全文获取类型
收费全文 | 973篇 |
免费 | 426篇 |
国内免费 | 122篇 |
专业分类
航空 | 1251篇 |
航天技术 | 29篇 |
综合类 | 117篇 |
航天 | 124篇 |
出版年
2024年 | 15篇 |
2023年 | 28篇 |
2022年 | 42篇 |
2021年 | 48篇 |
2020年 | 64篇 |
2019年 | 66篇 |
2018年 | 55篇 |
2017年 | 60篇 |
2016年 | 47篇 |
2015年 | 54篇 |
2014年 | 73篇 |
2013年 | 77篇 |
2012年 | 67篇 |
2011年 | 52篇 |
2010年 | 64篇 |
2009年 | 72篇 |
2008年 | 67篇 |
2007年 | 60篇 |
2006年 | 48篇 |
2005年 | 48篇 |
2004年 | 43篇 |
2003年 | 34篇 |
2002年 | 36篇 |
2001年 | 26篇 |
2000年 | 30篇 |
1999年 | 24篇 |
1998年 | 18篇 |
1997年 | 22篇 |
1996年 | 17篇 |
1995年 | 18篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 12篇 |
1992年 | 26篇 |
1991年 | 9篇 |
1990年 | 26篇 |
1989年 | 24篇 |
1988年 | 9篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 7篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有1521条查询结果,搜索用时 375 毫秒
871.
作为冲压发动机的进气装置,进气道是发动机的关键核心构件,也是一种复杂异形薄壁钛合金构件,成形难度非常大。以TA15钛合金粉末为原材料,利用热等静压近净成形技术在国际上首次研制成功进气道,实现了整体结构的一次成形,并成功通过飞行考核。从进气道本体取样,测试了不同位置的组织,结果表明:热等静压TA15钛合金不同位置组织均匀性好,主要以板条状或片层状α相为主,在粉末颗粒边界大应变带周围分布着等轴α相,相间分布少量的细小β相。测试了材料各项性能,其平均室温抗拉强度、屈服强度、伸长率、断面收缩率、500℃抗拉强度、断裂韧性和冲击韧性分别为995MPa、924MPa、18.2%、43%、673MPa、90.6MPa·m1/2和51.4J/cm2 ,各项性能数据均达到了GJB2744A-2007中规定的TA15钛合金锻件的水平,综合性能良好。 相似文献
872.
为研究火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明:在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。 相似文献
873.
874.
非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究 总被引:1,自引:1,他引:0
通过理论分析和风洞实验,对工作在前体附面层内的侧压式进气道,研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法,分析了6种不同的侧压缩型面在4种来流附面层中,波后压力沿高度的变化规律和溢流角的变化规律。研究发现,采用部分圆弧加直线为前缘。四次曲线为斜面后缘型线的侧压缩面,在4种非均匀来流下的特性较好。马赫5.3的非均匀流风洞实验结果表明,等压比和等溢流角设计的侧压式进气道较通常的直前缘侧压式进气道,在非均匀来流中喉道截面马赫数分布均匀度好,总压恢复略高 相似文献
875.
876.
877.
878.
为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。 相似文献
879.
为了研究起飞状态下进气道地面涡的形成与发展规律,针对缩比的短舱进气道模型进行了3维数值仿真,分析了来流速度和短舱进气道距地面高度对地面涡的影响,得到了地面涡的特点以及对进气道流场品质的影响。研究结果表明:侧风来流速度越低,越容易形成地面涡,随着侧风来流速度的增高,地面涡会消失;短舱进气道距地面高度越低,越容易形成地面涡,地面涡的环量越大;地面涡的形成会增大进气道出口截面的流场畸变程度,短舱进气道距地面高度对畸变的影响很小,畸变主要受侧风来流速度的影响。最后给出了侧风条件下地面涡的分界线方程,可作为是否存在地面涡的判断依据。 相似文献
880.
《燃气涡轮试验与研究》2017,(3):53-56
航空发动机模拟过渡态吹风试验是获取全尺寸进气道模拟过渡态出口流场特性的有效方法,试验中为精确控制进气道出口流量,需对抽气压力进行自动调节。提出采用具有控制精度高、鲁棒性强且能缩短系统进入稳态时间等特点的模糊自适应PID控制器,来实现抽气压力的自动调节。与常规PID控制器的对比验证表明,模糊自适应PID控制器能快速响应气流流量变化,抽气压力控制精度高、控制品质良好。自动调压控制系统很好地满足了航空发动机全尺寸进气道模拟过渡态吹风试验的需求,成功获取了发动机起动和加减速过程中进气道的流量特性、总压恢复特性和畸变特性,为发动机起动和加减速控制规律的制定提供了数据依据。 相似文献