全文获取类型
收费全文 | 306篇 |
免费 | 57篇 |
国内免费 | 8篇 |
专业分类
航空 | 245篇 |
航天技术 | 35篇 |
综合类 | 22篇 |
航天 | 69篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 12篇 |
2022年 | 11篇 |
2021年 | 8篇 |
2020年 | 12篇 |
2019年 | 13篇 |
2018年 | 3篇 |
2017年 | 11篇 |
2016年 | 12篇 |
2015年 | 9篇 |
2014年 | 24篇 |
2013年 | 15篇 |
2012年 | 39篇 |
2011年 | 22篇 |
2010年 | 16篇 |
2009年 | 22篇 |
2008年 | 18篇 |
2007年 | 12篇 |
2006年 | 16篇 |
2005年 | 15篇 |
2004年 | 10篇 |
2003年 | 10篇 |
2002年 | 3篇 |
2001年 | 6篇 |
2000年 | 9篇 |
1999年 | 2篇 |
1998年 | 2篇 |
1997年 | 3篇 |
1996年 | 2篇 |
1995年 | 3篇 |
1994年 | 1篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 5篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 7篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 3篇 |
1984年 | 2篇 |
1981年 | 2篇 |
排序方式: 共有371条查询结果,搜索用时 17 毫秒
271.
为研究一、二级气量分配对双级轴向旋流器流量特性及出口流场的影响,对不同气量分配的双级轴向旋流器开展了流量特性试验和PIV试验研究,获得了气量分配对旋流器流量、流量系数和出口流场的影响规律。试验结果表明:相同空气压差下,随着节流面积的增大,一级流量系数减小,二级流量系数变化不显著。一、二级面积比小于0.75时,一级流量系数大于二级流量系数;面积比大于0.75时,二级流量系数大于一级流量系数。随着一、二级气量比的增大,旋流器出口下游回流区速度降低,回流区外侧扩张锥面轴向速度和径向速度均降低,中心回流区变小。中心线轴向速度随气量比的增大先增后减。 相似文献
272.
燃气发生器可以有效解决低马赫数、低总温条件下液态煤油在超声速燃烧室中点火与稳定燃烧的困难。为给低马赫数条件下燃气发生器设计和强迫点火方式提供参考,在来流马赫数6、总温1650K条件下,开展了不同燃烧室结构、煤油的添加及分布、燃烧组织方式对点火和燃烧的影响实验研究。研究结果表明,随着出口喉道的减小,冷热工况燃烧室壁面压力增大,同时隔离段内受扰动最前点位置向上游移动。燃烧室出口面积与隔离段出口面积之比Q_S为0.50时,进气道在冷工况能够正常运行,热工况时煤油开始燃烧造成进气道喘振;Q_S为0.78和1.12时,进气道在冷热工况均可正常运行;Q_S为0.78,两个喷注位置组合下,煤油当量油气比达到11时能够成功点火并稳定燃烧,进气道正常启动,燃气发生器能够产生高温富油燃气。低驱动压、大喷孔的离心喷嘴喷注煤油更容易燃烧且燃烧效果更好。高富油条件下,以可添加煤油最大煤油量为分界,增加或减少煤油喷注量,可以作为小范围控制生成燃气温度的一种方式。 相似文献
273.
274.
为了探讨单入口-双出口孔内流阻特性,试验研究了不同次孔方位角下该孔的流量系数。吹风比变化范围为0.2到2.0,基于通道入口主流速度和气膜孔直径的雷诺数为6200、9300和12400。结果表明:次孔方位角45°和90°的单入口-双出口孔流量系数大于其他孔型流量系数,最大增幅为15%;低吹风比时,吹风比变化是引起流量系数变化的主要原因,而主流雷诺数和次孔方位角变化对流量系数几乎没有影响;高吹风比时,吹风比、雷诺数和次孔方位角的变化对流量系数都有一定影响。综合考虑流量系数和文献中冷却效率数据,得出次孔方位角为45°的单入口-双出口孔为最优孔型。 相似文献
275.
276.
2月25日,在灯火辉煌的老挝万象东昌酒店,中国航天科技集团公司所属的中国亚太移动通信卫星有限责任公司、中国长城工业总公司与老挝总理府科技署的《老挝卫星广播通信系统建设项目合同》签约仪式在这里隆重举行。 相似文献
277.
278.
双舌型挡板VGT蜗壳速度场的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
使用IFA300热膜风速仪,通过选择合适的低通滤波器、合适的采样频率和采样时间,用X形探针测量了其无叶喷嘴出口速度的分布以及蜗壳流道的速度场。结果表明:在两档板全关时,喷嘴出口速度分布较均匀;随两挡板开度变化,喷嘴出口速度分布变化较大;而且沿蜗壳周向其径向速度分布较均匀,切向速度分布变化较大;沿蜗壳轴向,两者变化均较大。当两挡板开度变化时,蜗壳流道截面上流通速度的分布不同于自由涡流规律,二次流速度分量分布形态类似。 相似文献
279.
结合声波传感器与计算机断层成像技术,提出一种航空发动机燃烧室环形出口温度场重建的方法.首先确定了航空发动机燃烧室出口处声波速度与温度的数学模型,然后用最小二乘方法对航空发动机燃烧室环形出口温度场进行了重建.仿真结果表明,温度场重建结果的相对平均误差在3%以内,相对最大误差在6%以内,该方法具有测温范围宽,可测得航空发动机燃烧室环形出口截面温度分布等优点. 相似文献
280.
以气流温度测量原理为基础,简述了航空发动机试车台涡轮出口总温测控系统的现场校准方法,分析航空发动机试车台涡轮出口总温测控系统的现场校准存在的缺陷,提出了在现场校准的基础上,通过在校台用航空发动机上安装精密抽气式热电偶组,对航空发动机试车台涡轮出口总温测控系统进行在线校准的方法,同时给出了测量不确定度的评估。 相似文献