全文获取类型
收费全文 | 534篇 |
免费 | 249篇 |
国内免费 | 54篇 |
专业分类
航空 | 533篇 |
航天技术 | 65篇 |
综合类 | 55篇 |
航天 | 184篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 4篇 |
2022年 | 18篇 |
2021年 | 28篇 |
2020年 | 21篇 |
2019年 | 38篇 |
2018年 | 32篇 |
2017年 | 25篇 |
2016年 | 17篇 |
2015年 | 25篇 |
2014年 | 24篇 |
2013年 | 18篇 |
2012年 | 31篇 |
2011年 | 26篇 |
2010年 | 20篇 |
2009年 | 27篇 |
2008年 | 30篇 |
2007年 | 22篇 |
2006年 | 37篇 |
2005年 | 24篇 |
2004年 | 25篇 |
2003年 | 28篇 |
2002年 | 34篇 |
2001年 | 22篇 |
2000年 | 23篇 |
1999年 | 26篇 |
1998年 | 21篇 |
1997年 | 29篇 |
1996年 | 30篇 |
1995年 | 30篇 |
1994年 | 19篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 19篇 |
1991年 | 12篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有837条查询结果,搜索用时 15 毫秒
111.
发动机喷管外露于火箭尾部是常见情形,但在火箭气动设计过程中却经常不予考虑。利用数值计算方法,研究喷管外露部分对火箭气动静稳定及控制特性的影响。计算结果表明:在超声速Ma=2~12、攻角30°范围内,外露喷管对火箭气动静稳定性有1%~2%的增加,且气动控制效率明显,喷管±3°摆角产生的气动控制力矩约为头部空气舵±20°摆角的1~2倍。因此,对于确实存在喷管外露的火箭,在气动特性设计过程中需充分考虑喷管对静稳定性的影响,甚至可以考虑将喷管作为气动控制面,用于火箭无动力滑行段的姿态控制。 相似文献
112.
同位素温差发电器在深空探测活动中具有广泛的应用背景。为优选温差发电模块构型、提高输出功率,制备了具有不同热电元件厚度的碲化铋基温差发电模块;并通过建立的试验测试系统,测量了不同温差条件下发电模块的输出功率和匹配负载随热电元件厚度的变化。试验结果表明,在所研究的热电元件厚度范围内,随着热电元件厚度的减小,模块的输出功率呈线性增大趋势,而匹配负载则呈线性减小趋势。在热源温度478 K、热沉温度300 K的条件下,测得热电元件厚度为1.0 mm的模块的最大输出功率达到约8.2 W,最大功率面积比约为0.52 W·cm-2。 相似文献
113.
同位素温差发电器是目前深空探测航天器广泛采用的电源装置。为优选温差发电模块构型、提高模块的输出功率和面积比功率,制备了具有不同热电元件截面积的碲化铋基温差发电模块。通过建立的实验测试系统,测量了多种温差条件下发电模块的输出功率随负载的变化。实验结果表明:当模块包含的热电元件(p–n结)对数一定时,热电元件的截面积越大、模块占空比越高,则模块输出功率越高、匹配负载越小;在热源温度450 K、热沉温度300 K的条件下,测得热电元件截面积为1.6 mm×1.6 mm、占空比为0.406的发电模块的最大面积比功率约为0.282 W·cm~(-2)。最后,对理想与实际情况下,占空比为1时的模块面积比功率进行了分析。 相似文献
114.
本文对倒置喷管的湍流跨音速流场进行了数字模拟,其算法基于YanLeer的矢通量分裂格式,求解时采用了线性Gauss—Seidel迭代法,并结合局部时间步长技术对收敛过程进行加速,对雷诺数为1.66×106的倒置喷管的流场进行了数值计算,结果与实验相符合。 相似文献
115.
116.
117.
118.
微射流技术的原理及其应用 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了微射流技术的原理及其初步应用。基于非线性系统的演化对初始条件具有敏感依赖这个事实发展起来的微射流技术,由于与常规持续喷射射流控制方式相比具有许多优点,因而在流动和换热控制应用方面取得明显的效果。并指出,随着研究工作的深入,该项技术还可望用于高马赫数飞行体表面气体流动控制、火箭发动机推力方向控制等。 相似文献
119.
针对直升机特有的旋翼桨/涡干扰(Blade vortex interaction,BVI)噪声计算精度低且试验数据缺乏问题,也为了开展旋翼气动噪声特性分离方法的验证试验研究,本文设计了一种能够用于BVI噪声试验的新型多段翼型组合式涡发生器。首先通过CATIA软件建立涡发生器出口端翼型段在不同迎角下的试验模型,再使用FLUENT软件建立涡发生器的流场仿真计算模型,比较分析了不同翼型段迎角下的涡流流场。随后用粒子图像测速法(Particle image velocimetry,PIV)技术系统测量了不同翼型段迎角、距离涡发生器出口端的长度及流速等参数变化下的涡流流场,对不同试验状态下的涡核、涡强等参数进行了对比分析。针对涡量偏弱的缺点,对传统单级涡发生器进行了改进,设计研发了双级涡发生段。试验证明其能产生更强且稳定的涡,为BVI噪声试验提供了模拟的桨尖涡,试验结果表明了涡发生器的有效性。 相似文献
120.
航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV测量 总被引:4,自引:2,他引:2
设计了一种基于旋风分离原理的高压粒子发生器,并成功应用于高压状态下的航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV(粒子图像测速法)测量.在氢氧燃烧加热来流温度为813K、燃烧室压力为2.78MPa条件下,应用PIV技术开展了航空涡轮发动机单头部燃烧室复杂内流场测量研究,实现了高温高压条件下强旋流、强扰流、宽速域流场的PIV测量,获得了接近燃烧室工作压力工况下的流场速度和流场精细结构.结果表明:该型燃烧室内流场存在多处旋涡结构,形成回流区;流场旋流作用强,横截面流场存在顺时针大涡;主燃孔射流和掺混孔射流作用明显,射流穿透深度较大,对流场结构影响显著;高温高压状态下,流场结构与常温中压状态类似. 相似文献