全文获取类型
收费全文 | 1010篇 |
免费 | 269篇 |
国内免费 | 182篇 |
专业分类
航空 | 1139篇 |
航天技术 | 66篇 |
综合类 | 96篇 |
航天 | 160篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 16篇 |
2022年 | 43篇 |
2021年 | 53篇 |
2020年 | 63篇 |
2019年 | 57篇 |
2018年 | 47篇 |
2017年 | 60篇 |
2016年 | 71篇 |
2015年 | 77篇 |
2014年 | 97篇 |
2013年 | 98篇 |
2012年 | 98篇 |
2011年 | 84篇 |
2010年 | 65篇 |
2009年 | 82篇 |
2008年 | 72篇 |
2007年 | 69篇 |
2006年 | 45篇 |
2005年 | 50篇 |
2004年 | 36篇 |
2003年 | 23篇 |
2002年 | 26篇 |
2001年 | 16篇 |
2000年 | 19篇 |
1999年 | 11篇 |
1998年 | 9篇 |
1997年 | 12篇 |
1996年 | 6篇 |
1995年 | 5篇 |
1994年 | 8篇 |
1993年 | 6篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 2篇 |
1990年 | 5篇 |
1989年 | 5篇 |
1988年 | 6篇 |
排序方式: 共有1461条查询结果,搜索用时 15 毫秒
791.
792.
793.
794.
The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
795.
HUANG Xu-dong CHEN Hai-xin FU Song David Wisler Aspi Wadi G. Scott McNulty 《航空动力学报》2007,22(9):1455-1460
IntroductionVortex is often the essential element re-sponsible for triggering stall and surge in com-pressors.So the identification and the analysisof the vortices in compressor are usually quitehelpful for the understanding of the compressorbehavior.Howe… 相似文献
796.
797.
定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证 总被引:18,自引:3,他引:15
针对一种Ma4一级定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞实验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布并对Ma4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明:(1)超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;(2)攻角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随着下降;(3)随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;(4)通道内的静压分布曲线清晰的反映了内通道沿程激波系情况;(5)在大于贴口Ma数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道从而存在稳定的亚临界状态。 相似文献
798.
为了进一步揭示吸力面小翼对压气机叶栅间隙流动的影响机理,采用数值模拟方法对压气机叶栅加装吸力面小翼控制间隙流动进行研究,着重考察了吸力面小翼在不同来流冲角下(-5°、0°、+3°)对叶栅气动性能的影响。结果显示,负冲角时,吸力面小翼有效降低了叶尖泄漏损失及遏制了压力面分离。随着冲角增加,叶顶最大压差作用区向叶栅上游移动,泄漏涡与通道涡的相互作用增强,吸力面小翼对叶栅气动性能的改善逐渐降低。 相似文献
799.
利用粒子图像测速技术(PIV)捕捉透平叶片顶部泄漏流特征,并以此数据验证湍流模型和用商业软件CFX12.0进行的数值模拟方法。所研究的叶片为典型的GE—E3叶片,为了展示泄漏涡的生成和发展过程,用实验数据展示了3个不同截面的速度分布。数值计算中使用了混合网格生成技术及5种湍流模型。通过与实验数据的比较发现:RNG肛∈模型计算所得的泄漏涡与实验所拍摄的真实流动能较好地吻合。此模型和计算方法同样适用于研究叶顶射流对泄漏流的影响。计算结果显示:通过叶片顶部气膜孔射流产生的阻挡效应,最多能降低6.12%的主流泄漏。 相似文献
800.