全文获取类型
收费全文 | 1002篇 |
免费 | 246篇 |
国内免费 | 237篇 |
专业分类
航空 | 998篇 |
航天技术 | 165篇 |
综合类 | 123篇 |
航天 | 199篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 19篇 |
2022年 | 45篇 |
2021年 | 39篇 |
2020年 | 79篇 |
2019年 | 69篇 |
2018年 | 57篇 |
2017年 | 62篇 |
2016年 | 77篇 |
2015年 | 79篇 |
2014年 | 83篇 |
2013年 | 73篇 |
2012年 | 77篇 |
2011年 | 92篇 |
2010年 | 65篇 |
2009年 | 78篇 |
2008年 | 57篇 |
2007年 | 56篇 |
2006年 | 46篇 |
2005年 | 41篇 |
2004年 | 25篇 |
2003年 | 33篇 |
2002年 | 30篇 |
2001年 | 29篇 |
2000年 | 23篇 |
1999年 | 24篇 |
1998年 | 18篇 |
1997年 | 15篇 |
1996年 | 9篇 |
1995年 | 12篇 |
1994年 | 14篇 |
1993年 | 8篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 13篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 11篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有1485条查询结果,搜索用时 140 毫秒
91.
92.
预旋喷嘴径向角度对预旋特性影响的数值研究 总被引:1,自引:2,他引:1
为了降低低位进气预旋流路的气动损失,针对带有不同径向角度(0°~30°)预旋喷嘴的预旋系统进行了数值仿真,并对流动特性、温降特性和比熵增特性进行了分析。结果表明:随着预旋喷嘴径向角度的增大,预旋系统无量纲温降先增大后减小,流动阻力减小,预旋系统的流量随之增大。旋转雷诺数为2.3×107时,预旋喷嘴带径向角度的预旋系统无量纲温降比传统喷嘴最大可提高18.3%,存在某一角度使预旋温降特性达到最好。预旋系统内的耗散主要发生在预旋腔和共转盘腔内,径向角度为10°时其比熵增变化量分别占整个预旋系统总体比熵增的42.4%和30.2%;合理设计预旋喷嘴的径向角度,能改善预旋腔内气流的流动效果,并且可以减少整个预旋系统的不可逆损失。 相似文献
93.
风电场的大规模接入对电网暂态稳定性造成的影响不容忽视。以含双馈风电机组的扩展两机系统为例,建立了双馈风机等值模型,将两机系统等值成单机无穷大系统,依据等面积法则详细推导了风电接入后系统极限切除角的解析式,进而定量分析了极限切除角随风电比例、风机并网位置、故障位置和负荷接入位置等4个影响因素的变化趋势,总结出4种影响因素对暂态功角稳定性的影响规律。在BPA和FASTEST中分别建立含双馈风机的扩展双机系统的仿真模型,对理论分析工作的正确性进行了仿真验证。 相似文献
94.
针对大型上单翼飞机在飞行过程中机翼大挠度变形检测难题,提出了大倾角相机视场下机翼的非接触三维全场变形测量方案。根据上单翼飞机结构特点,将预先标定内参数和相机外参数的共轭相机组安装于飞机垂直尾翼上,采集飞行中的机翼变形图像。首先,提出了大倾角弱相关散斑匹配方法,解决了相机在大倾斜角度状态下采集到的机翼变形弱相关图像相关性差,难以相关匹配的问题。其次,由于测量相机安装于垂直尾翼,飞行测量过程中相机会受到气流扰动产生振动,本文提出了一种相机动态校正方法,通过在机背布置预拉伸刚性不动编码标志点,实时解算基准相机的绝对外参数,进而确定共轭相机的绝对外参数,实现所有测量相机外参数的动态校正。最后,开发了机翼变形全场测量软硬件系统,搭建了缩小比例机翼模型试验台并进行了仿真测量,对系统测量精度进行了比对分析。测量结果验证了本方案的有效性、可行性,对实机测量有一定的指导意义。 相似文献
95.
变攻角下被动射流旋涡对高速扩压叶栅性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
对被动射流旋涡(PJV)控制高速扩压叶栅内的流动分离控制展开数值研究,并探究其在变工况条件下的适应特性。结果表明,PJV在设计攻角下可使叶栅总压损失系数降低5.2%,变攻角条件下的损失降低幅度最高可达7.8%,表明其具有较高的控制效率和良好的变工况适应特性。随着攻角的增大,吸力面分离位置提前,射流出口与分离区间的距离减小,PJV能够更为有效地促进附面层内低能流体与主流间的动量交换,使得壁面涡结构得到重新组织,并进一步影响通道涡、集中脱落涡等涡系结构的发展,从而推迟流动分离、减小损失。在综合考虑变攻角流场特性的前提下,应使PJV的作用位置位于分离区上游不远处,所研究的最佳射流位置位于叶片前缘上游40%轴向弦长处。 相似文献
96.
就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明:大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。 相似文献
97.
实验研究了剪切流驱动的液滴在固体表面上起始运动的受力机理。工作中使用一系列液体和固体表面来获得不同的液滴接触角,并在小型风洞中进行实验。实验中对液滴的启动气流速度进行了测量,并综合各种起始时刻的参数信息,建立了一个关于液滴接触线表面张力和剪切气流拖拽力平衡的数学模型,揭示了液滴脱落时刻的受力情况。所建立的模型更适合液滴1变形情况,但对于其它类似情况的剪切气流驱动液滴运动也能够进行合理的描述。 相似文献
98.
99.
100.
基于大涡模拟(LES)和边界元方法对轴流压气机叶栅湍流流场以及流场诱导的噪声进行计算,在不同叶栅安装角下研究来流攻角和来流雷诺数对叶栅气动噪声产生、辐射的影响。研究表明:来流雷诺数不变时,同一安装角下,随着来流攻角从-5°~20°变化,叶栅监测曲线上的声压级先减小后增大,在0°来流攻角下声压级达到最小。安装角为45°时,外场总声压级随来流攻角的分布与30°安装角变化趋势相近。但安装角为60°时,总声压级的变化则明显变缓。在0°来流攻角下,总声压级比安装角为30°和45°时增加了近6 dB,但在其他正来流攻角下,变化并不明显。叶栅的最小声压值出现在弦线方向附近,安装角改变时,最小声压级出现的位置也不同。安装角不变,随着来流雷诺数的增大,叶栅表面的分离减小,损失降低。但叶栅表面的压力脉动随着来流雷诺数的增大而增大,使外场辐射噪声增加。 相似文献