全文获取类型
收费全文 | 1533篇 |
免费 | 381篇 |
国内免费 | 320篇 |
专业分类
航空 | 1554篇 |
航天技术 | 221篇 |
综合类 | 227篇 |
航天 | 232篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 37篇 |
2022年 | 108篇 |
2021年 | 122篇 |
2020年 | 136篇 |
2019年 | 129篇 |
2018年 | 102篇 |
2017年 | 123篇 |
2016年 | 109篇 |
2015年 | 95篇 |
2014年 | 109篇 |
2013年 | 102篇 |
2012年 | 106篇 |
2011年 | 97篇 |
2010年 | 91篇 |
2009年 | 84篇 |
2008年 | 72篇 |
2007年 | 65篇 |
2006年 | 52篇 |
2005年 | 73篇 |
2004年 | 38篇 |
2003年 | 35篇 |
2002年 | 29篇 |
2001年 | 21篇 |
2000年 | 30篇 |
1999年 | 32篇 |
1998年 | 19篇 |
1997年 | 18篇 |
1996年 | 30篇 |
1995年 | 17篇 |
1994年 | 29篇 |
1993年 | 17篇 |
1992年 | 19篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 16篇 |
1988年 | 15篇 |
1987年 | 9篇 |
1986年 | 1篇 |
1984年 | 2篇 |
排序方式: 共有2234条查询结果,搜索用时 15 毫秒
571.
为了研究飞行攻角对高超声速双模块内转式进气道流动的影响,本文通过试验和仿真方法,获得了0°,4°和6°攻角条件下进气道模块内的流动结构。结果表明:在本文研究的攻角范围内,进气道均可起动,进气道压缩面侧的压力变化体现了基准流场的流动特性。在耦合作用下进气道模块间压缩面诱导的激波形态沿流向由弓形逐渐发展为钟形,并且在外压缩激波的扫掠影响下进气道的三个角区出现了强度不同的旋涡结构。进气道压缩面侧的角区旋涡随着攻角的增加而逐渐增强,而进气道出口截面上低能流区域随着攻角的增加而逐渐减小。低能流区域内的二次旋涡呈现不同的变化趋势,位于上半截面的旋涡随着攻角的增加其逐渐向上移动,而位于下半截面的旋涡位置基本保持不变。 相似文献
572.
为了研究空气喷注环缝宽度对两相旋转爆轰波压力与频率特性的影响,通过改变环缝宽度与当量比开展了大量实验研究。旋转爆轰发动机环形燃烧室外径、内径以及长度分别为204mm、166mm和155mm。汽油和高温空气采用高压雾化喷嘴与环缝对撞喷注的方式进行混合,以此提高推进剂的掺混效果与活性,发动机采用预爆轰管作为点火装置。实验通过燃烧室内测得的高频动态压力信号,对两相旋转爆轰波的传播稳定性、压力特性以及频率特性进行了详细分析。实验结果表明:在不同环缝宽度下均实现了高总温空气与汽油的两相旋转爆轰。当环缝宽度为3mm和4mm,旋转爆轰波平均峰值压力与传播频率均随着当量比增大而增大;增加环缝宽度至6mm,爆轰波传播稳定性变差,平均峰值压力与传播频率随当量比先增大后减小。当环缝宽度为4mm,获得的旋转爆轰波平均峰值压力最高,压力脉动强度最小,爆轰波传播稳定性最强。在一定工况范围内,增加当量比可有效降低爆轰波峰值压力脉动强度。此外,随着空气环缝宽度的增加,爆轰波传播频率整体降低。当环缝宽度为3mm,当量比为1.19时,爆轰波以单波模态在环形燃烧室内连续旋转传播,平均传播速度约为1176.6m/s,爆轰波传播速度存在严重亏损。 相似文献
573.
574.
575.
为了缩短脉冲爆震燃烧室轴向长度,开展了气液两相U型脉冲爆震燃烧室(U-PDC)点火起爆特性试验研究。试验时采用火花塞点火和热射流点火,且点火能量可调。研究结果表明,两种点火方式均可实现U-PDC工作频率10~30Hz稳定工作,且DDT时间随工作频率提高而缩短,在5~11ms之间。此外,实现U-PDC稳定工作时,热射流所需的点火能量为0.05J较火花塞点火能量1J更低,并且热射流点火DDT距离更短,约718mm,起爆位置距来流入口的轴向距离约280mm,缩短了起爆所需的轴向长度,有利于工程应用。但是,进一步提高热射流点火能量,其DDT距离无明显变化。 相似文献
576.
577.
578.
开展加速试验已逐渐成为航空高性能结构(如涡轮叶片)性能分析与寿命管理的重要途径,然而对于加速试验结果的合理、有效评估成为了制约加速试验技术发展的难题。本文以现有物理机制方法为基础,通过构建微观结构特征与宏观性能之间的定量关系,提出基于微观特征定量辨识的加速有效性评估方法,对涡轮叶片加速损伤和失效机理进行系统阐释。结果表明:本文提出的评估方法克服了现有物理机制方法的主要缺点,使得评估结果更加准确可靠,对于提高航空高性能结构的性能分析与寿命预测的准确性具有重要的借鉴意义。 相似文献
579.
基于某型双转子涡扇发动机高压转、静子在工作中发生的碰摩现象,通过碰摩消除前后的整机振动响应对比,总结了高压转、静子碰摩的典型振动特征,结合碰摩特点及相关振动理论研究,建立了高压压气机转、静子碰摩模型,应用龙格库塔(Rung-Kutta)法求解模型特定转速下碰摩位置振动响应的频谱图。计算与试验结果表明:双转子结构发动机发生转、静子碰摩时靠近碰摩位置的机匣振动响应会出现次谐波、高次谐波和组合谐波成分,且随碰摩接触面积的增加而增加。 相似文献
580.
不同襟翼偏角梯形翼构型气动特性数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶离散精度的单调迎风格式(MUSCL),结合剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼高升力构型襟翼偏角变化对气动特性的影响。主要目的是进一步确认Trisonic Platform(TRIP)软件模拟高升力梯形翼不同襟翼偏角引起微小气动特性变化的能力。首先,简要介绍了采用的计算方法;其次,介绍了两种襟翼偏角的梯形翼模型及风洞试验;最后,在网格收敛性研究的基础上,采用全湍流和转捩两种方式模拟了梯形翼构型不同襟翼偏角对气动特性的影响。与试验数据的对比结果表明,采用全湍流和转捩两种方式均可以较好地模拟不同襟翼偏角对气动特性的影响量,采用γ-Reθ转捩模拟方式可以提高梯形翼构型气动特性的模拟精度,失速迎角附近的气动特性模拟需要进一步研究。 相似文献