全文获取类型
收费全文 | 55篇 |
免费 | 72篇 |
国内免费 | 16篇 |
专业分类
航空 | 140篇 |
航天技术 | 1篇 |
综合类 | 1篇 |
航天 | 1篇 |
出版年
2023年 | 5篇 |
2022年 | 13篇 |
2021年 | 11篇 |
2020年 | 18篇 |
2019年 | 5篇 |
2018年 | 1篇 |
2017年 | 7篇 |
2016年 | 9篇 |
2015年 | 3篇 |
2014年 | 4篇 |
2013年 | 2篇 |
2012年 | 4篇 |
2011年 | 3篇 |
2010年 | 1篇 |
2009年 | 6篇 |
2008年 | 2篇 |
2007年 | 6篇 |
2006年 | 4篇 |
2005年 | 6篇 |
2004年 | 7篇 |
2003年 | 1篇 |
2002年 | 3篇 |
2000年 | 2篇 |
1998年 | 4篇 |
1997年 | 2篇 |
1996年 | 4篇 |
1995年 | 5篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 1篇 |
排序方式: 共有143条查询结果,搜索用时 15 毫秒
41.
Effects of blade aspect ratio and taper ratio on hovering performance of cycloidal rotor with large blade pitching amplitude 总被引:1,自引:0,他引:1
In recent years, a lot of research work has been carried out on the cycloidal rotors. However, it lacks thorough understanding about the effects of the blade platform shape on the hover efficiency of the cycloidal rotor, and the knowledge of how to design the platform shape of the blades. This paper presents a numerical simulation model based on Unsteady ReynoldsAveraged Navier–Stokes equations(URANSs), which is further validated by the experimental results. The effects of blade aspect ratio and taper ratio are analyzed, which shows that the cycloidal rotors with the same chord length have quite similar performance even though the blade aspect ratio varies from a very small value to a large one. By comparing the cycloidal rotors with different taper ratios, it is found that the rotors with large blade taper ratio outperform those with small taper ratio. This is due to the fact that the blade with larger taper ratio has longer chord and hence better efficiency. The analysis results show that the unsteady aerodynamic effects due to blade pitching motion play a more important role in the efficiency than the blade platform shape. Therefore we should pay more attention to the blade airfoil and pitching motion than the blade platform shape.The main contributions of this paper include: the analysis of the effects of aspect ratio and taper ratio on the hover efficiency of cycloidal rotor based on both the experimental and numerical simulation results; the finding of the main influencing factors on the hover efficiency; the qualitative guidance on how to design the blade platform shape for cycloidal rotors. 相似文献
42.
43.
以某火箭发动机涡轮为对象,研究了涡轮叶片带冠、不带冠、带部分冠及叶片空心等典型结构形式对叶片低周疲劳寿命的影响。结果表明:叶片不带冠可以消除叶片顶部的疲劳损伤,但使叶背根部损伤增大,危险点位于叶背根部,叶片寿命与带冠叶片相当;带部分冠叶片在消除叶顶疲劳损伤的同时,还可以减缓叶背根部的低周疲劳,危险点位于前缘根部,寿命比原叶片高约116%;叶片空心结构可以有效降低叶片的应力应变水平,减缓叶片疲劳的效果最好,空心叶片危险点位于前缘根部,寿命比原叶片高约370%。 相似文献
44.
针对接触式坐标测量机测量大扭角叶片截面存在余弦误差的问题,提出了基于模型的矢量测量方法。本文对此方法的测量精度及测量效率等方面进行论述,并通过实例验证了基于模型的矢量测量方法在精度与效率等方面优势,实现了此测量方法的工程化应用。 相似文献
45.
根据热传导、复合材料力学和固化动力学理论,采用基于偏微分方程的强耦合多物理场有限元方
法,计算在F650 双马来酰亚胺树脂建议温度周期下直升机复合材料桨叶固化过程中温度、固化度、固化度反应
速率和内应力变化历程。通过仿真结果对温度周期进行优化调整,改善工艺过程。计算结果表明:桨叶中树脂
固化反应同步度高,交联反应产热量少;调整后的加热周期与建议加热周期相比,最高加热温度由460 K 降低
为393 K,但固化度由0. 1 增加到1 的反应时间只由25 min 增加为30 min,固化反应速率峰值从1. 35×10-3 / s
降低为1. 15×10-3 / s,PMI(聚甲基丙烯酰亚胺,Polymethacrylimide)泡沫的Von Mises 热应力最大值从0. 82 MPa
降低为0. 482 MPa。
相似文献
46.
47.
为了提高涡轮叶片对流冷却模型预测精度,提出了一种在叶片固壁内同时考虑叶片径向和垂直于壁面方向(法向)导热的二维对流冷却模型。该模型在弦长方向划分多个元素,忽略元素内弦长方向叶片温度变化,在元素内的径向和法向建立二维导热方程作为叶片固壁温度场的控制方程,其边界条件包括叶表燃气绝热温度、燃气侧对流换热系数和叶片叶根、叶顶热流密度等。给出了该模型二维导热方程和边界条件的差分求解方法。以E~3涡轮高压导叶为例,将模型与CFD计算的叶片外壁面温度分布进行了对比。结果表明,该模型在给定冷气量下预测的叶片温度分布变化趋势与CFD相近,最大温度误差不超过6.5%,计算时间与CFD相比缩短了95%,能够快速、准确预测涡轮对流冷却叶片的冷气需求量。 相似文献
48.
航空发动机在服役期间可能遭受鸟撞、叶片丢失等突加高能载荷的作用,造成发动机整机/部件动力学特性恶化和关键构件的损伤,危及发动机的结构安全性。本文从突加高能载荷复现方法与传递规律、突加高能载荷作用下转子/整机结构响应研究、突加高能载荷作用下关键构件损伤机理三个方面综述了现有研究工作,并针对近年来发展的抗突加高能载荷的安全性设计方法进行了探讨,最后分析了突加高能载荷问题的科学本质及发展趋势,为突加高能载荷作用下航空发动机安全性设计提供了重要参考。 相似文献
49.
50.
对涡轮叶片冷却通道换热问题进行了研究,提出了新的结构设计方案,改善了叶片性能。采用流-热耦合分析方法对典型三腔回流式冷却叶片气动及传热性能进行了分析,得到叶片压力与温度分析结果,发现叶片最高温度出现在叶尖尾缘位置。对此提出了冷却通道两种新的结构方案,在不降低叶片气动性能的前提下,分别可降低叶片的最高温度和平均温度。通过分析发现,将两种结构特征进行组合,可同时较大幅度地降低叶片最高温度和平均温度,并对新型组合冷却通道进行了优化设计,与原结构相比叶片综合性能得到了较大提高。 相似文献