规则导向型组织文化下领导者动机组合对绩效的影响研究

从领导者素质-动机组合出发,选取组织文化这个情景,研究在规则导向型组织文化下领导者动机组合对领导绩效的影响,建立了研究个体的动机倾向组合和领导绩效关系的概念模型。研究得出:各种情景下,三高动机组合都是最优组合;权力动机高、成就动机高、亲合动机低组合不一定适合所有情景下的领导;在规则文化下,权力动机是主导因素,比较起其他动机,权力动机对领导绩效有更大的影响;亲合动机过高对领导绩效有负向影响。

支持型组织文化下领导者动机组合对绩效的影响研究

从领导者素质—动机组合出发,选取组织文化情景,研究在支持型组织文化下领导者动机组合对领导绩效的影响,并建立了研究个体的动机倾向组合和领导绩效关系的概念模型。研究得出,各种情景下,三高动机组合都是最优组合;权力动机高、成就动机高、亲合动机低组合不一定适合所有情景下的领导;在支持文化下,亲合动机是主导因素,要比其他动机显著影响领导的绩效。

变革导向型组织文化下领导者动机组合对绩效的影响研究

文章从领导者素质——动机组合出发,选取组织文化这个情景,研究在规则导向型组织文化下领导者动机组合对领导绩效的影响,并建立了研究个体的动机倾向组合和领导绩效关系的概念模型。文章研究得出:各种情景下,三高动机组合都是最优组合;权力动机高、成就动机高、亲合动机低组合不一定适合所有情景下的领导;在变革型文化下,不同动机组合对领导绩效的作用没有差异。

预冷涡轮组合循环发动机及其关键技术研究综述

预冷涡轮组合循环发动机技术是继涡轮基组合循环发动机、火箭基组合循环发动机、涡轮火箭组合循环发动机之后新的技术路线。为了深入了解预冷涡轮组合循环发动机的发展现状,评估该循环方案的发展潜力,从换热器预冷及射流预冷角度出发,综述了先进预冷发动机循环方案、射流预冷技术以及预冷器技术发展进程,并提出采用化学燃料预冷的若干技术方法,致力于提高预冷涡轮组合发动机总体性能,为高超声速组合发动机的发展提供新的思路和方向。预冷涡轮组合发动机技术是高超声速飞行领域的关键创新。通过不断优化预冷器的设计、提高换热效率,同时考虑到结构紧凑性和重量管理,能显著提升发动机性能。研究显示,采用先进的预冷技术能够拓展飞行马赫数,实现更高的燃料效率和性能。尽管技术挑战依然存在,如氢脆问题和预冷器的抗结冰需求,未来的研究将继续探索新的材料和设计方案,以克服这些难题。总体上,预冷涡轮组合发动机技术代表了空天飞行器推进系统的未来方向,预示着在高速飞行和可重复使用空天飞行器方面的重大突破。

基于循环参数分析的涡轮基组合动力系统用高速涡轮发动机构型方案

在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明:变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。

简论“动机组合”的运动模式

"动机"与"主题核心"是一对关系非常密切的概念,它们在音乐发展过程中功能的相似性很容易造成两者的混淆。为了促进基本概念的明确界定并与"动机"概念相统一,本文试以"动机组合"的概念来称谓"主题核心"。传统奏鸣曲式"主部主题"通常以"主题核心"发展而成,在句式上形成独特的"起—承—转—合"结构。本文以此种结构为背景,从动机"功能意义"出发,总结出动机组合"确立一巩固—强调—总结"运动模式,并通过对该模式的剖析进一步探寻动机组合在该模式中的生长运动规律和特征变化规律。

涡轮-冲压组合发动机模态过渡段性能模拟和概念探讨

The paper focuses on the turbo ramjet engine, which is a kind of airbreathing engine.It is expected to apply for hypersonic transport propulsion system. In the process fromturbo mode to ramjet mode, the turbo ramjet composed engine operates through the way ofcombined cycle. In this paper the combined cycle performance was simulated for two layouts.The results show that the laws are feasible.

开关磁阻组合起动机/发电机设计及试验

开关磁阻发电机是一种与传统发电机有本质差异的新颖无刷直流发电机。针对磁阻电机、功率变换器和控制器彼此强耦合且气隙磁场剧烈往复变化、相绕组集励磁储能与续流发电双重功能等特征,提出了融电磁结构参数预估、相磁链空间数值分析及稳、动态性能仿真于一体的集成CAD方法,研制了4kW开关磁阻组合起动机/发电机并按照飞机供电标准进行稳态品质试验、突加突卸载及变速瞬态特性试验、组合起动/发电试验和容错发电试验。

信息披露组合动机与及时性差异

本文将主要考察年报和一季度季报披露中存在的组合动机对年报和一季度季报披露及时性差异的影响。研究发现:由于一季度季报和上年年报均要求在4月30日之前披露的特殊性,上市公司管理层在信息披露的过程中可能存在组合动机和信息操作。年报和一季度季报的披露时间选择可能关键取决于年报和一季度季报披露的"好消息"或"坏消息"带来的积极影响或消极影响的组合与权衡。

