全文获取类型
收费全文 | 565篇 |
免费 | 211篇 |
国内免费 | 75篇 |
专业分类
航空 | 669篇 |
航天技术 | 64篇 |
综合类 | 46篇 |
航天 | 72篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 38篇 |
2022年 | 34篇 |
2021年 | 33篇 |
2020年 | 46篇 |
2019年 | 42篇 |
2018年 | 27篇 |
2017年 | 43篇 |
2016年 | 42篇 |
2015年 | 34篇 |
2014年 | 42篇 |
2013年 | 42篇 |
2012年 | 43篇 |
2011年 | 32篇 |
2010年 | 34篇 |
2009年 | 26篇 |
2008年 | 46篇 |
2007年 | 41篇 |
2006年 | 23篇 |
2005年 | 18篇 |
2004年 | 17篇 |
2003年 | 14篇 |
2002年 | 19篇 |
2001年 | 13篇 |
2000年 | 12篇 |
1999年 | 9篇 |
1998年 | 9篇 |
1997年 | 7篇 |
1996年 | 11篇 |
1995年 | 4篇 |
1994年 | 6篇 |
1993年 | 10篇 |
1992年 | 10篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 5篇 |
1989年 | 3篇 |
1986年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 4篇 |
1982年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有851条查询结果,搜索用时 593 毫秒
621.
顾慰兰 《南京航空航天大学学报》1992,(1)
本文介绍了一种基于一维稳定导热原理用试验方法研究接触热阻的简单装置,以及使用这一装置采集的部分试验数据、数据处理方法和试验结果,对热损失也做了较为详细的分析。特别应当指出,当接触表面所受的挤压应力高达10~6Pa至10~7Pa以上时,挤压应力明显成为影响接触热阻的主要因素。试验中发现了某些现象,本文对此做了定性的分析。 相似文献
622.
曾庆会 《南京航空航天大学学报》1994,26(5):692-695
介绍了在模态试验中消除传感器附加质量对模态参数识别结果影响的方法,该方法主要针对固定激振点,移动单个传感器的常见试验情况,在不需改变常规试验设备和方法,不增加测试工作量的前提下,用分析方法消除传感器质量的影响,为验证该方法的正确性和有效性,对一直梁作了仿真计算和实验研究。 相似文献
623.
对近壁流动或称粘性次层流动的研究有着十分重要的意义[1],因为许多重大难题如:湍流边界层的结构、固体表面与流体之间的传质传热、人工减阻的机理等问题均与其密切相关。本文着重叙述用热线风速仪测量极近因壁区的流速分布及存在的问题,并进行讨论。 相似文献
624.
625.
对 8种进口M数为 2 .5的超燃冲压发动机模型燃烧室在各种驻点条件和燃料总体当量比下进行了实验 ,燃烧室构型、燃料壁面注射、支板注射、凹腔火焰稳定结构对发动机的性能影响进行了研究。一维简化模型进一步提出用于数据处理与分析 ,计算与实验结果基本上一致 ,对影响燃烧效率与总压损失的各因素进行了讨论。 相似文献
626.
某小型风扇内进口总压畸变引起流动损失分析 总被引:2,自引:0,他引:2
采用数值模拟方法对方波形式的进口总压畸变对风扇流场的影响进行了全三维非定常数值模拟.详细分析了畸变造成的动静叶栅流道内部流动损失的形式和原因.分析表明, 动静叶流道内的损失在畸变和非畸变区域向下游疏运的方式不同.在动叶根部和中径区域流动损失的主要形式是疏运损失和掺混损失.畸变会使多种损失相叠加.在静叶中, 畸变会在中径以下区域造成大范围的漩涡, 造成回流, 从而使损失增加. 相似文献
627.
628.
629.
跨声速涡轮尾迹损失是叶栅损失的主要部分,大约占总损失的三分之一。跨声速尾迹气流十分复杂,必须了解其基本的气流流动模型。目前,计算损失的方法大多根据经验公式,但该方法限制了计算损失的准确性。国外一些研究表明:基压与损失、基压与反压都存在着一定的关系。本文利用超、跨声速平面叶栅风洞在近二十年中所做的叶栅试验数据,进行分类整理,总结出基压对反压和基压对损失的简便经验公式,为叶型设计的气动计算提供叶栅损失系数和叶片表面马赫数分布的预估。 相似文献
630.
首先,采用标准k-ε模型、可实现(realizable)k-ε模型、重正化群(RNG)k-ε模型和Tam-Thies模型4种湍流模型模拟了不同工况下的两种轴对称喷管和带有4片小突片的喷管流场,并将计算结果与实验值进行对比。结果发现:Tam-Thies模型所得出的模拟结果与实验值符合最好。然后,用Tam-Thies模型模拟了小突片后倾角不同的喷管的流场,和没有小突片的喷管的计算结果对比,发现:带有小突片的喷管的尾喷流的核心区长度变短,喷管出口下游气体的混合加剧;而当小突片后倾角增大时,核心区长度先减小后增大;在每个小突片下游产生一对方向相反、强度相同的流向涡,当小突片后倾角增大时,流向涡强度呈现出先增大后减小的趋势,而喷管的引射系数增益和推力损失系数都逐渐减小。 相似文献