全文获取类型
收费全文 | 1654篇 |
免费 | 372篇 |
国内免费 | 229篇 |
专业分类
航空 | 1897篇 |
航天技术 | 115篇 |
综合类 | 165篇 |
航天 | 78篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 27篇 |
2022年 | 54篇 |
2021年 | 77篇 |
2020年 | 75篇 |
2019年 | 65篇 |
2018年 | 88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2255条查询结果,搜索用时 15 毫秒
991.
992.
993.
为了验证某型航空发动机粉末合金涡轮盘低循环疲劳寿命,在旋转试验器上进行了涡轮转子的低循环疲劳寿命试验。在试验过程中有轮缘凸块和配重块断裂飞出,导致试验失败,得出该低循环疲劳试验故障的主要原因是裂纹起始部位的局部应力偏高。通过建立故障部位的单圆弧、双圆弧和3圆弧局部模型进行有限元计算,研究了转接圆角处的应力与转接圆角半径的关系。研究结果表明:采用3圆弧转接方法对粉末合金涡轮盘寿命考核部位进行改进设计是最佳方案,降低了轮盘考核部位应力,提高了轮盘寿命,并通过了试验验证。 相似文献
994.
为了解决由于划分冷气腔和尺寸过小的多排气膜冷却孔导致网格量过大的问题,本文基于NUAA-Turbo平台,在气膜冷却孔出口处建立适用于变比热条件下的源项冷却模型来代替冷却气体从孔内流出,并且在孔内建立换热模型,用于模拟孔内的对流冷却。对气膜冷却平板算例气动研究发现:在吹风比为1.0时,计算值与试验值相吻合。而对吹风比为1.5的孔下游近壁处计算时,发现流向速度计算值与试验值存在11.1%的误差,但小于商用软件44.4%的误差,尽管发现优化后的源项冷却模型不能很好反映下游近壁处法向速度分布,但计算精度在商用软件源项冷却模型基础上有25%的提高。为了证明该方法的可行性,对气冷高压涡轮MT1导叶的等熵马赫数以及平均努塞尔数等相关实验数据与计算数据作了对比,研究发现:在吸力面和压力面计算值与试验吻合较好,而在无冷却气膜覆盖的叶片尾缘和叶片前缘等局部位置计算值与试验值存在误差。研究表明:优化后的源项冷却模型能够较为准确地模拟冷却射流的宏观特征,该方法对工程上气冷涡轮的设计有一定的应用潜力。 相似文献
995.
为了研究船舶燃气轮机进气系统中,过滤装置数值模型化处理方法的模拟精度及其适用性。针对一种双通道船舶燃气轮机进气系统,分别采用Fan边界和多孔介质模型方法对过滤装置(百叶窗、滤清器)的复杂结构进行处理,开展进气系统内流场特性的详细数值计算研究。结果表明:进气系统大部分总压损失源于燃烧空气滤清器产生的总压损失和竖井中的流动损失;与Fan边界相比,多孔介质模型方法能够获得更贴合实际的进气系统流场,对系统总压损失的预测更具可靠性;两种方法计算出的进气系统流动损失相差不超过10%;使用Fan边界需保证过滤装置不产生明显的整流作用,且压力损失实验数据完备,而选用多孔介质模型需要已知过滤装置阻力系数、孔隙率等物理参数。 相似文献
996.
997.
高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究 总被引:5,自引:0,他引:5
为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。 相似文献
998.
999.
1000.