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。

并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟

为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能,基于美国Georgia大学工程技术研究中心提出的HSF高速飞行器,选择并联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象。采用数值模拟方法,研究了并联式涡扇-冲压组合发动机的工作模式转换点的确定方法,以及模式转换过程中气动参数变化和几何调节规律,建立了适用于并联式涡轮基组合发动机的进排气系统安装损失计算模型及安装性能计算模型。研究表明,通过几何和发动机供油规律调节,可保证在推力连续的准则下完成工作模式转换,发动机的安装性能满足飞行器的要求。

某组合发动机进气道抽吸作用分析

对某组合发动机进气道设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟。研究了不同位置抽吸对进气道流场及性能的影响,研究结果表明,外压部分抽吸能在较小的抽吸流量下有效改善进气道的起动性能和气动性能,而又不改变进气道的内通道特性;内通道抽吸均化了喉道出口流场,提高了总压恢复系数,但减弱了压缩程度,造成压比、温升比较大幅度地下降,喉道出口马赫数增加,且抽吸流量越大,压比、温升比的降幅和喉道出口马赫数的升幅越大。

涡轮基组合循环发动机性能数值模拟

分析了涡轮基组合循环发动机的布局方式,选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,阐述了涡轮冲压组合发动机模态转换点的选择方法,选择马赫数3作为工作模态转换点。基于模块化合成程序的研究思想,采用数值模拟方法研究了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机的气动热力学参数以及性能特性,研究表明,可在推力波动不大于10%的情况下完成工作模态转换。

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案 ,并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验 ,得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律 ,并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型 ,并对其进行了数值模拟研究和吹风实验 。

组合发动机混合动力电动汽车燃油经济性的分析

提出了组合发动机概念,将其应用于混合动力电动汽车中。通过组合发动机汽车与传统发动机汽车、组合发动机混合动力电动汽车与常规发动机混合动力电动汽车在不同运行工况下的经济性模拟,得出组合发动机汽车的燃油经济性最大提高7%,组合发动机混合动力电动汽车的燃油经济性最大提高8%,可以实现轻度混合,从而降低成本。对组合发动机混合动力电动汽车在不同电池组初始能量状态和不同发动机功率比的条件下进行经济性模拟,得出采用等功率比设计组合发动机更理想的结论。最后提出了评价经济性的感度概念,通过混合动力电动汽车的感度分析得出电机的感度最大,组合发动机混合动力电动汽车的电机和电池组的感度比常规发动机混合动力电动汽车下降,减少了对电机和电池组的依赖性。

组合发动机研究中若干问题探讨

组合发动机是高超声速飞机、临近空间高超声速飞行器、水平起降两级入轨航天运输系统之一级等高超声速飞行器研发必须研究的动力装置,是当前航空航天届非常关注的热点技术。组合发动机正处于关键技术集成阶段,发动机内流道的气动特性、多模态燃烧、系统结构匹配及可靠性等关键技术研究涉及的研究手段尚不完善。组合发动机后续研究要解决大尺度发动机流道匹配、大尺度燃烧室、力学环境试验、模拟试验设备等问题,需在研究思路、关键技术攻关途径方面持续创新。

涡轮基组合循环发动机并联式进气道的气动特性

为了研究工作马赫数范围0～5的涡轮／冲压组合发动机进气道的工作特性，对一种内并联式涡轮基组合循环发动机（TBCC）变几何进气道进行了型面设计并对其二维流场进行了数值模拟。得到了进气道在各典型工作状态下的流场特征，在不采用附面层抽吸的条件下进气道在各典型飞行马赫数下均能正常起动。以设计巡航状态和过渡工作状态为例，分析了反压变化对进气道性能的影响，结果表明，进气道出口反压对进气道性能有重要影响，尤其是进气道在过渡工作状态时，两流道之间存在气动耦合效应。文中还给出了进气道气动参数随飞行条件变化的特性曲线，初步研究了影响进气道性能的主要因素，分析了该进气道在典型飞行工况下的气动性能。

基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。

高超声速组合发动机预冷器抗结霜涂层技术研究

为了研究高超声速组合发动机预冷器表面的结霜问题,开展了超低温冷却表面涂层技术及其抗结霜性能的研究。研究了不同温度下,不凝性气体混入、高速气流剪切对结霜过程的影响。结果表明:在-20℃,Zn O超疏水表面,可以延迟表面霜晶的形成长达7min,结霜量减少了一半。与单独加风速和单独加入甲醇的外加环境相比,外加流动剪切和甲醇的组合最能够抑制表面结霜,超疏水表面可在10min内不发生水珠的冻结。在-150℃,超疏水表面霜晶的形核率低,仍具有一定抑制结霜的效果。

变循环涡扇冲压组合发动机发展现状及关键技术分析

总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状,对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术,包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状,给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议,包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。