全文获取类型
收费全文 | 587篇 |
免费 | 206篇 |
国内免费 | 124篇 |
专业分类
航空 | 791篇 |
航天技术 | 12篇 |
综合类 | 57篇 |
航天 | 57篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 7篇 |
2022年 | 26篇 |
2021年 | 28篇 |
2020年 | 43篇 |
2019年 | 37篇 |
2018年 | 33篇 |
2017年 | 34篇 |
2016年 | 34篇 |
2015年 | 50篇 |
2014年 | 51篇 |
2013年 | 49篇 |
2012年 | 59篇 |
2011年 | 47篇 |
2010年 | 39篇 |
2009年 | 59篇 |
2008年 | 42篇 |
2007年 | 47篇 |
2006年 | 29篇 |
2005年 | 28篇 |
2004年 | 22篇 |
2003年 | 15篇 |
2002年 | 20篇 |
2001年 | 10篇 |
2000年 | 14篇 |
1999年 | 12篇 |
1998年 | 12篇 |
1997年 | 5篇 |
1996年 | 7篇 |
1995年 | 8篇 |
1994年 | 9篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 4篇 |
1990年 | 5篇 |
1989年 | 5篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有917条查询结果,搜索用时 265 毫秒
891.
迎角动态变化对二元高超声速进气道气动特性的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
针对高超声速飞行器受到扰动后迎角可能会发生瞬时大幅度改变或振荡的问题,对来流马赫数为4.03、迎角动态变化的二元高超声速进气道流场进行了非定常数值模拟,分别在进气道等速上仰和按正弦波振荡条件下研究了迎角动态变化对进气道气动特性的影响。计算结果表明:迎角动态变化时,进气道流场特征和性能参数的变化规律和稳态时情况基本保持一致,但是存在明显的迟滞现象;二元高超声速进气道动态上仰的迎角速率越大,进气道发生不起动时的迎角值越大;在进气道下壁面附近的低速区,非定常效应的影响显著,受进气道固壁面运动的影响,低速区的产生、发展及消失影响进气道气动特性。 相似文献
892.
893.
二维超/高超声速进气道流场数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
对超/高超声速三级压缩进气道流场进行了数值模拟,来流马赫数为4、6,进气道内流动为层流状态,根据二维Navier-Stokes方程,采用二阶精度Roe格式进行离散。按照流场特点,合理地设计网格分布及调整不同黏性范围的熵修正,防止了壁面附近过大的数值耗散,使计算结果更加合理。在进气道模型的各级压缩折转角处,获得了清晰的激波结构,在进气道内部的各种波系的相交、反射和激波诱导的边界层分离等现象都得到合理的描述。计算得到的压力分布,在各级压缩斜板上同简单波理论结果十分接近。用本文方法计算了另一个二级压缩进气道,沿上、下壁面的压力分布与试验比较符合得较好。 相似文献
894.
895.
超声检漏方法及应用研究 总被引:2,自引:2,他引:0
超声检漏法是一种新型可快速定位漏点的无损检测方法。文章对泄漏超声进行了理论分析,说明了方向角、检测距离等信号检出影响因素,建立了真空系统泄漏CFD模型,进行参数计算,并进行了真空系统泄漏超声检测试验和阀门内漏超声检测试验,总结出超声检漏试验方法,并初步得到声信号与泄漏量间的函数关系。 相似文献
896.
897.
针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。 相似文献
898.
899.
为了满足航空发动机型号设计、适航审定等阶段所采用的仿真模型能够快速有效计算进气畸变对发动机性能影响的需要,开展了基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法研究。在发动机整机性能通用仿真系统基础上,通过继承、关联等方法,构建平行压气机部件类;以发动机整机性能仿真模型迭代计算参数作为子压气机出口边界约束,进行子压气机工作点迭代计算,从而获得压气机、发动机工作点及发动机整机性能;以某型混合排气加力式双转子涡扇发动机为仿真对象,分别计算了设计点性能和进气畸变条件下的非设计点性能,验证了计算方法的有效性,并分析了进气畸变对压气机及发动机整机性能的影响。 相似文献
900.
为了模拟发动机进气加温试验,开展了发动机地面试车台进气加温试验研究,设计了一套合理的进气加温设备,并提出
了进气加温试验测试方案和试验方法。结果表明:在108.88 ℃进气温度下,高温区角度为180°,高温区主要分布在0°和180°位置,
低温区分布在90°和270°位置,隔开了连续高温区,高温区平均温度和面平均温度差值较小,温度周向不均匀度为0.43%,温度分
布均匀,不存在强烈温度畸变情况;在进气温度从94.82 ℃上升至108.88 ℃时用时80 s,高温区温升率为0.18 ℃/s,时间域内的温度
畸变较小,裕度损失小,温场无旋转,高温区分布和周向温度不均匀度均不随时间变化产生明显改变;在进气温度从65.34 ℃升至
108.88 ℃时,周向分布保持均匀,建立了面平均温度、高温区面平均温度的线性关系。获得了台架温场均值与发动机控制系统采
集进气温度的关系。 相似文献