全文获取类型
收费全文 | 582篇 |
免费 | 175篇 |
国内免费 | 47篇 |
专业分类
航空 | 599篇 |
航天技术 | 78篇 |
综合类 | 63篇 |
航天 | 64篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 29篇 |
2022年 | 35篇 |
2021年 | 31篇 |
2020年 | 43篇 |
2019年 | 44篇 |
2018年 | 44篇 |
2017年 | 34篇 |
2016年 | 34篇 |
2015年 | 29篇 |
2014年 | 37篇 |
2013年 | 39篇 |
2012年 | 54篇 |
2011年 | 30篇 |
2010年 | 32篇 |
2009年 | 24篇 |
2008年 | 37篇 |
2007年 | 23篇 |
2006年 | 19篇 |
2005年 | 11篇 |
2004年 | 17篇 |
2003年 | 17篇 |
2002年 | 8篇 |
2001年 | 7篇 |
2000年 | 9篇 |
1999年 | 6篇 |
1998年 | 8篇 |
1997年 | 15篇 |
1996年 | 14篇 |
1995年 | 5篇 |
1994年 | 10篇 |
1993年 | 6篇 |
1992年 | 14篇 |
1991年 | 10篇 |
1990年 | 4篇 |
1989年 | 10篇 |
1988年 | 5篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 1篇 |
排序方式: 共有804条查询结果,搜索用时 31 毫秒
151.
152.
153.
154.
基于传递函数方法的局部覆盖环状CLD圆柱壳动力学分析 总被引:3,自引:0,他引:3
采用传递函数方法对局部覆盖环状约束层阻尼(CLD)圆柱壳进行了动力学分析。基于Donnell薄壳简化,由Hamilton原理导出了局部覆盖CLD圆柱壳的运动方程和边界条件,通过Laplace变换并引入状态向量后,建立了系统的状态空间方程,利用传递函数方法求解方程得到了系统的固有频率、〖JP2〗损耗因子和频响曲线。算例分析结果验证了该方法的有效性和精确性,且更适于处理黏弹性材料具有频变特性的问题。讨论了CLD覆盖率和黏弹层厚度对系统固有频率和损耗因子的影响,为局部覆盖CLD圆柱壳的优化设计奠定了基础。 相似文献
155.
高速圆柱滚子轴承保持架动力学特性分析 总被引:1,自引:6,他引:1
建立了高速圆柱滚子轴承动力学微分方程,采用精细积分法和预估-校正Adams-Bashforth-Moulton多步法相结合的算法,对高速圆柱滚子轴承动力学微分方程进行求解,并对保持架的动力学特性进行了理论分析.结果表明:过大的保持架间隙比不利于保持架稳定运转;在一个套圈固定、另一个套圈工作状态下,保持架引导方式采用旋转套圈引导时,保持架打滑率较低;保持架采用外引导方式时保持架质心运动较为稳定;在内外圈同向旋转且外圈转速高于内圈转速条件下,保持架采用外引导方式时,保持架打滑率较低;在内外圈反向旋转且外圈转速高于内圈转速条件下,保持架质心轨迹变得不规则;保持架采用外引导方式时,保持架打滑率为负值. 相似文献
156.
钝体改进结构对先进旋涡燃烧室燃烧流动特性影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为探究先进旋涡燃烧室凹腔稳焰机制,提出了一种后钝体结构改进方案,并对改进后的燃烧室燃烧特性进行了预混和非预混燃烧数值模拟.结果表明:预混燃烧条件下,当量比为0.6和1.0时,钝体改进结构可有效增强凹腔内旋涡流动强度,增加凹腔内温度,同时使温度分布更加均匀.另外,凹腔内温度随预混进气速度增加而增加,且当速度增大到一定值时,温度变化不明显;非预混燃烧条件下,钝体改进结构可改善凹腔内旋涡流动及温度分布,在贫油燃烧状态时,凹腔内仍可维持较高的温度;钝体改进使燃烧室质量更小,具有一定的工程参考意义. 相似文献
157.
1.5级涡轮实验台前腔燃气入侵实验 总被引:2,自引:1,他引:2
在1.5级涡轮实验台上,针对不同转速和不同封严质量流量,分别采用稳态压力测量、瞬态压力测量和二氧化碳体积分数法对燃气入侵现象进行了实验研究,以确定不同工况下主流的动静叶相互作用对燃气入侵的影响以及入侵到盘腔的燃气在腔内与冷气的掺混过程.结果表明:静叶后的时均压力在周向有明显的周期分布,部分区域封严环外的压力高于腔内压力,且随着封严质量流量增加,这一区域逐渐缩小;动叶扫掠带来同频率的压力波动,对于燃气入侵的发生有着重要的影响;通过二氧化碳体积分数实验获得了最小封严质量流量,并得到在封严质量流量不足情况下燃气沿着静盘侧入侵盘腔的结果. 相似文献
158.
基于比拟理论计算圆柱/翼型的气动噪声 总被引:1,自引:0,他引:1
采用计算流体力学(CFD)与"声比拟"相结合的方法,通过两个步骤模拟流动的声学远场。第一步,在包含所有声源的近场区域内,通过求解URANS方程获得控制面处的非定常流场参数;第二步,采用基于可穿透数据面的FW-H方法模拟声学远场。该方法与传统的半经验方法相比,计算精确,易于工程实现,并且可以计算非线性噪声。根据气动声学计算积分公式,构造了高阶的时间离散格式,采用高斯积分公式计算圆柱/翼型的气动噪声。在时域和频域上计算了观测点处的声压及声压级随时间步数的变化情况,其结果与国外实验结果对比取得了较好的一致性,此外研究了翼型尾流部分界面对计算精度的影响。 相似文献
159.
160.
针对航空发动机高推重比、高温升的需求,提出1种中心分级旋流燃烧室的设计方案。在保证与现有单环腔燃烧室(SAC)进出口尺寸、机匣尺寸限制不变的情况下,对设计模型进行了3维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析。研究结果表明:设计油气比为0.045时,设计中心分级燃烧室温升可达1356 K,出口温度分布可达0.137,出口径向温度分布可达0.096;此外,与SAC相比,中心分级燃烧室可获得更低的总压损失,更低的出口温度分布系数以及高工况下可获得更高的燃烧效率;污染排放性能表明,中心分级燃烧室在慢车点CO排放比SAC的稍高,在设计点NOx排放按g/kg燃油计比SAC的低。 相似文献