全文获取类型
收费全文 | 320篇 |
免费 | 50篇 |
国内免费 | 58篇 |
专业分类
航空 | 339篇 |
航天技术 | 44篇 |
综合类 | 28篇 |
航天 | 17篇 |
出版年
2023年 | 4篇 |
2022年 | 9篇 |
2021年 | 19篇 |
2020年 | 14篇 |
2019年 | 21篇 |
2018年 | 13篇 |
2017年 | 19篇 |
2016年 | 30篇 |
2015年 | 23篇 |
2014年 | 27篇 |
2013年 | 17篇 |
2012年 | 21篇 |
2011年 | 26篇 |
2010年 | 19篇 |
2009年 | 25篇 |
2008年 | 21篇 |
2007年 | 11篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 11篇 |
2004年 | 12篇 |
2003年 | 8篇 |
2002年 | 14篇 |
2001年 | 9篇 |
2000年 | 7篇 |
1999年 | 6篇 |
1998年 | 3篇 |
1997年 | 3篇 |
1996年 | 1篇 |
1995年 | 1篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 1篇 |
1992年 | 2篇 |
1991年 | 3篇 |
1990年 | 1篇 |
1989年 | 2篇 |
1988年 | 1篇 |
排序方式: 共有428条查询结果,搜索用时 250 毫秒
31.
液体火箭发动机试验中,流量和转速传感器输出的信号为不规则的频率信号,对不规则频率信号的调理是准确测量的关键环节。介绍了液氧煤油发动机地面试验中流量和转速参数信号的调理技术,重点阐述频率信号调理器的原理、功能、设计要点及调试方法,给出了频率信号调理器的关键环节原理图。使用这种频率信号调理器对液氧煤油发动机试验中流量和转速传感器输出的频率信号直接进行调理,保证了频率型参数的准确测量。 相似文献
32.
33.
旋转光滑直通道湍流流动二维热线实验 总被引:3,自引:3,他引:0
采用二维热线测量了旋转光滑直通道内不同流向位置上的平均速度和雷诺应力。实验结果表明:较高的当地旋转参数使得旋转对平均速度的影响区域扩大并且导致了前缘面附近湍流流动的再层流化。后缘面附近无量纲主流平均速度型严格按照旋转数顺序依次排列,且在对数律区呈现对数律分布。与此同时,所有无量纲雷诺应力分量在后缘面附近基本不受旋转影响。再层流化导致了前缘面附近无量纲主流平均速度型无法在对数律区维持对数律分布,且所有雷诺应力分量都随着旋转数和流向位置半径增大不断衰减;经过u-v象限分析,再层流化现象的直接原因被归于湍流脉动生成减少。 相似文献
34.
针对转子系统不平衡特征再现设计问题,提出1种基于动力学相似关系的模型再现方法。根据转子系统的振动微分方程,通过积分模拟法和量纲分析法建立转子系统中转轴、转盘、弹性支承和不平衡量的相似关系。根据相似关系,设计了原型不平衡转子系统的动力学相似模型,利用有限元方法仿真验证了所得相似关系的正确性。试验采用最小二乘三点法识别原型与模型不平衡转子试验台的不平衡量,给出再现原型不平衡特征的过程,验证了不平衡特征再现设计方法的有效性。总结了基于动力学相似关系的转子系统不平衡特征再现设计方法。 相似文献
35.
36.
37.
旋转对曲率表面气膜冷却效率影响的数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对旋转状态下曲率通道的气膜冷却现象的流动和换热进行数值模拟,得到了不同旋转数下凸表面和凹表面的冷却效率分布。计算选用剪切应力输运(SST)湍流模型,主流雷诺数ReD=4 797,吹风比M=0.4,旋转数Rt=0~0.023 9。研究结果表明,旋转数对冷却效率的影响明显:旋转数的增大使得气膜的轨迹偏转越明显,并且凸表面上气膜轨迹的偏转程度高于凹表面的。凸表面的冷却效率随着旋转数的增加而逐渐减小,而凹表面的冷却效率随着旋转数的增加而递增,并且旋转数的增加会弱化凸表面和凹表面上冷却效率的差别。 相似文献
38.
一种基于数值计算的轴流压气机旋转失速稳定性模型——之一:理论模型及算法分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提出了一个基于直接数值计算结果基础上的旋转失速线性稳定性模型,描述了如何从基本的Navier-Stokes方程出发,把轴流压气机流动稳定性问题转化为一个特征值问题的基本理论框架。对压气机不稳定边界的判断通过计算和检验特征值的方式来实现。本文给出了有限差分法和基于Gauss-Lobatto节点的谱配置方法两种数值离散的方式,并分析了这两种离散方式的收敛特性。 相似文献
39.
宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究 总被引:7,自引:4,他引:7
结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4~7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响. 相似文献
40.