全文获取类型
收费全文 | 9290篇 |
免费 | 1938篇 |
国内免费 | 2064篇 |
专业分类
航空 | 8688篇 |
航天技术 | 1698篇 |
综合类 | 1392篇 |
航天 | 1514篇 |
出版年
2024年 | 28篇 |
2023年 | 158篇 |
2022年 | 328篇 |
2021年 | 389篇 |
2020年 | 428篇 |
2019年 | 459篇 |
2018年 | 438篇 |
2017年 | 465篇 |
2016年 | 530篇 |
2015年 | 522篇 |
2014年 | 653篇 |
2013年 | 528篇 |
2012年 | 669篇 |
2011年 | 741篇 |
2010年 | 573篇 |
2009年 | 632篇 |
2008年 | 539篇 |
2007年 | 581篇 |
2006年 | 461篇 |
2005年 | 432篇 |
2004年 | 357篇 |
2003年 | 373篇 |
2002年 | 309篇 |
2001年 | 282篇 |
2000年 | 298篇 |
1999年 | 262篇 |
1998年 | 228篇 |
1997年 | 197篇 |
1996年 | 236篇 |
1995年 | 188篇 |
1994年 | 202篇 |
1993年 | 167篇 |
1992年 | 136篇 |
1991年 | 150篇 |
1990年 | 111篇 |
1989年 | 108篇 |
1988年 | 107篇 |
1987年 | 23篇 |
1986年 | 4篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 15 毫秒
931.
为了研究超声速燃烧中流体可压缩性的影响,对标准k-ε湍流模型进行可压缩性修正(包括结构可压缩性修正和膨胀可压缩性修正两部分)。分别应用标准k-ε模型、修正的k-ε模型和雷诺应力模型(RSM),考虑氢气/空气详细化学反应机理(GR I-M ech 2.11机理,10组分,28基元反应),数值模拟有壁面限制的超声速混合层冷态及热态流场。结果表明:壁面和燃烧对湍流影响都很大;修正模型对冷态以及燃烧场的预测结果优于其它两个;修正模型预测的混合层厚度更薄,燃烧区域更窄,与实验结果吻合地更好。 相似文献
932.
933.
934.
航空发动机性能综合评判模型 总被引:1,自引:0,他引:1
利用模糊数学的模糊聚类原理,选取适当的影响因子,建立了航空发动机性能综合评判模型,对所录取的航空发动机在多个试验工况下的试验数据进行了聚类分析。结果表明:计算结果与实际结果吻合,为航空发动机性能综合评判提供了重要依据。 相似文献
935.
发动机线性模型在动态过程中的应用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文分析了发动机线性模型在动态过程中的应用研究,建立了发动机线性变参数模型,并进行了仿真验证,获得了较好的动态性能。这样,在发动机整个工作过程中,可通过线性变参数模型将发动机的稳态和动态过程描述出来,方便了控制器的设计。 相似文献
936.
为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温度分布。试验结果表明:相比中心燃烧区结构方案,环形燃烧区结构方案更容易获得可靠的点火和稳定的燃烧,有更好的燃气均匀度。相比常规的富燃预燃室,全流量补燃循环发动机的富燃预燃室工作温度更低、混合比更小。相比使用液氧的方案,使用气氧的富燃预燃室在启动、关机过程更迅速、平稳。 相似文献
937.
938.
939.
相变热图技术中,为了得到风洞试验模型表面的热流分布,必须对相变热图序列进行相变线提取.首先通过特殊的时-空变换,将所有原始序列图像的直接分割转化为对少量合成图像的分割,在减小计算量的同时较好地解决了原始图像中由于相变区域模糊而难以分割的问题.同时,为了解决由于模型表面存在镜面反射造成的模型头部区域相变线提取不准确,引入镜面反射模型,并通过分割和参数求取过程的迭代执行计算出反射模型各参数,对合成图像进行整体性亮度补偿并最终得到良好的分割结果.最后根据提取出的相变线位置和材料相变温度,完成热流值的计算.通过比较表明本文结果更为准确合理,也验证了所提出分割方法的有效性,促进相变测温技术的广泛应用. 相似文献
940.
利用航空发动机燃烧室噪声测试数据[1],采用门限自回归分析方法建立随机声载荷门限自回归模型SETAR(2;2;30,30),得到令人满意结果,并将拟合和预测均方误差与文献[1]非门限的自回归滑动平均模型ARMA(17,16)的结果进行了比较. 相似文献