全文获取类型
收费全文 | 1044篇 |
免费 | 142篇 |
国内免费 | 232篇 |
专业分类
航空 | 1139篇 |
航天技术 | 56篇 |
综合类 | 203篇 |
航天 | 20篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 13篇 |
2022年 | 35篇 |
2021年 | 43篇 |
2020年 | 49篇 |
2019年 | 75篇 |
2018年 | 80篇 |
2017年 | 65篇 |
2016年 | 72篇 |
2015年 | 57篇 |
2014年 | 72篇 |
2013年 | 65篇 |
2012年 | 79篇 |
2011年 | 72篇 |
2010年 | 39篇 |
2009年 | 56篇 |
2008年 | 63篇 |
2007年 | 68篇 |
2006年 | 52篇 |
2005年 | 43篇 |
2004年 | 36篇 |
2003年 | 44篇 |
2002年 | 38篇 |
2001年 | 28篇 |
2000年 | 22篇 |
1999年 | 27篇 |
1998年 | 18篇 |
1997年 | 23篇 |
1996年 | 9篇 |
1995年 | 10篇 |
1994年 | 17篇 |
1993年 | 7篇 |
1992年 | 5篇 |
1991年 | 9篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 5篇 |
1988年 | 6篇 |
1987年 | 4篇 |
排序方式: 共有1418条查询结果,搜索用时 15 毫秒
991.
992.
993.
994.
研究了常开空心轴裂纹转子系统的动力学特性.考虑裂纹单元截面中性轴的时变特性,推导了裂纹转子的刚度矩阵,考虑重力及不平衡激励,采用有限元法建立了常开空心轴裂纹转子系统的动力学方程.采用谐波平衡法对方程进行求解,给出了不同裂纹深度下的三维幅频图,表明在临界转速和亚临界转速处均有峰值出现;分析了裂纹深度、裂纹位置对该系统的临界转速的影响,表明位于跨中靠近惯性量较大圆盘的深裂纹对常开空心轴裂纹转子系统的影响大,临界转速下降快;计算了该系统在亚临界转速时的非线性振动响应,结果表明:亚临界转速下常开空心轴裂纹转子系统会发生超谐共振现象.所提出的空心轴裂纹的建模方法为航空发动机转子系统裂纹故障的非线性动力学分析提供了理论指导. 相似文献
995.
基于非定常面元/黏性涡粒子混合法的旋翼/平尾非定常气动干扰 总被引:1,自引:0,他引:1
旋翼/平尾非定常气动干扰是导致直升机纵向“抬头(Pitch-up)”现象的主要原因。为在直升机设计阶段准确分析旋翼/平尾非定常气动干扰以及由此引起的低速纵向操纵特性变化,通过涡量等效原则和Neumann物面边界条件建立了适用于旋翼/平尾气动干扰分析的非定常面元/黏性涡粒子混合法。该方法耦合了考虑尾迹时变效应的非定常面元法、黏性涡粒子法及涡量镜面法,以准确模拟旋翼和平尾的非定常气动载荷、旋翼尾迹的非定常特性以及旋翼尾迹对平尾的气动干扰效应。首先通过计算NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)旋翼尾迹几何和诱导速度分布,并与实验测量值、时间精确自由尾迹及CFD计算结果对比验证方法的准确性。相比于时间精确自由尾迹,本文方法计算精度更高。随后分析了旋翼/平尾非定常气动干扰对平尾向下气动载荷和气动导数的影响,并分析了平尾构型对旋翼/平尾非定常气动干扰的影响规律。分析表明:旋翼尾迹与平尾干扰导致低速状态的平尾载荷突增,气动导数反号;低平尾气动载荷突增较大,高平尾较小,但高速气动导数反号;前置平尾载荷突增量减小,但对应速度范围较宽;右旋直升机右平尾载荷突增量较小,但气动导数特性基本不变。 相似文献
996.
基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、运动嵌套网格、目标压力分布及余量修正方法,构建了一套直升机旋翼桨叶先进气动外形反设计方法。为避免由桨叶气动外形变化导致的网格畸变,发展了一套基于Poisson方程求解的旋翼桨叶结构化贴体正交网格的快速、自动化生成方法,为提高运动嵌套网格的生成质量和通用性,采用剖面间网格插值与桨尖翻折相结合的方法,同时建立了基于“Top Map”和“Inverse Map”相结合的洞边界划定和贡献单元搜寻的新方法。基于Navier-Stokes方程和双时间法建立了旋翼非定常流场模拟方法,通量求解采用Roe-MUSCL格式,并使用低速预处理法来克服前飞旋翼流场收敛中遇到的刚性问题。在计算流体力学(CFD)方法基础上,基于旋翼翼型压力系数余量联立各方位角处的反设计MGM(Modified Garabedia-McFadden)超定方程组,并依据激波分离、失速等约束设置了各方位角处的反设计权重系数,创建了基于MGM超定方程组最小二乘解的旋翼气动外形(翼型)设计方法。应用所建立的方法,分别针对多目标、多状态和前飞时的旋翼(翼型)气动外形进行反设计分析,验证了本文方法的有效性。最后,将该方法拓展应用到旋翼桨尖气动外形设计中,设计得到与UH-60A直升机旋翼气动特性相似的矩形桨叶外形。 相似文献
997.
通过对单旋翼和共轴式双旋翼在水洞中的对比实验,研究了在悬停和以不同速度前飞时,共轴式双旋翼和单旋翼尾迹形态的共性与区别,着重研究了在不同前进比时共轴式双旋翼尾迹边界的形态。实验结果表明,水洞实验所得到的旋翼尾迹形态与在空气中实验所得的结果相吻合,水洞实验能真实的反映直升机旋翼尾迹的实际情况,并且具有显示清晰和稳定性好的优点。 相似文献
998.
999.
基于遗传算法的旋翼翼型综合气动优化设计 总被引:2,自引:2,他引:2
结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,提出了适用于中型运输直升机旋翼翼型优化设计的目标函数及约束条件.在此基础上采用遗传算法,以"黑鹰"(UH-60A)直升机旋翼翼型SC1095为基础翼型,进行多目标、多状态以及多约束条件下的旋翼翼型优化设计.优化翼型同SC1095翼型相比弯度稍大,最大厚度略有增加.结果表明:优化翼型气动力特性在满足约束条件的情况下,零升力矩系数减小了57.2%,最大升力系数增加了3.7%,阻力系数减小了7.5%.同时,非定常动态失速状态下的气动特性也有一定的改善,阻力系数和力矩系数的发散范围均有明显的减小.此外,悬停状态计算结果表明:采用优化翼型构成的旋翼与SC1095旋翼相比,具有更高的悬停效率及更低的力矩系数. 相似文献
1000.
目前先进的开式转子发动机多采用变桨距、双排共轴对转桨作为推进部件。采用双排桨的气动计算方法,根据单排桨特性图计算对应的双排对转桨特性图,验证对转桨性能计算模型。在双轴涡轮喷气发动机计算模型的基础上,添加动力涡轮、行星差动齿轮和双排对转桨,组成开式转子发动机计算模型。采用该模型研究了开式转子发动机的调节计划,对比了等转速和等叶尖速度调节的不同,以及对开式转子发动机高度速度特性的影响,并使用美国PROOSIS模型对计算结果进行验证。结果表明:开式转子发动机模型计算精度较高,可较准确地研究不同设计参数和调节规律下发动机的总体性能,其中固定桨扇叶尖速度的调节计划在较低飞行速度下具有高推力、低油耗的优点,可以获得较好的全包线性能。 相似文献