全文获取类型
收费全文 | 238篇 |
免费 | 69篇 |
国内免费 | 13篇 |
专业分类
航空 | 187篇 |
航天技术 | 38篇 |
综合类 | 21篇 |
航天 | 74篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 8篇 |
2022年 | 3篇 |
2021年 | 7篇 |
2020年 | 6篇 |
2019年 | 5篇 |
2018年 | 12篇 |
2017年 | 10篇 |
2016年 | 8篇 |
2015年 | 7篇 |
2014年 | 7篇 |
2013年 | 10篇 |
2012年 | 10篇 |
2011年 | 20篇 |
2010年 | 23篇 |
2009年 | 35篇 |
2008年 | 9篇 |
2007年 | 24篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 22篇 |
2004年 | 17篇 |
2003年 | 9篇 |
2002年 | 14篇 |
2001年 | 9篇 |
2000年 | 4篇 |
1999年 | 5篇 |
1998年 | 2篇 |
1997年 | 3篇 |
1995年 | 2篇 |
1994年 | 6篇 |
1993年 | 2篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 1篇 |
排序方式: 共有320条查询结果,搜索用时 250 毫秒
281.
小推力长时间工作固体火箭发动机C/C喉衬的烧蚀与沉积 总被引:3,自引:3,他引:0
针对C/C喉衬喷管小推力长时间工作固体火箭发动机,分别开展了含铝、不含铝两种推进剂状态的地面试验。根据燃烧室压强及发动机推力测试曲线计算了喷管喉径的瞬变值,对比研究了喉衬的烧蚀、沉积过程,指出含铝推进剂发动机C/C喉衬先后经历初始沉积、沉积消融、持续烧蚀、烧蚀与沉积交替四个阶段,而推进剂不含铝时则没有明显的初始沉积与沉积消融。讨论了推进剂配方、燃烧室压强、喷管结构等因素对喉衬烧蚀、沉积的影响,并提出了相应的改善措施。 相似文献
282.
283.
284.
采用13组分33步反应的H2/Air化学动力学模型,对超燃冲压发动机尾喷管化学非平衡流动和冻结流动进行数值模拟.计算表明,离解组分的复合现象存在于超燃冲压发动机尾喷管内流动中,并对尾喷管性能产生影响.随飞行马赫数的增加,离解组分复合现象更显著,对尾喷管性能产生的影响也越大.在飞行马赫数为8.0的计算工况下,化学非平衡流动模型计算所得尾喷管性能与冻结流动模型相比高出约2%,该条件下忽略NO2,H202等组分以简化化学反应机理,对尾喷管性能计算结果的影响甚微. 相似文献
285.
世界航空维修业的产业结构和格局随着航空业的发展而不断变化.在这个过程中,零部件制造人批书(PMA)产品以低价质优愈来愈受到航空公司、维修单位的重视. 相似文献
286.
287.
288.
二维轴对称燃烧室侵蚀与喷管流场的一体化数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:1
本文从Navier-Stokes方程出发,采用先进的矢通量分裂算法,对二维轴对称固体火箭发动机燃烧室及喷管的内流场进行了一体化数值模拟,其中耦合进了燃面侵蚀燃烧的加质作用。计算中对超音速为主的流动进行了抛物化处理,对不同格式对亚跨超音速混合流场的适用情况进行了数值试验。本文除了给出主要的内流场参数预示结果外,还将侵蚀结果同实验结果进行了比较 相似文献
289.
针对环喉环簇塞式喷管发动机的结构特点,提出了二次流喷射实现推力矢量控制的方案,并用数值方法研究了二次流的总温、总压、位置、角度、流量、喷射孔的数量以及孔间距等工作参数对推力矢量控制性能的影响。结果表明,侧向力与二次流的总温、总压、流量成正比关系;多孔比单孔的喷射效果好,孔与孔的间距要适当;逆向喷射比顺向喷射产生的侧向力大;喷射孔位置的选取受工作压比的影响很大。 相似文献
290.
建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005 ̄0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。 相似文献