全文获取类型
收费全文 | 398篇 |
免费 | 77篇 |
国内免费 | 52篇 |
专业分类
航空 | 373篇 |
航天技术 | 65篇 |
综合类 | 56篇 |
航天 | 33篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 19篇 |
2022年 | 20篇 |
2021年 | 24篇 |
2020年 | 16篇 |
2019年 | 23篇 |
2018年 | 16篇 |
2017年 | 25篇 |
2016年 | 25篇 |
2015年 | 20篇 |
2014年 | 23篇 |
2013年 | 18篇 |
2012年 | 28篇 |
2011年 | 21篇 |
2010年 | 26篇 |
2009年 | 20篇 |
2008年 | 21篇 |
2007年 | 15篇 |
2006年 | 20篇 |
2005年 | 15篇 |
2004年 | 7篇 |
2003年 | 14篇 |
2002年 | 17篇 |
2001年 | 16篇 |
2000年 | 12篇 |
1999年 | 6篇 |
1998年 | 4篇 |
1997年 | 9篇 |
1996年 | 5篇 |
1995年 | 6篇 |
1994年 | 8篇 |
1993年 | 4篇 |
1992年 | 6篇 |
1991年 | 2篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 1篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有527条查询结果,搜索用时 468 毫秒
111.
双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在北航的风洞中进行了双立尾-三角翼布局的立尾抖振实验,目的是研究立尾抖振产生的原因.主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法.实验结果表明在旋涡破裂以后,立尾上就会产生强烈的抖振.抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的.对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明,立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波.对于本实验使用的模型来说,当机翼迎角α=0°~20°范围,由于流动是附着流和涡流,所以立尾没有明显抖振;当机翼迎角在α=20°~56°范围,立尾处在破裂涡流的范围,立尾抖振明显,并且抖振强度在35°~50°之间达到最大.因此,三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因. 相似文献
112.
113.
本文采用重迭网格技术和Euler方程计算翼-身-尾组合体绕流。对翼-身与尾-身部分采用各自的H-O型网格。Euler方程求解采用Jameson有有限体积法,即中心差分挖和显式Runge-Kutta时间推进。采用前后区交替迭代使前后两区通过重迭区交换信息。本文用NACATN4041翼-身-尾模型为例,计算的空气动力特性与实验符合较好。 相似文献
114.
本文介绍了93方案的边条又一次精选,得到了满意的新边条,为提高大攻角下横航向气动特性,对93方案的双立尾改动设计加工了三种立尾和一个下反平尾共四种方案,在FL-1风洞中完成了实验选择和分析,认为原立尾向前移的方案是较满意的布局。采用新边条、双立尾前移和弯扭(机翼、所构成的正常式布局方案,其模型实验表现出良好的全机纵横向气动特性,全面满足第四代歼击机气动设计要求,是一个难得的好布局。 相似文献
115.
横向射流是降低航空发动机尾喷流在3~5μm波段上红外辐射特征的一种高效低阻的途径。本文以收敛喷管为对象,在喷口下游布置了一对上下对称的扁平横向射流孔,数值模拟研究了两股同频横向射流之间相位差(0°,90°和180°)对下游掺混与红外抑制的影响规律。结果表明,脉动横向射流诱导产生的流向涡强化了掺混,不同横向射流之间的相位差会使涡对出现的时间与空间复杂交错,可以充分卷吸气流,加强尾喷流与外界大气的掺混。而相位差的优化设计可以进一步提高涡对之间的掺混增益,增强红外抑制效果的作用。与Δφ=0无相位差状态相比,随着相位差增大,红外抑制效果逐渐增强。相位差为π时,掺混效果最好,高温区长度降低约14%,红外积分辐射特征最大降幅约13%,光谱辐射降幅最大可达21%,有效增强了对尾喷流的红外抑制。 相似文献
116.
详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现:边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加,噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小,噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性,结果表明:边界层内层区域,其噪声频谱能量集中在高频;边界层外部区域,其噪声能量集中在中低频;攻角增大或者来流速度减小,噪声能量向低频转移. 相似文献
117.
118.
研究了高平尾布局飞机的气动特性。使用失速改出伞是飞机改出深失速的重要途径,但如何确定失速改出伞的关键参数(阻力面积等)却没有现成的方法。以ARJ21-700飞机为例,分别使用公式分析法、类比法综合估算出失速改出伞的关键参数,通过模型自由飞和模拟仿真分析验证其具有足够效能将飞机改出深失速状态。形成了一套新机失速改出伞的设计方法和关键数据图表,可供其他型号飞机失速改出伞的设计研制使用。 相似文献
119.
《燃气涡轮试验与研究》2016,(5):11-16
采用数值模拟方法,分别通过改变亚声速和超声速叶型尾缘厚度,研究尾缘厚度变化对涡轮叶栅损失的影响,并在宽广工况范围内探讨尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的敏感性。结果表明:尾缘厚度对亚声速叶型的影响较小,涡轮叶栅损失随尾缘厚度的增大而增大;尾缘厚度对超声速叶型的影响较为明显,随着尾缘厚度的增大,尾缘附近的激波强度增强,叶栅通道中的损失明显增大。对于本文所研究的超声速叶型,尾缘厚度的影响在非设计攻角下不会被放大;但随着马赫数的变化,尾缘厚度的影响规律不同。 相似文献