全文获取类型
收费全文 | 2720篇 |
免费 | 662篇 |
国内免费 | 365篇 |
专业分类
航空 | 2640篇 |
航天技术 | 284篇 |
综合类 | 431篇 |
航天 | 392篇 |
出版年
2024年 | 16篇 |
2023年 | 94篇 |
2022年 | 124篇 |
2021年 | 113篇 |
2020年 | 115篇 |
2019年 | 139篇 |
2018年 | 97篇 |
2017年 | 118篇 |
2016年 | 117篇 |
2015年 | 127篇 |
2014年 | 133篇 |
2013年 | 115篇 |
2012年 | 141篇 |
2011年 | 152篇 |
2010年 | 133篇 |
2009年 | 144篇 |
2008年 | 130篇 |
2007年 | 118篇 |
2006年 | 89篇 |
2005年 | 106篇 |
2004年 | 103篇 |
2003年 | 74篇 |
2002年 | 108篇 |
2001年 | 92篇 |
2000年 | 103篇 |
1999年 | 72篇 |
1998年 | 75篇 |
1997年 | 87篇 |
1996年 | 101篇 |
1995年 | 70篇 |
1994年 | 57篇 |
1993年 | 110篇 |
1992年 | 60篇 |
1991年 | 76篇 |
1990年 | 77篇 |
1989年 | 81篇 |
1988年 | 50篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 5篇 |
1985年 | 8篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 4篇 |
1982年 | 2篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有3747条查询结果,搜索用时 15 毫秒
91.
为优化旋流燃烧室头部结构、提高其运行性能,针对三种旋流器文氏管和燃料喷嘴的组合结构和两种流通面积的旋流器,开展了常压下以甲烷为燃料的燃烧室性能实验研究。实验结果表明,各头部结构的冷态总压损失系数与来流速度的平方成正比,燃料喷嘴插入文氏管的位置过深或过浅都会增大流动阻力,在来流速度9.7m/s条件下,喷嘴处于中等插入位置时总压损失系数降低6%左右;开放空间下,燃料喷嘴的位置越浅越利于火焰稳定,受限条件下这种影响被缩小,并且受限火焰的稳定工作范围明显宽于相同入口条件下的开放火焰;增大旋流器流通面积有利于降低总压损失系数、增强火焰稳定、减轻火焰筒壁面振动幅度,但不利于促进燃料和空气掺混,导致NO和CO的排放浓度都变大;在临近贫油熄火状态时,火焰筒壁面振动幅度加剧,明显高于稳定燃烧时的情况。 相似文献
92.
用多重光散射法对水蒸气在激波管中的自发成核凝结过程进行了实验研究,分析了膨胀率对成核率和凝结过程的影响。根据理论计算和实测数据结果,所得结论是:膨胀率增大。会造成过饱和度、成核率、凝结质量份额和液滴生长率相应地增大。 相似文献
93.
整体叶轮叶片型面抛光的最佳选择—磨粒流加工 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍磨粒流工艺在几种典型的整体叶轮叶片型面抛光中的应用情况。 相似文献
94.
无附面层隔道超音速进气道设计技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
阐述了无附面层隔道超音速进气道(鼓包式进气道)的设计原理和设计方法,给出了设计方案和风洞试验对比结果。结果表明:采用这种理论设计的进气道总压恢复高,气流畸变低,其综合性能好于常规进气道。由于无附面层隔道超音速进气道取消了机身附面层隔道和泄放系统,并且没有其它可动部件,使得飞机阻力小、重量轻,具有更高的可靠性、维护性和低成本。采用前机身与鼓包压缩面和前掠整流罩的融合设计也提高了飞机的隐身性能。 相似文献
95.
96.
本文提出了从光流图象计算刚体的旋转角速度和平移速度方向矢量的改进的线性算法.此算法考虑了未知参数之间的约束条件。模拟计算结果表明,改进的线性算法较文献的线性算法所得结果的误差小。 相似文献
97.
98.
99.
100.
提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模型纵向气动力干扰量的数值计算方法 ,从跨声速全位势积分方程出发 ,编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM 0 3模型两个算例的计算 ,讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响 ,并对GBM 0 3模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的 ,可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。 相似文献