全文获取类型
收费全文 | 219篇 |
免费 | 41篇 |
国内免费 | 40篇 |
专业分类
航空 | 172篇 |
航天技术 | 55篇 |
综合类 | 41篇 |
航天 | 32篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2022年 | 5篇 |
2021年 | 1篇 |
2020年 | 6篇 |
2019年 | 3篇 |
2018年 | 2篇 |
2017年 | 5篇 |
2016年 | 2篇 |
2015年 | 3篇 |
2014年 | 13篇 |
2013年 | 11篇 |
2012年 | 7篇 |
2011年 | 12篇 |
2010年 | 14篇 |
2009年 | 20篇 |
2008年 | 8篇 |
2007年 | 9篇 |
2006年 | 6篇 |
2005年 | 3篇 |
2004年 | 6篇 |
2003年 | 5篇 |
2002年 | 7篇 |
2001年 | 6篇 |
2000年 | 6篇 |
1999年 | 10篇 |
1998年 | 19篇 |
1997年 | 15篇 |
1996年 | 18篇 |
1995年 | 7篇 |
1994年 | 8篇 |
1993年 | 8篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 6篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 11篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 4篇 |
1986年 | 5篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 2篇 |
1983年 | 1篇 |
1965年 | 1篇 |
排序方式: 共有300条查询结果,搜索用时 46 毫秒
161.
机匣处理对压气机性能和气流结构影响的试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
本文对实壁机匣和三种不同型式的轴向斜槽处理机匣进行了较为详细的试验研究。发现这类机匣处理结构不仅对压气机总性能有很大影响,而且对旋转失速的类型,失速团的空间传播和发展以及转子出口的流场均有很大影响。文中的试验结果对建立失速团的三维传播及发展模型,开发机匣处理的其它功能以及机匣处理结构实际应用都有工程价值。 相似文献
162.
热障涂层技术在航空发动机中具有延长热端部件使用寿命、提高功率和减少燃油消耗的优点。对热障涂层金属构件进行电火花小孔加工时,需要先去除金属基体表面的热障涂层。针对等离子喷涂法(Air plasma spray, APS)制备的热障涂层进行了磨料水射流去除加工试验。采用直径为300 μm的低压磨料水射流,在室温下开展APS涂层的盲孔加工试验,以期为后续的电火花穿孔加工提供可能性。结果表明,冲蚀孔径和孔深随磨料浓度、射流压力、冲孔时间和靶距的增加而增大,涂层去除速率随磨粒硬度和粒径的增加而提高,APS涂层的冲蚀效率明显高于EB-PVD涂层。 相似文献
163.
Wei LIU Mengde ZHOU Zhengquan WEN Zhuang YAO Yu LIU Shihong WANG Xiaochun CUI Xiao LI Bing LIANG Zhenyuan JIA 《中国航空学报》2019,32(9):2109-2120
In wind tunnels, long cantilever sting support systems with low structural damping encounter flow separation and turbulence during wind tunnel tests, which results in destructive low-frequency and big-amplitude resonance, leading to data quality degradation and test envelope limitation. To ensure planed test envelope and obtain high-quality data, an active damping vibration control system independent of balance signal based on stackable piezoelectric actuators and velocity feedback using accelerometer, is proposed to improve the support stability and wind tunnel testing safety in transonic wind tunnel. Meanwhile, a design of powerful sting-root embedded active damping device is given and an active vibration control method is presented based on the mechanism analysis of aircraft model vibration. Furthermore, a self-adaptive fuzzy Proportion Differentiation(PD) control model is proposed to realize control parameters adjustment automatically for various testing conditions. Besides, verification tests are performed in laboratory and a continuous transonic wind tunnel. Experimental results indicate that the aircraft model does not vibrate obviously from -4° to 11° at Ma = 0.6, the number of useable angle-of-attack has increased by 7° at Ma = 0.6 and 5° at Ma = 0.7 respectively, satisfying the requirements of practical wind tunnel tests. 相似文献
164.
165.
166.
167.
168.
169.
针对射流撞击雾化初始形成液膜的特征,推导出极坐标下自变量为极角的液滴尺寸分布函数的解析式,这种形式的分布函数与经典的R~R分布、上限对数正态分布等概率分布函数不同,可以计算任意撞击角下两股相同射流撞击或一股射流撞击壁面边缘在任意极角区域雾化所产生液滴的索太尔平均直径。计算结果表明,索太尔平均直径随撞击角增加而单调减小;射流直径、射流速度、射流温度变化时,索太尔平均直径也呈一定单调规律变化。本文还结合新一代液体火箭发动机层板式喷注器喷注单元雾化的特征进行了有关雾化机理的探讨。 相似文献
170.