全文获取类型
收费全文 | 1881篇 |
免费 | 574篇 |
国内免费 | 137篇 |
专业分类
航空 | 1550篇 |
航天技术 | 197篇 |
综合类 | 136篇 |
航天 | 709篇 |
出版年
2024年 | 20篇 |
2023年 | 92篇 |
2022年 | 109篇 |
2021年 | 105篇 |
2020年 | 110篇 |
2019年 | 87篇 |
2018年 | 67篇 |
2017年 | 78篇 |
2016年 | 83篇 |
2015年 | 97篇 |
2014年 | 140篇 |
2013年 | 98篇 |
2012年 | 120篇 |
2011年 | 111篇 |
2010年 | 101篇 |
2009年 | 111篇 |
2008年 | 108篇 |
2007年 | 112篇 |
2006年 | 82篇 |
2005年 | 100篇 |
2004年 | 44篇 |
2003年 | 62篇 |
2002年 | 44篇 |
2001年 | 62篇 |
2000年 | 45篇 |
1999年 | 35篇 |
1998年 | 29篇 |
1997年 | 38篇 |
1996年 | 31篇 |
1995年 | 28篇 |
1994年 | 34篇 |
1993年 | 22篇 |
1992年 | 20篇 |
1991年 | 14篇 |
1990年 | 19篇 |
1989年 | 29篇 |
1988年 | 14篇 |
1987年 | 27篇 |
1986年 | 19篇 |
1985年 | 15篇 |
1984年 | 9篇 |
1983年 | 8篇 |
1982年 | 6篇 |
1981年 | 3篇 |
1980年 | 4篇 |
排序方式: 共有2592条查询结果,搜索用时 15 毫秒
171.
172.
为了研究航天煤油的富燃燃烧特性,设计了一个气氧/煤油富燃燃气发生器,并进行了室压范围1~4MPa、混合比范围0.25~0.52的燃烧试验,获得了混合比和室压对特征速度、燃气温度及燃烧效率的影响规律。试验结果表明,采用火花塞点火方式可以实现该燃气发生器在高度富燃条件下的可靠点火;在本文研究范围内,试验测得的特征速度和燃气温度明显低于化学平衡理论预测值,燃烧效率介于63.9%~88.3%之间。混合比是特征速度、燃气温度及燃烧效率的最大影响因素,室压的影响远小于混合比。燃烧效率与实际燃气温度与理论燃气温度比值的平方根成正比。 相似文献
173.
174.
为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温度分布。试验结果表明:相比中心燃烧区结构方案,环形燃烧区结构方案更容易获得可靠的点火和稳定的燃烧,有更好的燃气均匀度。相比常规的富燃预燃室,全流量补燃循环发动机的富燃预燃室工作温度更低、混合比更小。相比使用液氧的方案,使用气氧的富燃预燃室在启动、关机过程更迅速、平稳。 相似文献
175.
航空发动机燃烧室主燃区特性的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用FLUENT6.1软件对某型机燃烧室主燃区的各个典型工作状态进行三维两相湍流燃烧的速度场、温度场、油滴轨迹进行了数值模拟计算。通过对计算结果的分析,得出了主燃区的特性:主燃区的冷热区决定了出口温场冷热区,其效率决定了燃烧室的效率;随着负荷增加,油滴轨迹明显呈缩短趋势,模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点比较吻合。 相似文献
176.
177.
分析了AP包覆硼对含硼富燃料推进剂低压燃烧的影响。通过微热电偶测温和火焰单幅照相技术分别测试含硼富燃料推进剂燃烧波温度分布及燃烧火焰结构;根据气相温度变化的趋势,把该推进剂的气相区燃烧又分为三个子区,并给出了三个子区的厚度,分析了各区温度变化趋势不同的原因。用扫描电镜对熄火表面形貌进行观察,并通过能谱仪进行局部元素分析;该推进剂中断燃烧熄火纵向剖面的实验表明,该推进剂的燃烧表面存在“沉积层”;分析认为该“沉积层”由硼、积炭和少量的三氧化二硼组成,且基本惰性。燃面上“沉积层”的厚度与温度分布曲线中燃面上气相区的厚度基本一致,认为该推进剂的气相反应在燃面上的惰性“沉积层”中进行。 相似文献
178.
179.
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
180.