全文获取类型
收费全文 | 631篇 |
免费 | 66篇 |
国内免费 | 140篇 |
专业分类
航空 | 583篇 |
航天技术 | 92篇 |
综合类 | 110篇 |
航天 | 52篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 8篇 |
2022年 | 14篇 |
2021年 | 19篇 |
2020年 | 18篇 |
2019年 | 20篇 |
2018年 | 29篇 |
2017年 | 35篇 |
2016年 | 43篇 |
2015年 | 25篇 |
2014年 | 41篇 |
2013年 | 39篇 |
2012年 | 49篇 |
2011年 | 77篇 |
2010年 | 43篇 |
2009年 | 36篇 |
2008年 | 35篇 |
2007年 | 35篇 |
2006年 | 28篇 |
2005年 | 32篇 |
2004年 | 23篇 |
2003年 | 14篇 |
2002年 | 20篇 |
2001年 | 12篇 |
2000年 | 12篇 |
1999年 | 15篇 |
1998年 | 12篇 |
1997年 | 13篇 |
1996年 | 14篇 |
1995年 | 8篇 |
1994年 | 11篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 4篇 |
1990年 | 8篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 10篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有837条查询结果,搜索用时 19 毫秒
761.
762.
763.
764.
刷毛翼型尾缘噪声控制实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用翼型尾缘刷毛来控制翼型噪声的方法,研究了不同迎角情况下不同长度和间距刷毛对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响,并把该方法与锯齿尾缘降噪方法对比,研究了不同工况下两种降噪方案对降噪效果的影响。实验结果表明,翼型尾缘附加刷毛是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段具有比较明显的降低效果;降噪效果与刷毛的间距和长度有关;尾缘刷毛与锯齿尾缘相比具有更优的降噪效果。附加刷毛对翼型壁面动态压力载荷的影响较小。 相似文献
765.
在NF-3风洞的二元试验段开展了翼型极大迎角(±180°)条件下气动特性的试验技术研究。针对翼型极大迎角风洞试验的洞壁干扰,提出了风洞壁压信息洞壁干扰修正的改进方法。试验结果表明,发展的试验技术和提出的洞壁干扰修正方法适合于翼型极大迎角试验。 相似文献
766.
针对横列式双旋翼直升机旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了旋翼对机翼的干扰计算模型。该模型首先基于万向铰旋翼建立了挥舞运动方程,以得到桨叶挥舞角,然后对桨叶采用非定常Beddoes翼型模型计算气动力和力矩,以考虑桨叶大负扭转带来的失速影响,接着引入动力人流模型获得旋翼处的诱导速度。最后运用经典方法,以XV-15倾转旋翼机为算例,计算了配平状态下旋翼对机翼的向下载荷,并与GTRS模型数据进行了对比,验证了计算模型的合理性。 相似文献
767.
在设计机翼时,通常需要进行多目标决策,而教练机机翼翼型选取的先验经验不足,需要进一步研究,从而得出翼型的选择规则.分析国内外已有教练机机翼翼型使用情况,运用粗糙集理论中基于重要度和条件信息熵结合的权重确定方法,提出在机翼方案设计阶段翼型的选择方法;对比分析三种分段方法在翼型性能指标离散化时的优缺点及其原因,并结合算例进行适用性验证.结果表明:在有限数据条件下,两断点方法是比较合适的属性离散化方法.所提出的方法具有使用价值,对飞机设计方案阶段翼型的选择以及机翼的气动设计具有参考意义. 相似文献
768.
针对因卫星入境数据延迟,无法快速判断太阳能电池阵温度遥测数据是否发生异常问题,提出一种SE-TCN网络模型。首先借鉴SENet中的通道注意力机制,对时间卷积网络(TCN)进行改进,提高模型的特征提取能力;其次使用SE-TCN做为特征提取网络,训练出网络模型;最后对温度遥测数据做中长期预测(约4轨)。以某在轨卫星实际太阳能电池阵温度遥测数据作为实验数据。结果表明:本文提出的SE-TCN网络模型在评价指标上与传统TCN网络模型相比,平均绝对误差(MAE)降低了7.7%,均方根误差(RMSE)降低了5.2%,相关系数(R)提高了0.4%。当卫星入境时,该检测方法可根据预测值快速判断实时遥测数据是否发生异常。 相似文献
769.
多段翼型失速分离特性的计算 总被引:1,自引:2,他引:1
本文用高阶奇点分布板块法(Panel Method》及边界层理论,对多段翼型的失速性能进行计算。采用分离尾迹的模型,按尾迹是流线用迭代法求出分离尾迹边界(此为内迭代)。在尾迹上配置奇点,然后把尾迹考虑在内进行粘/位流迭代(此为外迭代)。收敛后可得多段翼型空气动力特性,且可计算到失速以后的情况。算例有单段翼型GA(W)-1,NACA 4412,和F111飞机的三段翼剖面,所得结果与实验值能很好地符合。 相似文献
770.
本文讨论优化前缘缝翼位置的位流设计方法。优化变量为缝翼相对于主翼的缝隙(Gap)、覆盖量(Ouerlap)和偏角δ_s,目标函数为主翼上的压力峰值。应用高阶面元法计算多段翼型压强分布。用Powell优化法使主翼上压力峰值减至最小,以延迟多段翼型的失速,增大最大升力系数。本方法已用于计算NACA64A010两段和四段翼型以及Foster三段翼型,所得结果与实验数据和位流/边界层耦合设计法的结果有很好的一致性。 相似文献