全文获取类型
收费全文 | 865篇 |
免费 | 88篇 |
国内免费 | 171篇 |
专业分类
航空 | 904篇 |
航天技术 | 89篇 |
综合类 | 109篇 |
航天 | 22篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 26篇 |
2022年 | 26篇 |
2021年 | 19篇 |
2020年 | 27篇 |
2019年 | 36篇 |
2018年 | 14篇 |
2017年 | 25篇 |
2016年 | 28篇 |
2015年 | 41篇 |
2014年 | 44篇 |
2013年 | 44篇 |
2012年 | 55篇 |
2011年 | 63篇 |
2010年 | 48篇 |
2009年 | 51篇 |
2008年 | 58篇 |
2007年 | 41篇 |
2006年 | 37篇 |
2005年 | 35篇 |
2004年 | 30篇 |
2003年 | 30篇 |
2002年 | 25篇 |
2001年 | 18篇 |
2000年 | 32篇 |
1999年 | 11篇 |
1998年 | 30篇 |
1997年 | 22篇 |
1996年 | 32篇 |
1995年 | 29篇 |
1994年 | 26篇 |
1993年 | 21篇 |
1992年 | 20篇 |
1991年 | 16篇 |
1990年 | 19篇 |
1989年 | 22篇 |
1988年 | 10篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有1124条查询结果,搜索用时 31 毫秒
801.
802.
为了克服现有机翼结构重量计算方法的局限性,提出一种基于多学科分析优化的机翼结构重量计算方法。以客机机翼为例,阐述整个计算流程。计算流程的关键步骤包括机翼外形和结构参数化建模、气动分析模型自动生成与外形优化、结构有限元模型的自动生成和结构优化。应用CAD软件CATIA的二次开发方法,实现机翼外形几何模型、结构布置几何模型和气动分析模型的自动生成;应用MSC.Patran的PCL编程技术,实现结构有限元模型的自动生成;应用等效刚度和等效强度方法,提高结构有限元模型自动生成的稳健性,缩短结构分析和优化的计算时间;应用多学科集成和优化技术,建立机翼结构重量预测的计算平台,实现整个计算过程的自动化。算例表明这种方法稳健、有效,可快速地分析机翼外形参数与结构重量之间的关系,分析不同展向载荷分布和不同选材方案对机翼结构重量的影响。 相似文献
803.
804.
805.
806.
扭摆系统通常用来测量航天微推力器的微推力和微冲量。为了实现扭摆的系统参数精确标定,根据扭摆系统阶跃响应的特点,深入分析稳态扭转角和极值扭转角及其对应时间等特征点与系统参数的关系,提出了系统参数标定的比例回归法,所提出方法能够同时标定阻尼比、振动频率和扭转刚度系数等系统参数,计算分析简便,适合真空环境下的扭摆系统参数标定,有助于真空环境下航天微推力器的推力性能评价工作。实验表明:相对于传统数据处理方法,利用比例回归法估计的置信区间最大可缩小61%,可有效改善系数参数的标定结果。 相似文献
807.
基于半梁式全金属无人机机翼模型,用等刚度设计方法建立半复材、全复材的无人机机翼复合材料结构有限元模型。分析半复材、全复材机翼相对全金属机翼的减重情况,并对比三角形与四边形壳单元在不同网格密度下的有限元模型的计算结果,得出:(1)半梁式机翼可以更好发挥蒙皮承载作用;(2)等刚度法设计的全复材机翼减重将近50%;(3)有限元计算的收敛可以用最大位移判断,本机翼计算节点数达1 974时收敛。 相似文献
808.
基于伴随方法的机翼多设计点气动反设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对三维机翼多点多约束气动反设计问题,基于伴随理论方法和粘性流雷诺平均N-S方程,通过粘性流数值模拟、伴随方程与梯度精确数值求解、计算网格高效算法及梯度类优化算法等有效结合,并采用考虑多设计点梯度权重系数的并行计算近似模式,开展了一种三维机翼多设计点多约束气动反设计方法研究,进行了典型算例验证。研究表明:所发展的机翼多设计点气动反设计方法具有较好的鲁棒性及优化效率。 相似文献
809.
基于能量方法推导了弹性飞机静气弹配平方程,提出了用定常涡格法结合Trefftz平面理论与阻力计算经验公式来求解弹性飞机定直平飞配平状态诱导阻力与配平阻力的分析思路,建立了通过机翼几何扭转角优化配置减小全机诱导阻力的分析方法.以某双尾撑无人机为例进行研究,分析发现尾撑纵向弯曲刚度对该布局飞机的全机诱导阻力、升降舵配平舵偏型阻及全机阻力等参数有重要影响.优化分析结果表明:通过机翼扭转角的合理优化,可使全机展向升力分布形式更接近于椭圆分布,进而有效减小全机诱导阻力,且对其他阻力分量也有一定的减缓效果. 相似文献
810.
后掠机翼边界层流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而机翼后掠角是引起后掠机翼边界层横流失稳的关键参数之一.以NACA0012翼型为研究对象,通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场;通过求解Orr-Sommerfeld方程得到了扰动Tollmien-Schishting波演化的中性曲线及幅值曲线,研究了后掠角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用eN方法进行了转捩预测.研究发现,随后掠角的增大,横流强度和扰动幅值放大指数n均先增加后减小,且后掠角在40°~50°之间横流强度达到最大值.当后掠角在50°左右时,用转捩预测eN方法计算的幅值增长指数N值最大,导致转捩发生所需的初始扰动幅值最小,转捩最易发生. 相似文献