全文获取类型
收费全文 | 872篇 |
免费 | 210篇 |
国内免费 | 184篇 |
专业分类
航空 | 930篇 |
航天技术 | 73篇 |
综合类 | 139篇 |
航天 | 124篇 |
出版年
2023年 | 11篇 |
2022年 | 43篇 |
2021年 | 46篇 |
2020年 | 61篇 |
2019年 | 40篇 |
2018年 | 52篇 |
2017年 | 51篇 |
2016年 | 69篇 |
2015年 | 59篇 |
2014年 | 60篇 |
2013年 | 50篇 |
2012年 | 62篇 |
2011年 | 68篇 |
2010年 | 61篇 |
2009年 | 81篇 |
2008年 | 55篇 |
2007年 | 72篇 |
2006年 | 36篇 |
2005年 | 37篇 |
2004年 | 35篇 |
2003年 | 24篇 |
2002年 | 24篇 |
2001年 | 29篇 |
2000年 | 14篇 |
1999年 | 18篇 |
1998年 | 12篇 |
1997年 | 8篇 |
1996年 | 15篇 |
1995年 | 9篇 |
1994年 | 11篇 |
1993年 | 13篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 4篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有1266条查询结果,搜索用时 531 毫秒
931.
932.
设计制作了两种布局形式的压电式合成射流致动器, 采用热线风速仪在静止环境下对长方形喷口的速度场进行了测量, 结果表明致动器喷口法向喷出最大速度可达到21.32 m/s.开展了基于合成射流技术的翼型分离流动主动控制实验, 致动器采用倾斜喷出时速度为10 m/s量级, 有效推迟了翼型表面流动的分离, 改善了翼型的失速特性, 最大升力系数提高11.36%, 失速迎角增加3°.与此同时发现动量系数达到10-3量级时分离流动主动控制效果显著, 动量系数小于10-4量级分离流动控制将几乎没有效果. 相似文献
933.
采用了一种新型驱动结构,半钹形压电金属复合结构,以提高合成射流驱动器出口射流速度,增强其流场主动控制能力。研究了3种半钹形隔膜及一种传统平板形驱动隔膜的合成射流驱动器,分别对其频率响应特性、射流时均速度沿出口中心线方向以及出口两侧的分布做了比较分析。结果表明3种半钹形隔膜驱动器的出口射流时均速度比平板形驱动器分别提高了51%,26%和48%。此外,还研究了半钹形驱动器的腔体结构特征尺寸对出口射流速度的影响,结果表明驱动器腔体结构特征尺寸存在着优化组合,使得出口射流速度更大,而且沿出口中心线方向上的速度衰减降低。 相似文献
934.
935.
936.
亚燃冲压燃烧室在高空、高马赫数下工作时,其进气温度很高,冷却空气量少,给冷却设计带来很大困难.本文通过试验,研究了热障涂层和两种不同燃油喷射方式对某型亚燃冲压燃烧室隔热屏壁温的影响.结果表明:热障涂层对降低隔热屏壁温有一定的作用,喷油孔分布均匀的燃油喷射装置对冲压燃烧室冷却设计更有利.本研究可为亚燃冲压燃烧室的冷却设计... 相似文献
937.
扩张段注气对扩张型双喉道喷管起动的影响研究 总被引:1,自引:0,他引:1
扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明:扩张段注气可以产生斜激波系和大的分离区,改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状,减小了激波损失,解决了喷... 相似文献
938.
939.
940.
超临界航空煤油喷射的射流结构及相变过程 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了超临界RP-3航空煤油喷射到静止常温常压大气环境中的近场射流结构及喷口附近的射流相变过程.研究结果表明,超临界煤油喷射到静止大气环境中后会经历类似于理想气体不完全膨胀的过程,会在喷嘴下游产生马赫盘等激波结构,马赫盘的位置随喷射压力的提高而增大,而喷射温度对马赫盘位置几乎没有影响.当喷射温度较高时,超临界煤油在喷嘴出口处直接进入气相区,没有凝结现象发生.而煤油的喷射温度接近临界温度时,超临界煤油会在喷嘴内部及出口处发生局部凝结,进入气液两相区. 相似文献