全文获取类型
收费全文 | 11104篇 |
免费 | 2299篇 |
国内免费 | 1299篇 |
专业分类
航空 | 8660篇 |
航天技术 | 1323篇 |
综合类 | 1106篇 |
航天 | 3613篇 |
出版年
2024年 | 58篇 |
2023年 | 280篇 |
2022年 | 352篇 |
2021年 | 426篇 |
2020年 | 433篇 |
2019年 | 490篇 |
2018年 | 265篇 |
2017年 | 410篇 |
2016年 | 441篇 |
2015年 | 429篇 |
2014年 | 528篇 |
2013年 | 512篇 |
2012年 | 728篇 |
2011年 | 658篇 |
2010年 | 614篇 |
2009年 | 552篇 |
2008年 | 625篇 |
2007年 | 606篇 |
2006年 | 492篇 |
2005年 | 608篇 |
2004年 | 504篇 |
2003年 | 498篇 |
2002年 | 395篇 |
2001年 | 432篇 |
2000年 | 310篇 |
1999年 | 286篇 |
1998年 | 286篇 |
1997年 | 281篇 |
1996年 | 295篇 |
1995年 | 274篇 |
1994年 | 240篇 |
1993年 | 245篇 |
1992年 | 231篇 |
1991年 | 234篇 |
1990年 | 200篇 |
1989年 | 214篇 |
1988年 | 96篇 |
1987年 | 101篇 |
1986年 | 35篇 |
1985年 | 9篇 |
1984年 | 10篇 |
1983年 | 4篇 |
1982年 | 5篇 |
1981年 | 9篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 46 毫秒
1.
针对当前理论爆热仅有概念没有计算实例的现象,通过测试不同样品量的推进剂定容爆热并对最佳质量的燃气进行气相色谱实验,分析了最小自由能法计算推进剂燃烧产物的应用界限。研究认为,最小自由能法只能用于计算发动机燃烧室高温下的绝热定压燃烧产物,不适用于计算常温下的爆热产物。提出并明确了推进剂理论定压和定容爆热的计算方法;建立并验证了降温到298K燃烧产物的确定方法。针对当前推进剂燃烧效率大多为定性评判的现象,将爆热效率定义为实际定容爆热与理论定容爆热之比,用来定量表征推进剂的燃烧效率,可以实现用少量推进剂对其燃烧效率进行综合评判,尤其适用于推进剂配方研制阶段。 相似文献
2.
高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局.最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾.为探究该气动布局在过渡流域(70~100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法,详细分析了该模型在典型高超声速条件(马赫数20)下的流场结构和壁面气动力/热分布.结果表明,随着飞行高度增加,稀薄效应增强,机体压缩产生的激波厚度增加,激波边缘逐渐模糊,机体与捕获翼之间的开放通道内出现压力干扰.同时,高压捕获翼表面的摩擦系数迅速上升,气动摩擦成为制约捕获翼构型升阻比的重要因素.针对这一问题,分析了捕获翼材料表面的适应系数对飞行器的气动力/热的影响,结果表明,降低适应系数可以显著减小壁面摩擦和热流量,可通过选用适应系数较小的表面材料进一步提高该类飞行器气动性能. 相似文献
3.
随着高速、超高速轨道交通的快速发展,需要发展新型的风洞设备,实现风洞性能和试验能力的突破.磁浮飞行风洞是利用真空管道列车概念结合动模型试验技术提出的一种新概念风洞设备,可以构建出更加接近真实状态的测试环境.本文从磁浮飞行风洞基本概念、国内外研究现状及发展趋势、试验技术、应用需求等几个方面开展论述.首先论述了国内外传统风洞和动模型设备的现状及发展趋势,指出了发展磁浮飞行风洞的必要性;其次,重点对磁浮飞行风洞需要发展的试验技术进行了分析;最后,对磁浮飞行风洞在超高速轨道交通及其他领域的应用需求进行了展望. 相似文献
4.
本文以双旋流全环燃烧室为试验对象,在高温高压试验条件下,通过调整全环燃油喷嘴的流量离散度和径向位置来研究其对出口温度分布的影响。试验结果表明,当喷嘴燃油流量离散度控制在±4%以内时,采用简单的大、小流量喷嘴间隔搭配的方案即可保证出口温度分布的均匀性;当燃油流量离散度放大到4%~8%时,采用本实验研究的搭配方案仍可保证出口温度分布的均匀性;当燃油流量离散度放大到10%时,通过调整喷嘴搭配方案已经无法保证出口温度分布均匀性。燃油喷嘴径向位置较火焰筒头部中心线偏离旋流杯腔道高度的11.5%以内时,不影响出口温度分布的均匀性。 相似文献
6.
通过飞行试验,研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明,辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区,引起畸变增加、总压恢复下降,并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大,随马赫数的增加而减小,随飞行高度的变化则无显著差异;同时,侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大,而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外,通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联,确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。 相似文献
7.
10.