首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   799篇
  国内免费   14篇
  完全免费   61篇
  航空   874篇
  2017年   10篇
  2016年   23篇
  2015年   23篇
  2014年   20篇
  2013年   17篇
  2012年   22篇
  2011年   25篇
  2010年   26篇
  2009年   29篇
  2008年   34篇
  2007年   14篇
  2006年   13篇
  2005年   17篇
  2004年   33篇
  2003年   35篇
  2002年   30篇
  2001年   47篇
  2000年   28篇
  1999年   32篇
  1998年   44篇
  1997年   34篇
  1996年   46篇
  1995年   47篇
  1994年   35篇
  1993年   53篇
  1992年   37篇
  1991年   36篇
  1990年   35篇
  1989年   27篇
  1988年   1篇
  1986年   1篇
排序方式: 共有874条查询结果,搜索用时 15 毫秒
1.
弹用涡喷发动机飞行试验启动加速性能仿真   总被引:8,自引:0,他引:8       下载免费PDF全文
于军  于守志 《推进技术》2001,22(6):454-457
结合导弹飞行的应用实际,利用有限的部件特性,建立了弹用涡喷发动机启动加速至巡航状态全过程的动态性能仿真模型。对仿真模型计算结果进行了分析,模型计算结果与飞行试验数据吻合较好。该模型的建立对导弹发射过程发动机性能的分析具有重要的现实意义。  相似文献
2.
整体式固体火箭冲压发动机飞行试验   总被引:7,自引:2,他引:5  
顾炎武 《推进技术》2008,29(1):75-78
在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。  相似文献
3.
空气螺旋桨应力载荷飞行试验研究   总被引:5,自引:0,他引:5  
屈玉池  白向丽  张永峰 《飞行力学》2006,24(4):88-90,94
介绍了某型螺旋桨适航审定试验,包括装机地面试验和飞行试验。试验中测试了某型螺旋桨全使用状态下的应力载荷及其分布,获得了桨叶表面最大静应力与最大动应力,确定了实际应力分布与最大应力产生部位,为螺旋桨桨叶的强度设计与结构优化提供了重要依据。  相似文献
4.
机载导弹火控系统误差分析研究   总被引:4,自引:0,他引:4  
论述了某型号飞机导弹火控系统精度误差分析理论和此误差分析系统的软件设计,给出了某型飞机导弹火控系统精度的数据模型和误差分析方法,从程度设想,软件结构设计,软件结构图和程序流程图诸方面对误差分析系统软件设计作了细致地分析和说明,该误差分析软件已成功地应用于某导弹火控系统精度试飞中,其设计经验可供有关人员借鉴和参考。  相似文献
5.
为探讨柔性扑翼微型飞行器产生升力和推力的机理,在研究考虑柔性大变形扑翼气动力计算方法基础上,利用南京航空航天大学低速风洞进行了不同扑动频率、迎角、速度下微型扑翼升力、推力的变化和动态流场显示等风洞实验,并与计算结果进行了比较分析,为微型扑翼机的设计提供了的参考依据.自行研制的微型柔性结构扑翼机成功地进行了飞行试验.  相似文献
6.
钝体标模高焓风洞试验和飞行试验相关性的数值分析   总被引:3,自引:0,他引:3  
在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难。笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier-Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考虎组分和振动能量的非平衡冻结效应试验条件的模型绕流流场,用双尺度参数ρL和Stanton数,分析试验条件下的热流数据外推飞行条件的问题。研究结果说明:在模型头部区域,保持总焓和双尺度参数ρL不变,热流数据从试验条件外推到飞行条件是可行的;在模型尾部区域,试验条件和习行条件的Stanton数有较大差别,用双尺度参数ρL把热流数据从试验条件外推到飞行条件有较大误差。最后提出了用CFD设计高焓风洞试验条件的思路,并识别真实气体效应显著改变热流分布的高焓风试验能力区域。  相似文献
7.
直升机旋翼运动参数试飞技术   总被引:3,自引:0,他引:3  
旋翼挥舞角、摆振角是直升机的关键参数。介绍了一种非接触式激光测试系统.对直升机旋翼挥舞角和摆振角进行试飞测试,并在Z11上得到了成功的应用,其结果真实可信,测量精度高。  相似文献
8.
 基于非线性系统高阶近似的思想,提出一种比推广卡尔曼滤波(EKF)更接近非线性系统本质的近似滤波方法,并应用于飞行状态的参数估计(或称为飞行轨迹重构)问题。仿真和实际飞行数据计算结果表明:提出的非线性近似滤波方法比EKF有更高的估计精度和更好的鲁棒性,对飞机机动形状、数据长度要求不高,滤波收敛速度快。利用飞行状态估计数学模型的具体特点,使计算量和存储量大幅度减少。该方法应用于非线性较强的飞行状态及参数估计问题。可得到比EKF更好的结果。  相似文献
9.
飞行模拟器逼真度与飞行试验   总被引:3,自引:0,他引:3  
王素静 《飞行力学》1998,16(2):19-23
提出了飞行模拟器逼真度与飞行试验的关系,介绍了飞行模拟器逼真度的定义,模拟逼真度的基本要求及与飞行模拟器规范的关系,讨论了模拟逼真度的研究范围和飞行模拟器逼真度对飞行试验所记录数据精度的一般要求及飞行数据的编制原则。  相似文献
10.
基于低成本MEMS器件的MUAV导航与控制系统的设计   总被引:3,自引:2,他引:1       下载免费PDF全文
陶冶  房建成  杨超  张霄 《航空学报》2008,29(4):966-972
 针对MUAV(MUAV)定点飞行任务中姿态测量精度低所导致的机体不稳定问题,提出了一种在横侧向平面通过控制航向速率陀螺保证平飞,在纵向平面采用过载控制的办法控制高度的控制方法。在此基础上,设计了四航点压线导航方式,并通过飞行试验验证了纵向和横侧向平面控制的稳定性。试验结果表明,所设计的导航与控制方法,在低精度微机电系统(MEMS)的测量装置条件下,能够满足MUAV定点、定航线飞行任务的要求。  相似文献
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号