全文获取类型
收费全文 | 12351篇 |
免费 | 4238篇 |
国内免费 | 496篇 |
专业分类
航空 | 13087篇 |
航天技术 | 546篇 |
综合类 | 560篇 |
航天 | 2892篇 |
出版年
2024年 | 141篇 |
2023年 | 432篇 |
2022年 | 543篇 |
2021年 | 587篇 |
2020年 | 498篇 |
2019年 | 553篇 |
2018年 | 314篇 |
2017年 | 461篇 |
2016年 | 527篇 |
2015年 | 491篇 |
2014年 | 662篇 |
2013年 | 686篇 |
2012年 | 848篇 |
2011年 | 765篇 |
2010年 | 620篇 |
2009年 | 726篇 |
2008年 | 705篇 |
2007年 | 605篇 |
2006年 | 490篇 |
2005年 | 498篇 |
2004年 | 469篇 |
2003年 | 483篇 |
2002年 | 407篇 |
2001年 | 383篇 |
2000年 | 399篇 |
1999年 | 376篇 |
1998年 | 319篇 |
1997年 | 397篇 |
1996年 | 375篇 |
1995年 | 404篇 |
1994年 | 315篇 |
1993年 | 258篇 |
1992年 | 269篇 |
1991年 | 233篇 |
1990年 | 228篇 |
1989年 | 258篇 |
1988年 | 98篇 |
1987年 | 100篇 |
1986年 | 50篇 |
1985年 | 33篇 |
1984年 | 18篇 |
1983年 | 16篇 |
1982年 | 18篇 |
1981年 | 15篇 |
1980年 | 12篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 796 毫秒
631.
632.
633.
634.
旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。 相似文献
635.
为了获得弯曲/倾斜导叶对大展弦比低压涡轮气动性能的影响,通过求解基于耦合转捩SST湍流模型的雷诺平均N-S方程组,对GE-E3低压涡轮叶栅的进行了全三维粘性定常与非定常数值模拟。研究了弯曲/倾斜导叶对涡轮级效率的影响,分析了对导叶叶栅气动性能、导叶扩散因子与边界层发展的作用,以及对下游动叶气动性能和动叶吸力面流动特性的影响。结果表明,正弯导叶减小了二次流损失却带了更大的叶型损失,降低了涡轮级效率,而正倾斜改变了上下端壁的二次流损失分配,对总的叶型损失影响较小,在一定角度下能够改善大展弦比涡轮叶栅的气动性能。 相似文献
636.
637.
声学风洞风扇段流场特性数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
风扇段是声学风洞的核心部段之一,风扇气动性能和声学性能对风洞的能耗与试验段背景噪声有重要影响。为了获得静叶构型的优化设计参数,采用数值模拟方法,对0.55m×0.4m低湍流度航空声学风洞风扇段的流场特性进行了研究,根据叶片的流动现象,分析了风扇段内部的工作形态,并将其性能与试验数据进行了对比,结果证明该方法能对风扇段性能进行较为准确的模拟。采用该方法得到了动静叶间距、静叶后掠、静叶倾斜对风扇气动性能、流场形态和噪声的影响,静叶后掠对气动性能的影响较小,有助于减小出口的旋转速度,增大动静叶间距对气动性能的影响较大,会增大出口的旋转速度,而静叶倾斜是最适宜的降噪方式。 相似文献
638.
639.
模拟亚声速自由来流,以汽油和空气为推进剂,对吸气式PDE模型机进行了地面多循环爆震试验,研究了6种进气系统下PDE模型机的多循环爆震性能和推进性能。试验结果显示,不论采用何种进气系统,均能以低于50mJ的点火能量实现模型机的多循环单级起爆,且PDE平均推力均随着工作频率的增加而增加;来流喷口和进气道进口面积较小时增加速率较快。随着环缝堵塞比的增加,PDE的平均推力有所降低。 相似文献
640.