全文获取类型
收费全文 | 1957篇 |
免费 | 363篇 |
国内免费 | 444篇 |
专业分类
航空 | 2378篇 |
航天技术 | 78篇 |
综合类 | 279篇 |
航天 | 29篇 |
出版年
2024年 | 10篇 |
2023年 | 28篇 |
2022年 | 69篇 |
2021年 | 75篇 |
2020年 | 93篇 |
2019年 | 114篇 |
2018年 | 111篇 |
2017年 | 115篇 |
2016年 | 121篇 |
2015年 | 123篇 |
2014年 | 140篇 |
2013年 | 122篇 |
2012年 | 143篇 |
2011年 | 149篇 |
2010年 | 105篇 |
2009年 | 121篇 |
2008年 | 126篇 |
2007年 | 129篇 |
2006年 | 101篇 |
2005年 | 85篇 |
2004年 | 86篇 |
2003年 | 69篇 |
2002年 | 66篇 |
2001年 | 47篇 |
2000年 | 48篇 |
1999年 | 39篇 |
1998年 | 35篇 |
1997年 | 41篇 |
1996年 | 32篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 28篇 |
1993年 | 30篇 |
1992年 | 18篇 |
1991年 | 37篇 |
1990年 | 32篇 |
1989年 | 25篇 |
1988年 | 25篇 |
1987年 | 5篇 |
排序方式: 共有2764条查询结果,搜索用时 312 毫秒
981.
This article proposes a tandem cascade constructed to tackle the thorny problem of designing the high-loaded stator with a supersonic inflow and a large turning angle.The front cascade adopts a supersonic profile to reduce the shock wave intensity turning the flow into subsonic,while the rear cascade adopts a subsonic profile with a large camber offering the flow a large turning angle.It is disclosed that the losses would be minimized if the leading edge of the rear cascade lies close to the pressure side of the front cascade at a distance of 20% pitch in pitch-wise direction without either axial spacing or overlapping in axial direction.The 2D numerical test results show that,with the inflow Mach number of 1.25 and the turning angle of 52°,the total pressure loss coefficient of the tandem cascade reaches 0.106,and the diffusion factor 0.745.Finally,this article has designed and simulated a high-loaded fan stage with the proposed tandem stator,which has the pressure ratio of 3.15 and the efficiency of 86.32% at the rotor tip speed of 495.32m/s. 相似文献
982.
湍流模型对压气机数值模拟精度的影响 总被引:3,自引:2,他引:1
开发了一个求解叶轮机全三维黏性流场的程序,采用了目前叶轮机数值模拟中常用的且模拟性能较好的三种湍流模型:k-ε模型,k-ω模型,Spalart-Allmaras(S-A)模型,计算了跨声压气机NASA(National Aeronautics and Space Administration) Rotor 37的流场,并与实验进行了性能参数、三维流场和角区流动的对比分析.考察在相同的数值计算平台上进行比较这几个湍流模型对压气机的数值模拟性能的影响.最终结果表明:对于具有强剪切、存在分离流的复杂的叶轮机三维流场来说,k-ω模型数值模拟精度更高,相比其他两个模型具有一定的优势. 相似文献
983.
通过求解雷诺平均NS方程并采用影响系数法,对三个基本正交模态的三维振荡跨音风扇叶片绕流问题进行了研究,并基于刚体运动假设和模态叠加法,得到了可用于叶轮机械设计阶段颤振稳定性评估的稳定性参数图。结果表明,跨音风扇内部,激波对非定常气动力的分布具有主导作用;通过对稳定性参数图的分析表明,在一定情况下振型对颤振稳定性有重要影响,应将其作为颤振稳定性设计的重要参数之一;跨音风扇和亚音低压涡轮的稳定性参数图对比分析表明,二者稳定性参数分布形式具有相似性。 相似文献
984.
985.
986.
叶轮机械颤振稳定性工程预测方法在跨声风扇中的进一步探讨 总被引:3,自引:2,他引:1
通过求解雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程并采用影响系数法,对三个基本正交模态的三维振荡跨声风扇叶片绕流问题进行了研究,基于刚体运动假设和模态叠加法,得到了可用于叶轮机械设计阶段颤振稳定性评估的稳定性参数图.结果表明,跨声风扇内部,激波对非定常气动力的分布具有主导作用;在一定情况下振型对颤振稳定性有重要影响,应将其作为颤振稳定性设计的重要参数之一;跨声风扇和亚声低压涡轮的稳定性参数图对比分析表明,两者稳定性参数分布形式具有相似性. 相似文献
987.
988.
989.
990.
采用粒子图像测试技术(PIV Particle Image Velocimetry)和热线相结合的方法,对静子尾缘有无吹气条件下尾迹区流场进行测量,得到了不同尾部吹气量下的静子尾迹区的流场,通过测量得到了尾迹区的流动显示、速度矢量图和涡量图,并根据无动量亏损厚度确定了纯尾迹、弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流四种尾迹流动特征。同时对PIV测试结果和热线测试结果进行了对比,两个实验结果比较吻合,验证了PIV实验的准确性,实验结果认为无动量亏损尾迹区与纯尾迹流动相比具有速度周向变化小和脉动小等特点。 相似文献