全文获取类型
收费全文 | 9262篇 |
免费 | 2838篇 |
国内免费 | 1456篇 |
专业分类
航空 | 8115篇 |
航天技术 | 1863篇 |
综合类 | 997篇 |
航天 | 2581篇 |
出版年
2024年 | 43篇 |
2023年 | 174篇 |
2022年 | 348篇 |
2021年 | 414篇 |
2020年 | 383篇 |
2019年 | 376篇 |
2018年 | 355篇 |
2017年 | 446篇 |
2016年 | 512篇 |
2015年 | 438篇 |
2014年 | 588篇 |
2013年 | 542篇 |
2012年 | 658篇 |
2011年 | 744篇 |
2010年 | 526篇 |
2009年 | 579篇 |
2008年 | 525篇 |
2007年 | 561篇 |
2006年 | 554篇 |
2005年 | 544篇 |
2004年 | 413篇 |
2003年 | 452篇 |
2002年 | 378篇 |
2001年 | 327篇 |
2000年 | 292篇 |
1999年 | 338篇 |
1998年 | 296篇 |
1997年 | 260篇 |
1996年 | 238篇 |
1995年 | 220篇 |
1994年 | 213篇 |
1993年 | 163篇 |
1992年 | 149篇 |
1991年 | 123篇 |
1990年 | 95篇 |
1989年 | 111篇 |
1988年 | 103篇 |
1987年 | 56篇 |
1986年 | 18篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 15 毫秒
901.
902.
903.
V. S. Heber R. C. Wiens D. B. Reisenfeld J. H. Allton H. Baur D. S. Burnett C. T. Olinger U. Wiechert R. Wieler 《Space Science Reviews》2007,130(1-4):309-316
The concentrator on Genesis provided samples of increased fluences of solar wind ions for precise determination of the oxygen
isotopic composition. The concentration process caused mass fractionation as a function of the radial target position. This
fractionation was measured using Ne released by UV laser ablation and compared with modelled Ne data, obtained from ion-trajectory
simulations. Measured data show that the concentrator performed as expected and indicate a radially symmetric concentration
process. Measured concentration factors are up to ∼30 at the target centre. The total range of isotopic fractionation along
the target radius is 3.8%/amu, with monotonically decreasing 20Ne/22Ne towards the centre, which differs from model predictions. We discuss potential reasons and propose future attempts to overcome
these disagreements. 相似文献
904.
905.
战伤诊断与修复计算机辅助系统 总被引:1,自引:0,他引:1
概述了战伤诊断与修复的基本情况,对战伤诊断和修复的过程进行了简要说明,定义了战伤诊断与修复计算机辅助系统,同时利用关系型数据库语言Vc 6.0编写了战伤诊断与修复计算机辅助系统应用软件,介绍了战伤诊断与修复计算机辅助系统应用软件的功能及使用方法。为说明计算机辅助系统应用软件的实际过程,文章最后针对某型飞机一种典型的战伤情况,利用本文介绍的战伤诊断与修复计算机辅助系统对某型战斗机进行了战伤诊断与修复分析。 相似文献
906.
加力燃烧室燃烧段的壁温对飞机和发动机的安全关系重大,单靠数值计算是很不够的,目前主要靠测试取得。燃烧段通常是双层壁,加风罩则为三层。本文介绍了内外壁和风罩的温度测量方法及其试验研究。该方法对加力燃烧室的研制具有重要意义,无论是对于新机还是批生产发动机都有重要的参考价值。 相似文献
907.
为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。 相似文献
908.
以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管单元直排塞式喷管进行了热试实验研究。介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析。无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬,碳钢材料加工塞锥,成功进行了多次短时间热试实验。在三个压比下获得了塞式喷管性能数据,实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率。在CNPR=110附近,效率达到93%~95%;在CNPR=450附近,效率达到96%~98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%~96%。预计在设计点的效率不低于98%。 相似文献
909.
为了获得脉冲爆震发动机的飞行性能参数随飞行高度和飞行速度的变化规律,在应用最小G ibbs自由能理论建立求解爆震燃烧的平衡成分及其浓度、平衡参数的基本关系式,据此对爆震波特性参数进行数值模拟的基础上,通过引入进气道和尾喷管建立了一定飞行状态下的多管自吸气式脉冲爆震发动机理论性能计算模型,对脉冲爆震发动机的性能随飞行高度、速度的变化趋势进行研究。结果表明,在不同飞行高度和飞行马赫数的状态下,脉冲爆震发动机性能有一定的变化规律,同时模型也考虑了加入尾喷管对性能的影响,为脉冲爆震发动机的性能分析与理论设计提供了依据。 相似文献
910.
为了研究飞行过载对固体火箭发动机燃烧室化学反应流场影响,以Liang模型模化铝滴燃烧,以有限化学反应速率模型模化湍流燃烧,对过载条件下发动机内流场进行了数值分析,数值结果与试验结果取得了趋势上的一致。研究表明,文中采用的数值计算方法可有效重现发动机热结构故障点;飞行过载改变了流场温度、粒子浓度、化学反应速率等参数分布;过载条件下燃烧室绝热结构表面铝滴积聚及剧烈的化学放热反应是导致其异常烧蚀的原因之一,铝滴局部积聚燃烧会导致温度场畸变;热结构设计必须与流动结构匹配。 相似文献