全文获取类型
收费全文 | 969篇 |
免费 | 144篇 |
国内免费 | 119篇 |
专业分类
航空 | 852篇 |
航天技术 | 120篇 |
综合类 | 147篇 |
航天 | 113篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 40篇 |
2022年 | 42篇 |
2021年 | 41篇 |
2020年 | 47篇 |
2019年 | 62篇 |
2018年 | 26篇 |
2017年 | 43篇 |
2016年 | 54篇 |
2015年 | 50篇 |
2014年 | 53篇 |
2013年 | 50篇 |
2012年 | 63篇 |
2011年 | 57篇 |
2010年 | 75篇 |
2009年 | 59篇 |
2008年 | 51篇 |
2007年 | 47篇 |
2006年 | 36篇 |
2005年 | 44篇 |
2004年 | 30篇 |
2003年 | 35篇 |
2002年 | 29篇 |
2001年 | 26篇 |
2000年 | 25篇 |
1999年 | 16篇 |
1998年 | 6篇 |
1997年 | 18篇 |
1996年 | 14篇 |
1995年 | 10篇 |
1994年 | 19篇 |
1993年 | 9篇 |
1992年 | 11篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 11篇 |
1988年 | 1篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有1232条查询结果,搜索用时 0 毫秒
81.
《燃气涡轮试验与研究》2008,(3)
周盛教授,北航博士生导师,国家重大基础项目负责人,曾获国家科技进步二等奖,全国科技大会重大成果奖等。研究范围涉醍气动弹性力学、气动声学、非定常气动力学等多个领域,至今发表专著4部,中英俄文论文百余篇。曾任国家教委科技委委员及军工学科组组长,已培养工学博士22名。 相似文献
82.
连接涡线端点形成涡段并计算其对空间任意点的影响系数是尾迹分析的基本环节,称为涡元技术。本文推出圆弧涡元与其应用程序,并引进抛物拱弧涡元,以代替传统的直涡元。提供的曲涡元程序可方便地用于尾迹分析,算例表明曲涡元在提高精度减少计算量方面的先进性。 相似文献
83.
84.
典型再入返回器气动特性对比与改进研究 总被引:1,自引:0,他引:1
返回器气动特性研究对宇宙飞船的研制起着先导和制约作用。文章对Apollo、CEV和类Soyuz这3种典型的轴对称钝头体再入返回器气动布局进行了气动特性的对比分析,发现与Apollo、CEV相比,类Soyuz外形的升阻比偏小,无法满足以第二宇宙速度载人空间再入返回的要求。在此基础上研究了几何参数(包括倒锥角和球冠半径)变化对类Soyuz外形返回器气动性能的影响规律,从中得到类Soyuz外形的改进方向,提出了一种以类Soyuz外形为基础的改进设计外形,并对该外形的升阻特性、稳定性和配平特性等相关气动特性进行了分析。研究表明通过对几何外形参数的调整优化来提高类Soyuz外形的升阻比,从而达到以第二宇宙速度再入返回的升阻比要求,这样的技术途径是可行的。 相似文献
85.
86.
87.
88.
89.
Aeroelastic two-level optimization for preliminary design of wing structures considering robust constraints 总被引:1,自引:0,他引:1
An aeroelastic two-level optimization methodology for preliminary design of wing struc- tures is presented, in which the parameters for structural layout and sizes are taken as design vari- ables in the first-level optimization, and robust constraints in conjunction with conventional aeroelastic constraints are considered in the second-level optimization. A low-order panel method is used for aerodynamic analysis in the first-level optimization, and a high-order panel method is employed in the second-level optimization. It is concluded that the design of the abovementioned structural parameters of a wing can be improved using the present method with high efficiency. An improvement is seen in aeroelastic performance of the wing obtained with the present method when compared to the initial wing. Since these optimized structures are obtained after consideration of aerodynamic and structural uncertainties, they are well suited to encounter these uncertainties when they occur in reality. 相似文献
90.
为了揭示跨声速大膨胀比涡轮损失的主要特点和两种不同尾缘冷却方式对损失的影响,以典型大膨胀比跨声速涡轮和跨声速叶栅为研究对象开展了数值研究。研究发现大膨胀比跨声速涡轮的主要损失是叶型损失,占到总损失的65%左右,尾缘激波损失是叶型损失的主要来源。尾缘全劈缝冷气入射通过提高尾缘基压区基压来减少尾缘膨胀波对气流的加速程度,从而降低最高马赫数和激波损失,尾缘压力面劈缝冷气入射通过改变叶片尾缘压力面激波波系结构,使原来的一道激波变成两道或者两道以上的弱激波,从而减少激波损失。两种尾缘冷气方式都有利于降低大膨胀比跨声速涡轮激波损失,但压力面劈缝冷气入射方式效果更为明显。 相似文献