全文获取类型
收费全文 | 149篇 |
免费 | 34篇 |
国内免费 | 48篇 |
专业分类
航空 | 164篇 |
航天技术 | 30篇 |
综合类 | 15篇 |
航天 | 22篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 3篇 |
2022年 | 2篇 |
2021年 | 7篇 |
2020年 | 15篇 |
2019年 | 12篇 |
2018年 | 12篇 |
2017年 | 12篇 |
2016年 | 5篇 |
2015年 | 16篇 |
2014年 | 13篇 |
2013年 | 6篇 |
2012年 | 13篇 |
2011年 | 14篇 |
2010年 | 15篇 |
2009年 | 11篇 |
2008年 | 11篇 |
2007年 | 9篇 |
2006年 | 10篇 |
2005年 | 7篇 |
2004年 | 3篇 |
2003年 | 6篇 |
2002年 | 5篇 |
2001年 | 1篇 |
2000年 | 1篇 |
1999年 | 3篇 |
1998年 | 3篇 |
1996年 | 1篇 |
1995年 | 1篇 |
1994年 | 1篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 3篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 1篇 |
1988年 | 1篇 |
排序方式: 共有231条查询结果,搜索用时 171 毫秒
201.
202.
为准确获取风扇叶片飞失引起的瞬态载荷,利用显式动力学有限元仿真方法进行了接触建模和瞬态分析,开展了多层次的试验标定和校核工作,利用这些试验结果与分析进行了对比验证。结果表明:采用的显式动力学有限元仿真方法为准确模拟突加不平衡过程中的动态特征提供一种可行的仿真手段,形成了一套构件-组件-整机、从静力学到动力学的模型修正方法。按照测试优先级定义的主要传力路径载荷、突加不平衡载荷等物理量,确定了模型修正的测试参数选取方法。利用支承锥壁动应变测量数据,结合模型标定结果,可以准确地获得支点峰值径向动载荷,预测的峰值动态载荷与试验获取的结果误差小于10%,此方法可以运用到支点冲击载荷间接测量中,提高测量的精度及简便性。 相似文献
203.
Fan blade off(FBO) from a running turbofan rotor will introduce sudden unbalance into the dynamical system,which will lead to the rub-impact,the asymmetry of rotor and a series of interesting dynamic behavior.The paper first presents a theoretical study on the response excited by sudden unbalance.The results reveal that the reaction force of the bearing located near the fan could always reach a very high value which may lead to the crush of ball,journal sticking,high stress on the other components and some other failures to endanger the safety of engine in FBO event.Therefore,the dynamic influence of a safety design named ‘‘fusing" is investigated by mechanism analysis.Meantime,an explicit FBO model is established to simulate the FBO event,and evaluate the effectiveness and potential dynamic influence of fusing design.The results show that the fusing design could reduce the vibration amplitude of rotor,the reaction force on most bearings and loads on mounts,but the sudden change of support stiffness induced by fusing could produce an impact effect which will couple with the influence of sudden unbalance.Therefore,the implementation of the design should be considered carefully with optimized parameters in actual aero-engine. 相似文献
204.
多孔介质结构参数对表面火焰熄火特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为优化基于多孔介质头部的微型燃烧室,以甲烷/空气预混气为燃料,针对多孔介质结构参数(当量孔径、孔隙率)在不同预混气初始温度下,对表面火焰熄火特性进行实验研究.研究表明:当量孔径为120μm的多孔介质表面火焰两侧同时发生脱火,当量孔径为80μm时先发生一侧脱火.随孔隙率或当量孔径的减小,熄火速度提升.当量孔径为80μm,孔隙率为0.55,0.50,0.45的多孔介质在当量比为1.0,预混气初始温度为300K时的熄火速度分别为1.11,1.22,1.31m/s.孔隙率为0.50,孔径为120,80μm的多孔介质在当量比为1.0,预混气温度为300K时的熄火速度分别为0.73,1.22m/s.预混气初始温度的升高对当量孔径为120μm或孔隙率为0.45的多孔介质影响更加明显,预混气初始温度从300K升至500K时,熄火速度分别增加了120%,76%. 相似文献
205.
206.
涡桨发动机螺旋桨实时建模技术 总被引:5,自引:2,他引:5
基于螺旋桨片条理论对叶素进行受力分析,推导了螺旋桨拉力和功率等参数的计算公式,建立了螺旋桨实时数学模型,将模型求解归结于干涉角的迭代,并指出模型保证实时性的关键在于迭代算法的收敛速度.通过分析迭代函数及其导数关系,提出一种干涉角初值设置方法,并提出采用割线法代替导数法能加快迭代运算.仿真结果与实验数据对比分析表明:基于叶素受力分析得到螺旋桨拉力和功率的计算精度满足要求,干涉角初值设置以及基于割线法的迭代收敛速度能满足涡桨发动机控制系统实时仿真的需要. 相似文献
207.
采用定容燃烧实验平台获得初始压力为0.1 MPa、初始温度为420、450 K和480 K,当量比为0.8~1.4工况下正十四烷/空气预混气层流燃烧速度和马克斯坦长度,并分析了初始温度、当量比等因素的影响。研究发现:初始温度和当量比的增加对预混气球形火焰稳定性影响较小,在初始温度为480 K、当量比为1.3工况下,火焰内部无裂纹或胞状结构;初始温度的增加能够加快火焰传播速度,促进火焰锋面形成,其影响在稀混合气中更为显著;随着当量比的增加,正十四烷预混燃烧火焰马克斯坦长度减小,火焰稳定性变差;随着初始温度的增加,正十四烷马克斯坦长度减小,无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度增加,另外,与RP-3航空煤油层流燃烧速度对比发现,正十四烷层流燃烧速度整体偏高。 相似文献
208.
209.
相控阵接收机主要依靠相位控制实现天线波束指向的转动。接收机的初始相位是实现波束指向控制的先决条件。在换相法的基础上提出了一种相干换相法,可以快速完成接收机各通道初始相位的初次校准,并应用旋转矢量法(REV)进行初始相位的精确校准。校准时相控阵天线和测试探头均不动,且在特定应用中不需要精确定位测试探头的位置,这样可以很容易集成到相控阵接收机监测系统中,实现快速实时校准。针对本文提出的方法,在Ka波段阵列辐射计上进行了验证,结果表明:相位精度达到5°±1.5°,完成256通道一次初始相位的校准仅需2 min左右。 相似文献
210.
本文以矩形悬臂板模拟真实叶片,以冲击载荷模拟鸟撞击载荷,采用有限元法计算悬臂板在冲击载荷下的非线性瞬态响应。通过分组比较,分析了不同的力—时间函数及初始冲击压力对叶片响应的影响。本文得出的结论可供建立鸟撞击载荷模型时参考。 相似文献