全文获取类型
收费全文 | 1638篇 |
免费 | 337篇 |
国内免费 | 244篇 |
专业分类
航空 | 1475篇 |
航天技术 | 214篇 |
综合类 | 280篇 |
航天 | 250篇 |
出版年
2024年 | 5篇 |
2023年 | 21篇 |
2022年 | 56篇 |
2021年 | 74篇 |
2020年 | 95篇 |
2019年 | 91篇 |
2018年 | 66篇 |
2017年 | 87篇 |
2016年 | 100篇 |
2015年 | 105篇 |
2014年 | 120篇 |
2013年 | 115篇 |
2012年 | 123篇 |
2011年 | 140篇 |
2010年 | 126篇 |
2009年 | 107篇 |
2008年 | 82篇 |
2007年 | 91篇 |
2006年 | 81篇 |
2005年 | 71篇 |
2004年 | 55篇 |
2003年 | 43篇 |
2002年 | 52篇 |
2001年 | 35篇 |
2000年 | 30篇 |
1999年 | 22篇 |
1998年 | 21篇 |
1997年 | 33篇 |
1996年 | 28篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 22篇 |
1993年 | 19篇 |
1992年 | 26篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 13篇 |
1989年 | 16篇 |
1988年 | 10篇 |
1987年 | 4篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有2219条查询结果,搜索用时 31 毫秒
861.
泡状隔板对涡轮叶片内冷通道换热和流阻的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
为增强涡轮叶片内部通道的换热、减小流动阻力,提出了一种新型的泡状隔板结构。通过实验与数值模拟相结合的方法,研究了等热流边界条件下泡状隔板结构的半径以及形状对通道换热和流阻特性的影响,并与直隔板进行对比,实验结果表明:在研究范围内,对称型泡状隔板结构能够大大减小通道流动阻力,随着泡状结构半径的增大,减阻效果增强;不对称型泡状隔板结构只在半径最大时能减小流动阻力;泡状结构对于换热的影响并不明显。实验结论可以为涡轮叶片内部冷却通道的优化设计提供理论依据。 相似文献
862.
2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一,该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多,因而,其系统复杂。风洞被控对象具有非线性、时变、滞后和耦合特性,而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种控制系统复杂的风洞控制问题,在控制系统硬件和软件上分别采用了先进的集散型控制系统硬件和智能控制策略,使风洞p0和M数控制精度分别优于0.3%和0.002。笔者对风洞控制核心系统和控制软件的设计和控制策略进行了介绍。给出了调试结果说明了控制策略和控制软件的设计是成功的。 相似文献
863.
从分析压力传感器的平面膜片结构在变温场中存在的失稳现象入手,突破常规设计方法,采用新颖的球壳状膜片结构,克服了失稳现象,结合采取一系列相应的技术措施,实现了瞬变温度流场速变压力的实时精确测量。 相似文献
864.
利用试验和数值模拟两种方法对装有圆形、椭圆形和水滴形三种叉排扰流柱阵列矩形通道内流动和换热过程进行了研究,获得了通道内流场、压力场以及壁面温度场的基本特征,并对其强化换热特性和压力损失特性进行了对比分析。结果表明:装有水滴形扰流柱阵列的矩形通道压力损失分别为前两者的51%和95%,而恒热流壁面的平均对流换热系数相对于前两者而言分别降低了20%和7.9%,压力损失降低的幅度明显高于强化换热的减弱。综合性能评估表明,水滴形扰流柱是一种具有较好综合性能、替代常规圆形扰流柱的理想结构。 相似文献
865.
866.
867.
涡轮叶栅叶尖间隙流实验研究(英文) 总被引:4,自引:1,他引:3
Li Wei Qiao Weiyang Sun Dawei College of Propulsion Energy Northwestern Polytechnical University Xi’an China 《中国航空学报》2008,21(3):193-199
This article describes the effects of some factors on the tip clearance flow in axial linear turbine cascades. The measurements of the total pressure loss coefficient are made at the cascade outlets by using a five-hole probe at exit Mach numbers of 0.10, 0.14 and 0.19. At each exit Mach number, experiments are performed at the tip clearance heights of 1.0%, 1.5%, 2.0%, 2.5% and 3.0% of the blade height. The effects of the non-uniform tip clearance height of each blade in the pitchwise direction are also studied. The results show that at a given tip clearance height, generally, total pressure loss rises with exit Mach numbers proportionally. At a fixed exit Mach number, the total pressure loss augments nearly proportionally as the tip clearance height increases. The increased tip clearance heights in the tip regions of two adjacent blades are to be blame for the larger clearance loss of the center blade. Compared to the effects of the tip clearance height, the effects of the exit Mach number and the pitchwise variation of the tip clearance height on the cascade total pressure loss are so less significant to be omitted. 相似文献
868.
869.
870.