全文获取类型
收费全文 | 12086篇 |
免费 | 9691篇 |
国内免费 | 2064篇 |
专业分类
航空 | 19119篇 |
航天技术 | 1668篇 |
综合类 | 538篇 |
航天 | 2516篇 |
出版年
2024年 | 117篇 |
2023年 | 240篇 |
2022年 | 423篇 |
2021年 | 473篇 |
2020年 | 582篇 |
2019年 | 1227篇 |
2018年 | 1413篇 |
2017年 | 1348篇 |
2016年 | 1359篇 |
2015年 | 1328篇 |
2014年 | 1218篇 |
2013年 | 1215篇 |
2012年 | 1194篇 |
2011年 | 1091篇 |
2010年 | 1156篇 |
2009年 | 1173篇 |
2008年 | 1021篇 |
2007年 | 887篇 |
2006年 | 721篇 |
2005年 | 506篇 |
2004年 | 465篇 |
2003年 | 422篇 |
2002年 | 429篇 |
2001年 | 356篇 |
2000年 | 334篇 |
1999年 | 350篇 |
1998年 | 294篇 |
1997年 | 255篇 |
1996年 | 210篇 |
1995年 | 185篇 |
1994年 | 183篇 |
1993年 | 224篇 |
1992年 | 164篇 |
1991年 | 334篇 |
1990年 | 281篇 |
1989年 | 305篇 |
1988年 | 212篇 |
1987年 | 88篇 |
1986年 | 37篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 3篇 |
1983年 | 7篇 |
1981年 | 5篇 |
1979年 | 1篇 |
1972年 | 1篇 |
1965年 | 1篇 |
1962年 | 1篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 296 毫秒
551.
使用两步化学反应模型对连续旋转爆轰发动机(Continuous rotating detonation engine,CRDE)进行了二维数值模拟研究。数值计算获得了同轴圆管腔中间层曲面上连续爆轰的多个循环过程。分析了燃料入射、提前燃烧、爆轰波结构和波传播速度等几个关键问题。计算获得燃烧室内流场结构与之前实验研究结果定性符合。计算中燃料以最大1400m/s沿轴向入射,爆轰波可约以2400m/s沿周向连续循环传播。计算的燃烧室内爆轰波循环频率约为2300Hz。 相似文献
552.
553.
利用球形气泡模型,通过数值求解研究了导弹尾部对发动机水下点火时推力峰值、尾部压力分布以及推力波动特性的影响.计算结果表明:尾部收敛段半锥顶角的变化对推力峰值影响较大,半锥顶角大于45°时,随着半锥顶角的减小,推力峰值缓慢下降;半锥顶角小于45°时,推力峰值随着半锥顶角的减小而加速下降;半锥顶角对推力达到峰值的时间影响较小;推力达到峰值时尾部收敛段压力分布变化较大;半锥顶角对推力波动特性影响很小. 相似文献
554.
555.
针对叶片前缘结构的特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由半圆柱面和两个平板组成,在距离滞止线2倍气膜孔直径距离位置布置了1排气膜孔。主流在前缘的湍流度为8%,二次流和主流密度比为1.5,动量比变化范围为0.5~4,分析了在不同动量比下气膜孔间距和径向角变化对径向平均气膜冷却效率的影响。径向角分别为0,°45,°65,°孔间距与孔径的比分别为2,3,4。研究结果表明,随着孔间距的增加,径向平均冷却效率逐渐降低。径向角对径向平均冷却效率的影响非常复杂。 相似文献
556.
为了研究超声速燃烧中流体可压缩性的影响,对标准k-ε湍流模型进行可压缩性修正(包括结构可压缩性修正和膨胀可压缩性修正两部分)。分别应用标准k-ε模型、修正的k-ε模型和雷诺应力模型(RSM),考虑氢气/空气详细化学反应机理(GR I-M ech 2.11机理,10组分,28基元反应),数值模拟有壁面限制的超声速混合层冷态及热态流场。结果表明:壁面和燃烧对湍流影响都很大;修正模型对冷态以及燃烧场的预测结果优于其它两个;修正模型预测的混合层厚度更薄,燃烧区域更窄,与实验结果吻合地更好。 相似文献
557.
558.
559.
560.