全文获取类型
收费全文 | 827篇 |
免费 | 503篇 |
国内免费 | 63篇 |
专业分类
航空 | 942篇 |
航天技术 | 52篇 |
综合类 | 69篇 |
航天 | 330篇 |
出版年
2024年 | 18篇 |
2023年 | 20篇 |
2022年 | 51篇 |
2021年 | 36篇 |
2020年 | 27篇 |
2019年 | 39篇 |
2018年 | 29篇 |
2017年 | 48篇 |
2016年 | 44篇 |
2015年 | 31篇 |
2014年 | 44篇 |
2013年 | 81篇 |
2012年 | 65篇 |
2011年 | 71篇 |
2010年 | 58篇 |
2009年 | 80篇 |
2008年 | 74篇 |
2007年 | 61篇 |
2006年 | 57篇 |
2005年 | 41篇 |
2004年 | 50篇 |
2003年 | 22篇 |
2002年 | 27篇 |
2001年 | 16篇 |
2000年 | 27篇 |
1999年 | 30篇 |
1998年 | 24篇 |
1997年 | 27篇 |
1996年 | 22篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 14篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 10篇 |
1991年 | 10篇 |
1990年 | 13篇 |
1989年 | 16篇 |
1988年 | 20篇 |
1987年 | 17篇 |
1986年 | 14篇 |
1985年 | 10篇 |
1984年 | 3篇 |
1982年 | 2篇 |
1981年 | 3篇 |
1980年 | 4篇 |
排序方式: 共有1393条查询结果,搜索用时 250 毫秒
651.
高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性. 相似文献
652.
653.
为了在冲压发动机试验过程中丰富试验参数类别和提高参数分析速度,针对直连式超燃冲压发动机,原创性地提出了基于壁面压力测量结果的试验参数分析方法。该方法引入原子流量守恒方程
构建了封闭方程组,在无需任何额外测量仪器的条件下,以壁面压力、来流参数和燃烧室面积变化律为输入,求解方程组可快速获得超燃冲压发动机的马赫数、温度、速度、组份浓度、燃烧效率等参数。结合三维数值计算和地面试验,通过两个算例对该方法的可行性进行了验证。结果表明,该算法可以获得较高的精度,在燃烧室出口,速度、温度等误差均在5%以内,组份浓度分布和数值结果非常吻合。 相似文献
654.
为准确模拟高金属含量水冲压发动机点火过程的流场特征及燃面温度变化,基于N-S方程,将高金属含量燃料和点火药向气相流场的质量、动量和能量输运转化为对应守恒量控制方程在近燃面第一层网格和点火药包覆盖区域网格的源项,将脱离燃面的熔融镁近似为燃烧室入口释放的镁液滴,实现了含镁质量百分数为73%的水冲压发动机燃料燃烧/点火药燃烧/发动机内流场的多相湍流燃烧的耦合计算,并对比分析了黑火药和硼/硝酸钾点火药对燃料燃烧影响。结果表明:40g黑火药点火和0.5kg/s的进水量下,燃料平衡燃面温度约为943K,可实现可靠点火与稳态燃烧。相同质量的硼/硝酸钾点火药与黑火药相比,可实现较高的平衡燃烧温度,但需较长的平衡建立时间。 相似文献
655.
656.
657.
658.
法国、意大利、西德、英国和欧洲航天局的空问飞行专家在意大利罗马召开会议,讨论了高超音速(>MS)客机的研制问题。 法国宇航公司的宫员把这种客机称为高速飞机(AGV)。预估这种高速飞机将由30—40吨推力的冲压发动机来推动,飞行高度约30千米,承载150名乘客,可在一小时内横渡大西洋。法国正在制订高速飞机的研究计划,其中包括高效率冲压发动机的研究。这种高速飞机预计将在2010—2015年服役。欧洲打算研制以冲压发动机为动力的M5高速飞机@龙玉珍~~ 相似文献
659.
美将用大尺寸超燃冲压发动机进行风洞试验美国即将在美国航宇局兰利研究中心的一座风洞中对一台大尺寸冲压/超音速燃烧冲压发动机进行试验。这些试验将使国家空天飞机的研究人员首次能够确定尺寸因素对超燃冲压发动机研究与开发过程中已进行的设计计算的影响。在此之前,... 相似文献
660.
航空航天部第三十一研究所创建于1962年,随着我国国防建设事业的发展,目前已发展成为冲压发动机、固体火箭发动机、固体火箭-冲压发动机、弹用涡喷涡扇发动机等研究、设计、试验和小批量生产的综合性战术导弹动力装置研究所.全所职工千余人,其中研究员、高级工程师300余名,工程师300余名并有国家级有贡献的科学家.经国务院批准为航空发动机、火箭发动机专业硕士学位授予权单位. 相似文献