全文获取类型
收费全文 | 1651篇 |
免费 | 370篇 |
国内免费 | 239篇 |
专业分类
航空 | 1897篇 |
航天技术 | 116篇 |
综合类 | 165篇 |
航天 | 82篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 27篇 |
2022年 | 54篇 |
2021年 | 80篇 |
2020年 | 76篇 |
2019年 | 65篇 |
2018年 | 89篇 |
2017年 | 100篇 |
2016年 | 110篇 |
2015年 | 105篇 |
2014年 | 125篇 |
2013年 | 106篇 |
2012年 | 164篇 |
2011年 | 175篇 |
2010年 | 137篇 |
2009年 | 136篇 |
2008年 | 105篇 |
2007年 | 109篇 |
2006年 | 97篇 |
2005年 | 77篇 |
2004年 | 65篇 |
2003年 | 62篇 |
2002年 | 48篇 |
2001年 | 27篇 |
2000年 | 24篇 |
1999年 | 13篇 |
1998年 | 15篇 |
1997年 | 9篇 |
1996年 | 8篇 |
1995年 | 4篇 |
1994年 | 16篇 |
1993年 | 3篇 |
1992年 | 7篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 3篇 |
排序方式: 共有2260条查询结果,搜索用时 0 毫秒
911.
在涡轮稳态性能试验中,由于探针几何堵塞限制,进/出口测量截面上过少的测点以及近端壁流场信息缺失影响涡轮等熵效率的评估精度。本文基于涡轮出口截面近壁边界层与平板湍流边界层速度分布相似的假设,首先发展了涡轮近壁边界层总温、总压计算模型,然后利用PW E3单级高压涡轮的数值计算结果,分析发现此近壁边界层模型能大幅改进涡轮测试效率的精度,轮毂近壁测点位于5%~10%叶高、机匣近壁测点位于90%~95%叶高时,近壁边界层模型修正的涡轮效率精度最高。测试截面位于涡轮出口3倍转子叶根轴向弦长下游时,在不同的涡轮工况下,涡轮的修正效率与CFD全流场计算效率的误差小于0.3%。利用此模型,进一步分析了探针周向、径向测点数对涡轮效率的影响,获得了高精度测试效率所需的最少周向测点数为5,最佳径向点数可取7~10。获得的试验数据后处理方法以及测试探针布局准则,能用于指导工程上涡轮性能试验方案设计以及试验数据后处理。 相似文献
912.
近年来,全球风力发电装机容量呈指数增长。研究表明,风轮机对其附近的航管(ATC)监视雷达会产生严重影响。风轮机杂波的有效检测及抑制,对于保证空中交通安全具有重要意义。首先提出了基于回波谱宽特征的航管监视雷达的风轮机杂波检测方法。针对扫描模式下航管监视雷达频谱分辨率较低的问题,将基于自回归(AR)模型的超分辨率方法和质量中心的概念应用于雷达回波的快速谱宽和谱中心估计算法中,提高谱宽估计的精度。其次针对扫描模式下的风轮机回波数据不是一个完整周期数据的问题,基于缺省数据幅度和相位估计(GAPES)算法实现了扫描模式下风轮机雷达回波缺省数据的估计,而后利用风轮机杂波的周期性抑制风轮机杂波。该算法实现了风轮机杂波的有效检测和抑制,并且其不受限于风轮机与飞机目标在同一个距离单元的情况。仿真结果验证了所提方法的有效性。 相似文献
913.
914.
915.
916.
为验证某型民用航空发动机涡轮总体设计方案的可行性和安全性,以该型航空发动机涡轮的圆弧端齿连接结构为研究对象,利用有限元数值模拟方法研究了涡轮第1级盘与前轴之间采用圆弧端齿连接的设计对结构强度和疲劳失效的影响,分析了在高温及不同预紧力载荷工况下对圆弧端齿连接强度、疲劳等性能的影响规律.研究表明:该设计存在涡轮第1级盘与高压涡轮轴连接的外端齿分离而导致振动的风险,而增大预紧力可以提高螺栓连接传递荷载的能力,但螺栓孔边存在局部高应力问题.研究结果为圆弧端齿的设计方案提供了有效理论支撑和参考. 相似文献
917.
为研究转子不同叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能的影响机理,分别对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型
优化,并利用商业软件NUMECA进行数值模拟。结果表明:对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化后,压气机性能有较
大提高,改型后 0.204-0.408的各类间隙压气机性能优于 0.408-0.204间隙的。相比较平行间隙 PTC 0.204-0.204,渐变式 TTC
0.204-0.408和阶梯式STC 0.204-0.408的失速裕度分别提高1.12%和1.61%,峰值效率基本不变,同时近失速工况下的总压比和效
率也略有提高。叶尖泄漏涡得到抑制,间隙处的流体低速区明显减小,流动损失减小,流场得到较大改善。转子通道的总压比在
85%叶高处明显提高,分别提高了1.01%和3.13%。阶梯式叶尖间隙压气机的静子通道40%叶高处总压损失系数减小达75.4%。
对平行式叶尖间隙进行改型处理能够有效提高压气机性能,且阶梯式叶尖间隙比渐变式的对压气机性能提高的效果更加显著。 相似文献
918.
919.
SUN Da-wei 《航空动力学报》2010,25(5):1097-1102
This paper presented an experimental investigation the effects of the trailing edge cooling on the aerodynamic performance. The experiments were conducted on the low-speed linear cascade tunnel at Northwestern Polytechnical University. The external aerodynamic characteristics in the 40 percent chord downstream of exit plane were measured using five-hole probe with the different ejection rates. The results showed that the total pressure loss coefficient at the middle spanwise plane increased at first and then it has a decreasing tendency with the increase of ejection ratio. The trailing edge cooling would influence the structure of the turbine cascade outlet flow field. When the ejection rate was 3%,the loss area near the blade endwall would become stronger,but it would become weaker with the 6% ejection ratio. On the whole,the trailing edge cooling had more influence on the profile loss than on the secondary loss. 相似文献
920.