全文获取类型
收费全文 | 938篇 |
免费 | 190篇 |
国内免费 | 269篇 |
专业分类
航空 | 952篇 |
航天技术 | 161篇 |
综合类 | 173篇 |
航天 | 111篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 12篇 |
2022年 | 37篇 |
2021年 | 54篇 |
2020年 | 67篇 |
2019年 | 47篇 |
2018年 | 62篇 |
2017年 | 50篇 |
2016年 | 80篇 |
2015年 | 63篇 |
2014年 | 57篇 |
2013年 | 44篇 |
2012年 | 72篇 |
2011年 | 79篇 |
2010年 | 68篇 |
2009年 | 88篇 |
2008年 | 54篇 |
2007年 | 64篇 |
2006年 | 42篇 |
2005年 | 48篇 |
2004年 | 41篇 |
2003年 | 35篇 |
2002年 | 29篇 |
2001年 | 35篇 |
2000年 | 26篇 |
1999年 | 20篇 |
1998年 | 15篇 |
1997年 | 9篇 |
1996年 | 15篇 |
1995年 | 9篇 |
1994年 | 13篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 7篇 |
1991年 | 14篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有1397条查询结果,搜索用时 15 毫秒
951.
火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。 相似文献
952.
设计了一种新型双出口合成射流激励器,应用非接触粒子图像激光测速技术(PIV),测试了激励器出口的流场特性,包括瞬态和时均流动结构。结果表明,相比常规合成射流激励器,新型激励器一侧出口呈现为明显抽吸作用,另一侧出口流动带有合成射流流场特征,在出口下游得到一股放大了的单方向射流。新型合成射流激励器单侧出口的抽吸作用,在常规激励器基础上形成新的流体"微泵"工作机制,不仅放大了合成射流能量大小,同时实现了不同区域内流体的"定向输运",其外流场特性更加有利于边界层分离、射流矢量偏转等主动流动控制。 相似文献
953.
多输入多输出(MIMO,Multiple Input Multiple Output)技术可以通过实现空分复用有效地提高无线系统的性能.提出了一个对于站点(station)和无线接入点(AP,Access Point)都装配有多天线的无线局域网的介质访问控制层(MAC,Medium Access Control)协议.此协议利用跨层优化设计的方法解决了将MIMO技术用于WLAN(Wireless Local Area Network)中存在的一些问题.例如,如何在传统的802.11协议中加入训练用的导频序列,以及如何实现数据的并行传输等等.随后,提出一个三维离散马尔可夫模型来分析此协议性能,并与理论值进行比较.最后的仿真结果说明此协议能有效的提高系统吞吐量. 相似文献
954.
潜艇应急燃气吹除过程的理论分析及实验验证 总被引:3,自引:1,他引:2
通过对燃气吹除压载水舱过程进行热力学分析,确立了考虑相变产生水蒸气情况下燃气吹除过程的能量方程、质量方程和气体状态方程,推导并建立了压载水舱吹除过程的数理模型.进行了潜艇应急燃气吹除系统的小比例模型原理实验,模拟了水下100m深度时燃气吹除的排水性能与规律以及燃气吹除过程中的主要性能参数变化情况,并对影响吹除效率的各种因素进行了分析.实验结果与所建立的潜艇应急燃气吹除过程数理模型的仿真结果进行了对比验证,结果表明,通过热力学方法建立的用于燃气吹除过程的工程计算数理模型与实际实验情况符合较好,可用于燃气应急吹除系统的设计及优化. 相似文献
955.
为消除现有脉冲爆震发动机对外部脉冲起爆装置的依赖并提高脉冲爆震燃烧室工作频率,提出了一种多个爆震室封闭串联的多管燃烧室方案,通过管间的射流传递实现爆震室内的快速短距离起爆.实验结果表明,多个爆震室间可以实现逐级射流起爆,并且可以实现快速起爆,起爆所需要的时间约为1.0~1.2ms,起爆距离约为500mm,远远小于火花塞直接点火时的结果.弱火焰射流可以通过逐级增强的方式最终在下游某个爆震单元内形成爆震波.单个爆震室内射流进入和射出的时间间隔可以达到1.2~1.5ms,大约需要8个爆震单元才可能实现爆震波的封闭串联传播. 相似文献
956.
957.
利用ENSAAP程序计算喷管超音段壁面排气引射冷却系统性能与分析 总被引:2,自引:1,他引:1
在基线发动机性能计算的基础上,利用引射喷管抽吸特性和二次流进气系统的流量平衡技术,研究并提出了一种多缝引射喷管方案,用于降低喷管超音段壁面的温度,并开发出多缝引射喷管尺寸与分析程序ENSAAP。利用该计算程序,可分别计算设计条件下和非设计条件下的冷却空气流量和安装多缝引射喷管后所造成的安装推力损失,以及安装多缝引射喷管对发动机重量和飞机航程的影响。本项研究为发展具有低可探测性的先进发动机排气系统提供了可行的冷却方案和设计基础。 相似文献
958.
当燃油消耗率的推力系数为常数时,运用解析方法给出了分别要求远航、久航性能时最佳巡航状态(飞机姿态、速度)的计算方法,并给出了飞机采取等姿态或等速度飞行策略下的航程与航时计算方法.结论是,为得到远航性能要求飞机采取变姿态、变速度飞行策略,为得到久航性能要求飞机采取等姿态、变速度的飞行策略.通过算例表明,只要选取的飞行参数接近最佳飞行状态,当采取等姿态、变速度飞行策略时,也能得到接近最佳远航的航程.当燃油消耗率的推力系数不为常数时,也对上述问题进行了研究,并给出了主要计算过程. 相似文献
959.
为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位置.与无喷流情况相比,喷流与来流速度比的不同造成了涡破裂的提前或推后.而与传统结论有所不同的是,并非所有的后缘喷流都能延迟涡的破裂.另外,后缘对称喷流对涡轴位置的影响很小.后缘对称喷流不改变三角翼前缘涡横截面流动拓扑结构的变化规律,但影响极限环的扩张速度. 相似文献
960.
复杂结构多裂纹扩展相互影响的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对多传力路线复杂结构具有多个疲劳源、多条裂纹同时扩展且相互影响的特点,提出一种变柔度方法来考虑多裂纹间的相互影响,并设计专门的双孔板试验验证。应用该方法试算了多钉多层复杂接头全寿命,表明该变柔度方法在工程上是可行的。 相似文献