全文获取类型
收费全文 | 1681篇 |
免费 | 577篇 |
国内免费 | 121篇 |
专业分类
航空 | 1454篇 |
航天技术 | 164篇 |
综合类 | 117篇 |
航天 | 644篇 |
出版年
2024年 | 17篇 |
2023年 | 79篇 |
2022年 | 89篇 |
2021年 | 87篇 |
2020年 | 92篇 |
2019年 | 97篇 |
2018年 | 67篇 |
2017年 | 68篇 |
2016年 | 76篇 |
2015年 | 88篇 |
2014年 | 111篇 |
2013年 | 102篇 |
2012年 | 121篇 |
2011年 | 113篇 |
2010年 | 94篇 |
2009年 | 104篇 |
2008年 | 97篇 |
2007年 | 105篇 |
2006年 | 75篇 |
2005年 | 100篇 |
2004年 | 46篇 |
2003年 | 58篇 |
2002年 | 37篇 |
2001年 | 51篇 |
2000年 | 45篇 |
1999年 | 35篇 |
1998年 | 32篇 |
1997年 | 35篇 |
1996年 | 27篇 |
1995年 | 27篇 |
1994年 | 30篇 |
1993年 | 21篇 |
1992年 | 17篇 |
1991年 | 9篇 |
1990年 | 14篇 |
1989年 | 27篇 |
1988年 | 9篇 |
1987年 | 22篇 |
1986年 | 15篇 |
1985年 | 14篇 |
1984年 | 6篇 |
1983年 | 7篇 |
1982年 | 6篇 |
1981年 | 3篇 |
1980年 | 4篇 |
排序方式: 共有2379条查询结果,搜索用时 140 毫秒
71.
电气化飞机电力系统智能化设计研究综述 总被引:3,自引:2,他引:1
能源危机和环境问题推动了绿色航空的发展,飞机电气化是绿色航空的主要实现手段,已经成为航空技术发展的重要方向。本文介绍了飞机电气化的发展历程,阐述了电气化飞机电力系统的关键技术及其研究现状,分析了先进飞机电力系统设计的关键技术,指出了飞机电力系统综合化、智能化的发展特点。在分析飞机电力系统设计存在的问题的基础上,文章初步提出了电气化飞机电力系统智能化设计平台的理论框架、功能和特点,分析了支撑电力系统智能化设计平台的关键技术,指出了航空智能化设计的研究方向。 相似文献
72.
为了研究中心分级燃烧室雾化特性,设计中心分级燃烧室头部进行雾化特性试验研究。头部预燃级采用贫油直接喷射,主燃级采用预混预蒸发。试验采用了相位多普勒粒子分析仪测量液滴粒径及速度,用10μm以下的小液滴速度近似流场速度。实验结果表明:流场具有中心回流区(PRZ)、唇口回流区、角落回流区(CRZ)、预燃级高速射流区及主燃级高速射流区等结构;流场结构对称且受工况改变影响较小;大液滴集中在中心回流区及角落回流区。中心分级燃烧室不同于其他分级燃烧室,其具有特殊的流场结构及燃油雾化分布规律;在近场流场区域65μm~75μm液滴集中在PRZ区域和CRZ区域;近场区域内Case 4雾化D32是Case 3的60%。 相似文献
73.
针对预旋系统由于旋转引起流场和温度场参数周期性瞬态变化的问题,分别采用滑移网格的瞬态法和固定转子相位的稳态法进行数值求解,并在稳态计算中通过改变转子相位来近似模拟非稳态问题的时空变化特性。通过稳态空间平均结果与非稳态时均结果的对比,以期为预旋系统非稳态问题的低成本求解提供方法依据。结果表明:稳态计算结果与非稳态计算结果相比,周期性波动频率一致,接受孔进口处,稳态计算的压力波动幅度小39%左右,温度波动幅度小15%左右;多个相位的稳态空间平均结果与非稳态时均结果相比,压力高0.2%,温度低0.1%;采用多个计算周期数与单个周期的非稳态计算结果差异微小。当采用喷嘴出口气流中心正对接受孔迎风面前缘的转子相位时,稳态计算结果与非稳态计算时均结果最接近。 相似文献
74.
75.
76.
77.
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
78.
79.
氢/空气超声速燃烧研究 总被引:19,自引:1,他引:18
H2/Air在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在2000K左右,滞止压力1 ̄1.4MPa,总流量2kg/s,燃烧室进口马赫数2.5,可以模拟飞行M数为7的超燃冲压发动机中的燃烧工况。新开发的一维超声速燃烧程序SSC-1可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失。计算结果与实验进行了比较,发现较好的一致。实验结果表明,利用垂直喷射,燃烧效率 相似文献
80.