全文获取类型
| 收费全文 | 955篇 |
| 免费 | 427篇 |
| 国内免费 | 121篇 |
专业分类
| 航空 | 1235篇 |
| 航天技术 | 28篇 |
| 综合类 | 117篇 |
| 航天 | 123篇 |
出版年
| 2024年 | 13篇 |
| 2023年 | 26篇 |
| 2022年 | 35篇 |
| 2021年 | 41篇 |
| 2020年 | 64篇 |
| 2019年 | 66篇 |
| 2018年 | 55篇 |
| 2017年 | 60篇 |
| 2016年 | 47篇 |
| 2015年 | 54篇 |
| 2014年 | 73篇 |
| 2013年 | 77篇 |
| 2012年 | 67篇 |
| 2011年 | 52篇 |
| 2010年 | 64篇 |
| 2009年 | 72篇 |
| 2008年 | 67篇 |
| 2007年 | 60篇 |
| 2006年 | 48篇 |
| 2005年 | 48篇 |
| 2004年 | 43篇 |
| 2003年 | 34篇 |
| 2002年 | 36篇 |
| 2001年 | 26篇 |
| 2000年 | 30篇 |
| 1999年 | 24篇 |
| 1998年 | 18篇 |
| 1997年 | 22篇 |
| 1996年 | 17篇 |
| 1995年 | 18篇 |
| 1994年 | 27篇 |
| 1993年 | 12篇 |
| 1992年 | 26篇 |
| 1991年 | 9篇 |
| 1990年 | 26篇 |
| 1989年 | 24篇 |
| 1988年 | 9篇 |
| 1987年 | 5篇 |
| 1986年 | 7篇 |
| 1984年 | 1篇 |
排序方式： 共有1503条查询结果，搜索用时 281 毫秒
961.
为了研究二元超/高超声速进气道在加速起动过程中流动的非定常特性,采用二维非定常数值计算方法对内收缩比为1.63的进气道流场进行了数值模拟。研究结果表明,进气道在加速起动过程中,从不起动到起动转变时流场存在两种类型的振荡,即高频振荡与低频振荡。随着来流马赫数的增加,流动依次经历无振荡状态、低幅高频振荡状态、高幅低频振荡状态、起动状态。其中,高频振荡的频率为664Hz,低频振荡的主频率在62~100Hz,二次谐振频率低于200Hz,且高幅低频振荡持续的时间远大于低幅高频振荡的。喉道壅塞是造成流场振荡的主要因素,而观测到的二次谐振现象是由唇罩侧分离区的非定常形成和消失而导致的。 相似文献
962.
963.
为研究高超声速进气道的性能参数随飞行高度、来流湍流度及来流马赫数的变化规律,并考察其压缩面上的边界层转捩现象对进气道性能的影响,采用本课题组程序平台HGFS所发展的γ-Reθ转捩模型进行了一系列的数值模拟工作,并对相应的流动现象和机理进行分析。首先,利用进气道压缩面的简化模型对γ-Reθ转捩模型经验关联公式的高超声速改进方法进行了验证;其次,以某型等熵压缩面的高超声速进气道为对象,研究了飞行高度、来流马赫数对边界层转捩位置等多个参数的影响。结果表明：随着飞行高度的增加,压缩面上边界层转捩位置延后,进气道总压恢复系数下降;与地表情况相比,在设计飞行高度转捩位置延后了约0.525 m,边界层厚度增加了约73%,总压恢复系数下降了约3.2%;来流湍流度变化0.5%量级可导致转捩位置移动0.2 m左右,但来流湍流度对总压恢复系数的影响则很小。 相似文献
964.
965.
美国空军航空推进实验室正在研究用于M6-12速度范围的超音速燃烧冲压发动机技术.据该实验室报道,目前正在以下几个方面寻求技术发展:超音速燃烧冲压发动机的进气道设 相似文献
966.
石清 《流体力学实验与测量》2004,18(2):98-101
随着导弹技术的不断发展和非接触式作战样式的出现，需要有一套快速的工程方法来估算带进气道的战术导弹的空气动力性能。针对带有进气道的面对称布局战术导弹，基于大量的研究和实验结果以及工程经验，把进气道视作极小展弦比的部件，建立了进气道法向力与压心计算的简化模型，采用部件组合法发展了一种适用于带有进气道的布局形式、计及非线性影响的战术导弹气动力和动导数工程估算方法及程序，计算结果与实验数据吻合较好。 相似文献
967.
968.
969.
д—30KY—154Ⅱ发动机从1990年至1993年先后在太原、中川、西安咸阳机场出现4次经过各种调试,启动不成功的疑难故障,经过机务专家们的分析研究,该故障得到了彻底的排除。一、故障现象 1992年1月29日在西安机场2602号机第1号发动机启动时,引气 相似文献
970.