全文获取类型
收费全文 | 295篇 |
免费 | 66篇 |
国内免费 | 34篇 |
专业分类
航空 | 241篇 |
航天技术 | 63篇 |
综合类 | 42篇 |
航天 | 49篇 |
出版年
2023年 | 9篇 |
2022年 | 16篇 |
2021年 | 15篇 |
2020年 | 12篇 |
2019年 | 18篇 |
2018年 | 17篇 |
2017年 | 12篇 |
2016年 | 18篇 |
2015年 | 13篇 |
2014年 | 10篇 |
2013年 | 9篇 |
2012年 | 14篇 |
2011年 | 22篇 |
2010年 | 15篇 |
2009年 | 28篇 |
2008年 | 19篇 |
2007年 | 20篇 |
2006年 | 14篇 |
2005年 | 14篇 |
2004年 | 12篇 |
2003年 | 10篇 |
2002年 | 13篇 |
2001年 | 6篇 |
2000年 | 2篇 |
1999年 | 7篇 |
1998年 | 7篇 |
1997年 | 7篇 |
1996年 | 6篇 |
1995年 | 10篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 4篇 |
1992年 | 1篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 4篇 |
1988年 | 3篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有395条查询结果,搜索用时 15 毫秒
171.
航天器密封舱在地面模拟试验中常通过降压法抑制自然对流的影响,但降压比的选择 往往缺乏定量准则,这使得自然对流的抑制效果得不到保证。使用数值模拟方法确定临 界压力比,以几种典型航天器密封舱内的流动换热情况为例,分析了不同Gr/Re 2 数和压力比下密封舱内的流动换热情况。得到了舱内气体温度分布和对流换热系数。通 过比较空间情况和地面情况的计算结果,分析了自然对流给流动换热带来的影响,给出了判 断临界压力的准则式,并给出了临界Gr/Re 2数。结果表明:临界压力 的准则关系和密封舱的形状和内部结构无关。
相似文献
相似文献
172.
173.
受限浸没射流阵列冲击针肋热沉的传热特性 总被引:1,自引:1,他引:0
以去离子水为工质,对受限浸没射流阵列冲击矩形针肋热沉的传热特性进行了实验研究.讨论了热沉几何参数和射流雷诺数对传热特性的影响规律.结果表明:针肋高度直接影响换热能力,但并非越高越好;热沉传热特性受针肋宽度与肋间距影响较大,Nu在0.625≤W/G≤1.000内呈塔型分布;Nu在2.5≤H/d≤10.0之间不断下降;S/d在3.00~4.50之间,Nu随S/d的增大单调递增,但Re增大到4000后,换热性能与S/d基本无关;S/d在4.50~7.00之间,Nu随S/d的增大单调递减;热沉的热阻随泵功的增大而降低,但变化渐趋平缓. 相似文献
174.
已有充分的证据表明, 大气对流层的雷暴迹象是大气中间层重力波活动的显著代表源.在雷暴迹象的上方, 通过火箭已观测到大气中间层出现的热效应, 也已通过雷 达探测到大气平流层出现的上行重力波, 从地面和卫星平台上观察到夜间气辉有序而 成环状的重力波波形. 所有这些实验结果都与位于观测点下方的雷暴活动有紧密联系. 此类雷暴通常主要集中在中国东部沿海以及地球其他沿海海湾地域. 关于此类雷暴对大 气中间层的影响尚未被充分研究和了解. 为能有效地探究其成因, 利用所开发的一个二维计算机数值模型模拟和研究大气对流层的雷暴源所引发的上行重力波, 进而揭示 此类重力波产生的基本物理机理, 及其在大气中间层的能量耗散. 通过模拟研究发现, 雷暴源可以大面积高强度地聚集和释放积雨云的能量, 当这种周期性的对流变化引发大气对流层的不稳定性后, 就会有圆柱体重力波的产生和传播. 相似文献
175.
欧洲空间局两项材料领域课题MICAST和CETSOL均涉及微重力科学相关研究.通过等轴晶柱状晶转变(CET)分析了微重力环境对材料凝固过程的影响;介绍了一项在地面施加行波电磁场的标准(Benchmark)凝固实验,其温度场演化及微观凝固组织和浓度偏析均展示了磁控受迫对流对金属材料凝固过程的显著作用. 相似文献
176.
177.
为探索生物混合燃料在燃气轮机燃烧室内的应用,将丁醇掺混入航空煤油中,根据燃烧室的实验结果构建熵波对流模型,定量分析其不同体积分数对燃烧室内压力振荡频率的影响。实验结果表明:在燃烧室进口压力1.98 MPa、温度600 K和油气比0.03下,随着丁醇所占体积分数增大,燃烧室内压力振荡频率逐渐下降,而幅值变化无明显规律。熵波对流模型结果与实验吻合较好,通过分析表明,不同燃料组分热值变化引起的对流时间改变,是燃烧室压力振荡频率变化的主要原因,为控制燃烧室内压力振荡提供了参考。 相似文献
178.
针对具有相同相对曲率(d/D=0.1)的凹形和凸形半圆柱靶面,在典型的雷诺数(Re=5 000~12 000)和无因次冲击距离(H/d=1~8)下进行了射流冲击对流换热的实验研究,同时在特定的射流雷诺数下进行了射流冲击大涡模拟分析,以揭示冠齿喷管在不同形状靶面上的强化传热作用机制。研究结果表明:射流喷管和靶面形状对于射流驻点附近的流场和对流换热具有显著的影响,冠齿喷管出口诱导的流向涡改变了圆形射流发展中的轴对称环形涡内在特征,无论是凹形还是凸形靶面,冠齿喷管相对于圆形喷管都体现出一定的强化射流传热效果;与凸形靶面相比,射流冲击凹形靶面受到凹腔内部的回流影响,导致冠齿喷管射流冲击对流换热的降低。 相似文献
179.
为了提高航空发动机主推力球轴承热分析的计算精度,对轴承的摩擦发热和对流换热边界条件进行了分类及研究。应用ANSYS有限元分析软件,采用将摩擦热按体积生热率处理和将摩擦热按热流密度处理的2种不同方式,对边界条件进行了加载,分别对试验器状态的发动机主轴承进行了热分析计算,并与试验测量结果进行了对比。计算结果表明:采用表面效应单元加载热流密度的方式得到的轴承温度分布更理想,内部热点温度更集中,热点温度比按体积生热率加载的高。2种边界条件处理方法均已应用到航空发动机润滑系统热分析中,提高了航空发动机润滑系统热分析的准确性。 相似文献
180.