全文获取类型
收费全文 | 831篇 |
免费 | 245篇 |
国内免费 | 29篇 |
专业分类
航空 | 750篇 |
航天技术 | 92篇 |
综合类 | 30篇 |
航天 | 233篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 17篇 |
2022年 | 27篇 |
2021年 | 29篇 |
2020年 | 28篇 |
2019年 | 37篇 |
2018年 | 22篇 |
2017年 | 22篇 |
2016年 | 33篇 |
2015年 | 22篇 |
2014年 | 47篇 |
2013年 | 40篇 |
2012年 | 58篇 |
2011年 | 65篇 |
2010年 | 46篇 |
2009年 | 43篇 |
2008年 | 55篇 |
2007年 | 39篇 |
2006年 | 34篇 |
2005年 | 31篇 |
2004年 | 29篇 |
2003年 | 25篇 |
2002年 | 16篇 |
2001年 | 33篇 |
2000年 | 19篇 |
1999年 | 22篇 |
1998年 | 36篇 |
1997年 | 23篇 |
1996年 | 35篇 |
1995年 | 26篇 |
1994年 | 19篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 21篇 |
1991年 | 23篇 |
1990年 | 17篇 |
1989年 | 10篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有1105条查询结果,搜索用时 15 毫秒
101.
截至2008年8月1日14日,“嫦娥1”号卫星已正常工作9个月零9天,绕月飞行3042圈,卫星曾经安全度过2008年2月21日的月食,目前整星剩余燃料量约270千克。按计划,8月4日,“嫦娥1”号卫星将由现在约正飞姿态转入侧飞姿态。8月16日,“嫦娥1”号卫星将迎来第二次月食。有关专家表示,根据前一次度过月食的经验和对目前卫星状态的确认,“嫦娥1”号卫星能够安全度过第二次月食. 相似文献
102.
103.
104.
石蜡燃料具有高退移速率和低成本的特性,是理想的固液混合推进剂燃料。为了研究不同石蜡燃料的性质对燃烧性能的影响规律,针对54#,58#,62#和66#4种粗晶石蜡和58#,60#,70#和90#4种微晶石蜡开展了粘度分析和TG-DSC热分析,并利用高速摄影法测试了8种石蜡在氧气流中的燃烧性能。研究结果表明:8种石蜡燃料的退移速率与氧气质量密流之间均满足幂函数关系,幂函数系数分别为0.0521±0.0012,0.0479±0.0008,0.0444±0.0010,0.0394±0.0007,0.0459±0.0009,0.0411±0.0008,0.0385±0.0011和0.0247±0.0007。石蜡的燃烧特性受粘度和熔点的影响很大,熔点越高,其退移速率越低;石蜡熔化液体的粘度越低,其退移速率越高。8种石蜡燃料的平均退移速率分别比HTPB燃料的退移速率高196%,171%,159%,141%,156%,146%,125%和48%。 相似文献
105.
SA-2:该类导弹有两处特殊设计:输油管路暴露于表面,以及不对称机翼设计。燃料箱安装在导弹前部,随着燃料消耗导弹重心逐渐前移,使导弹始终保持良好的机动性。暴露于导弹表面的输油管路将燃料输送至尾部发动机,同时使导弹的滚转趋势增强,不对称机翼设计正好抵消了由管路引起的滚转效应。 相似文献
106.
107.
为了区分不同类型的回火形式,以便可以对不同类型的回火施加不同的控制方法,引入试验设计(DOE)方法和方差分析方法数值分析了预混段长度L和预混段出口处水力直径D对回火形式和回火极限的影响。主要得到如下结论:L和D对回火极限均有显著影响,通过减少混合物在预混段内的停留时间可以同时改善燃烧诱导涡破碎(CIVB)回火和边界层回火;L/D存在两个临界值,当L/D≤(L/D)cri1时发生边界层回火,当L/D(L/D)cri2时发生CIVB回火,当(L/D)cri1L/D≤(L/D)cri2时可能只发生CIVB回火或两种回火形式共存;L/D通过改变CIVB回火发生所需的临界切向涡量值而作用于CIVB回火,L/D值越大,诱发CIVB回火所需的临界切向涡量值越小,越容易发生CIVB回火。 相似文献
108.
超临界环境下煤油和UDMH单滴燃烧现象 总被引:2,自引:0,他引:2
采用重活塞实验系统,对煤油和UDMH在超临界环境下的蒸发和燃烧现象进行了初步研究,结果表明:无论液态或者凝胶燃料,在超临界环境下均存在蒸发现象。在空气超临界环境下,煤油和UDMH均产生自燃现象。自燃呈现多点着火现象,类似于"森林火灾"模式,且持续时间较长。燃烧大致可分为蒸发、点火、燃烧前期和燃烧后期4个阶段。 相似文献
109.
针对重复使用火箭垂直返回着陆问题,提出了一种燃料最优的动力着陆段自适应启动方法。首先,将燃料最优启动点对应的动力着陆轨迹的推力剖面和攻角剖面描述为解析的形式,该解析形式中攻角剖面由状态量唯一确定,推力剖面仅含一个待定参数。随后,通过预测具有上述解析剖面形式的轨迹判断是否启动动力着陆。计算中引入松弛终端位置约束的策略求解推力剖面待定参数,由终端位置约束判断是否满足燃料最优启动条件。上述策略将燃料最优启动条件的判断问题简化为单一变量求解问题,实现了该问题的快速求解。仿真结果表明,该方法得到的启动点与数值优化方法得到的燃料最优启动点接近,且求解过程稳定、计算效率高。 相似文献
110.
为了对主动冷却超燃冲压发动机进行研究与设计,采用实验与计算相结合的方法,对主动冷却超燃冲压发动机燃烧室内传热与燃烧的耦合过程进行了分析。该方法采用燃烧室静压分布的测量值作为输入条件,开展燃气-结构-燃料耦合传热分析,获得经过冷却系统后燃料的状态参数;将燃料的状态参数作为实验参数,开展直联式超声速燃烧实验,得到新的静压分布,如此反复迭代,直至燃料状态不再变化,最终确定主动冷却燃烧室的各种传热与燃烧特性参数。利用该分析方法,初步开展了不同飞行马赫数条件下主动冷却燃烧室闭环运行状态研究,得到了冷却煤油温度与燃烧室壁温同飞行马赫数的关系。 相似文献