全文获取类型
收费全文 | 1858篇 |
免费 | 623篇 |
国内免费 | 198篇 |
专业分类
航空 | 2158篇 |
航天技术 | 76篇 |
综合类 | 159篇 |
航天 | 286篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 31篇 |
2022年 | 68篇 |
2021年 | 98篇 |
2020年 | 85篇 |
2019年 | 69篇 |
2018年 | 77篇 |
2017年 | 98篇 |
2016年 | 115篇 |
2015年 | 111篇 |
2014年 | 135篇 |
2013年 | 125篇 |
2012年 | 189篇 |
2011年 | 193篇 |
2010年 | 128篇 |
2009年 | 151篇 |
2008年 | 139篇 |
2007年 | 114篇 |
2006年 | 106篇 |
2005年 | 81篇 |
2004年 | 73篇 |
2003年 | 71篇 |
2002年 | 67篇 |
2001年 | 50篇 |
2000年 | 41篇 |
1999年 | 40篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 35篇 |
1996年 | 32篇 |
1995年 | 20篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 12篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 8篇 |
1989年 | 14篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有2679条查询结果,搜索用时 15 毫秒
951.
采用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)的方法模拟致动盘,研究了尾流边界的发展过程。为了准确捕捉尾流边界细节,根据尾流边界的速度梯度远远大于流场中的其他区域的速度梯度的特性,使用自适应弹簧网格技术,使网格的最密区域始终跟随尾流边界运动。基于该数值模拟结果建立了一个尾流边界模型。该模型将尾流的发展分为与粘性无关的膨胀过程和与粘性相关的扩散过程,建模结果与实验结果吻合。在此基础上,还利用该模型对高斯分布预测(Gaussian distribution prediction,GDP)尾流模型进行了修正,使其更加准确。 相似文献
952.
为了研究不同叶片尾缘结构对冷却效果的影响规律,设计了3种尾缘结构,并搭建了试验台,采用红外热像仪对叶片尾缘的绝热壁温进行测量。研究结果表明:(1)3种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对试验件Ⅰ,冷却效率存在最大值,且最大值出现的位置随着吹风比的增加而逐渐远离气膜出口;(2)试验件Ⅱ和Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但降低的规律二者又不相同;(3)在相同壁面位置,试验件Ⅲ的冷却效率最高,试验件Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,试验件Ⅲ所示的尾缘结构更有利于对叶片尾缘的冷却。 相似文献
953.
954.
为消除发动机压气机引气中滑油蒸气污染座舱供气及对空气动压轴承运行的影响,改善某型运输机的座舱供气品质,提出用以动力涡轮驱动的离心压气机替代发动机压气机作为增压气源,在对空气循环系统的温控通路进行改进的基础上,形成了以离心压气机为增压气源的新环控系统。给出了新环控系统的性能计算方法,在飞行包线内对其性能进行了计算。计算结果表明,新环控系统的出口空气参数满足运输机对环控系统的要求,热天条件下新系统比原系统的发动机引气量至少节省10.3%,其他天气条件下,发动机引气使用量得到大幅节省,甚至超过60%。研究表明,新环控系统能够适应座舱热载荷的变化,合理使用发动机引气量,降低环控系统对发动机功率的消耗。 相似文献
955.
956.
为提高固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能,提出了带有中心钝体的固体燃料冲压发动机方案,基于雷诺转捩和涡概念耗散方程建立了其湍流燃烧模型,并数值计算分析了其内流场、燃面退移速率、推力与总压损失。结果表明:带有中心钝体的冲压发动机内部流动过程较为复杂,钝体后部有四个漩涡,增强了发动机内来流空气与燃气的掺混;钝体孔隙中的高速气流与两侧的小尺度漩涡保证了钝体尾涡的稳定性;与普通固体燃料冲压发动机相比,在燃烧室中增加中心钝体能增大燃烧室内高温区面积,提高补燃室内温度,可使推进剂平均燃面退移速率提高26.11%,发动机推力提高22.12%,燃烧效率提高8.9%。 相似文献
957.
发动机空中熄火使飞机失去动力,将会产生严重后果。本文就如何判断发动机是熄火而不是正常的工作状态转换进行了讨论,对可能用来判断的因素作了分析,最后提出用发动机转速传感器输出电压的变化率作为判断依据是比较准确可靠且易于实现的。 相似文献
958.
959.
模型燃烧室内不稳定燃烧发展过程的数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了对自燃推进剂燃烧室内出现的不稳定燃烧现象进行详细分析,采用欧拉-拉格朗日方法对该燃烧室内的气液两相非稳态燃烧过程进行了数值模拟,计算得到的压力振荡幅值和频谱特性与实验结果吻合较好,在此基础上对不同燃烧阶段内的压力和释热变化规律进行了分析。结果表明:在压力振荡幅值超过10%的不稳定燃烧阶段,压力振荡主频为9 200 Hz,燃烧室内横向压力分布与1阶切向振型一致,仿真中再现了1阶切向自激高频不稳定燃烧的产生及发展过程;稳定燃烧向不稳定燃烧转变早期,压力振荡从部分燃烧释热波动中获得能量,压力振荡幅值缓慢增长;随着燃烧进行,燃烧释热波动与压力振荡之间相位和频谱特性逐渐趋于一致,压力振荡幅值开始急剧增大;当二者完全耦合时,燃烧室内压力振荡幅值达到极限饱和状态,此时压力振荡幅值超过了平均室压的200%。 相似文献
960.
煤基费托航空燃料燃烧性能及航程 总被引:1,自引:1,他引:1
航空替代燃料肩负着能源安全以及环境保护的双重使命。对煤基费托航空燃料的基础燃烧性能及航程进行了实验和理论研究。针对民航客机典型飞行任务,选取装有2台CFM56-7B发动机的B737-800型客机进行全包线飞行的航程评价。研究结果表明,煤基费托航空燃料比石油基航空煤油密度低,但热值高。评价结果表明使用煤基费托燃料的客机航程比使用石油基航空煤油的客机缩短2.1%。同时,虽然煤基费托航空燃料的燃烧边界较石油基航煤略窄,但更易点火且不易积碳。取得的结果对煤基费托航空替代燃料的实际应用具有一定的指导意义。 相似文献