全文获取类型
收费全文 | 64篇 |
免费 | 12篇 |
国内免费 | 27篇 |
专业分类
航空 | 78篇 |
航天技术 | 13篇 |
综合类 | 10篇 |
航天 | 2篇 |
出版年
2023年 | 2篇 |
2022年 | 5篇 |
2021年 | 2篇 |
2020年 | 1篇 |
2018年 | 3篇 |
2017年 | 5篇 |
2016年 | 5篇 |
2015年 | 3篇 |
2014年 | 10篇 |
2013年 | 4篇 |
2012年 | 4篇 |
2011年 | 2篇 |
2010年 | 3篇 |
2009年 | 5篇 |
2008年 | 4篇 |
2007年 | 4篇 |
2006年 | 1篇 |
2005年 | 4篇 |
2004年 | 4篇 |
2002年 | 1篇 |
2001年 | 2篇 |
2000年 | 4篇 |
1999年 | 3篇 |
1998年 | 3篇 |
1997年 | 5篇 |
1996年 | 3篇 |
1994年 | 1篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 2篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 1篇 |
1989年 | 3篇 |
1988年 | 1篇 |
排序方式: 共有103条查询结果,搜索用时 31 毫秒
1.
针对某型飞机配平系统故障,对其原因、危害性进行了详细分析.并采取了措施对系统进行设计改进,解决了系统设计缺陷。 相似文献
2.
3.
介电型电活性聚合物(EAP)驱动器在工作过程中,边界条件及驱动电压的改变经常导致EAP薄膜发生起皱现象以及介电击穿,致使驱动器失去工作能力.为了保障驱动器的正常工作,避免失效行为的发生,对EAP驱动器的失效行为进行了研究.针对锥形驱动器,计算出不同驱动电压下驱动器EAP薄膜的变形情况以及其中的应力、应变和电场强度的分布情况.利用薄膜起皱判别方法,对驱动器的起皱行为进行预测,同时分析了预拉伸倍数对驱动器失效的影响.试验结果表明,EAP驱动器的理论临界起皱电压与理论分析比较吻合,预拉伸可以提高薄膜的机电稳定性能.研究结果可用于预测介电型EAP驱动器发生失效的临界电压,有利于保障驱动器的安全工作. 相似文献
4.
5.
本文利用微分方程定性理论和分叉的基本概念,证明了在轴向逆压梯度时集中涡截面流态是一个附着螺旋点,且存在至少一个极限环。破裂截面上的流态对应于一个退化结点。由此推出破裂时有V_θ/r|_(r=o)=0。通过分析认为,涡破裂是由于涡轴上轴向逆压梯度的扰动自动放大造成的。 相似文献
6.
采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某“++”字正常布局导弹构型(含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等)进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是:随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。 相似文献
7.
针对某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障,对该型发动机应急放油系统进行了深入的理论分析,并采用5 kHz的采样频率采集数据,进行大量的发动机台架试车和装机试车,通过微观分析,找出该型发动机停车故障的1种特殊原因.在精确分析的基础上,对应急放油系统采取改进设计,并通过试验进行了设计改进后的试车和试飞验证,在应急放油附件管接头通往加力泵接通活门管接头的内部增加φ=1.0 mm的节流嘴,使应急放油接通时主燃油喷嘴前、后压差最低值提高200~700 kPa,并且增加节流嘴后对发动机其他功能和性能无影响,从而可靠地解决了原有应急放油系统的缺陷,有效排除了某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障. 相似文献
8.
9.
10.
边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟 总被引:4,自引:0,他引:4
对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°~40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明:该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。 相似文献