首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   1804篇
  免费   534篇
  国内免费   232篇
航空   1827篇
航天技术   136篇
综合类   468篇
航天   139篇
  2024年   14篇
  2023年   52篇
  2022年   80篇
  2021年   104篇
  2020年   89篇
  2019年   104篇
  2018年   63篇
  2017年   93篇
  2016年   99篇
  2015年   88篇
  2014年   107篇
  2013年   130篇
  2012年   133篇
  2011年   116篇
  2010年   101篇
  2009年   90篇
  2008年   83篇
  2007年   86篇
  2006年   68篇
  2005年   49篇
  2004年   83篇
  2003年   65篇
  2002年   77篇
  2001年   45篇
  2000年   48篇
  1999年   56篇
  1998年   43篇
  1997年   51篇
  1996年   42篇
  1995年   74篇
  1994年   64篇
  1993年   43篇
  1992年   43篇
  1991年   19篇
  1990年   21篇
  1989年   25篇
  1988年   12篇
  1987年   7篇
  1986年   3篇
排序方式: 共有2570条查询结果,搜索用时 359 毫秒
131.
弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制   总被引:1,自引:0,他引:1  
以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%~110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。  相似文献   
132.
运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。  相似文献   
133.
提高试验效率一直是风洞试验的目标之一。介绍了中国空气动力研究与发展中心新研制的风洞试验模型舵机系统。地面调试与试验验证结果表明,新系统控制精度在满足国标要求的前提下,可大幅提高试验效率,降低能耗,具有很高的推广价值。  相似文献   
134.
中国空气动力研究与发展中心研制的旋翼/机身组合模型试验台,具有阻塞度小、功率大、支架干扰小等优点。近年来,试验台通过配套研制标模系统、改进测量系统及旋翼操纵系统标定方法等工作,使试验台的水平和能力得到了进一步的提升。验证试验表明:该试验台技术先进、性能指标优良,安全稳定性好,试验数据精准度高,可作为直升机型号研制和课题研究可靠的试验平台。  相似文献   
135.
为了解决力臂自动调节装置型号多、测试方法繁杂、测试精度低的问题,研制了以工控机为核心的自动测试系统,从硬件设计、软件设计入手,分析了测试过程中的工作环境模拟仿真与自动加载、系统控制信号和数据的共享、大气参数的测量、力臂值随机快速精确测量及抗干扰设计等问题,对改善力臂自动调节装置的维护手段、提高测试设备的自动化程度、使检测设备向综合化和智能化方向发展,具有重要的推动作用。  相似文献   
136.
针对叶型转折角为108.1°的涡轮直叶栅,利用低速风洞,实验研究了带围带和无围带情况下叶栅出口截面的流场结构和叶栅气动性能.研究了不同围带上腔间隙、不同来流冲角情况下叶栅出口截面二次流结构、气流角分布及总压损失系数变化情况.结果表明:相对无围带叶栅,围带能够有效控制叶顶间隙泄漏,降低叶栅气动损失;随着围带与上端壁之间高度的增大,泄漏流体增多,导致泄漏流体与主流掺混的气动损失增大.对于所研究的叶栅,围带与端壁间的间隙高度不应大于1%叶展.冲角变化影响叶栅中的三维涡系结构及其强度,对叶片吸力面静压分布影响较为明显.适当的正冲角能够改善流动状况,进而提高大转折角叶栅的气动性能.   相似文献   
137.
三元收缩段优化设计研究   总被引:18,自引:0,他引:18  
本文以某低速风洞收缩段为例,对收缩段设计方案的数值计算结果进行了综合分析。文中给出了数值计算结果、分析过程以及典型算例,并给出了该风洞收缩段最佳的气动设计方案,分析了几种常用收缩曲线的特点,同时给出了低速风洞收缩段气动设计的优化过程和可行的方法。结果表明,本文提出的优化设计方法是风洞三元收缩段气动设计较好的有效的气动设计手段。  相似文献   
138.
考虑冷气喷射的涡轮叶栅尾缘损失理论分析   总被引:2,自引:0,他引:2  
 基于Denton 的尾缘流动理论, 发展了一种考虑冷气喷射的二维、可压涡轮叶栅尾缘混合损失模型,研究了涡轮叶栅尾缘损失的特征, 定量评估了影响尾缘损失的各种参数。研究表明, 冷气流量是影响尾缘损失的一个重要参数, 对于主流马赫数为11 1 的典型情况, 冷气流量从0 增大到10%, 损失增大315 倍。叶片尾缘基压变化对损失也具有明显的影响, 其它影响损失的参数包括叶栅出口位置边界层动量厚度、冷气总压、叶栅尾缘厚度等。  相似文献   
139.
施加非定常气流脉动激励将大幅度减少叶栅分离损失。而激励的效果与本身的气流脉动脉动频率以及强度等因素有关。为了考察非定常气流脉动激励对叶栅气流分离的作用,以及激励作用效果最佳时激励脉动频率与叶栅分离旋涡脱落频率之间的关系,进行了叶栅分离旋涡脱落频率的测量。实验在环形叶栅实验台上进行,利用IFA300热线风速仪等测试仪器进行实验,分析了不同实验条件下环形扩压叶栅后流动脉动的分布情况。结果表明,在不同迎角以及不同测量位置处(叶中和端壁压),所测环形扩压叶栅后的流动分离均存在某一特征频率。此外对导流叶栅后和环形扩压叶栅后的流动情况的对比说明了在叶轮机械非定常流中流动分离频率的锁定(lock on)现象^[1]。  相似文献   
140.
跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。  相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号