全文获取类型
收费全文 | 2154篇 |
免费 | 439篇 |
国内免费 | 333篇 |
专业分类
航空 | 1937篇 |
航天技术 | 296篇 |
综合类 | 385篇 |
航天 | 308篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 28篇 |
2022年 | 73篇 |
2021年 | 99篇 |
2020年 | 116篇 |
2019年 | 111篇 |
2018年 | 93篇 |
2017年 | 120篇 |
2016年 | 132篇 |
2015年 | 127篇 |
2014年 | 160篇 |
2013年 | 144篇 |
2012年 | 168篇 |
2011年 | 185篇 |
2010年 | 164篇 |
2009年 | 144篇 |
2008年 | 112篇 |
2007年 | 123篇 |
2006年 | 112篇 |
2005年 | 90篇 |
2004年 | 72篇 |
2003年 | 56篇 |
2002年 | 63篇 |
2001年 | 50篇 |
2000年 | 39篇 |
1999年 | 31篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 43篇 |
1996年 | 42篇 |
1995年 | 25篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 41篇 |
1992年 | 31篇 |
1991年 | 16篇 |
1990年 | 18篇 |
1989年 | 20篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有2926条查询结果,搜索用时 234 毫秒
521.
522.
523.
Nozzle effects on thrust and inlet pressure of a multi-cycle air-breathing pulse detonation engine (APDE) are investigated experimentally. An APDE with 68 mm in diameter and 2 050 mm in length is operated using gasoline/air mixture. Straight nozzle, converging nozzle, converging-diverging nozzle and diverging nozzle are tested. The results show that thrust augmentation of converging-diverging nozzle, diverging nozzle or straight nozzle is better than that of converging nozzle on the whole. Thrust augmentation of straight nozzle is worse than those of converging-diverging nozzle and diverging nozzle. Thrust augmentations of diverging nozzle with larger expansion ratio and converging-diverging nozzle with larger throat area range from 20% to 40% on tested frequencies and are better than those of congeneric other nozzles respectively. Nozzle effects on inlet pressure are also researched. At each frequency it is indicated that filling pressures and average peak pressures of inlet with diverging nozzle and converging-diverging nozzle with large throat cross section area are higher than those with straight nozzle and converging nozzle. Pressures near thrust wall increase in an increase order from without nozzle, with diverging nozzle, straight nozzle and converging-diverging nozzle to converging nozzle. 相似文献
524.
文章对低温和常温环境下的气囊稳压充气过程的参数进行了仿真计算。主要分析计算了气囊内外壁的对流换热、囊内气体与囊壁间辐射以及水蒸气液化等传热方式的传热量。同时,计算了在不同环境温度下,气囊内气体温度、充气质量以及充气质量流率随时间的变化关系。分析结果可以为工程研制提供参考和数据支持。 相似文献
525.
Stern—Volmer关系式建立了荧光光强与表面压力之间的函数关系,是光学压敏涂料测压技术的理论基础和核心。从光化学的基本理论和基本模型出发,推导和整理出多种形式的SterwVolmer关系式,并简要评价分析了每种形式的特点及适用范围,同时,基于Stern-Volmer关系式衍生式,研究分析了压力测量值偏差、最优测压范围和压力灵敏度等压敏涂料特性参数的规律特点以及对PSP测量的影响,得出了一些对PSP测压技术工程应用具有重要参考意义的结论, 相似文献
526.
527.
内并联型TBCC进气道方案设计及验证 总被引:7,自引:4,他引:3
提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma0≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma0≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备. 相似文献
528.
在机电综合管理框架下,设计了飞机液压系统仿真平台,介绍了仿真平台的设计思想和总体架构,阐述了仿真平台各系统的工作原理和实现方式,分析了根据流量压力模拟液压负载用户外特性的思想,采用平均油温计算法对飞机在不同飞行阶段油液温度进行了模拟.给出了飞机液压综合管理仿真系统的设计方案以及仿真测试结果.仿真结果表明:在液压系统仿真平台上,能够有效地实现实际液压系统的所有功能特性,为飞机机电综合管理的最终实现提供有利支撑. 相似文献
529.
530.