全文获取类型
收费全文 | 12262篇 |
免费 | 4435篇 |
国内免费 | 425篇 |
专业分类
航空 | 12736篇 |
航天技术 | 577篇 |
综合类 | 612篇 |
航天 | 3197篇 |
出版年
2024年 | 141篇 |
2023年 | 425篇 |
2022年 | 518篇 |
2021年 | 569篇 |
2020年 | 484篇 |
2019年 | 545篇 |
2018年 | 306篇 |
2017年 | 449篇 |
2016年 | 525篇 |
2015年 | 471篇 |
2014年 | 631篇 |
2013年 | 650篇 |
2012年 | 833篇 |
2011年 | 754篇 |
2010年 | 597篇 |
2009年 | 703篇 |
2008年 | 692篇 |
2007年 | 590篇 |
2006年 | 470篇 |
2005年 | 501篇 |
2004年 | 460篇 |
2003年 | 496篇 |
2002年 | 407篇 |
2001年 | 411篇 |
2000年 | 412篇 |
1999年 | 399篇 |
1998年 | 335篇 |
1997年 | 432篇 |
1996年 | 388篇 |
1995年 | 425篇 |
1994年 | 322篇 |
1993年 | 292篇 |
1992年 | 290篇 |
1991年 | 252篇 |
1990年 | 244篇 |
1989年 | 284篇 |
1988年 | 120篇 |
1987年 | 114篇 |
1986年 | 58篇 |
1985年 | 37篇 |
1984年 | 18篇 |
1983年 | 19篇 |
1982年 | 20篇 |
1981年 | 21篇 |
1980年 | 12篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 15 毫秒
91.
贫氧推进剂一次燃烧产物的热力计算 总被引:3,自引:0,他引:3
贫氧推进剂一次燃烧的物理和化学动力学因素决定了其一次燃烧为非平衡燃烧。说明了非平衡燃烧的特点,提出了计算贫氧推进剂一次燃烧的理论模型。以参与化学反应的推进剂组分为基础,把燃烧剩余物和燃烧产物分开,建立了燃烧产物的质量和化学平衡方程以及体系的能量平衡方程,采用布林克莱法解决了贫氧推进剂非平衡燃烧产物的热力计算。 相似文献
92.
93.
铍青铜铍金冲压最佳工艺的确定,应包括下列因素:原材料供应状态应是(C)态;倘若是(CY)态,则应淬火软化,但在冲压成形后需回火处理;回火应有夹具并在真空炉(管)内进行;冲压过程中,钣材排样时,必须使弯曲变形线和材料的轧制方向垂直或成45°交角;此外,零件的转角半径不得小于钣厚;弯曲角若小于6°,则可省却弯曲成型前后的热处理工序。 相似文献
94.
95.
96.
把故障树模型的层次诊断方法引入固体火箭发动机的故障诊断,使固体火箭发动机的故障诊断快速、直观、形象。本文引用国内外三种固体火箭发动机的典型故障为例,阐述了层次诊断法的基本思想和应用,并得出了明确的分析结论。 相似文献
97.
较详细地对复合材料壳体与喷管卡环连接结构进行了有限元应力,应变分析,对卡环,接头及倒锥等多体接触问题进行研究;对“I”型及“L”型卡环结构分别进行了计算和比较,并给出计算结果及结果分析。 相似文献
98.
洛克达因公司已成功地设计和生产出了富氧的液氧/气氢预燃室,并在燃烧室绝压为14.1~21.3MPa,质量混合比为117—174,推进剂总流量为14.0~23.6kg/s 的工作范围内通过了热试车考验。按费用低、重量轻、易操作等原则设计的先进的富氧预燃室,其推进剂射流都处在同一个平面上(喷注面),以实现沿不冷却的燃烧室轴线方向的均匀燃烧。在八次主级工作时间为1~5秒的试车中,直径89mm 的富氧预燃室喷注器多次反复地验证了其良好的点火、火焰传播和火焰维持等特性,而且当通过测量计算所得的特征速度效率为99%时,没有不稳定燃烧的迹象出现。此时测得的燃气平均温度从260℃(混合比 I_m—174)到538℃(r_m—117),而且每次试验,各方向热电偶的测量值相差不大于24℃。全尺寸的富氧 LOX/GH_2预燃室的成功热试车证明了全流量补燃循环(Full-Flow Staged Combustion Cycle 简称 FFSC 循环)发动机设计的一个关键启动技术已被突破。本报告总结了富氧预燃室的研究情况并进而对确保可靠地实现点火、火焰传播和火焰维持,使预燃室形成高水平的推进剂混合和质流的均匀性的喷注器进行了设计分析。 相似文献
99.
100.
讨论通用发动机设计概念及其在运载火箭上的应用,对发动机计划成本和成本节约进行估算,并与助推级、芯级独立使用发动机的设计和研制相比较。 相似文献