全文获取类型
收费全文 | 1892篇 |
免费 | 1029篇 |
国内免费 | 93篇 |
专业分类
航空 | 2407篇 |
航天技术 | 55篇 |
综合类 | 145篇 |
航天 | 407篇 |
出版年
2024年 | 34篇 |
2023年 | 92篇 |
2022年 | 115篇 |
2021年 | 98篇 |
2020年 | 75篇 |
2019年 | 93篇 |
2018年 | 75篇 |
2017年 | 122篇 |
2016年 | 119篇 |
2015年 | 112篇 |
2014年 | 122篇 |
2013年 | 153篇 |
2012年 | 144篇 |
2011年 | 140篇 |
2010年 | 117篇 |
2009年 | 129篇 |
2008年 | 126篇 |
2007年 | 99篇 |
2006年 | 82篇 |
2005年 | 63篇 |
2004年 | 75篇 |
2003年 | 59篇 |
2002年 | 57篇 |
2001年 | 48篇 |
2000年 | 64篇 |
1999年 | 62篇 |
1998年 | 46篇 |
1997年 | 54篇 |
1996年 | 51篇 |
1995年 | 39篇 |
1994年 | 48篇 |
1993年 | 39篇 |
1992年 | 38篇 |
1991年 | 33篇 |
1990年 | 27篇 |
1989年 | 37篇 |
1988年 | 28篇 |
1987年 | 23篇 |
1986年 | 26篇 |
1985年 | 17篇 |
1984年 | 7篇 |
1983年 | 9篇 |
1982年 | 5篇 |
1981年 | 5篇 |
1980年 | 7篇 |
排序方式: 共有3014条查询结果,搜索用时 15 毫秒
81.
82.
为探索超燃冲压发动机燃烧室中的新的火焰稳定技术,提出了一种新型被动式燃料掺混增强技术—气动斜坡与燃气发生器组合燃料喷注技术,并在北航直联式超燃试验台对这种新型组合喷注器开展了超声速燃烧的试验研究。在模拟飞行马赫数5(燃烧室入口Ma=2),进行了冷流试验,获得了喷注器附近流场的纹影图像。本文设计了4种气动斜坡喷注单元,以乙烯为燃料,在约1kg/s试验气流中开展了多级喷注单元组合的超声速燃烧试验,在当量比0.78~1.22范围内实现了稳定的燃烧,经冲量分析法计算得到不同组合结构的燃烧效率为0.54~0.72。试验结果验证了这种新方案作为超然冲压发动机火焰稳定装置的可行性。 相似文献
83.
总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。通过多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。对比连续式和脉冲式风洞试验结果,得知工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。 相似文献
84.
针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。 相似文献
85.
通过有限元计算和实验的方法研究了常温常压下的环形燃烧室模型的内部声场特性;使用有限元的方法分析了流场对燃烧室进口边界条件的影响;讨论了温度场对燃烧室内部声场特性的影响。 相似文献
86.
87.
88.
89.
90.
用数值计算的方法研究了冲击-多斜孔壁复合冷却方式的冷却特性,在保证当量开孔面积相同且压降相同的前提下,研究了冲击孔壁与多斜孔壁开孔面积比 变化对冷却特性的影响。研究发现,随着冲击孔与多斜孔开孔面积比减小,多斜孔壁气膜出流速度降低,气膜覆盖增强,冲击换热系数呈增大趋势,使得模型冷却效果增强;多斜孔壁热侧、冷侧与多斜孔孔内换热量随开孔面积比减小而减小,多斜孔内换热量在模型总体换热量中所占比例逐渐增加。 相似文献