全文获取类型
收费全文 | 1712篇 |
免费 | 567篇 |
国内免费 | 132篇 |
专业分类
航空 | 1736篇 |
航天技术 | 80篇 |
综合类 | 131篇 |
航天 | 464篇 |
出版年
2024年 | 21篇 |
2023年 | 50篇 |
2022年 | 86篇 |
2021年 | 61篇 |
2020年 | 54篇 |
2019年 | 70篇 |
2018年 | 45篇 |
2017年 | 76篇 |
2016年 | 76篇 |
2015年 | 52篇 |
2014年 | 60篇 |
2013年 | 98篇 |
2012年 | 125篇 |
2011年 | 122篇 |
2010年 | 85篇 |
2009年 | 116篇 |
2008年 | 114篇 |
2007年 | 113篇 |
2006年 | 81篇 |
2005年 | 67篇 |
2004年 | 84篇 |
2003年 | 42篇 |
2002年 | 61篇 |
2001年 | 48篇 |
2000年 | 49篇 |
1999年 | 57篇 |
1998年 | 48篇 |
1997年 | 62篇 |
1996年 | 59篇 |
1995年 | 41篇 |
1994年 | 47篇 |
1993年 | 33篇 |
1992年 | 35篇 |
1991年 | 21篇 |
1990年 | 37篇 |
1989年 | 32篇 |
1988年 | 22篇 |
1987年 | 24篇 |
1986年 | 14篇 |
1985年 | 10篇 |
1984年 | 3篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 2篇 |
1981年 | 3篇 |
1980年 | 4篇 |
排序方式: 共有2411条查询结果,搜索用时 93 毫秒
861.
溢流槽对二元高超声速进气道性能的影响 总被引:4,自引:3,他引:1
首先对澳大利亚HyShot计划进气道模型进行了数值模拟,得到了设计状态及非设计状态下的流场特征,以及进气道性能随来流马赫数的变化规律.根据分析,提出了在二元高超声速进气道内压段开设溢流槽的设计思路,设计了工作马赫数范围为4.0~6.0的二元高超声速进气道,并给出了通过抬高或降低原设计槽口高度得到的两种新的开槽方案进气道的物理模型.通过数值模拟,结果表明:溢流槽有效改善了进气道的性能,拓宽了进气道的工作范围,槽口高度的不同对进气道性能有相当大的影响. 相似文献
862.
863.
<正>5月26日,X—51A验证机在首次飞行试验中取得成功,创造了超燃冲压发动机持续工作的新纪录,为全球打击/侦察、进入太空和商业运输等高超声速领域的应用奠定了基础。5 月26日上午,美国空军第419飞行中队的一架 相似文献
864.
亚燃冲压发动机中凹腔与V槽火焰稳定器性能对比分析 总被引:6,自引:3,他引:3
通过亚燃冲压发动机直连式试验和数值计算,对凹腔火焰稳定器及V槽火焰稳定器的点火性能和燃烧性能进行了初步研究.结果表明,凹腔火焰稳定器可以直接用高能火花塞点燃,而V槽火焰稳定器只能用氢气引导火焰点燃;火焰稳定方式与燃料的喷注方式相对应,中心喷注方式适用于V槽火焰稳定器,壁面或者贴近壁面的喷注方式适用于凹腔火焰稳定器.燃烧性能方面,凹腔属于边区组织燃烧方式,V槽火焰稳定器属于中心组织燃烧方式,更有利于已燃气体和未燃气体的混合.凹腔与V槽的燃烧效率较为相近,但V槽火焰稳定器具有较高的总压损失. 相似文献
865.
为最大限度提高侧压式进气道流量系数,在定几何进气道基础上设计了一种唇口可调节的简单变几何方案。唇口设计成前伸的后掠三角形以完全挡住第二溢流窗同时排移侧板分离涡。利用Fluent软件研究了变几何进气道马赫6,马赫4下的气动性能,并与定几何直唇口进气道进行了比较。研究发现,简单的唇口调节措施能在显著改善进气道各项总体性能参数的同时获得更高的流量系数:马赫6设计状态下,可调进气道流量系数达0.93;马赫4非设计状态下,流量系数为0.71,能实现自起动。马赫5.3风洞试验结果表明,高马赫数来流条件下,可调进气道三角形尖唇口对改善下游隔离段内的流动结构具有明显效果。 相似文献
866.
867.
超燃冲压发动机再生冷却结构的强化换热优化研究 总被引:5,自引:0,他引:5
超燃冲压发动机采用燃油冷却壁面的主动再生冷却方式,如何提高冷却效率、减少冷却用的燃油消耗量是当前面临的一大问题。类比于压力容器的等强度设计原则,提出了主动热防护的等壁温设计原则,对发动机主动再生冷却结构进行局部强化换热优化设计,通过优化冷却通道高度及人工粗糙度高度沿着通道壁面的变化规律,提高燃油的冷却性能。从算例得到,在超燃冲压发动机不同喷油量和不同燃油当量比情况下,为了达到壁面最高温度不超限,经过优化的强化换热壁面能够比非强化换热壁面少用冷却燃油30%以上,这对超燃冲压发动机主动热防护十分有利。 相似文献
868.
869.
870.
大型机翼整体壁板时效成形技术 总被引:5,自引:0,他引:5
分析了单级时效、双/多级时效、振动时效以及应力位向效应等工艺措施和因素对铝合金机翼整体壁板材料时效成形特性的影响,得到以下结论:应采用双/多级时效处理,以提高成形后壁板材料的综合性能;应采用振动时效应力松弛,以加速应力松弛,降低回弹,并提高成形后壁板材料的抗疲劳性能;对时效过程中存在应力位向效应的铝合金,应设计合适的时间温度曲线与加载曲线,以避免壁板材料因应力位向效应产生各向异性,导致材料屈服强度降低。提出了大型机翼整体壁板时效成形的工艺流程,给出了成形过程中热压罐内的温度时间曲线和气压时间曲线;提出了成形工装的模块化、标准化与柔性化设计以及解决壁板时效成形回弹问题的有限元方法,并对中国研究发展大型机翼整体壁板时效成形技术提出了建议。 相似文献