全文获取类型
收费全文 | 2000篇 |
免费 | 464篇 |
国内免费 | 199篇 |
专业分类
航空 | 2332篇 |
航天技术 | 102篇 |
综合类 | 110篇 |
航天 | 119篇 |
出版年
2024年 | 26篇 |
2023年 | 74篇 |
2022年 | 120篇 |
2021年 | 120篇 |
2020年 | 120篇 |
2019年 | 83篇 |
2018年 | 73篇 |
2017年 | 91篇 |
2016年 | 106篇 |
2015年 | 98篇 |
2014年 | 103篇 |
2013年 | 99篇 |
2012年 | 107篇 |
2011年 | 138篇 |
2010年 | 88篇 |
2009年 | 117篇 |
2008年 | 81篇 |
2007年 | 97篇 |
2006年 | 74篇 |
2005年 | 75篇 |
2004年 | 77篇 |
2003年 | 69篇 |
2002年 | 62篇 |
2001年 | 45篇 |
2000年 | 54篇 |
1999年 | 41篇 |
1998年 | 64篇 |
1997年 | 42篇 |
1996年 | 54篇 |
1995年 | 47篇 |
1994年 | 51篇 |
1993年 | 46篇 |
1992年 | 31篇 |
1991年 | 27篇 |
1990年 | 17篇 |
1989年 | 35篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有2663条查询结果,搜索用时 15 毫秒
941.
942.
943.
944.
为了研究不同叶片尾缘结构对冷却效果的影响规律,设计了3种尾缘结构,并搭建了试验台,采用红外热像仪对叶片尾缘的绝热壁温进行测量。研究结果表明:(1)3种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对试验件Ⅰ,冷却效率存在最大值,且最大值出现的位置随着吹风比的增加而逐渐远离气膜出口;(2)试验件Ⅱ和Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但降低的规律二者又不相同;(3)在相同壁面位置,试验件Ⅲ的冷却效率最高,试验件Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,试验件Ⅲ所示的尾缘结构更有利于对叶片尾缘的冷却。 相似文献
945.
946.
涡轮叶片表面温度场及综合冷却效果试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
涡轮叶片温度场分布受到气膜孔排布方式和内冷通道的影响,涡轮叶片结构不同导致传热特性不同.为了更准确获得有气膜冷却条件下涡轮叶片综合传热特性,设计试验方法在叶片中截面采用埋入式热电偶测温,通过热电偶测温与红外测温结合获取更准确的温度场,展开试验研究获得了流量比、温比和落压比对叶片综合冷却效率的影响规律. 相似文献
947.
高压压气机低速模拟试验 总被引:3,自引:0,他引:3
设计了一台用于模拟高压压气机内部流场结构的四级重复级低速大尺寸模型压气机。对该低速模型压气机的模拟级(即第3级)进行了详细流场测量。流场测量结果以及三维流场计算结果与模拟目标值的对比表明,低速模型压气机基本达到了设计目标,在70%叶高以下,低速模型压气机可以反映出高速原型的流场结构,同时也表明所采用的"相似准则"是基本可靠的;受加工因素的影响,转子叶片的叶尖间隙明显大于设计值,从而导致在70%叶高以上区域,低速模型压气机的流场参数与设计目标存在一定的偏差,无法模拟出高速原型的流场结构。 相似文献
948.
949.
为了得到有弦向出流的通道内扰流柱排的流动换热的规律,对有弦向出流的扰流柱排的端壁换热和压力损失进行了数值计算,重点研究了出流比对端壁换热和压力损失的影响。结果表明:(1)随着弦向出流比增加,端壁平均№数逐渐下降,在所研究的Re数范围内,出流比从0变化到1,Nu数最大下降6%。(2)压力损失系数随着Re数的增加而减小,随着弦向出流比的增加而减小。在所研究的Re数范围内,出流比从0变化到0.75,压力损失系数下降70%~85%。计算结果对涡轮叶片内部冷却计算具有重要的参考价值。 相似文献
950.