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1.
开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。   相似文献   
2.
针对Mach数8以上(Ma>8)冲压发动机地面试验能力不足问题,基于FD-21高能脉冲风洞,开展了吸气式推进试验技术探索,提升了FD-21风洞的重活塞驱动能力,获得了总压18.66 MPa、总温3 950 K、Ma=9.62、静压436.6 Pa、速度3 km/s的高焓大动压模拟流场,同时发展了高时间分辨率吸收光谱测量技术和基于重模型自由飞原理的发动机推阻测量方法.在此基础上,设计了弯曲激波压缩二元发动机,构建了燃料在线供应与喷注控制、模型悬挂与瞬态释放及相关测量一体的试验系统,在所建立的Ma=9.62风洞模拟环境中进行了集成验证试验,定量测得了有/无氢气射流与空气/氮气超声速气流作用下二元发动机的壁面压力、吸收光谱峰值吸收率、轴向力等数据,并利用纹影观测到了进气道唇口与燃烧室部位的波系特征.多次试验所得的壁面压力、峰值吸收率、轴向力随时间变化曲线均存在2 ms以上的平台,表明二元发动机建立了准定常流动.冷热态及氮气对照组对应的壁面压力分布、峰值吸收率、轴向力等数据呈现出了明显不同,且二者规律近似一致,一方面说明所建立的模拟流场、燃烧诊断技术、发动机推阻测量技术是有效的,另一方面也表明二元发动机实现了点火燃烧、获得有效热功转换,为后续相关研究奠定了良好的基础.   相似文献   
3.
高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展   总被引:1,自引:0,他引:1  
吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值, 超燃冲压发动机是其核心动力装置. 目前飞行马赫数4.0 ~ 7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟, 发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一. 本文对飞行马赫数8.0 ~ 10.0 的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述. 首先论述其亟待解决的关键问题和技术, 分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术, 以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术. 然后, 进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展. 进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论, 讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点. 最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.   相似文献   
4.
相干anti-Stokes Raman散射(coherent anti-Stokes Raman scattering,CARS)技术作为一种非接触测量手段,已广泛应用于多种发动机模型燃烧室温度测量及地面试验.然而,目前的工作主要集中在稳态燃烧场温度的测量,缺乏用高分辨率的单脉冲来测量瞬变的燃烧火焰温度及组分浓度的研究.基于CARS理论,结合多参数拟合算法,开发了基于MATLAB的CARS光谱计算和拟合程序CARSCF;利用McKenna平面火焰炉在不同工况下进行了温度测量,并与DLR测量结果进行对比,结果显示开发的CARSCF具有较高的测量重复性和准确性;最后将CARS技术应用于测量超燃冲压发动机点火过程中的温度测量,获取了点火过程中的温度.结果显示,在来流Mach数为3的条件下,H2/air点火过程中温度呈现急剧上升然后缓慢下降,而CARS信号则呈现急剧上升然后急剧下降随后又缓慢上升的趋势,并且在点火过程中最高温度为1 511 K.   相似文献   
5.
由发动机主轴轴承油膜空穴造成的不规则打字机敲击噪声一直是汽车领域未解决的难题. 为了探究发动机主轴轴承动态载荷性能耦合作用下产生的异常空穴噪声,本文作者利用自行设计的平行板挤压油膜试验机进行模拟噪声试验并探究空穴噪声的特征. 该试验机可同时采集振动、位移、声压、力和空穴图像等五种信号,通过试验探究了不同激励信号、挤压振幅、挤压频率、润滑油黏度等因素对空穴噪声的影响,结果表明在方波、大振幅、使用高黏度润滑剂以及挤压频率为12 Hz的状况下容易产生空穴噪声.   相似文献   
6.
