首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   5523篇
  免费   1144篇
  国内免费   864篇
航空   4236篇
航天技术   1500篇
综合类   631篇
航天   1164篇
  2024年   41篇
  2023年   121篇
  2022年   177篇
  2021年   295篇
  2020年   312篇
  2019年   432篇
  2018年   552篇
  2017年   444篇
  2016年   401篇
  2015年   361篇
  2014年   288篇
  2013年   284篇
  2012年   401篇
  2011年   437篇
  2010年   290篇
  2009年   280篇
  2008年   352篇
  2007年   327篇
  2006年   336篇
  2005年   237篇
  2004年   182篇
  2003年   137篇
  2002年   123篇
  2001年   110篇
  2000年   83篇
  1999年   63篇
  1998年   70篇
  1997年   63篇
  1996年   69篇
  1995年   60篇
  1994年   77篇
  1993年   29篇
  1992年   24篇
  1991年   21篇
  1990年   17篇
  1989年   18篇
  1988年   11篇
  1987年   3篇
  1986年   1篇
  1984年   1篇
  1981年   1篇
排序方式: 共有7531条查询结果,搜索用时 15 毫秒
231.
Nanoparticles with the anti-wear and friction reducing features were applied as cooling lubricant in the grinding fluid. Dry grinding, flood grinding, minimal quantity of lubrication(MQL), and nanoparticle jet MQL were used in the grinding experiments. The specific grinding energy of dry grinding, flood grinding and MQL were 84, 29.8, 45.5 J/mm3, respectively. The specific grinding energy significantly decreased to 32.7 J/mm3 in nanoparticle MQL. Compared with dry grinding, the surface roughness values of flood grinding, MQL, and nanoparticle jet MQL were significantly reduced with the surface topography profile values reduced by 11%, 2.5%, and 10%,respectively, and the ten point height of microcosmic unflatness values reduced by 1.5%, 0.5%,and 1.3%, respectively. These results verified the satisfactory lubrication effects of nanoparticle MQL. MoS2, carbon nanotube(CNT), and ZrO2 nanoparticles were also added in the grinding fluid of nanoparticle jet MQL to analyze their grinding surface lubrication effects. The specific grinding energy of MoS2 nanoparticle was only 32.7 J/mm3, which was 8.22% and 10.39% lower than those of the other two nanoparticles. Moreover, the surface roughness of workpiece was also smaller with MoS2 nanoparticle, which indicated its remarkable lubrication effects. Furthermore,the role of MoS2 particles in the grinding surface lubrication at different nanoparticle volume concentrations was analyzed. MoS2 volume concentrations of 1%, 2%, and 3% were used.Experimental results revealed that the specific grinding energy and the workpiece surface roughness initially increased and then decreased as MoS2 nanoparticle volume concentration increased.Satisfactory grinding surface lubrication effects were obtained with 2% MoS2 nanoparticle volume concentration.  相似文献   
232.
基于飞翼布局无人机隐身与结构装载布置要求,保形设计了3种进气口形状的背负式S弯进气道,按照进口投影截面形状上、下底之比顺序排列,分别为三角形、梯形和矩形.利用数值模拟方法对无人机内外流场耦合流动进行计算分析,且基于射线弹跳(SBR)法对进气道电磁散射特性进行仿真研究,获得了飞翼无人机3种进气道的气动与隐身综合特性.研究结果表明:①矩形进气道模型升阻和纵向力矩特性表现均最好;②3种 进气道模型按顺序排列总压恢复系数逐渐增大,畸变指数逐渐减小,进气道沿程气流也逐渐顺畅,矩形进气道模型进气道内流特性最优;③0°迎角下3种进气道模型雷达散射截面(RCS)均值基本呈现先增大后减小的特征,进气道终端开放时矩形进气道模型隐身性能最好,而终端短路时三角形进气道模型隐身效果更优异.   相似文献   
233.
二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管(Dual-throat fluidic Thrust-vectoring Nozzle,DTN)内流特性和推力矢量控制效果的影响。结果表明,DTN在非推力矢量情况下,NPR在3~4范围时,推力系数较大,达到0.968,而流量系数较小,仅为0.93;NPR再增大,推力系数迅速下降。在推力矢量情况下,落压比一定时,随着次流流量比的增加,推力矢量角增加,而流量系数、推力系数、推力矢量效率减小;次流流量比一定时,随着落压比的增加,推力矢量角减小,系统推力系数先增加后减小,流量系数略微增加。  相似文献   
234.
