全文获取类型
收费全文 | 2505篇 |
免费 | 371篇 |
国内免费 | 371篇 |
专业分类
航空 | 1607篇 |
航天技术 | 476篇 |
综合类 | 413篇 |
航天 | 751篇 |
出版年
2024年 | 20篇 |
2023年 | 84篇 |
2022年 | 92篇 |
2021年 | 113篇 |
2020年 | 107篇 |
2019年 | 114篇 |
2018年 | 86篇 |
2017年 | 86篇 |
2016年 | 117篇 |
2015年 | 109篇 |
2014年 | 131篇 |
2013年 | 130篇 |
2012年 | 136篇 |
2011年 | 150篇 |
2010年 | 119篇 |
2009年 | 148篇 |
2008年 | 136篇 |
2007年 | 109篇 |
2006年 | 96篇 |
2005年 | 90篇 |
2004年 | 93篇 |
2003年 | 95篇 |
2002年 | 84篇 |
2001年 | 98篇 |
2000年 | 67篇 |
1999年 | 55篇 |
1998年 | 63篇 |
1997年 | 68篇 |
1996年 | 82篇 |
1995年 | 78篇 |
1994年 | 59篇 |
1993年 | 53篇 |
1992年 | 40篇 |
1991年 | 24篇 |
1990年 | 35篇 |
1989年 | 47篇 |
1988年 | 27篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有3247条查询结果,搜索用时 15 毫秒
91.
柔性机翼在气动载荷作用下产生较大变形,几何非线性因素不容忽视。利用机翼柔性特点,通常采用梁模型进行结构建模。从几何精确梁理论出发,结合Hamilton原理推导了几何非线性梁的动力学平衡方程。不同于经典的位移基有限元,采用梁广义应变作为插值变量,得到广义质量阵、广义阻尼阵、刚度阵及载荷列向量,建立非线性应变梁模型。结合Newmark数值算法和牛顿-拉夫森(Newdon-Raphson)迭代法建立了动力学方程求解算法。针对典型算例,开展静、动力学分析,并分别与有限元软件的仿真结果进行对比。结果表明:在相当计算精度下,所建模型收敛特性更好。为进一步验证所建模型在工程实际应用中的精度和有效性,开展针对典型大展弦比机翼的地面静力试验。试验表明:仿真结果与激光位移计和光纤传感设备测得的变形值具有较高的一致性,验证了所建模型具有较高精度。 相似文献
92.
双框架飞机蒙皮检测机器人切换运动控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一种双框架飞机蒙皮检测机器人,通过分析该机器人在飞机表面上的受力情况,在飞机表面该机器人受到了非完整约束,基于牛顿-欧拉法建立了机器人非完整约束动力学模型。根据机器人机械结构和运动步态分析,将该非完整机器人系统分为子系统A和子系统B。为了实现机器人在飞机表面运动,采用反演技术和快速Terminal滑模控制相结合的思想对系统设计了控制器,提出了一种反演-滑模控制方法;对于非完整机器人子系统A和子系统B,设计了一种基于事件驱动的切换策略,实现了机器人对期望轨迹的全局渐近跟踪,并利用Lyapunov稳定性证明系统的跟踪误差收敛。仿真和试验表明,采用该切换策略和反演-滑模控制方法,双框架飞机蒙皮检测机器人可以在飞机表面自由运动并进行损伤检测,具有良好的可靠性和稳定性。 相似文献
93.
94.
为提高射弹尾拍载荷的预测精度,建立了一套基于计算流体动力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)双向耦合分析的计算方法和程序。射弹流体计算主控方程采用耦合SSTk-ω湍流模型和Schnerr-Sauer空化模型的Navier-Stokes方程,射弹结构计算采用基于模态叠加法简化的结构动力学方程,流固耦合界面插值采用径向基函数法,网格变形采用弹簧网格法。分别对泡型计算方法和流固耦合方法进行验证,在此基础上,计算对比1 000 m/s速度下射弹刚体和弹性体的尾拍泡型、结构变形和尾拍流体载荷特性差异。计算表明:弹性体尾拍过程,射弹泡型会产生弹身“二次拍击”、“局部沾湿”和沾湿面积增大等特殊现象,结构变形由弹性一弯模态主导,较大的变形引起流体载荷增大27%~105%,尾拍姿态角增大13%,尾拍频率增加20%,流固耦合效应对尾拍泡型、尾拍载荷和尾拍弹道均产生了较强的影响。 相似文献
95.
96.
97.
通过数值仿真方法针对液体火箭发动机内的气相化学动力学与振荡声场的热声耦合机理进行了研究。采用任意拉格朗日算法解耦流动与化学源项间的刚性。采用的多步总包反应机理考虑了底层的准稳态组分脉动。通过入口流量边界的流量脉动向燃烧室中引入纵向声波,并建立了冷流声学相似场模型以分析热声耦合效应的强度。研究发现:在线性小振幅声场中,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡无明显耦合激励;在非线性有限幅值声场中,燃烧室压力与释热波动出现“突跃”并表现为陡峭前沿波,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡发生耦合激励,反应流较其冷流声学相似场的压力振荡振幅增强约300%。最后分析了耦合激励发生的可能原因,提出了气相化学动力学体系的“释热分岔”假说。 相似文献
98.
99.
为了满足航空发动机转子系统的动力学设计需求,采用试验方法研究基础的振动幅值和振动频率对转子系统横向振动的影响。结果表明,基础振动对转子动力特性的影响具有方向正交性,基础的水平振动仅影响转子的水平振动响应。转子与基础产生振动耦合,其轴心轨迹的形状和大小受基础振动幅值和频率共同影响,转子振动幅值随基础振幅增加而线性增加,随频率的增加呈二次函数增长,振幅比最大可以达到4。由于基础过大的振幅或频率会带来轴心轨迹的复杂变化,导致振动响应过大,在航空发动机的转子动力特性设计中,必须考虑和有效控制基础的振动幅值和频率,以降低转子系统的振动响应。 相似文献
100.
鉴于挤压油膜阻尼器(SFD)设计必须要同时考虑转子系统的动力学特性,提出了一种转子系统与挤压油膜阻尼器耦合设计方法,给出了详细的设计流程。对所设计的阻尼器进行了CFD数值模拟、油膜压力测量以及减振效果实验,结果证明所提出的设计方法是有效的。相比未采用阻尼器,采用阻尼器后转子系统两个转盘的振幅分别下降了46%和39%。通过实验还研究了不平衡量、支承刚度、供油压力和滑油温度对挤压油膜阻尼器减振效果的影响。结果表明,相比于不平衡量和支承刚度对减振效果的影响,供油压力和滑油温度的影响并不显著。进行挤压油膜阻尼器设计时,重点应该关注转子上的不平衡量大小和支承刚度。 相似文献