全文获取类型
收费全文 | 1858篇 |
免费 | 623篇 |
国内免费 | 198篇 |
专业分类
航空 | 2158篇 |
航天技术 | 76篇 |
综合类 | 159篇 |
航天 | 286篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 31篇 |
2022年 | 68篇 |
2021年 | 98篇 |
2020年 | 85篇 |
2019年 | 69篇 |
2018年 | 77篇 |
2017年 | 98篇 |
2016年 | 115篇 |
2015年 | 111篇 |
2014年 | 135篇 |
2013年 | 125篇 |
2012年 | 189篇 |
2011年 | 193篇 |
2010年 | 128篇 |
2009年 | 151篇 |
2008年 | 139篇 |
2007年 | 114篇 |
2006年 | 106篇 |
2005年 | 81篇 |
2004年 | 73篇 |
2003年 | 71篇 |
2002年 | 67篇 |
2001年 | 50篇 |
2000年 | 41篇 |
1999年 | 40篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 35篇 |
1996年 | 32篇 |
1995年 | 20篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 12篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 8篇 |
1989年 | 14篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有2679条查询结果,搜索用时 203 毫秒
541.
542.
在隔离段中放置隔板,可以在满足气动性能的前提下缩短隔离段的长度。采用数值计算的方法对带隔板的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较,对非对称来流条件下不同进口附面层厚度隔离段内弯曲隔板的形状进行了研究,给出了非对称来流条件下隔离段内弯曲隔板的设计参数。结果表明,在进口马赫数为2,隔离段进口下板附面层厚度δ/H=0.24,上板附面层厚度为0时,通过放置弯曲隔板,在进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情况下,隔离段长高比减小了33%。 相似文献
543.
为了使高超声速冲压发动机在宽飞行条件下同时具有高比冲、高推力系数、高推重比,在讨论多模态冲压发动机的不同工作模态特性基础上,提出了改进进气道/燃烧室/尾喷管参数协调状态的技术途径。在固定几何的条件下,采用一体化设计内流通道,并巧妙地调节加热规律,使得在不同飞行条件下采用不同的优化工作模态,从而防止进气道出现亚 声速溢流或过度超临界,防止尾喷管产生膨胀过度或不足,防止燃烧室内的过度高温高压,并使冲量增量最大。此外,就国内外在研制过程中曾出现过经验教训及应引起关注的技术创新点进行了讨论。 相似文献
544.
545.
本文对几种发动机的冷却作了分析比较,指出使用铜锆合金是高压大热流发动机的必然要求.对大推力氢氧烃三组元试验发动机燃烧室的传热分析表明:热流仅相当于相同推力氢氧双组元发动机的1/3~1/2,热壁温低于800K,完全满足设计要求,但流阻较大,对氢泵不利. 相似文献
546.
为研究超声速燃烧和爆轰相关的机理问题,提出了一种结合燃烧型加热器和阵列喷管的超声速预混加热器设计思想。通过预热燃烧室来提供总温可变的高焓富氧气流,经过特征线型面喷管膨胀降温后,在喷管扩张段的适当位置以一定角度喷入燃料,经过混合段后形成所需的连续高焓总温和当量比可调的预混气流。通过对混合过程的数值模拟和预混气体的着火延迟时间分析了当前的预混高焓加热器的混合和自燃问题。在超声速气流中加入斜劈采用纹影技术进行激波点火实验,并验证了当前的预混加热器设计是成功。 相似文献
547.
548.
549.
用矢通量分裂法,采用MacCormack二步格式,对DCR(DualCombus-torRamjet,简称DCR)进气分流流场进行了数值模拟,提供了全场清晰的波系结构和物理信息,计算结果表明,通过改变反应,可以有效地控制结尾激波的位置,从而改变亚燃室内回流区的大小,对组织亚燃室燃烧和火焰稳定创造良好的条件。 相似文献
550.
黄烈德 《中国空间科学技术》1987,(Z1)
本文考虑火箭燃烧室燃烧不稳定性,固体推进剂不稳定燃烧,液体火箭贮箱推进剂晃动引起火箭系统不稳定性以及航天飞行不稳定性等问题的偏微分方程组定解问题。并指明航天飞行器的断裂问题是断裂力学的时代问题之一,研究它的数学方法如奇异积分方程法,J积分方法,研究复合材料的线性断裂力学原理以及处理边缘断裂问题的边界单元法都是值得探讨的。 相似文献