旋转机翼悬停气动特性研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
鸭式旋转机翼(CRW)是一种先进的高速直升机方案,旋翼同时也是机翼,是其最关键气动部件之一。采用结构分区拼接网格技术进行空间离散,分区建立参考系,通过求解多重参考系下的N-S方程来计算旋翼流场,首先以传统的Caradonna-Tung实验旋翼的亚、跨声速悬停流场分析为例验证该方法的可靠性,进而采用该方法对旋转机翼悬停流场进行了数值计算,旋翼拉力计算值和地面实验值吻合较好,结果分析表明旋转机翼的悬停流场有着不同于传统旋翼的流场特性。  相似文献   
235.
采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究,研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明:俯仰偏转角在小于20°范围内,俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱,气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等;由于气体的容积性热辐射特征,喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显,喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加;排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小,其出现位置小于俯仰偏转角;在大的俯仰偏转角下,排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低,但在探测面下方却有明显的增强,导致另一个峰值的出现.   相似文献   
236.
利用基于改进的延迟分离涡模拟(IDDES)方法,对亚声速和超声速来流条件下某S形模型进气道进行了非定常计算,研究了发动机喘振所产生的瞬时高压波形对锤击波传播规律的影响.结果表明:锤击波产生后沿进气道迅速向前传播,运动过程中锤击波的运动速度基本保持不变,但强度不断增强.同时受气流离心力的影响,S形进气道弯曲段半径较大一侧壁面受到的锤击波气动荷载值更大.发动机喘振所产生的瞬时高压的加载梯度增加使得锤击波传播速度及强度增强,而压力卸载方式对锤击波强度的影响不明显.在亚声速和超声速来流条件下,增加瞬时高压峰值均使得锤击波荷载强度显著增强,并近似符合二次函数分布规律,而且超声速来流条件下锤击波强度较亚声速来流更强.   相似文献   
237.
基于响应面法的短距/垂直起降飞机近地面升力损失   总被引:1,自引:0,他引:1  
建立了短距/垂直起降(S/VTOL)飞机近地面升力损失的流场计算模型.通过数值模拟得出特定升力布局的飞机近地面状态各工况的升力损失.采用响应面法获得了飞机升力损失关于喷管落压比(NPR)、来流速度及飞机高度的2阶响应曲面函数及显著影响飞机升力损失的关键因素.并分析了喷管落压比、来流速度及飞机高度对飞机升力损失的交互影响作用,优化得出给定工况范围内升力损失最小的工作点.研究表明:仅考虑单因素影响时,升力损失随高度、落压比的增大而减小,随来流速度的增大而增大;考虑两因素交互作用时,高度与落压比及来流速度与落压比对升力损失存在交互影响,而高度与来流速度对升力损失无交互影响;优化获得的升力损失最小的工作点是飞机距地面高度为9D(D为喷管直径)、喷飞机高度为3、来流速度为0m/s,此时的升力损失为1.3%.   相似文献   
238.
为了减小脉冲爆震发动机PDE(pulse detonation engine)单次循环时间,缩短爆燃向爆震转变DDT(deflagration to detonation transition)距离是关键.为此,提出了一种在头部添加球形点火腔的新型爆震管道结构设计方案,并采用丙烷和空气为可爆混合物,通过对新型爆震管DDT过程的二维数值模拟,研究其对DDT距离以及DDT时间的影响.数值模拟结果表明,头部采用球形点火腔后,点火腔中的压缩波经过多次反射后,能够在爆震管中更快地促使爆震波形成,DDT距离大大缩短;当球形点火腔直径为1.5倍等直爆震管直径时,相对于常规等直管爆震管结构,其DDT距离和过程时间分别减少了14%和16.26%.   相似文献   
239.
针对目前非对称喷管的设计方法上的缺陷,给出了通过指定壁面压力分布规律来反设计其膨胀面型线的方法,获得了膨胀面型线反设计程序,并结合优化算法寻找综合性能较好的喷管壁面压力分布.将采用该方法设计得到的喷管模型与最大推力喷管进行了对比研究.结果表明:在设计点,该喷管的推力系数比最大推力喷管只降低0.102%,而升力和俯仰力矩分别提升2.295%和15.774%.验证了设计思想的正确性,为非对称喷管的设计提供了一种高效的设计方法.   相似文献   
240.
液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性   总被引:1,自引:0,他引:1  
为了深入研究流固耦合(FSI)作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)(非耦合)模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%.   相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号