全文获取类型
收费全文 | 346篇 |
免费 | 121篇 |
国内免费 | 34篇 |
专业分类
航空 | 298篇 |
航天技术 | 31篇 |
综合类 | 19篇 |
航天 | 153篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 5篇 |
2022年 | 21篇 |
2021年 | 20篇 |
2020年 | 13篇 |
2019年 | 18篇 |
2018年 | 20篇 |
2017年 | 25篇 |
2016年 | 17篇 |
2015年 | 21篇 |
2014年 | 21篇 |
2013年 | 23篇 |
2012年 | 29篇 |
2011年 | 22篇 |
2010年 | 34篇 |
2009年 | 28篇 |
2008年 | 30篇 |
2007年 | 34篇 |
2006年 | 41篇 |
2005年 | 26篇 |
2004年 | 18篇 |
2003年 | 10篇 |
2002年 | 9篇 |
2001年 | 3篇 |
2000年 | 6篇 |
1999年 | 4篇 |
1992年 | 1篇 |
排序方式: 共有501条查询结果,搜索用时 500 毫秒
71.
72.
73.
74.
75.
对某型无人机活塞式发动机发生断裂故障的排气喷管进行了现场检查、断口分析及静力学分析,表明焊接质量不合格是导致故障发生的主要原因;提出了增加焊接点数、加大熔核尺寸、加强无损检测等排故措施。 相似文献
76.
77.
银行业在一国经济活动中具有特殊地位,银行破产将会给一国的经济发展造成很大的负面效应,有效防范和化解金融风险是一国金融体系稳定运行的重要保证.本文从博弈论的角度来分析存款保险制度的作用,指出存款保险制度有利于银行业的稳定和系统性金融风险的化解. 相似文献
78.
为了分析微型涡流发生器(MVG)和附面层吸气(BLS)相结合的方法对高负荷轴流压气机流动特性的影响,将一种弯曲的微型涡流发生器与缝式吸气槽进行不同组合,共组成五组控制模型进行对比。其中,微型涡流发生器安装在叶片上游端壁上,缝式吸气槽位于叶片吸力面靠近尾缘处。计算结果说明:在设计攻角下,COM控制方法在使总压损失明显减小的同时增加静压系数,性能优于单独使用MVG,却不及只使用BLS的控制方法。在失速攻角下,MVG产生的尾涡将位于叶片吸力面-端壁角区之间的低能流体和主流充分混合,使得总压损失大幅度减小了11.54%。在吸气量为1.5%时,COM控制方法可以使总压损失减小达14.59%。 相似文献
79.
80.
Wen-jie Wang Ze-ping Wu Dong-hui Wang Wei-hua Zhang Kun Zhao Patrick N. Okolo Gareth J. Bennett 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2019,63(11):3706-3720
Hypersonic vehicles are receiving increased attention within the aerospace community due to their high cruise speed and long-range capabilities. In this paper, a modified Sequential Approximate Optimization method is proposed for an optimized aerodynamic design of a hypersonic vehicle. As part of this approach, a constrained experimental design method is developed to handle the constraints more efficiently. A radial basis function is used to surrogate time-consuming CFD analysis. An efficient and more robust numerical mesh morphing scheme for the hypersonic vehicle is developed for the generation of high-quality meshes. Within this paper, a novel adaptive infilling strategy is proposed which uses an inaccurate search technique coupled with an elite archive. This allows the location of a more promising sample region and hence improves the surrogate accuracy, thereby further enhancing the optimization efficiency. A hypersonic vehicle aerodynamic design problem is solved using the proposed approach and satisfactory results are obtained at much lower computational costs. The lift-to-drag ratio is increased by 23.8% when compared with the base configuration while also satisfying the volume and lift constraints. The pressure and Mach contours have been compared with those of the base configuration and the results demonstrate the strength of the optimized configuration. The modified sequential approximate optimization for designing an improved hypersonic vehicle is worth referencing in future work. 相似文献