基于AHP及灰色关联分析法的发动机健康评估研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
综合运用灰色关联分析及层次分析法,提出了一个航空发动机健康状态评估模型.模型采用层次分析法确定评价指标的权值,并对层次分析法进行了合理改进,用灰色关联分析计算评估对象的灰色关联系数,进而计算加权灰色关联度作为判断航空发动机健康状态的指标.基于航空发动机的QAR(Quick access recorder)数据,将模型应用于实例分析,对多台发动机健康状态进行了评估,结果验证了方法的有效性.  相似文献   
7.
当前健康管理技术在我国航天领域的发展还未完全成熟,国内针对运载火箭稳态飞行过程的故障检测与评估进行的工作还较少,而未来对于运载火箭牵制释放、动力重构等技术的应用,以及对可重复使用技术的需求,火箭稳态飞行过程的故障检测和评估将是其重要的技术支撑,具有十分重大的意义,因此提出一种基于马氏距离的液体火箭发动机稳态过程故障程度评估方法,并通过采用液体火箭发动机的仿真数据验证了算法的有效性,为运载火箭发动机健康评估技术的发展提供了一定的借鉴作用。  相似文献   
8.
介绍了李敏华院士历经国难艰苦求学以及毕生奉献塑性力学的经历.她在抗战期间随清华大学南迁至昆明西南联大,再漂洋过海到美国麻省理工学院(Massachusetts Insti-tude of Technology, MIT)攻读,在抚育两个幼子的情况下获得了博士学位,成为MIT工科的第一位女博士.她在美国国家航空咨询委员会(National Advisory Committee for Aeronautics, NACA)的工作期间,以独特的构思解决了旋转盘强度问题,得到国际塑性力学界的关注.正当她与丈夫吴仲华在美国工作如日中天之时,他们冲破重重阻力于1954年回到了祖国.她积极投身到中国科学院力学研究所的筹建工作,为我国塑性力学的建立、发展和人才的培养倾注了毕生的心血.李敏华关心我国航空事业的发展,在航空发动机涡轮轴断裂故障处理的课题中,她认识到研究疲劳问题的重要性,尽管当时已经60高龄还毅然转行带领学生开始低周疲劳的科研工作.李敏华作为一位女科学家,她在处理科研工作与家庭事务的关系方面亦是我们学习的典范.  相似文献   
9.
发动机是军舰上的重要部件之一,其稳定性对军舰的正常航行具有重要影响。以舰用发动机关键部件(主泵轴承)为具体研究对象,提出了基于功率谱包络能量和支持向量机相结合的故障诊断方法。首先获取了大量可表征舰用发动机主泵轴承健康状态的振动加速度信息,对其进行功率谱分析,获得其功率谱的包络能量;以获取的舰用发动机主泵轴承功率谱的包络能量构建特征向量,并设计基于SVM的舰用发动机主泵轴承故障诊断模型,对主泵轴承的故障进行诊断研究。研究结果表明,采用基于功率谱包络能量和SVM相结合的舰用发动机关键部件故障诊断方法,可以很好实现主泵轴承的故障诊断效能,为舰用发动机主泵轴承故障诊断的工程应用奠定了基础。  相似文献   
10.
自由活塞斯特林发动机活塞往复振动位移对研究发动机特性具有重要意义,然而该类发动机活塞位于高压封闭腔体内且结构较为紧凑,其活塞往复振动位移难于直接进行测量。加速度传感器具有尺寸小、安装方便和工作稳定等特点,提出了采用加速度传感器测量活塞位移的方法。根据加速度传感器测量位移的原理,建立了一套加速度传感器测量自由活塞斯特林发动机活塞位移的标定试验系统,以位移传感器为基准测试并分析了不同活塞振幅和不同振动频率下加速度传感器测量位移的误差大小。实验结果表明,在活塞振幅小于8 mm,振动频率大于20 Hz条件下,加速度传感器测量位移的误差小于5%。因此加速度传感器可以用于测量自由活塞斯特林发动机的活塞往复运动位移。最后成功把加速度传感器测量的自由活塞斯特林发动机活塞振动位移用于发动机循环指示功的实验研究。  相似文献   
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