全文获取类型
收费全文 | 1754篇 |
免费 | 232篇 |
国内免费 | 140篇 |
专业分类
航空 | 1684篇 |
航天技术 | 192篇 |
综合类 | 31篇 |
航天 | 219篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 19篇 |
2022年 | 39篇 |
2021年 | 45篇 |
2020年 | 44篇 |
2019年 | 40篇 |
2018年 | 28篇 |
2017年 | 29篇 |
2016年 | 33篇 |
2015年 | 45篇 |
2014年 | 39篇 |
2013年 | 28篇 |
2012年 | 39篇 |
2011年 | 48篇 |
2010年 | 55篇 |
2009年 | 64篇 |
2008年 | 214篇 |
2007年 | 393篇 |
2006年 | 221篇 |
2005年 | 228篇 |
2004年 | 176篇 |
2003年 | 168篇 |
2002年 | 16篇 |
2001年 | 11篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 12篇 |
1998年 | 14篇 |
1997年 | 12篇 |
1996年 | 7篇 |
1995年 | 2篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 4篇 |
1992年 | 6篇 |
1991年 | 3篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 5篇 |
排序方式: 共有2126条查询结果,搜索用时 15 毫秒
991.
小型涡喷发动机数控调节器的半实物仿真 总被引:5,自引:0,他引:5
介绍了某小型涡喷发动机数控调节器的半实物仿真试验系统的设计,以及软件和硬件的试验配置。半实物仿真试验对涡喷发动机控制系统的稳态和瞬态性能进行了校正和验证。试验完成了发动机数控调节器在地面和空中起动、停车功能的检验;自动加、减速功能,稳态调节性能的校正和校验;评价了发动机空中起动,按理论弹道飞行过程的调节性能。最后,给出了部分的仿真试验曲线。 相似文献
992.
高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向,但高超声速飞行工况的特殊性使其动力
系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详
细评述。热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响,但其目前在该领域研究技术的成熟度较低,飞发一体化是
解决问题的重要技术途径之一。通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比,概述了现有高超声速
动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等,在此基础上总结了能热(能源与热)管理的未来发展趋势为热电转换
等,为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。 相似文献
993.
994.
995.
Aerospike nozzle contour design and its performance validation 总被引:1,自引:0,他引:1
A simplified design and optimization method of aerospike nozzle contour and the results of tests and numerical simulation of aerospike nozzles are presented. The primary nozzle contour is approximated by two circular arcs and a parabola; the plug contour is approximated by a parabola and a third-order polynomial. The maximum total impulse from sea level to design altitude is adopted as objective to optimize the aerospike nozzle contour. Experimental studies were performed on a 6-cell tile-shaped aerospike nozzle, a 1-cell linear aerospike nozzle and a 3-cell aerospike nozzle with round-to-rectangle (RTR) primary nozzles designed by method proposed in present paper. Three aerospike nozzles achieved good altitude compensation capacities in the tests and still had better performance at off-design altitudes compared with that of the bell-shaped nozzle. In cold-flow tests, 6-cell tile-shaped aerospike nozzle and 1-cell linear aerospike nozzle obtained high thrust efficiency at design altitude. Employing gas H2/gas O2 (GH2/GO2) as propellants, hot-firing tests were carried out on a 3-cell aerospike nozzle engine with RTR primary nozzles. The performance was obtained under two nozzle pressure ratios (NPR) lower than design altitude. Efficiency reached 92.0–93.5% and 95.0–96.0%, respectively. Pressure distribution along plug ramp was measured and the effects of variation in the amount of base bleed on performance were also examined in the tests. 相似文献
996.
对一种背部安装的狭缝式进气道进行了设计和仿真研究,获得了该类进气道的流动特征和工作特性。结果表明,由于存在剧烈的通道弯曲和宽度收缩,进气道的内部流动较为恶劣,边界层气流在通道的上方和下方两侧堆积,并在扩压器后段的上部出现了分离。当自由流马赫数为0.70、迎角为0°时,进气道出口截面的总压恢复系数为0.975,总压畸变指数则达0.484。另外,进气道前方的大鼓包未能起到有效排除前体边界层气流的效果,而正迎角下前体侧棱产生的前缘涡则能将前体边界层扫向机体的两侧,有效减少了进入内通道的低能气流,对出口截面下方两侧的低总压区起着抑制作用。本文的工作还为狭缝式进气道的改进设计提供了依据。 相似文献
997.
回流口位置对液体火箭液氧贮箱热分层的影响 总被引:3,自引:2,他引:1
低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素.采用计算流体力学(CFD)技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律.研究表明,当回流口位于下封头以上2 m位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳.此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持. 相似文献
998.
综合飞行/矢量推进系统控制器分离方法 总被引:1,自引:1,他引:0
详细阐述了综合飞行/矢量推进系统控制器分离问题,并给出了采用解析法求解控制器分离问题的步骤.以解析的控制器分离为基础,提出了一种基于非线性最小二乘方法的控制器分离的优化方案,该优化方案非常有效并且很便于实现.利用此优化方案,求取了一个最优的控制器分离.非线性仿真实验表明:最优分离子控制器几乎达到了同集中控制器一样的闭环性能,所讨论的控制器分离方案是相当合适和成功的. 相似文献
999.
提出了利用现有球形滚刀与改造滚齿机加工面齿轮的方案。推导了球形滚刀基本蜗杆螺旋面方程,建立了滚切面齿轮的坐标系统。通过对成形误差曲面的研究发现用现有球形滚刀加工面齿轮的理论造形误差很小,且远小于插齿成形误差。轮齿接触分析表明滚切得到的面齿轮与标准圆柱齿轮啮合轨迹的位置及方向与理论啮合轨迹基本一致,而滚切得到的面齿轮副传动误差为有利的抛物线形。该文的研究为面齿轮的加工找到了新方法,并为球形滚刀开辟了新用途。 相似文献
1000.
本文基于Launder-Sharma(LS)低雷诺数的 两方程湍流模型发展了一种新的具有转捩敏感性的低雷诺数湍流模型。针对LS模型的可实现性(realizability)问题和前缘滞止点湍动能预测过大的不足,新模型进行了改进。新模型只使用当地物理量,不需要求解壁面距离、Y+和边界层积分参数。新模型能够适用于广泛的流动,且容易应用到通用的CFD程序中。对具有详细数据的零压力梯度平板转捩边界层T3A实验的模拟结果显示,新模型能够预测转捩流动,并能对自由湍流变化给出合理的响应。
关键词:航空、航天推进系统;转捩模型;转捩流动;数值模拟 相似文献