全文获取类型
收费全文 | 700篇 |
免费 | 349篇 |
国内免费 | 109篇 |
专业分类
航空 | 954篇 |
航天技术 | 24篇 |
综合类 | 97篇 |
航天 | 83篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 22篇 |
2022年 | 30篇 |
2021年 | 27篇 |
2020年 | 43篇 |
2019年 | 47篇 |
2018年 | 49篇 |
2017年 | 48篇 |
2016年 | 38篇 |
2015年 | 44篇 |
2014年 | 58篇 |
2013年 | 63篇 |
2012年 | 53篇 |
2011年 | 37篇 |
2010年 | 48篇 |
2009年 | 58篇 |
2008年 | 58篇 |
2007年 | 42篇 |
2006年 | 38篇 |
2005年 | 27篇 |
2004年 | 30篇 |
2003年 | 22篇 |
2002年 | 24篇 |
2001年 | 19篇 |
2000年 | 25篇 |
1999年 | 19篇 |
1998年 | 14篇 |
1997年 | 15篇 |
1996年 | 12篇 |
1995年 | 13篇 |
1994年 | 22篇 |
1993年 | 12篇 |
1992年 | 23篇 |
1991年 | 8篇 |
1990年 | 20篇 |
1989年 | 18篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 7篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有1158条查询结果,搜索用时 15 毫秒
601.
602.
将网格化方法应用到飞机S型进气道模型的铺放轨迹规划中,即利用UG网格生成器网格化进气道CAD模型,并生成网格化数据,以该数据为基础建立网格单元和节点之间的拓扑关系,在每个网格单元中计算铺放轨迹和轨迹点的法向量.通过仿真试验证明该方法具有程序执行速度快、生成的铺放轨迹曲线光滑、无曲线突变情况等特点,具有一定的工程应用价值.提出利用UG的二次开发功能开发适用于该轨迹生成方法的网格化工具. 相似文献
603.
604.
针对亚声速情况下飞机机动飞行过程中大攻角状态下进气道和发动机之间流量难以匹配而导致推进系统推力损失较大的问题,提出了一种进气道/发动机一体化多变量控制方法。基于进气道/发动机一体化模型推导出了带有辅助进气门的进气道/发动机共同工作方程,并分析了共同工作原理,选用进气道和发动机的共同工作点位置作为进气道反馈量,增广到状态量中以保证进气道和发动机流量匹配。为了抑制攻角等因素引起的推力瞬间损失,在控制回路中加入了进气道限制保护环节修正控制指令,基于H2/H∞算法设计了进气道/发动机多变量控制器。在发动机非线性部件级模型上开展了全数字仿真验证,仿真结果表明,与常规的进气道开环控制结构相比,所提出的进气道/发动机一体化多变量控制具有良好的动态性能,并且在攻角变化情况下推力损失更小。 相似文献
605.
采用数值模拟方法,研究了不同内收缩比二元高马赫数进气道的起动特性。研究发现:内收缩比影响进气道的加速起动特性,内收缩比越大,加速自起动马赫数越大,加速过程中,大内收缩比性能参数只有1次阶跃,而小内收缩比构型性能参数存在2次阶跃;相同来流条件下,隔离段出口反压对具有不同加速自起动能力的进气道影响不同,来流马赫数高于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后可以再起动,来流马赫数低于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后无法再起动,且抗反压能力严重下降。不起动状态下的进气道对出口反压十分敏感,给定出口反压边界条件的模拟方法很难获得稳定的不起动流场。 相似文献
606.
提出了一种基于多重网格技术,可快速求解S形进气道粘性内流场的实用工程算法:从Brandt的多重网格理论出发,采用隐式Beam-Warming时间推进格式,结合“锯齿式”迭代技术交替在粗、细两种网格上对雷诺平均三维非定常N-S方程进行求解。用此算法数值模拟了某型号S形进气道的内流场,与试验结果对比显示:计算得到的流场符合一般S形管道流动特性,所捕获的二次流图谱清晰合理,进气道出口截面处总压恢复系数与试验值较为接近。与普通单层网格计算方法相比,计算结果精度高,收敛速度快。 相似文献
607.
为研究火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明:在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。 相似文献
608.
螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常 RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明:在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡 航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。 相似文献
609.
飞机结构声疲劳问题是飞机型号研制中的一项技术关键,本文结合飞机进气道蒙皮鼓动、掉卿钉头等危及飞机安全的问题,系统地研制了飞机构声疲劳评估技术,包括习行噪声载荷实测、声疲劳载荷谱编制、结构件声S-N曲线测定、典型结构件声疲劳寿命试验,以及声疲疲劳寿命工程估算方法,形成了一种完整的分析与试验引结合的声疲劳寿命工程研究方法。 相似文献
610.
《燃气涡轮试验与研究》2013,(6):53-56
传统的轴对称基准流场存在两个问题:进气道内收缩比较大,起动性能差;前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲,激波损失很大,极有可能造成唇口激波脱体。为此,设计了新型的轴对称基准流场,把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波,显著提高了进气道喉道的总压恢复系数。模拟结果表明,基于新型轴对称基准流场设计的内转式进气道性能优良,但存在溢流较严重等问题,还需进一步研究。 相似文献