全文获取类型
收费全文 | 477篇 |
免费 | 216篇 |
国内免费 | 37篇 |
专业分类
航空 | 628篇 |
航天技术 | 31篇 |
综合类 | 38篇 |
航天 | 33篇 |
出版年
2024年 | 10篇 |
2023年 | 23篇 |
2022年 | 31篇 |
2021年 | 27篇 |
2020年 | 32篇 |
2019年 | 32篇 |
2018年 | 27篇 |
2017年 | 28篇 |
2016年 | 30篇 |
2015年 | 31篇 |
2014年 | 30篇 |
2013年 | 30篇 |
2012年 | 26篇 |
2011年 | 22篇 |
2010年 | 23篇 |
2009年 | 27篇 |
2008年 | 19篇 |
2007年 | 26篇 |
2006年 | 24篇 |
2005年 | 23篇 |
2004年 | 11篇 |
2003年 | 21篇 |
2002年 | 15篇 |
2001年 | 16篇 |
2000年 | 15篇 |
1999年 | 11篇 |
1998年 | 8篇 |
1997年 | 10篇 |
1996年 | 13篇 |
1995年 | 7篇 |
1994年 | 10篇 |
1993年 | 10篇 |
1992年 | 14篇 |
1991年 | 8篇 |
1990年 | 5篇 |
1989年 | 9篇 |
1988年 | 6篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 5篇 |
1985年 | 3篇 |
1984年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 2篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有730条查询结果,搜索用时 125 毫秒
41.
42.
为了充分验证在某多级轴流压气机设计中采用的先进设计技术,对其进行了总性能试验、级间参数测量试验和径向压力畸变试验等多项研究,深入分析了试验数据,详细介绍了该压气机的性能特点和各级之间的匹配情况.结果表明,该压气机在全工况下达到或超过设计要求,具有优良的非设计工况性能和较强的抗径向畸变能力. 相似文献
43.
飞翼无人机3种保形进气口进气道气动与隐身综合特性对比 总被引:3,自引:1,他引:3
基于飞翼布局无人机隐身与结构装载布置要求,保形设计了3种进气口形状的背负式S弯进气道,按照进口投影截面形状上、下底之比顺序排列,分别为三角形、梯形和矩形.利用数值模拟方法对无人机内外流场耦合流动进行计算分析,且基于射线弹跳(SBR)法对进气道电磁散射特性进行仿真研究,获得了飞翼无人机3种进气道的气动与隐身综合特性.研究结果表明:①矩形进气道模型升阻和纵向力矩特性表现均最好;②3种 进气道模型按顺序排列总压恢复系数逐渐增大,畸变指数逐渐减小,进气道沿程气流也逐渐顺畅,矩形进气道模型进气道内流特性最优;③0°迎角下3种进气道模型雷达散射截面(RCS)均值基本呈现先增大后减小的特征,进气道终端开放时矩形进气道模型隐身性能最好,而终端短路时三角形进气道模型隐身效果更优异. 相似文献
44.
为了研究旋转进口畸变对于压气机失速过程的影响,以及探讨最易诱发压气机失速的扰动频率即特征频率存在性的问题,采用非定常方法计算研究了4种不同频率的进口旋转畸变对跨声压气机Rot or37失速起始过程的影响。结果表明:在同样幅值条件下,当旋转频率与失速扰动频率相近时的畸变会引起失速,反之亦然;进口畸变的低压区引起部分叶片通道内流动结构失稳后,在叶尖泄漏涡破碎的作用下通道内形成严重堵塞,从而导致压气机失速。该方法能够较好地描述转子中失速团的发展过程,同时得出了进口畸变频率对失速过程影响的物理机制。 相似文献
45.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(3):59-62
以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明:在马赫数0.2~0.6、攻角和侧滑角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。 相似文献
46.
准确显示圆喷管内流场,对于了解和控制该流场具有一定意义,并能为相关数值计算结果提供验证.为此,必须首先解决较厚圆喷管成像畸变带来有效视场减小的问题,采用圆喷管外加校正柱透镜方法可以予以校正.校正柱透镜的设计采用厚透镜焦距计算和ZEMAX软件优化设计相结合,并进行了静态验证,将有效视场从不到30%提高到了大于80%;其次,校正设计时假设圆喷管内折射率为1,并以平行光出射,通过对这个假设的分析,表明其对圆喷管内一定的高温高压流场显示结果影响较小;然后,分析了流场显示的可行方法,给出了动态显示结果;最后指出了该校正方法的可行性和对于定量干涉测量的局限性.该研究对于圆喷管内燃烧流场的研究具有参考意义. 相似文献
47.
章弘常红 《民用飞机设计与研究》2016,(1):5
辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统用于地面和空中控制辅助动力装置进气风门的打开和关闭,通常由控制器,作动机构(电动作动器和连杆机构)组成。辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统的设计是辅助动力装置控制系统设计的一部分,和辅助动力装置进气风门设计、进气风门气动载荷计算分析及辅助动力装置进气道设计同步进行,相互影响。对某型飞机的辅助动力装置系统进气风门位置控制设计方案进行了介绍,该风门位置控制采用单独的风门控制器,降低了辅助动力装置FADEC(Full Authority Digital Electrical Controller,全权限数字电子控制器,简称FADEC)软硬件设计复杂度,简化了接口设计;并且设计了一种新型辅助动力装置系统进气风门作动机构,该作动机构安装/拆卸方便,可达性好;具有力矩放大功能,且该机构可调节,能输出不同大小的力矩。该进气风门位置控制子系统经过型号验证,对后续型号研制具有较强的指导性。 相似文献
48.
APU进气系统安装典型设计细节的研究 总被引:3,自引:0,他引:3
辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,以下简称APU)是民用飞机的重要系统,其安装设计对于APU 的功能、性能、安全性、可靠性、可维修性等具有很大的影响。重点研究APU 的进气系统安装设计,对设计细节导致的典型问题进行分析,并给出推荐性解决方案,对于民机APU 的安装设计具有一定的指导作用和实用价值。 相似文献
49.
为减少径向预旋系统的流动损失,运用数值模拟方法对不同盘腔进气位置的径向预旋系统进行分析,结果表明:随着盘腔进气径向位置的增加,预旋喷嘴出口气流旋流比随之逐渐减小,径向预旋系统的温降系数及总压损失系数均随之逐渐增大。当旋转雷诺数等于7.9×106,盘腔进气位置由低位向高位变化时温降系数最大可增加525%,同时总压损失系数增加3.93%。径向预旋系统内比熵增主要发生在预旋喷嘴和共转腔,约占系统总体比熵增的80%。随着盘腔进气径向位置的增加,径向预旋系统总体比熵增降低,预旋喷嘴比熵增占比逐渐增大,共转腔比熵增占比逐渐减小。 相似文献
50.
民用涡轴发动机进气系统结冰试验 总被引:1,自引:0,他引:1
围绕中国民航规章CCAR-33部R2版中第33.68条款适航要求,针对涡轴发动机提出了一种满足适航要求的试验方法,包括结冰关键点分析、结冰取证试验点选定、整机结冰取证试验三部分。结合涡轴发动机工作包线,开展结冰关键点分析以选定结冰取证试验点。在结冰包线内选择了若干结冰计算点,并计算每个点的结冰位置与结冰量。计算结果显示:温度接近0 ℃且海拔高度较低的区域是涡轴发动机结冰量显著的区域。结冰试验时在-4~-1 ℃的温度区间寻找刚出现结冰的温度点与结冰量最大的温度点。试验结果显示:结冰量最大的温度点是最严酷的结冰试验点。 相似文献