全文获取类型
收费全文 | 1258篇 |
免费 | 308篇 |
国内免费 | 219篇 |
专业分类
航空 | 1150篇 |
航天技术 | 148篇 |
综合类 | 163篇 |
航天 | 324篇 |
出版年
2024年 | 19篇 |
2023年 | 70篇 |
2022年 | 87篇 |
2021年 | 81篇 |
2020年 | 72篇 |
2019年 | 84篇 |
2018年 | 49篇 |
2017年 | 64篇 |
2016年 | 65篇 |
2015年 | 48篇 |
2014年 | 66篇 |
2013年 | 52篇 |
2012年 | 72篇 |
2011年 | 96篇 |
2010年 | 62篇 |
2009年 | 77篇 |
2008年 | 71篇 |
2007年 | 99篇 |
2006年 | 52篇 |
2005年 | 46篇 |
2004年 | 49篇 |
2003年 | 52篇 |
2002年 | 34篇 |
2001年 | 45篇 |
2000年 | 30篇 |
1999年 | 43篇 |
1998年 | 26篇 |
1997年 | 24篇 |
1996年 | 25篇 |
1995年 | 17篇 |
1994年 | 22篇 |
1993年 | 18篇 |
1992年 | 17篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 12篇 |
1989年 | 13篇 |
1988年 | 4篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有1785条查询结果,搜索用时 171 毫秒
211.
212.
213.
214.
215.
脉冲爆震燃烧室管壁冲击冷却效果的数值研究 总被引:2,自引:2,他引:2
根据实验测量的脉冲爆震燃烧室壁温沿程分布,推算出符合脉冲爆震燃烧室特定频率下的准稳态热流阶梯分布;在此基础上,针对叉排阵列射流冲击冷却的脉冲爆震燃烧室壁面温度分布进行了数值计算.研究表明,由于冷却气流通道端壁效应的影响,靠近爆震燃烧室尾部的射流孔的冲击射流速度较大,热流最大的燃烧室尾部管壁的温度可以得到有效的降低,而燃烧室中部的射流由于受到前排射流形成的横流影响,对管壁的冲击冷却效果较弱,使得壁面温度的峰值向中部转移.在相同的环形冷却通道进口雷诺数下,阵列射流孔宜布置在脉冲爆震燃烧室中部,射流冲击间距比Zn/d=1.5时,管壁的峰值温度最低而且整体的平均温度最小,较小的冲击孔直径对应的冲击冷却效果较好. 相似文献
216.
217.
218.
弯曲段壁面冲击发散冷却结构流量系数与冷却效率的实验 总被引:1,自引:3,他引:1
为了研究回流燃烧室弯曲段采用冲击发散冷却结构时的流量系数和冷却效率,设计了多种不同几何尺寸的实验件模型,分别对其流量系数和冷却效率进行了实验研究,得出如下结论:①弯曲段冲击发散冷却结构的流量系数较小,一般不会超过0.7.发散孔倾角为40°的流量系数要小于倾角为20°和30°的流量系数,流量系数随着发散孔纵向间距比的增大而减小.②弯曲段冲击发散冷却结构的冷却效率均随着吹风比的增大而增大,其冷却效率要明显高于直板冲击发散冷却结构,且这种差异随着吹风比的增大而逐渐减弱. 相似文献
219.
220.
针对带倾角冲击凹柱面靶板的流动特性和流场结构研究,采用烟线法开展了流场显现实验研究,重点分析了旋流产生和发展的规律。试验中通过改变冲击雷诺数、冲击间距比(冲击间距和冲击孔直径之比)、冲击角度以及凹柱面相对曲率等参数,分析了涡出现的位置、结构等随这些参数的变化规律。研究结果表明:由于冲击射流同周围静止空气之间的粘性作用、气体在凹柱面上运动、脱离的共同作用下,带倾角冲击凹柱面靶板产生了不同的旋流结构。实验中,随冲击雷诺数的增加,在冲击滞止区域两侧流体冲击靶板分离处的圆心角增大,分离推迟;由于冲击角度的影响,相对冲击角度较小侧射流与壁面分离比在较大侧提前,且在相对冲击角度较小侧更容易产生旋流结构。实验中改变的参数均影响了旋流结构及其发展特性,并且影响规律表现出较强的关联性。 相似文献