全文获取类型
收费全文 | 4527篇 |
免费 | 1098篇 |
国内免费 | 763篇 |
专业分类
航空 | 4380篇 |
航天技术 | 618篇 |
综合类 | 496篇 |
航天 | 894篇 |
出版年
2024年 | 15篇 |
2023年 | 75篇 |
2022年 | 149篇 |
2021年 | 244篇 |
2020年 | 230篇 |
2019年 | 205篇 |
2018年 | 190篇 |
2017年 | 278篇 |
2016年 | 306篇 |
2015年 | 276篇 |
2014年 | 337篇 |
2013年 | 308篇 |
2012年 | 351篇 |
2011年 | 397篇 |
2010年 | 288篇 |
2009年 | 305篇 |
2008年 | 268篇 |
2007年 | 331篇 |
2006年 | 259篇 |
2005年 | 252篇 |
2004年 | 191篇 |
2003年 | 190篇 |
2002年 | 155篇 |
2001年 | 132篇 |
2000年 | 132篇 |
1999年 | 90篇 |
1998年 | 77篇 |
1997年 | 64篇 |
1996年 | 52篇 |
1995年 | 42篇 |
1994年 | 35篇 |
1993年 | 38篇 |
1992年 | 32篇 |
1991年 | 23篇 |
1990年 | 27篇 |
1989年 | 18篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 6篇 |
1986年 | 7篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有6388条查询结果,搜索用时 28 毫秒
991.
992.
航空发动机导流叶片角度调节参数变化故障分析 总被引:1,自引:1,他引:0
某型发动机低压压气机进口导流叶片角度α1,其电子调节部分执行机构电磁活门的占空比(Sα),在整个调节过程中是起关键作用的重要参数,但在台架试车过程中曾多台次出现在不同次检查时Sα数值变化的故障。通过对α1主调节系统工作原理的深入分析,确定试车中Sα变化故障是由于燃油调节机构掺混入空气所致,并得到试车验证。本研究对发动机试车中类似故障的排除具有重要的参考意义。 相似文献
993.
燃油射流横流穿透深度试验和数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
采用激光粒子成像测速仪(PIV),试验研究了不同动量比下燃油射流在横向空气流中的穿透深度特性。同时,采用数值计算方法,对射流穿透特性进行了模拟,并将试验和计算结果,分别与已有的经验关系式,及考虑气动韦伯数影响修改后的关系式进行对比。结果表明:燃油射流上边界深度与幂指数关系式较吻合;采用VOF两相流模型能较准确地模拟出燃油射流的喷雾核心深度;修改后的关系式与不同燃油-空气动量比范围下的喷雾核心深度较吻合;燃油-空气动量比和气动韦伯数,是影响燃油射流横流穿透深度的主要参数。 相似文献
994.
航空发动机钛火防护技术及试验验证方法 总被引:1,自引:1,他引:0
钛合金在航空发动机上应用广泛,特别是对于追求高推重比的军用发动机更是如此。但采用钛合金存在钛火风险,且钛火故障危害大、发生频率高。分析了钛火故障产生的原因,描述了故障导致的后果,并结合发动机上典型钛火故障,总结了4种较为有效的钛火防护设计技术。阐述了钛火防护技术的试验验证方法和目的,指出只有通过试验验证,才能确认钛火防护技术的安全有效。 相似文献
995.
996.
基于大涵道比航空发动机多级低压涡轮设计研究,分析了大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计特点和主要设计参数的设计选取原则以及发展趋势,研究了过渡流道设计参数的选取标准、过渡流道优化设计方法以及对多级低压涡轮子午流道设计与功率分配方法,综合分析了多级低压涡轮功率分配需要考虑的各项因素,并探讨了高升力涡轮叶型设计方法。研究表明:过渡流道方案设计可以采用长高比及当量扩张角作为初步选取标准;多级低压涡轮功率分配要综合考虑不同工况性能及气动设计参数;完成设计的大转折角后加载叶型能够有效地控制涡轮叶栅内的流动损失。 相似文献
997.
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
998.
在GPS/SINS组合导航系统的研究中,对基于位置,速度组合模式的研究相对成熟,而基于伪距,伪距率组合模式的研究相对较少。而基于伪距,伪距率的组合导航系统研究中又以协方差仿真居多,基于仿真数据和实测数据的研究更少。文章对基于伪距,伪距率的GPS/SINS组合导航系统进行仿真研究,建立了系统各模块的数学模型并进行Matlab仿真;然后,设定系统中各项参数,获得仿真数据;对同一组仿真数据进行基于伪距,伪距率和基于位置,速度的导航计算,并将计算结果对比研究。由实验结果可知:与基于位置/黻的组合模式相比,基于伪距,伪距率的组合模式具有更高的导航精度。 相似文献
999.
1000.