全文获取类型
收费全文 | 640篇 |
免费 | 229篇 |
国内免费 | 23篇 |
专业分类
航空 | 586篇 |
航天技术 | 82篇 |
综合类 | 22篇 |
航天 | 202篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 17篇 |
2022年 | 24篇 |
2021年 | 26篇 |
2020年 | 23篇 |
2019年 | 32篇 |
2018年 | 21篇 |
2017年 | 21篇 |
2016年 | 28篇 |
2015年 | 21篇 |
2014年 | 22篇 |
2013年 | 28篇 |
2012年 | 47篇 |
2011年 | 37篇 |
2010年 | 32篇 |
2009年 | 33篇 |
2008年 | 42篇 |
2007年 | 28篇 |
2006年 | 24篇 |
2005年 | 19篇 |
2004年 | 22篇 |
2003年 | 21篇 |
2002年 | 14篇 |
2001年 | 27篇 |
2000年 | 17篇 |
1999年 | 20篇 |
1998年 | 30篇 |
1997年 | 21篇 |
1996年 | 30篇 |
1995年 | 23篇 |
1994年 | 17篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 21篇 |
1991年 | 23篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 11篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有892条查询结果,搜索用时 31 毫秒
691.
692.
为阐明超临界条件下吸热型碳氢燃料的热裂解结焦抑制机理,在电加热管实验装置上,获得了沿程油温、壁温以及燃料的组成,分析了结焦抑制添加剂影响碳氢燃料高温裂解和结焦的实验数据。结果表明:结焦抑制添加剂对碳氢燃料的裂解影响小于4%,降低结焦量约30%;添加结焦抑制剂后,结焦速率下降较快,稳定结焦速率降低约2%。采用SEM表征结焦抑制添加剂对结焦形貌的影响。结果表明,添加剂同时抑制了表面催化结焦与自由基生长结焦的形成。 相似文献
693.
694.
国外固体推进剂研究与开发的趋势 总被引:36,自引:5,他引:36
从4个主要发展方向分别评述了2010年前固体推进剂研究开发的趋势,认为中近期较现实的高能推进剂组合可能是叠氮粘合剂/ADN/Al或AlH3;战术导弹实现低特征信号主要是以损失固体推进剂部分能量为代价,而低特征信号推进剂添加CL-20和ADN是提高其能量的首选途径,高氮化合物、氧化呋嗅化合物等也有良好的应用前景;采用钝感的粘合剂(如HTPE)、钝感的硝酸酯和合理调控固体添加剂的化学结构及物理性能是实现固体推进剂钝感的有效途径;介绍了用可水解粘合剂(PEGA)或热塑性弹性体(TPE)粘合剂制成的新型固体推进剂具有令人瞩目的少污染和可再生使用性能的实例。 相似文献
695.
696.
采用一定实验条件下的TGA实验,对不同含硼富燃料推进剂发火温度进行测试,以验证方法的可靠性,并在此基础上,研究了初始温度、升温速率、装药量和坩埚等实验条件,以及配方对此方法测定的发火温度的影响。实验结果表明,采用TGA对含硼富燃料推进剂的发火温度进行测试具有较高的精确度,实验结果的通用性也较高;初始温度及升温速率基本不影响此方法测得的推进剂的发火温度;与氩气气氛相比,空气气氛下的含硼富燃料推进剂发火温度降低;在使用高压坩埚的情况下,推进剂的实测发火温度降低;使用HMX代替含硼富燃料推进剂中的AP、使用镁作为金属添加剂,以及增加推进剂中硼粉的含量,都能降低含硼富燃料推进剂的发火温度。 相似文献
697.
698.
699.
7-氨基-6-硝基-4,5-二氧化呋咱的热分解特性 总被引:3,自引:2,他引:3
利用差示扫描量热法(DSC)、热失重法(TG)和傅里叶变换红外光谱法(FTIR)研究了7 氨基 6 硝基 4,5 二氧化呋咱(CL 18)的热分解性能。结果发现CL 18在分解之前无熔融转变,属于固态分解。在低升温速率下整个反应分两步进行,首先是不稳定的硝基和一个呋咱环的自由基分解,然后是相对较稳定的苯并氧化呋咱环的受热分解,两步反应的活化能分别为167 68kJ/mol和204 55kJ/mol,分解产物二氧化氮在整个分解过程中都起着氧化和催化作用。在高升温速率下仅仅表现为一步放热反应。最终固态分解产物主要为碳,其中含有少量氮、氢等。 相似文献
700.
碳氢燃料超燃研究与应用 总被引:7,自引:1,他引:7
司徒明 《流体力学实验与测量》2000,14(1):43-50
通过分析与试验表明,技术风险小,性能可靠,近期能够实现的,以煤油为燃料的弹用冲压发动机是一种适宜于飞行Ma=6左右的高超声速导弹的推进装置,采用尾喷管几何喉道可调的方法,有利于提高煤油冲压发动机亚燃工况的性能,满足飞行对低马赫数(Ma=2.5左右)接力与加速状态推力特性的要求,以煤油与氢为燃料的双燃料冲压发动机具有广阔的应用前景。 相似文献