全文获取类型
收费全文 | 1355篇 |
免费 | 450篇 |
国内免费 | 124篇 |
专业分类
航空 | 1361篇 |
航天技术 | 105篇 |
综合类 | 259篇 |
航天 | 204篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 45篇 |
2022年 | 68篇 |
2021年 | 52篇 |
2020年 | 73篇 |
2019年 | 69篇 |
2018年 | 50篇 |
2017年 | 67篇 |
2016年 | 61篇 |
2015年 | 73篇 |
2014年 | 86篇 |
2013年 | 62篇 |
2012年 | 63篇 |
2011年 | 76篇 |
2010年 | 68篇 |
2009年 | 55篇 |
2008年 | 75篇 |
2007年 | 56篇 |
2006年 | 54篇 |
2005年 | 58篇 |
2004年 | 66篇 |
2003年 | 55篇 |
2002年 | 55篇 |
2001年 | 67篇 |
2000年 | 69篇 |
1999年 | 42篇 |
1998年 | 47篇 |
1997年 | 30篇 |
1996年 | 33篇 |
1995年 | 45篇 |
1994年 | 39篇 |
1993年 | 31篇 |
1992年 | 29篇 |
1991年 | 28篇 |
1990年 | 27篇 |
1989年 | 25篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 4篇 |
1986年 | 7篇 |
1985年 | 3篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有1929条查询结果,搜索用时 15 毫秒
31.
32.
简述了超临界流体概念,超临界条件下单滴燃料蒸发和燃烧实验的研究进展.讨论了活塞驱动器技术研究单滴燃料超临界特性的新方法,简要介绍了活塞驱动器状态参数计算、流场显示、压力及温度测量的方法,指出了活塞驱动器研究单滴燃料超临界特性存在的问题. 相似文献
33.
34.
35.
36.
大水深火箭发动机尾流场数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
针对火箭发动机在深水环境下工作的燃气射流特性,采用VOF(Volume of Fluids)方法建立了二维轴对称两相数值计算模型,对深水长尾喷管火箭发动机点火初期的过程进行了数值模拟。模拟了长尾喷管喷管燃气射流的气泡的形成、发展及断裂过程,获得了气液两相流场中压强、马赫数、温度等参数的变化规律。计算结果表明,长尾喷管出口出现周期性的压力脉动,气液相互作用过程中形成含涡结构的边界层。水深越大时,环境压力越大,长尾喷管出口的压力、速度波动越大,射流稳定后长尾喷管轴线上的压力、速度保持不变。研究结果可为深水火箭发动机的设计提供参考。 相似文献
37.
文章建立微重力环境下载人航天器密封舱简化物理模型,利用FDS软件仿真分析火源在密封舱中心位置时不同送风角度(θ=0°、θ=45°、θ=60°)下舱内温度和烟气浓度的分布规律。分析结果显示:需要在大功率设备上方两侧布置火灾探测器;不同送风角度下的速度场不同,造成舱内温度分布规律也不同;当送风角度θ=45°、θ=60°时,密封舱内的烟气与θ=0°时相比更易排出。分析结果可为载人航天器密封舱内送风口及火灾探测器的设置提供参考。 相似文献
38.
39.
40.
For the problem that the plume flow field structure of a multi engine parallel rocket is complicated and the bottom thermal environment is extremely harsh, which may cause the failure of the engine structural components, the plume flow field and thermal environment at different altitudes are studied through numerical simulation. The result is compared with the measured results in flight which shows that when the rocket is flying at a low altitude, the plume of the engines do not interfere with each other. As the flight altitude increases, the plumes gradually expand and begin to interfere with each other, and finally there is an obvious backflow at the bottom of the rocket. The maximum heat flux at the moment of take off is basically the same as the measured value in flight. Before the backflow occurs, the heat flux mainly consists of radiant heat, the convective heat flow increases as the flight altitude grows, but it is also much smaller than the peak heat flow at takeoff. The result has certain guiding significance for the optimal design of engine structure thermal protection. 相似文献