全文获取类型
收费全文 | 2264篇 |
免费 | 704篇 |
国内免费 | 90篇 |
专业分类
航空 | 2062篇 |
航天技术 | 241篇 |
综合类 | 179篇 |
航天 | 576篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 86篇 |
2022年 | 78篇 |
2021年 | 82篇 |
2020年 | 62篇 |
2019年 | 79篇 |
2018年 | 66篇 |
2017年 | 103篇 |
2016年 | 104篇 |
2015年 | 108篇 |
2014年 | 133篇 |
2013年 | 141篇 |
2012年 | 223篇 |
2011年 | 208篇 |
2010年 | 142篇 |
2009年 | 131篇 |
2008年 | 177篇 |
2007年 | 147篇 |
2006年 | 114篇 |
2005年 | 90篇 |
2004年 | 91篇 |
2003年 | 60篇 |
2002年 | 45篇 |
2001年 | 47篇 |
2000年 | 63篇 |
1999年 | 48篇 |
1998年 | 35篇 |
1997年 | 42篇 |
1996年 | 48篇 |
1995年 | 27篇 |
1994年 | 44篇 |
1993年 | 30篇 |
1992年 | 34篇 |
1991年 | 28篇 |
1990年 | 22篇 |
1989年 | 37篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 14篇 |
1985年 | 11篇 |
1984年 | 4篇 |
1983年 | 9篇 |
1982年 | 4篇 |
1981年 | 3篇 |
1980年 | 5篇 |
排序方式: 共有3058条查询结果,搜索用时 859 毫秒
991.
992.
基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE+流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟.在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响.结果表明:当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小. 相似文献
993.
舰载机前起落架突伸动力学分析及试验方法 总被引:2,自引:1,他引:1
为了了解舰载机前起落架突伸试验与实际突伸过程的当量关系,本文以某舰载机为研究对象,建立了全机弹射起飞动力学模型,进行了全机弹射起飞动力学分析,得到了前起落架突伸过程中的动态响应。提出了基于当量质量的前起落架突伸动力学试验方法,设计了试验方案,建立了前起落架突伸动力学试验分析模型,进行了突伸动力学分析。进而依据全机突伸动力学分析结果,对基于当量质量的前起落架突伸动力学试验中相关参数的选取进行了探讨研究,结果表明:当突伸当量质量系数取0.8时,突伸动力学响应特性与全机弹射起飞突伸过程的动态响应结果比较吻合。 相似文献
994.
为了分析宽马赫数飞行条件下超声速燃烧室再生冷却性能以及考虑燃料高温裂解效应对冷却的影响,发展了具有一定通用性的超声速燃烧室再生冷却系统气-固-液传热分析模型,对燃烧室内流、冷却剂流动以及冷却结构进行了气-固-液传热耦合计算.燃烧室内流计算模型无需实验测量的静压数据以及总温/释热分布假设,通过直接求解质量、动量、能量守恒微分方程并结合燃料混合及燃烧模型来获得内流参数分布.同时对燃烧室壁面传热进行了计算,将冷却结构内冷却剂的流动、换热与燃烧室内流耦合,并且着重考虑了煤油作为冷却剂,其物态随温度、压力变化以及高温时出现的热/催化裂解吸热化学反应.基于实验数据发展了煤油热/催化裂解总包反应模型,对煤油热裂解和催化裂解两种过程的化学吸热性能进行了对比,研究了热/催化裂解效应对再生冷却的影响. 相似文献
995.
提出一种带有多点燃油直接喷射双环预混旋流(TAPS/MLDI)头部的贫油预混预蒸发(LPP)低污染圆筒燃烧室,为了获得该燃烧室两相喷雾燃烧流场与燃烧性能,利用Fluent数值研究三种LPP燃烧室头部方案和四种进口工况.计算结果表明:(1) LPP燃烧室头部冷态流场存在中心回流区、角落回流区和唇口回流区,流场结果与PIV试验结果吻合较好.(2)在头部方案不变的情况下,工况从100%推力下降到7%推力时,出口平均温度逐渐下降,污染物NOx排放相应减少.(3)在进口工况不变时,头部方案B燃烧性能相对最优.(4)热力型NOx的生成速率与燃气温度超过1950K区域的大小和最高燃气温度直接相关,热力型NOx的生成主要分布在火焰锋面附近. 相似文献
996.
997.
为探究级间燃烧室对各种航空发动机的性能影响,利用热力循环原理分别计算了在有无级间燃烧室的情况下涡喷、涡扇和涡轴发动机的性能结果并与实际型号做出对比。通过计算获得了上述三种发动机在加入级间燃烧室后的单位推力和耗油率随飞行马赫数等参数在一定范围内变化的曲线。结果表明加入级间燃烧室后对各种发动机的动力性能提升都在10%以上,个别涡轴发动机可达30%。同时若能将加入级间燃烧室后增加的质量控制在一定范围内,则对于各型发动机均可提高其推重比。 相似文献
998.
999.
《燃气涡轮试验与研究》2013,(6):26-30
根据高速飞行器的发展趋势,介绍了高速涡轮发动机概念及应用背景。通过分析国外典型高速涡轮发动机产品及研制计划,归纳出高速涡轮发动机的基本特征:以现有涡轮发动机为基础,采用组合循环、进气预冷等扩包线技术,具有耐高温能力。鉴于此,提出高速涡轮发动机的发展,需突破进气预冷、先进加力/冲压燃烧室设计、冷却与热防护、先进进排气系统设计等关键技术。同时,对高速涡轮发动机的技术发展也提出了初步设想。 相似文献
1000.
TBCC用涡轮发动机技术的发展 总被引:1,自引:1,他引:0
《燃气涡轮试验与研究》2013,(6):15-20
涡轮基组合循环(TBCC)发动机,是高超声速巡航导弹、远程高速察打飞机和空天飞行器等未来航空武器系统的理想推进装置。TBCC只有匹配高速(Ma24)涡轮发动机技术,才能实现远程高速航空武器系统的技战术指标。高推重比、低耗油率、高温部件的长寿命和耐久性,是高速涡轮发动机的关键技术指标。从上世纪80年代末起,美欧在提高级负荷、减重、减少泄漏、提高温度、减少冷气量和延长高温部件寿命等技术领域,开展了广泛而深入的技术开发与验证。GOTChA技术开发流程是攻克这些技术难关的有效方法。 相似文献