全文获取类型
收费全文 | 835篇 |
免费 | 324篇 |
国内免费 | 98篇 |
专业分类
航空 | 968篇 |
航天技术 | 46篇 |
综合类 | 157篇 |
航天 | 86篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 40篇 |
2022年 | 57篇 |
2021年 | 66篇 |
2020年 | 64篇 |
2019年 | 48篇 |
2018年 | 46篇 |
2017年 | 51篇 |
2016年 | 54篇 |
2015年 | 51篇 |
2014年 | 64篇 |
2013年 | 34篇 |
2012年 | 50篇 |
2011年 | 69篇 |
2010年 | 64篇 |
2009年 | 73篇 |
2008年 | 63篇 |
2007年 | 46篇 |
2006年 | 28篇 |
2005年 | 30篇 |
2004年 | 29篇 |
2003年 | 24篇 |
2002年 | 22篇 |
2001年 | 38篇 |
2000年 | 19篇 |
1999年 | 20篇 |
1998年 | 17篇 |
1997年 | 10篇 |
1996年 | 16篇 |
1995年 | 10篇 |
1994年 | 10篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 4篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 2篇 |
1988年 | 1篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有1257条查询结果,搜索用时 747 毫秒
971.
为了获得适用于工程估算的射流穿透经验关系式,对射流中心迹线、穿透边界及喷注物展向分布特性进行模化处理,建立了描述超声速气流中横向气体射流混合经验模型,并通过系列实验观测结果对该模型有效性进行验证.结果表明:在较宽的动量比范围内(动量比为0.5~5.3),该模型预测的射流中心迹线和穿透边界均与实验图像吻合较好,在射流中心迹线附近,该模型预测的喷注物摩尔分数与实验测量值相比误差在5%以内,精度优于现有模型.随着动量比的增大,在喷孔下游一定区域内,射流引起的反转旋涡对增强,导致该模型对展向摩尔分数分布的预估产生一定误差,表明该模型的适用范围与动量比和下游距离等因素相关. 相似文献
972.
燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。 相似文献
973.
双喷管STOVL飞行器升力突降动态过程的三维数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
针对双喷管短距/垂直起降(STOVL)飞行器升力突降问题,采用基于雷诺平均的k-ε湍流模型模拟STOVL飞行器气动流场,研究STOVL飞行器吸附力、附加升力对升力突降的影响.获得了稳、动态过程吸附力曲线,研究表明:吸附力由喷管外侧卷吸夹带流动产生的低压区决定,附加升力对升力突降的影响较小.在稳态过程无量纲高度小于3.5,吸附力占飞行器升力10%以上.对比稳、动态过程,发现动态过程吸附力大于稳态过程,在无量纲高度为2时,两者相差最大,为20.6%.主涡的运动和发展迟滞是造成稳、动态过程吸附力差异的原因. 相似文献
974.
在前期设计卫星大功率电子设备地面测试用通风散热系统的基础上,对系统散热性能进行了优化设计,对不同结构参数下电子器件的空气射流强化散热开展了数值仿真.研究结果表明系统中喷嘴出口直径、喷嘴出口至换热面距离、射流倾斜角以及喷嘴出口风速等参数对散热性能均有直接影响,并给出了定量的无量纲参数优化设计结果.该结论也可应用于表面热流密度为1 kW/m2级电子器件散热的优化设计,并为星载大功率电子设备对流式热控系统设计和地面测试提供技术参考. 相似文献
975.
976.
977.
为加速中国射流预冷技术的研究,设计了1套基于高马赫数的射流预冷试验装置。对试验装置需满足的功能流程和设计需求进行了识别,明确了试验装置的组成;对试验段和水系统的结构进行了详细设计,提出了直杆型和圆环型2种不同喷杆布局的射流段,并对使用2种射流段时试验段的流场均匀性进行了分析,认为直杆型射流段的温度场和压力场分布更加均匀;选取几种典型的试验工况,对所设计的试验装置进行了温降特性、总压恢复系数以及流场均匀性等试验验证。结果表明:试验装置总体运行良好,结构设计合理,能够完成全工况下的射流预冷试验,其温降特性、总压恢复系数和流场均匀性符合试验预期,研究成果对中国航空领域射流预冷发动机的研制具有指导意义。 相似文献
978.
为评估导弹尾流对制导发射车上雷达阵面的影响,对动态燃气流场进行了数值模拟.综合非结构网格弹性变形和网格再生,将被发射的导弹作为运动实体,根据发动机推力确定导弹在任意计算时刻的运动位移和速度,改变相应的流场计算边界,并由运动边界更新网格,进而计算导弹运动全过程中非定常流场.计算结果表明:制导发射车上雷达阵面的压力和温度分布变化较稳态计算降低,满足设计要求,为导弹发射系统的设计和优化提供了参考依据. 相似文献
979.
为提高火箭发动机推进剂掺混效率,探究等离子体对单股矩形射流掺混特性的影响,设计了等离子体射流发生与控制系统。使用粒子图像测速技术测量了表面介质阻挡放电等离子体激励器对单股空气射流掺混特性的影响。相比无激励工况,激励电压为5、6和7kV时,射流宽度随电压升高而变大,射流中心线速度衰减率最大提高20%左右;脉冲频率增加,射流宽度增大程度增加,衰减明显,掺混特性增强;激励电压和脉冲频率固定时,改变占空比,在50%~70%的区间内射流速度衰减最强,射流宽度最大。 相似文献
980.
飞控计算机子系统是飞行控制系统的计算和控制核心,影响着飞行安全。采用BIT进行故障检测和定位可以显著提高飞控系统安全性。现阶段的BIT设计研究中,系统级偏向于顶层功能要求的论述,计算设备的BIT研究偏重于通用计算机的软硬件论述,飞控系统向计算机子系统的需求传递和可追溯性不强,也缺乏基于系统工程的飞控计算机子系统BIT设计流程研究。通过对飞控计算机子系统架构的分析得出其通用的组成模块。以此为基础开展BIT设计研究,分析了BIT的分类及特点,提出了BIT设计的通用需求,设计了基于系统工程的飞控计算机子系统BIT设计流程,重点从飞控系统功能需求出发详细论述了飞控计算机子系统BIT的初始化、工作模态转换、测试项目、执行时序及与飞控系统功能高关联度的BIT项目测试的设计方法原理,分析了故障预测及健康管理的设计方法和减少虚警的措施。采用该设计流程和详细设计原理方法的飞控计算机子系统BIT设计通过了地面综合试验的验证。 相似文献