全文获取类型
收费全文 | 226篇 |
免费 | 31篇 |
国内免费 | 23篇 |
专业分类
航空 | 165篇 |
航天技术 | 34篇 |
综合类 | 17篇 |
航天 | 64篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 9篇 |
2022年 | 8篇 |
2021年 | 7篇 |
2020年 | 15篇 |
2019年 | 7篇 |
2018年 | 8篇 |
2017年 | 10篇 |
2016年 | 10篇 |
2015年 | 10篇 |
2014年 | 7篇 |
2013年 | 15篇 |
2012年 | 10篇 |
2011年 | 17篇 |
2010年 | 15篇 |
2009年 | 16篇 |
2008年 | 10篇 |
2007年 | 27篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 5篇 |
2004年 | 9篇 |
2003年 | 6篇 |
2002年 | 2篇 |
2001年 | 8篇 |
2000年 | 2篇 |
1999年 | 3篇 |
1998年 | 8篇 |
1997年 | 5篇 |
1996年 | 2篇 |
1995年 | 1篇 |
1994年 | 3篇 |
1993年 | 1篇 |
1992年 | 2篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 1篇 |
1989年 | 1篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有280条查询结果,搜索用时 218 毫秒
81.
82.
战斗机广泛地使用燃油作为飞机发热部件的热沉,尤其是先进战斗机在综合热管理技术的发展基础上,更加充分有效地使用了燃油来冷却。用热量平衡方法分析了在任意时段油箱中的燃油的温度。结果表明在中低马赫数飞行状况下,影响燃油温度的最主要因素是燃油油箱中燃油的剩余量。本文应用C软件计算油箱内燃油温度。 相似文献
83.
84.
研究定常态恒温,变温热源热机循环性能,导出内可逆卡诺热机和布雷顿热机的最佳率,效率关系和最大功率及相应效率界限,并对这两种热机循环的最优性能进行了比较,理论分析表明,定常态流恒温热源循环,只有当工质的热容率趋于无穷大时,布雷顿循环才能达到卡诺循环的性能。数值计算显示,当布雷顿循环的工质热容率为高,低温侧换热器的热导率总量的1.5倍时,布雷顿循环的功率已为卡诺循环功率的99%以上。定常态流变温热源环在相同的边界条件和热效率下,布雷顿循环的功率可以高于卡诺循环功率,极限情况下前是后的两倍,对于变温热源条件,布雷顿循环主要受益于其工质与热源间的较佳的匹配,所得结果对热机工作参数和工质的最优选择有一定指导意义。 相似文献
85.
为了研究预冷对协同吸气式火箭发动机(Synergetic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE)进气道流场性能的影响,以各工况临界状态下无预冷的SABRE发动机进气道为对象,结合多孔介质耦合源项法开展了预冷效应对进气道流动特性影响的数值仿真研究。对比了预冷前后进气道流场及气动性能的变化。研究表明,多孔介质耦合源项法预冷可以较好地模拟预冷器的冷却效应及压降效应,预冷后结尾激波较预冷前向前移动了一段距离,各工况涡轮通道出口总温降低了48%~77%,其中Ma2~4时总温降低到了210K左右;来流空气经预冷后涡轮通道出口马赫数降低,流量系数也随之降低;进气道总压恢复系数呈减小趋势,低速工况总压恢复系数较好,预冷前后两通道总压恢复系数变化不大,涡轮通道流量系数较预冷前降低了约15%。 相似文献
86.
87.
88.
随着大规模集成电路的发展,电子设备的封装体积越来越小,功率却越来越大,这就使电子设备的温度日益增高,而电子设备的可靠性又与温度密切相关,良好的散热是电子设备应用中重要的一环。本文以通用的矩形翅片式散热器来对比带集中热源和带平均热源的散热器的温度差异,提出以嵌入热管的方法来解决带集中热源散热器的散热难题,并运用ICEPEK软件对其可行性进行了验证。 相似文献
89.
基于单一产品数据源的BOM管理 总被引:18,自引:2,他引:16
如何管理产品生命周期中的各种物料项清单BOM(Bill of Material)是产 品数据管理的关键,其核心是产品生命周期中BOM的全局数据模型,即BOM之间关系的建立和 维护.借鉴波音公司提出的单一产品数据源SSPD(Single Source of Product Data)思 想,从分析产品生命周期中BOM的演化过程出发,提出了BOM演变原理,并在此基础上,提出 了一种基于SSPD统一管理BOM的框架模型. 相似文献
90.
利用五阶空间离散精度的WCNS格式和多块结构网格技术,通过求解雷诺平均NS方程,开展了SST两方程模型不同湍流生成项组合方式对跨声速流动数值模拟影响的计算分析。研究的主要目的是为高阶精度格式在复杂外形上的工程应用提供技术支撑。计算模型采用了RAE2822超临界翼型和DLR-F6翼身组合体构型。研究内容主要包括不同湍流生成项对残差收敛历程、边界层湍流粘性系数分布、边界层速度分布、压力系数分布以及模型整体气动力特性的影响。不同湍流生成项组合方式的流场计算结果还与风洞试验数据进行了对比。研究结果表明:对于小迎角不存在明显分离的跨声速流动,不同湍流生成项对流场的高精度计算结果的影响很小,可以不用考虑。 相似文献