全文获取类型
收费全文 | 2480篇 |
免费 | 1592篇 |
国内免费 | 207篇 |
专业分类
航空 | 3228篇 |
航天技术 | 117篇 |
综合类 | 127篇 |
航天 | 807篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 26篇 |
2022年 | 112篇 |
2021年 | 143篇 |
2020年 | 106篇 |
2019年 | 97篇 |
2018年 | 64篇 |
2017年 | 116篇 |
2016年 | 151篇 |
2015年 | 112篇 |
2014年 | 150篇 |
2013年 | 169篇 |
2012年 | 175篇 |
2011年 | 187篇 |
2010年 | 163篇 |
2009年 | 177篇 |
2008年 | 146篇 |
2007年 | 157篇 |
2006年 | 161篇 |
2005年 | 201篇 |
2004年 | 156篇 |
2003年 | 185篇 |
2002年 | 156篇 |
2001年 | 131篇 |
2000年 | 106篇 |
1999年 | 130篇 |
1998年 | 110篇 |
1997年 | 114篇 |
1996年 | 87篇 |
1995年 | 82篇 |
1994年 | 66篇 |
1993年 | 59篇 |
1992年 | 61篇 |
1991年 | 44篇 |
1990年 | 44篇 |
1989年 | 53篇 |
1988年 | 49篇 |
1987年 | 18篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有4279条查询结果,搜索用时 125 毫秒
461.
采用机载可测量的高压转子物理转速、低压转子物理转速和发动机进口总压等参数,建立了基于换算加速率的熄火故障在线检测方法。经全包线发动机工况计算仿真和试验验证,熄火过程的高低压转速加速率幅值为减速和喘振过程的1.5~5.0倍,高压轴断裂过程的高压转子加速率幅值是熄火过程的6.0~10.0倍,低压轴断裂过程的低压转速加速率幅值是熄火过程的2.0~3.5倍。这些特征能够将熄火与减速、喘振和断轴等瞬态过程明确区分。经发动机试车验证,该方法检测时间为0~0.3s,检测率100%,未发现误检和漏检。 相似文献
462.
为了降低传统迭代算法在求解变循环发动机非线性模型时对初值的依赖性,将模型的求解问题转换为求最小值的优化问题,引入差分进化算法进行模型的求解,并提出一种自适应差分进化算法(ADE)。ADE借助轮盘赌选择法,利用种群的进化经验可以自适应的选择最适合当前种群的差分策略与算法控制参数。针对变循环发动机四个典型工作点的模型求解问题,研究了标准差分进化算法(SDE)的控制参数对其性能的影响,获取了SDE在求解四个典型工作点时的最优控制参数组合,对比分析了ADE与SDE的性能差异,最后研究了种群规模对ADE性能的影响。结果表明:SDE在求解发动机模型时具有较好的鲁棒性,在求解不同工作点时算法的最优控制参数并不完全相同;相比于使用最优控制参数的SDE,ADE可以在不影响算法鲁棒性的情况下提升效率50%以上;减少ADE的种群规模会在提升算法效率的同时破坏鲁棒性。 相似文献
463.
航空发动机熄火预测是重要关键问题之一,湍流和化学反应的非线性相互作用使预测非常困难。本文采用大涡模拟(LES)对湍流进行高精度模拟,采用概率密度函数输运方程湍流燃烧模型(TPDF)耦合JL4、Z66和H73三种化学反应机理,对预混丙烷钝体熄火现象和规律进行研究。JL4的反应机理最简单,反应释热快,局部放热高,火焰宽度大,火焰两侧温度梯度大,燃烧更加趋于稳定,无法模拟出熄火状态。H73机理绝热火焰温度低,火焰温度低,回流区中部OH含量高;在近熄火状态,大量CO被氧化,释放热量过高导致无法模拟出熄火现象。Z66机理可以模拟出火焰正常状态,在低当量比下也可以模拟出熄火状态。本文算例中,局部Da数大于1的区域超过35%则会发生熄火。 相似文献
464.
为了解决大缸径船用预混天然气双燃料发动机的爆震问题,并拓展天然气的稀燃边界。基于三维数值模拟的方法对大缸径船机进行了仿真模拟。分析了大缸径双燃料发动机爆震的特点,并对缸内涡流强度和废气再循环(EGR,Exhaust Gas Re-circulation)率对爆震的影响进行了研究。研究结果表明:大缸径预混天然气发动机的爆震位置往往发生在气缸边缘,火焰面的传播过程是引起缸内爆震的主要因素。随着缸内涡流从无到有的增强,缸内的爆震强度随之增强;当涡流到达一定程度后,随着涡流的增强,缸内的爆震强度反而降低;缸内加入EGR可以提高天然气当量比的同时减少爆震的强度,可以拓展天然气的稀燃边界。 相似文献
465.
开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。 相似文献
466.
针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题,提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数,采用专家经验和核主成分分析相结合的方法,进行发动机性能参数的选择和融合,从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型,采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值;由于不同发动机性能退化的差异性,基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新,可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证,采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3,整体预测精度提升了54.5%,可以辅助指导维修决策。 相似文献
467.
为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混、提高燃烧效率,本文基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器,并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化。结果表明:1)保持外张角不变,增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况;2)在内、外张角相同的条件下,通过减小瓣宽b2使瓣宽比 大于1可以提升掺混及燃烧效率;3)相对于非反应流动,波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高,沿径向向外移动的速度也更快;4)带有波瓣结构的燃烧室内,因内、外涵气流掺混造成的总压损失很小,80%以上的总压损失是由加热造成的。 相似文献
468.
为了进一步提高航空发动机建模及优化方法的性能,本文提出了一种基于多代理模型技术的建模及优化方法。本文首先提出了一种新的代理模型全局误差估计方法,以此建立了新的多代理模型建模方法。然后提出了一种组合模型预测偏差估计方法,以此发展了一种基于多代理模型技术的优化方法。6个不同维度及不同训练集大小的解析测试算例的结果表明,本文所发展的建模方法相较于现有方法精度更高,本文所发展的优化方法相较于经典代理模型优化方法算法收敛性更强。同时变循环发动机稳态性能建模及加速燃油控制规律优化实例表明,本文所发展的方法在处理实际工程问题时,依旧可以表现出良好的算法性能。 相似文献
469.
基于民用航空活动对环境排放污染占比快速增长的现状,结合民用航空领域排放物相关政策的历史沿革和背景,展望了发动机排放物政策的发展趋势,研究表明由于NOx危害较大且很难控制,国际民航组织(简称ICAO)和美国联邦航空局(简称FAA)对NOx的要求日趋严格,而对HC、CO和烟的排放要求基本没有变化。同时介绍了低污染燃烧技术发展概况,分析了排气污染物的生成机理和主要影响因素以及改善措施,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法。最后对飞机排放适航符合性验证方法进行了介绍,提出了基于发动机台架试验的LTO循环中气态排放污染物和烟尘的测量程序和计算分析方法,该测量程序和计算分析方法能较准确地评估航空发动机运行过程中的排气污染物水平,可以推广应用到航空发动机和大型燃气轮机的排放评估和预测。 相似文献
470.
测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。 相似文献