箭系统.     

考虑高度参数的摆动式红外地球敏感器模型研究

本文考察了摆动式红外地球敏感器测量的工作原理,在介绍敏感器两种数学模型—圆盘模型和三维模型的基础上,增加卫星轨道高度参数为变量,讨论了在不同轨道高度下,敏感器数学模型的变化.利用小角度条件下的一阶近似处理,对敏感器模型所关心的弦宽与姿态角转换关系给出了解答.通过进行带有高度参数的修正,把敏感器的圆盘模型和三维模型推广到了其他轨道高度下.     

基于遗传算法的飞机低空突防航路规划

针对在飞机低空突防航路规划中存在的计算复杂和收敛性等问题,本文提出了一种基于遗传算法的搜索算法,并且对传统遗传算法的算子操作进行了改进。该方法有效地加快了收敛速度,并且其得到的飞机航路,严格经过起始点和目标点,尽量远离了威胁点,同时很好地满足了飞机的机动性能要求。     

高空火箭发动机羽流特性的计算机预估

根据真空膨胀模型，均匀激波层理论以及牛顿薄激波层理论建立了一种气体向真空膨胀的简单分析模型。给出了近似解，并编制了计算机程序。该程序可用于预估高度在１００ｋｍ到２０００ｋｍ范围内的火箭羽流的边界，羽流核心区的速度以及密度分布和羽流的特征参数。计算结果与同类文献的可比结果比较基本一致。     

空气喷气发动机试车台排气扩压器设计及试验研究

排气扩压器的作用是将发动机排出燃气的部分动能转换成压力能，真实模拟发动机排气反应和环境压力条件。它是高空台排气系统将被试发动机的高温高速燃气进行减速、降温、降低噪声，从而使燃气顺利地进入引射器（排气抽气设备）或排入大气的关键部件之一。排气扩压器的设计与被试发动机的合理配置至关重要。它与高空台的模拟高度、工作范围及节约能源等问题直接相关。所以必须综合考虑排气扩压器的设计问题。     

用影响因子评估弹射座椅多模态控制输入参数

为提供弹射座椅多模态控制输入参数选择的理论依据,通过计算机仿真,比较分析了俯仰角、滚转角、滚转角速度、下沉率、迎角、侧滑角等弹射启动时飞机状态参数对弹射轨迹(垂直方向)和安全救生高度的影响。参考评估期刊的影响因子,提出了安全高度影响因子法,并计算出在同等弹射条件下(速度和高度)各参数的平均影响因子,得出各参数对救生高度的影响程度及变化规律,确定了俯仰角、滚转角和下沉率是影响救生高度的三个主要参数。     

航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法

航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。      

基于数学模型的单级和双级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统飞行特性比较

研究了单级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统(STS)的部件法数学模型,给出了STS的联合工作方程组,给出了STS的调节方式,计算了STS的高度 速度特性.从总体及各部件的高度 速度特性方面比较了STS和双级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统(DTS).研究表明:选择的STS调节方式可满足其设计目标,相比于DTS实际功率保持高度为12.5km,STS的实际功率保持高度可达到5.5km;在选用相同的螺旋桨和发动机的前提下,STS和DTS中各部件特性的变化规律基本一致,但STS的推进效率、单位推力耗油率、推进系统总效率在高度 速度特性图中的变化范围大大窄于DTS的.      

低速长航时无人机垂直突风过载分析

低速中空长航时无人机的升力非线性较强,利用标准离散突风模型和连续紊流模型计算得到的突风过载差别较大.针对该问题,本文采用改进的离散突风模型求解突风载荷,即直接求解突风条件下原始的运动学方程,并在运动历程中考虑非线性升力的影响.结果表明:改进的离散突风模型计算得到的突风载荷明显低于标准离散突风模型所得的载荷,更贴近无人机的实际情况,且改进的离散突风模型与连续紊流模型的计算结果也相近.