全文获取类型
收费全文 | 1633篇 |
免费 | 561篇 |
国内免费 | 168篇 |
专业分类
航空 | 1767篇 |
航天技术 | 102篇 |
综合类 | 277篇 |
航天 | 216篇 |
出版年
2024年 | 8篇 |
2023年 | 69篇 |
2022年 | 96篇 |
2021年 | 77篇 |
2020年 | 96篇 |
2019年 | 90篇 |
2018年 | 71篇 |
2017年 | 111篇 |
2016年 | 102篇 |
2015年 | 102篇 |
2014年 | 123篇 |
2013年 | 87篇 |
2012年 | 98篇 |
2011年 | 87篇 |
2010年 | 85篇 |
2009年 | 75篇 |
2008年 | 85篇 |
2007年 | 59篇 |
2006年 | 56篇 |
2005年 | 55篇 |
2004年 | 67篇 |
2003年 | 61篇 |
2002年 | 62篇 |
2001年 | 58篇 |
2000年 | 70篇 |
1999年 | 48篇 |
1998年 | 46篇 |
1997年 | 33篇 |
1996年 | 31篇 |
1995年 | 48篇 |
1994年 | 41篇 |
1993年 | 32篇 |
1992年 | 30篇 |
1991年 | 27篇 |
1990年 | 24篇 |
1989年 | 27篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 6篇 |
1985年 | 3篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有2362条查询结果,搜索用时 333 毫秒
201.
喷雾器喷嘴出口喷流流场特性的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过定性定量实验手段研究了以水为单介质流体的某农用喷雾器喷嘴出口流场。首先采用单反相机常规拍摄方法,记录了喷雾压力在50~4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场,发现了随着喷雾压力增大,喷嘴出口射流的形状经历了形成液泡到液泡破裂的过程,以及射流发展及最终稳定过程。然后通过PIV测速技术对喷雾压力在1 000~4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场进行了定量测量实验研究,获得了在纵向截面上,喷嘴出口速度随喷雾压力增大而增大,且在中心线上的速度随着离喷口距离的增加均呈现振荡衰减的变化规律。在同一位置横向截面上,随着喷雾压力的增加,旋流强度越强,流速越大;而在同一喷雾压力下,离喷嘴出口距离越近的横截面处旋流强度越大,流速也越大。本文实验研究结果验证了PIV测速技术可以用于水雾滴的速度场测量。 相似文献
202.
为了高效获得颗粒的速度分布,提出一种针对单帧单曝光图像的图像处理方法和流场重构方法。图像处理过程包含去噪、锐化、自适应阈值分割、闭运算、去除小颗粒、骨架提取、速度提取、二义性判断、求切线等步骤和方法,对该处理过程的主要误差也进行了分析与修正。流场重构使用了基于RBF(Radial Basis Function)插值且采用迎风插值进行优化的算法,插值结果以速度云图及矢量图的形式展示,对该过程的主要误差也进行了分析与验证。最后的处理结果显示,针对单帧单曝光图像的图像处理方法和流场重构方法具有可行性。 相似文献
203.
地面风洞实验是开展高超声速边界层转捩研究的主要手段之一,但是目前可用于高超声速边界层三维空间测量的实验技术仍极为缺乏,且已有测量技术的动态响应频率普遍较低。基于光的折射和干涉原理,搭建了一套非介入式聚焦激光差分干涉仪测量系统(Focused Laser Differential Interferometry,FLDI),可有效获取三维流场空间点的密度变化。在马赫数为8的常规高超声速风洞中,使用FLDI开展了来流雷诺数107/m、7°半锥角尖锥标模边界层的不稳定波测量实验。结果显示FLDI成功捕获到频率在327 kHz的第二模态不稳定波及其谐波(645 kHz)。通过与PCB测试结果进行对比,FLDI的高信噪比、高解析频率(本文实验有效解析频率1.5 MHz)、高空间分辨率(沿流向小于1 mm)等优点得以体现。鉴于FLDI的高时空分辨率等优良特性,其可用于高超声速边界层不稳定波行为以及感受性等问题的研究,为深入认识高超声速边界层转捩机制以及感受性问题提供了有效手段。 相似文献
204.
直升机着舰流场复杂多变,严重影响着旋翼的气动环境,进而影响直升机着舰安全。本文基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)技术建立了一个直升机动态着舰的数值模拟方法,并以此研究直升机着舰过程中的气动载荷变化。该方法以N-S方程作为控制方程,并选取k-ω湍流模型来提高对涡流场的捕捉精度,采用动量源方法模拟旋翼。应用所建立的方法,着重分析了直升机侧弦进场、垂直降落过程中的耦合流场特征和气动载荷变化。结果表明:直升机侧弦进场时旋翼会与甲板舷涡以及舰船艉部的涡回流区发生较强的涡干扰,导致拉力显著降低,在舰面效应的影响下易产生一个附加的滚转力矩,影响直升机姿态稳定;垂直降落时在上述干扰的综合作用下,旋翼拉力呈现出先减小、后增大的特点,各气动载荷在接近甲板时会出现剧烈的波动,加大了着舰风险。 相似文献
205.
探讨了五孔探针气动数据的插值方法,为提高插值精度,开发了基于传统线性插值法的三维线性插值法。该方法把同一探针在不同马赫数下的校准图形成三维数据库,将实验数据通过三维图进行插值。并使用改进前后的两种插值方法分别对校准风洞测得的数据进行整理,对比结果证明:在实验工况连续变化的情况下,三维线性插值法在插值精度上要优于传统线性插值法。特别是在来流马赫数变化较大时,该方法可以改善单一校准文件处理造成的数据精度问题,可用于自动化流场采集系统,为流场高速高精度采集奠定基础。 相似文献
206.
207.
208.
209.
内喷管间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
为了了解内喷管间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响,提出了对应着同一个内喷管的三种不同间隙宽度的塞锥。采用数值模拟的方法,得到了不同间隙宽度的线性塞式喷管在不同工况下的流场和性能。比较了不同间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响,结果表明:增加内喷管间隙会增大线性塞式喷管的面积比和设计压比;内喷管间隙变宽,塞锥表面的压强下降,塞式喷管的性能下降,间隙宽度增大一倍,塞式喷管性能下降1%~3%。另外在计算过程中发现,内喷管的性能是整个线性塞式喷管性能的主要组成部分,占了整个塞式喷管性能的三分之二以上。 相似文献
210.
以喷射棒式双脉冲发动机燃烧室、级间隔离装置和喷管一体化为研究对象,采用数值仿真技术对Ⅱ脉冲点火过程三维流场特性进行分析研究。计算结果表明,点火初期燃气压力波峰超前于火焰峰到达级间隔离装置,并以压强冲击波形式传播,Ⅱ脉冲燃烧室相对高压区位置不断发生改变;级间孔打开过程对药柱末端压强影响较大,但对Ⅱ脉冲燃烧室压强整体上升过程影响较小;级间孔打开后,燃气经级间孔加速后形成高度欠膨胀射流,并在Ⅰ脉冲燃烧室内形成非对称带状低压区;级间孔分布的非对称性,导致压强及温度在发动机燃烧室中呈现显著的三维分布特性;高温区出现在隔板附近,而在装药前端、装药末端及外围级间孔轴线附近出现低温区。 相似文献