全文获取类型
收费全文 | 1080篇 |
免费 | 635篇 |
国内免费 | 43篇 |
专业分类
航空 | 1510篇 |
航天技术 | 27篇 |
综合类 | 91篇 |
航天 | 130篇 |
出版年
2024年 | 9篇 |
2023年 | 68篇 |
2022年 | 58篇 |
2021年 | 63篇 |
2020年 | 51篇 |
2019年 | 53篇 |
2018年 | 49篇 |
2017年 | 76篇 |
2016年 | 77篇 |
2015年 | 84篇 |
2014年 | 81篇 |
2013年 | 77篇 |
2012年 | 87篇 |
2011年 | 81篇 |
2010年 | 66篇 |
2009年 | 61篇 |
2008年 | 62篇 |
2007年 | 47篇 |
2006年 | 27篇 |
2005年 | 22篇 |
2004年 | 35篇 |
2003年 | 41篇 |
2002年 | 31篇 |
2001年 | 32篇 |
2000年 | 43篇 |
1999年 | 38篇 |
1998年 | 26篇 |
1997年 | 30篇 |
1996年 | 36篇 |
1995年 | 19篇 |
1994年 | 37篇 |
1993年 | 25篇 |
1992年 | 29篇 |
1991年 | 25篇 |
1990年 | 17篇 |
1989年 | 27篇 |
1988年 | 10篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 14篇 |
1985年 | 10篇 |
1984年 | 4篇 |
1983年 | 9篇 |
1982年 | 5篇 |
1981年 | 4篇 |
1980年 | 4篇 |
排序方式: 共有1758条查询结果,搜索用时 15 毫秒
41.
42.
43.
44.
45.
46.
航空发动机燃烧室主燃区的数值模拟分析 总被引:4,自引:0,他引:4
概述了先进燃烧室的主燃区数值模拟,论述了采用气动喷嘴时确定边界条件的方法和模拟燃油喷嘴油滴轨迹的结果。对某型发动机燃烧室的主燃区进行了数值模拟,给出了熄火时主燃区流场,分析了主燃区温场对出口温场的影响 相似文献
47.
带多圈环形V型稳定器的加力燃烧室两态燃油浓度分布计算 总被引:1,自引:1,他引:1
在流场计算和油珠碰壁处理上进一步发展和完善了轨道扩散模型,编制了适用于具有多圈环形V型稳定器和多种喷油布置的加力燃烧室两态燃油浓度计算的通用程序。用于实际加力燃烧室的浓度场计算,可以给出加力燃烧室任意截面上液态、气态和总态燃油浓度分布,各区域内燃油浓度的平均值和周向平均燃油浓度沿径向的分布。 相似文献
48.
根据试验与计算分析,提出了确定构件蠕变屈曲临界时间的“曲率极大点”法。理论计算与试验结果的一致性表明该方法合理、有效、可行;通过对板、圆柱壳蠕变屈曲的试验与计算分析,为航空发动机燃烧室的蠕变屈面研究提供了模型简化的基础和方法上的准备;最后,对某型航空发动机燃烧室蠕变屈曲进行了计算分析。 相似文献
49.
高温升火焰筒壁面及头部复合冷却设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
某燃烧室火焰筒壁面采用冲击+逆向对流+气膜冷却技术,火焰筒头部采用冲击+对流冷却技术。本文通过计算并与试验结果对比分析表明:该火焰筒的冷却设计基本合理、可行,经进一步的改进和完善后。可作为高温升燃烧室火焰筒的优选设计方案之一。 相似文献
50.
为优化旋流燃烧室头部结构、提高其运行性能,针对三种旋流器文氏管和燃料喷嘴的组合结构和两种流通面积的旋流器,开展了常压下以甲烷为燃料的燃烧室性能实验研究。实验结果表明,各头部结构的冷态总压损失系数与来流速度的平方成正比,燃料喷嘴插入文氏管的位置过深或过浅都会增大流动阻力,在来流速度9.7m/s条件下,喷嘴处于中等插入位置时总压损失系数降低6%左右;开放空间下,燃料喷嘴的位置越浅越利于火焰稳定,受限条件下这种影响被缩小,并且受限火焰的稳定工作范围明显宽于相同入口条件下的开放火焰;增大旋流器流通面积有利于降低总压损失系数、增强火焰稳定、减轻火焰筒壁面振动幅度,但不利于促进燃料和空气掺混,导致NO和CO的排放浓度都变大;在临近贫油熄火状态时,火焰筒壁面振动幅度加剧,明显高于稳定燃烧时的情况。 相似文献