全文获取类型
收费全文 | 1297篇 |
免费 | 331篇 |
国内免费 | 277篇 |
专业分类
航空 | 1638篇 |
航天技术 | 71篇 |
综合类 | 136篇 |
航天 | 60篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 16篇 |
2022年 | 56篇 |
2021年 | 72篇 |
2020年 | 81篇 |
2019年 | 57篇 |
2018年 | 71篇 |
2017年 | 76篇 |
2016年 | 111篇 |
2015年 | 96篇 |
2014年 | 118篇 |
2013年 | 95篇 |
2012年 | 123篇 |
2011年 | 130篇 |
2010年 | 104篇 |
2009年 | 98篇 |
2008年 | 89篇 |
2007年 | 89篇 |
2006年 | 75篇 |
2005年 | 45篇 |
2004年 | 46篇 |
2003年 | 40篇 |
2002年 | 48篇 |
2001年 | 26篇 |
2000年 | 24篇 |
1999年 | 18篇 |
1998年 | 17篇 |
1997年 | 9篇 |
1996年 | 7篇 |
1995年 | 13篇 |
1994年 | 6篇 |
1993年 | 4篇 |
1992年 | 13篇 |
1991年 | 16篇 |
1990年 | 4篇 |
1989年 | 4篇 |
1988年 | 5篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有1905条查询结果,搜索用时 31 毫秒
91.
92.
93.
94.
95.
96.
冲角变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
航空发动机涡轮工作效率的损失很大程度在于涡轮叶尖间隙损失,而叶尖区域泄漏流动的形成机理强烈地依赖于叶栅的运行工况,因此有必要研究来流冲角的变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响。为此在低速风洞中对三套不同叶片积迭线形状的矩形叶栅进行了实验,测量了间隙内以及沿流动方向8个横截面的气动参数。通过对实验结果的分析和讨论,认为随着冲角的增加叶顶压差与端壁流道横向压力梯度增大,同时叶栅的总流动损失也随之增加。 相似文献
97.
为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶原型和改型叶栅的变冲角气动特性,对两套环形叶栅在0°和±10°冲角下在哈尔滨工业大学能源科学与工程学院的低速环形风洞中进行了对比实验研究。实验结果表明,冲角变化仅影响改型和原型叶栅流道前半部分的横向压力梯度,对流道后半部分的流动影响不大;与原型叶栅相比较,改型叶栅不仅降低了流动损失,而且比原型叶栅具有更好的变冲角特性。 相似文献
98.
在环形叶栅低速风洞中采用扇形叶栅对某型超临界汽轮机高压级静叶栅进行了吹风试验。在0°、±10°冲角下测量气动参数沿叶高和节距的分布以及静压系数沿叶型的分布。试验结果表明:在叶片设计中采用“后部加载”叶型并与正弯叶片合理匹配,显著降低了叶型与二次流损失,获得了沿叶高气动参数分布比较均匀的出口气流。 相似文献
99.
前体涡非对称分离机理及前缘吹气控制研究 总被引:1,自引:1,他引:0
通过设计对称性算法,求解层流Navier-Stokes方程,数值模拟了细长体在低超声速情况下前体背风涡随攻角演化的规律,在此基础上,进一步研究了前缘吹气对前体涡演化和侧向力特性的控制机理.根据数值模拟结果及分析,倾向于支持在层流框架内,前体涡的非对称失稳是一种对流不稳定机制,要想根据需要产生对称或不对称的前体涡,就必须外加持续的扰动.在约16°~48°攻角区间内,前缘吹气可产生规律性较好的侧向力,有可能直接利用前体涡进行横侧向控制.为工程实用化,需提高前缘吹气的激励收益效费比. 相似文献
100.
为研究大攻角状态压气机转子内部分离区的脱落和传播过程及转子叶片对其动力响应问题,对某跨声速压气机级进行了非定常数值模拟和双向迭代流固耦合数值模拟。研究结果表明,在近失速状态,转子叶片通道内会周期性地发生2次叶背分离区的脱落和传播现象。第1个分离区主要表现出轴向传播特性,其会对下游流场产生影响;第2个分离区主要表现出周向传播特性,其会作用于周向相邻的转子叶片,对转子叶排自身产生激励作用,进而影响叶片表面压力分布,引起叶片较强的动力响应,对叶片结构强度的影响不可忽略。非定常/流固耦合计算手段能够较全面地预测流场中激励源的频率、幅值与位置等,在压气机设计阶段应对此类预测工作予以重视,以期更准确地预测叶片共振及动力响应等问题。 相似文献