全文获取类型
收费全文 | 378篇 |
免费 | 86篇 |
国内免费 | 68篇 |
专业分类
航空 | 267篇 |
航天技术 | 116篇 |
综合类 | 50篇 |
航天 | 99篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 10篇 |
2022年 | 16篇 |
2021年 | 22篇 |
2020年 | 29篇 |
2019年 | 25篇 |
2018年 | 27篇 |
2017年 | 20篇 |
2016年 | 23篇 |
2015年 | 23篇 |
2014年 | 35篇 |
2013年 | 26篇 |
2012年 | 25篇 |
2011年 | 25篇 |
2010年 | 23篇 |
2009年 | 17篇 |
2008年 | 15篇 |
2007年 | 15篇 |
2006年 | 18篇 |
2005年 | 16篇 |
2004年 | 11篇 |
2003年 | 13篇 |
2002年 | 10篇 |
2001年 | 7篇 |
2000年 | 8篇 |
1999年 | 9篇 |
1998年 | 7篇 |
1997年 | 8篇 |
1996年 | 10篇 |
1995年 | 3篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 3篇 |
1991年 | 2篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 3篇 |
排序方式: 共有532条查询结果,搜索用时 421 毫秒
261.
Effects of tube system and data correction for fluctuating pressure test in wind tunnel 总被引:2,自引:1,他引:1
The accuracy of fluctuating pressure test in wind tunnel is affected by the tube system. By employing contradistinctive experimental method, systematic study was conducted to investigate the effects of the tube system on fluctuating pressure. The analyzed tube system parameters include tube length, inside diameter, curvature, deflection angle, thickness, material, restrictor length, restrictor inside diameter, and restrictor place. It is found that all the tube system parameters mentioned above except tube curvature have non-negligible effects on fluctuating pressure. Based on the research results, test methods were presented for the fluctuating pressure measurement in low-speed wind tunnel, which can obviously improve the data accuracy but not lose test efficiency. The effectiveness of the method is verified by the wind tunnel test. 相似文献
262.
静气动弹性研究中关于结构的分析通常采用柔度法和模态法。相比技术成熟、计算量大的柔度法,模态法具有阶次低、求解快和便于试验验证的优点。但其作为近似的分析方法,在工程应用中需要一定的经验,尚缺乏模态选取的准则,该研究的目的是为模态法的工程应用提供模态选取的定量评价标准。针对某典型飞行器进行升降舵效率、副翼效率及气动导数弹性修正等分析,提出模态影响系数的概念来评估模态的选取对这些气动弹性分析的影响。结果表明,模态影响系数指标合理,能够反映模态选取对静气动弹性特性的影响,可以作为模态法中模态选取的定量评价指标。 相似文献
263.
264.
265.
266.
基于相似理论提出一种通过变指数因子计算航空发动机风扇换算转速的改进方法.收集不同公司的某型航空发动机的巡航数据建立数据样本.采用支持向量回归机方法建立指数因子与大气温度的数学模型并利用遗传算法对模型参数进行寻优,进而得到由风扇指示转速和大气温度计算风扇换算转速的变指数因子模型.使用该模型对样本数据进行计算,并把结果与定指数因子方法求解的风扇换算转速进行对比,对改进算法与定指数法换算结果进行了误差分析.结果表明:改进后的变指数因子模型计算的航空发动机风扇换算转速具有更高的精度,同时具有良好的推广泛化性能,该方法是航空发动机风扇换算转速的一种有效算法,在航空发动机性能预测也具有实际的指导意义. 相似文献
267.
大幅振荡试验支架干扰研究 总被引:1,自引:0,他引:1
低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在 FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。 相似文献
268.
为提高直驱阀系统的动态特性和稳定性,设计了1种位置环加电流环的直驱阀双闭环控制系统,其中位置环采用比例积分控制加相位超前校正,电流环采用比例积分控制。在MATLAB平台上,开展了电流环仿真、位置环的参数辨识以及仿真;在由DSP和FPGA构成的验证平台上,开展了试验验证,电流环与位置环的控制效果与仿真模型均一致,获得了400 Hz以上的电流控制带宽和25 Hz以上的位置控制带宽。研究结果表明:此控制器设计及校正方法可有效提高直驱阀系统的动态特性和稳定性。 相似文献
269.
F/A-18E/F全自动着舰飞行特性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以F/A-18E/F舰载机为对象,针对航迹精确控制和安全性要求,分析了舰载机全自动着舰飞行特性。首先,基于自动着舰控制系统,建立了全自动着舰飞行控制系统的动力学模型;然后,对下滑轨迹纠偏与控制能力、控制器指令响应特性、变换下滑道机动特性进行了仿真分析。仿真结果表明,在全自动着舰安全边界范围内,舰载机能在较短时间内将航迹控制在理想下滑线附近;控制器具有良好的高度变化率、俯仰角、俯仰角速度等状态指令响应特性及控制面指令响应特性;F/A-18E/F变换下滑道机动则需要配合油门完成,说明仅通过平尾控制实现该机动并非安全着舰的必要条件。 相似文献
270.
基于CAE-DNW correlation workshop 提供的两个数模构型———标准构型CAE-AVM Base与CAE-AVM DZ构型进行研究。 CAE-AVM DZ构型是CAE-AVM Base构型在风洞试验时产生静气弹形变后的真实构型。采用SST湍流模型,预测CAE -AVM Base构型与构型CAE-AVM DZ的流动状态,分析流动现象,并研究风洞实验中气弹变形干扰下气动数据修正方法。与试验数据对比,验证计算状态,并对气弹数据修正进行进一步的改进,得到一套适用于关联CFD结果和风洞试验结果的数据修正方法,即在同升力系数下进行数据的关联修正。 相似文献