全文获取类型
收费全文 | 390篇 |
免费 | 254篇 |
国内免费 | 43篇 |
专业分类
航空 | 469篇 |
航天技术 | 52篇 |
综合类 | 14篇 |
航天 | 152篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 14篇 |
2022年 | 22篇 |
2021年 | 18篇 |
2020年 | 27篇 |
2019年 | 21篇 |
2018年 | 15篇 |
2017年 | 15篇 |
2016年 | 19篇 |
2015年 | 15篇 |
2014年 | 24篇 |
2013年 | 35篇 |
2012年 | 42篇 |
2011年 | 39篇 |
2010年 | 28篇 |
2009年 | 19篇 |
2008年 | 37篇 |
2007年 | 37篇 |
2006年 | 22篇 |
2005年 | 18篇 |
2004年 | 15篇 |
2003年 | 21篇 |
2002年 | 13篇 |
2001年 | 5篇 |
2000年 | 14篇 |
1999年 | 19篇 |
1998年 | 17篇 |
1997年 | 19篇 |
1996年 | 14篇 |
1995年 | 15篇 |
1994年 | 13篇 |
1993年 | 7篇 |
1992年 | 14篇 |
1991年 | 3篇 |
1990年 | 9篇 |
1989年 | 14篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 4篇 |
排序方式: 共有687条查询结果,搜索用时 375 毫秒
181.
为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性,研制了缩比推力室甲烷传热试验系统,并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究.超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5.5~7.5 MPa,燃烧室氢氧混合比约为6.8,甲烷温度为128~230 K,甲烷冷却剂流量为5~7 kg/s,甲烷冷却剂入口压力为8.3~11.7 MPa.亚临界甲烷传热试验的室压约为4 MPa,氢氧混合比2.8,甲烷温度为:128~189 K,甲烷冷却剂流量约为2.9 kg/s,甲烷入口压力为3~3.5 MPa.通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性. 相似文献
182.
183.
184.
是贤珠 《民用飞机设计与研究》2012,(1):61-65
由于反推力系统必须在模拟气动载荷下做试验,以验证反推力系统功能的安全可靠性。因此在液压系统地面模拟试验中需配置一套反推力装置加载系统,以实现对反推力在展开和收起过程中所受气动载荷的模拟。在简要介绍反推力系统及其加载系统的基础上,主要研究如何完成某型飞机反推力装置加载试验,并满足其性能要求。 相似文献
185.
186.
对不同燃烧室结构固液火箭发动机进行了二维轴对称一体化数值计算,计算结果表明:燃速随前燃室的增长而增大,增幅越来越小,特征速度和真空比冲随前燃室的增长先增大后趋于平稳.后燃室的长度对燃速没有影响,特征速度和真空比冲随后燃室的增长而增大.相同氧化剂质量流率下,药柱长径比不影响燃速沿轴向分布,平均燃速随药柱长径比的增大而增大,增幅越来越小,最终趋于平稳,特征速度随药柱长径比的增大先增大再减小,在长径比为10.0附近达到最大值.相同理论氧燃比下,燃速随长径比的增大而增大,但不影响燃速的分布趋势;燃烧效率随着长径比的增大先减小再增大;实际氧燃比随长径比的增大而逐渐减小,且变化趋势逐渐缓慢. 相似文献
187.
188.
189.
亚燃燃烧室稳态工作过程数值研究 总被引:3,自引:2,他引:1
采用Fluent流场计算软件,对液体亚燃冲压发动机燃烧室的稳态工作过程,包括点火前的冷流场与点火后的两相反应流场进行数值模拟研究。首先,通过二维计算,对比研究两种不同阻塞比燃烧室方案的冷流损失特性与回流区特性,进行方案初选。随后,对选型后方案进行两相反应流场计算,研究燃烧室热态工作过程的温度场、燃油分布与燃烧效率的一般规律,比较并选择适合的燃油供应方案;最后,对燃烧室进行三维详细结构的建模并计算。计算结果很好地揭示了燃烧室内的流动和燃烧过程,与试验数据吻合较好。 相似文献
190.