全文获取类型
收费全文 | 18195篇 |
免费 | 3660篇 |
国内免费 | 3128篇 |
专业分类
航空 | 14763篇 |
航天技术 | 3777篇 |
综合类 | 2022篇 |
航天 | 4421篇 |
出版年
2024年 | 88篇 |
2023年 | 295篇 |
2022年 | 530篇 |
2021年 | 701篇 |
2020年 | 742篇 |
2019年 | 727篇 |
2018年 | 737篇 |
2017年 | 816篇 |
2016年 | 955篇 |
2015年 | 897篇 |
2014年 | 1176篇 |
2013年 | 1057篇 |
2012年 | 1343篇 |
2011年 | 1455篇 |
2010年 | 1130篇 |
2009年 | 1181篇 |
2008年 | 1232篇 |
2007年 | 1376篇 |
2006年 | 1223篇 |
2005年 | 1053篇 |
2004年 | 861篇 |
2003年 | 802篇 |
2002年 | 621篇 |
2001年 | 531篇 |
2000年 | 499篇 |
1999年 | 491篇 |
1998年 | 414篇 |
1997年 | 323篇 |
1996年 | 262篇 |
1995年 | 279篇 |
1994年 | 219篇 |
1993年 | 209篇 |
1992年 | 177篇 |
1991年 | 189篇 |
1990年 | 142篇 |
1989年 | 108篇 |
1988年 | 92篇 |
1987年 | 39篇 |
1986年 | 10篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 328 毫秒
751.
使用两步化学反应模型对连续旋转爆轰发动机(Continuous rotating detonation engine,CRDE)进行了二维数值模拟研究。数值计算获得了同轴圆管腔中间层曲面上连续爆轰的多个循环过程。分析了燃料入射、提前燃烧、爆轰波结构和波传播速度等几个关键问题。计算获得燃烧室内流场结构与之前实验研究结果定性符合。计算中燃料以最大1400m/s沿轴向入射,爆轰波可约以2400m/s沿周向连续循环传播。计算的燃烧室内爆轰波循环频率约为2300Hz。 相似文献
752.
不同管制方法下空域运行的燃油经济性与仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高空域运行的燃油经济性,提出了不同管制方案下空域运行的燃油经济性模型,通过仿真实验.对比分析了不同管制方案和飞机群体在空域运行的燃油消耗量。实验结果表明:通过使用该模型可以从管制方法上节省整体空域中飞机群体的燃油消耗,同时证明了该模型的可行性。指出了不同管制方法对空域运行的燃油经济性的影响和空管绩效评估的一项新指标。 相似文献
753.
根据软件可靠性的建模过程对Eurocat—X软件的失效数据进行分析。通过非线性回归方法估计模型参数,比较3种模型的拟合度,得出最适用于该软件的可靠性模型.并预测其软件可靠性。 相似文献
754.
基于数值模拟的轴对称矢量喷管内流特性研究 总被引:2,自引:6,他引:2
采用三维有粘定常程序计算了轴对称矢量喷管的内流特性,研究了尺寸缩比、冷热态的影响,并与冷态缩比模型矢量特性试验结果进行了对比;给出了设计工况的内流特性,讨论了几何矢量角、喷管落压比对内流特性的影响.研究结果表明,尺寸缩比、冷热态对内流特性的影响均很小,冷态缩比模型试验结果可以真实地反映设计工况的内流特性,轴对称矢量喷管在设计工况下具有良好的内流特性,并且几何矢量角、喷管落压比对内流特性均有影响. 相似文献
755.
利用球形气泡模型,通过数值求解研究了导弹尾部对发动机水下点火时推力峰值、尾部压力分布以及推力波动特性的影响.计算结果表明:尾部收敛段半锥顶角的变化对推力峰值影响较大,半锥顶角大于45°时,随着半锥顶角的减小,推力峰值缓慢下降;半锥顶角小于45°时,推力峰值随着半锥顶角的减小而加速下降;半锥顶角对推力达到峰值的时间影响较小;推力达到峰值时尾部收敛段压力分布变化较大;半锥顶角对推力波动特性影响很小. 相似文献
756.
757.
为了研究超声速燃烧中流体可压缩性的影响,对标准k-ε湍流模型进行可压缩性修正(包括结构可压缩性修正和膨胀可压缩性修正两部分)。分别应用标准k-ε模型、修正的k-ε模型和雷诺应力模型(RSM),考虑氢气/空气详细化学反应机理(GR I-M ech 2.11机理,10组分,28基元反应),数值模拟有壁面限制的超声速混合层冷态及热态流场。结果表明:壁面和燃烧对湍流影响都很大;修正模型对冷态以及燃烧场的预测结果优于其它两个;修正模型预测的混合层厚度更薄,燃烧区域更窄,与实验结果吻合地更好。 相似文献
758.
759.
760.