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《固体火箭技术》2021,44(1)
喉衬是固体火箭发动机非常关键的部件。自20世纪60年代起,碳/碳复合材料即在固体火箭发动机中得到广泛应用。喉衬材料不仅要承受热负荷、力学负荷和热冲击,还要经受化学侵蚀。喉衬的烧蚀规律,尤其是烧蚀速率及烧蚀机理,对于火箭的研制具有重要意义。采用理论分析、数值仿真及试验研究相结合的方法,具体分析了某固体火箭发动机碳/碳喉衬的烧蚀过程。理论方面,将烧蚀划分为热化学烧蚀及机械剥蚀,建立能量平衡方程。借助商业软件MSCMarc,建立简化的边界条件,采用精确的材料参数,获得了喉衬的烧蚀速率。结果表明,喉部前端烧蚀最为严重,平均烧蚀率约为0.068 mm/s。采用微米CT三维重构技术,获得了试验前后喉衬形貌,得到了喉衬各点烧蚀率。数值结果同试验结果最大误差约为20%。考虑到数值模拟忽略了点火阶段及拖尾段对喉衬的烧蚀作用较小,数值分析得到的烧蚀率应大于实际。 相似文献
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为了研究襟翼表面的声激励对多段翼型升力特性的影响机理,利用湍动能假设进行数值计算研究。以湍动能的量值、雷诺数以及襟翼与主翼的搭接量为参数,研究上述参数的变化对升力特性的影响,得到的结果与实验值符合良好。在多段翼型缝道处加入湍动能的影响规律是:(1)在升力特性线性段减少了升力系数,在失速点附近可以推迟分离,提高升力系数;(2)当雷诺数增加时,湍动能对升力系数的影响量减小;(3)在搭接量为零时,湍动能的影响最大。上述规律与在缝道处加入声学激励的影响规律一致,表明采用注入湍动能来类比声学激励有一定的应用价值。 相似文献
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为考察运行参数对火焰描述函数的影响,及验证结合火焰描述函数的燃烧室热声不稳定数值预测方法可行性,测量了一燃气轮机典型旋流部分预混火焰不同运行参数下的火焰描述函数,并结合该实测火焰描述函数及热态阻尼率,采用亥姆霍兹法数值预测了燃烧室自激热声振荡参数。结果表明,该旋流部分预混火焰的火焰描述函数具有低通和带通增益峰,随激励振幅增加,增益不断降低;相位值与频率基本呈线性关系。当量比较低时,火焰描述函数主要呈现火焰拉伸效应引起的低通增益峰;随当量比增加,低通增益逐渐减弱,涡脱落效应引起的带通增益峰逐渐加强。随空气流量增加,火焰描述函数高增益频率带明显拓宽,而高增益对应的施特劳哈尔数St边界变化较小,增益峰均位于St=0.23和0.80附近。结合实测火焰描述函数、热态有火焰下阻尼率及温度分布,亥姆霍兹法数值预测的特征频率相对误差约10%,速度振幅比绝对误差在0.05以下。 相似文献
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鉴于有限元法(finite element method, FEM)在求解中高频段天线结构振动噪声问题中的局限性,引入统计能量分析(statistical energy analysis, SEA)方法进行天线结构全频段的噪声分析:以卫星天线反射面为研究对象建立统计能量模型;将声振响应分析结果与卫星天线噪声试验结果进行对比,发现当内损耗因子≤1.0%时,二者吻合良好,0.5%是最佳内损耗因子。以上验证了统计能量分析方法可有效应用于卫星天线结构预示,并可作为卫星型号研制过程中天线结构动力学分析的有益补充。 相似文献
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干式低污染燃烧室为保证安全、稳定、高效的运行状态,通常需要进行燃烧调整。本文针对一种干式低污染燃烧室用轴向双级反旋预混喷嘴,在常温常压条件下开展燃烧调整边界实验研究。测量并探究了影响燃烧调整边界的因素,如贫熄火边界、污染物排放边界以及动态压力脉动边界,着重分析了喷嘴内的剪切层稳焰机理以及火焰根部跳动与壁面相干作用导致的热声振荡机理。研究结果表明,由NOx、CO、火焰状态、动态压力脉动和熄火边界共同决定的稳定运行边界在低负荷条件下为当量比0.576~0.714,随着热负荷升高,运行边界有所收窄。对比分析了纯甲烷以及掺50%H2两种燃料的燃烧调整边界,燃料加氢后边界整体向低当量比移动,运行窗口宽度得到拓展。 相似文献
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本文发展了一种基于有限元和边界元耦合方法的管道进口声传播及声辐射计算模型。该模型将整个声场分为内部有限域和外部无界域,分别用有限元和边界元方法求解控制方程,在二者之间的界面上使用具有物理意义的声阻抗参数进行匹配,并通过一种快速迭代方法实现全声场求解。这种迭代方法可以保证有限元刚度矩阵等带宽以及对称的特性不被破坏,有助于提高计算效率。该模型先得到了Levine and Schwinger标准解的检验,进而在无流动情况下对于简化的航发短舱进口管道模型进行了噪声辐射现象的数值模拟,最后基于计算结果分析了声衬对远场声辐射的影响。 相似文献