全文获取类型
收费全文 | 777篇 |
免费 | 101篇 |
国内免费 | 112篇 |
专业分类
航空 | 598篇 |
航天技术 | 88篇 |
综合类 | 143篇 |
航天 | 161篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 29篇 |
2022年 | 26篇 |
2021年 | 25篇 |
2020年 | 26篇 |
2019年 | 35篇 |
2018年 | 41篇 |
2017年 | 20篇 |
2016年 | 31篇 |
2015年 | 27篇 |
2014年 | 36篇 |
2013年 | 34篇 |
2012年 | 43篇 |
2011年 | 64篇 |
2010年 | 66篇 |
2009年 | 62篇 |
2008年 | 39篇 |
2007年 | 32篇 |
2006年 | 40篇 |
2005年 | 30篇 |
2004年 | 25篇 |
2003年 | 18篇 |
2002年 | 15篇 |
2001年 | 21篇 |
2000年 | 24篇 |
1999年 | 20篇 |
1998年 | 17篇 |
1997年 | 16篇 |
1996年 | 12篇 |
1995年 | 18篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 11篇 |
1991年 | 7篇 |
1990年 | 13篇 |
1989年 | 12篇 |
1988年 | 5篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 6篇 |
1985年 | 1篇 |
1983年 | 2篇 |
1982年 | 4篇 |
1981年 | 4篇 |
1978年 | 1篇 |
1973年 | 1篇 |
1958年 | 1篇 |
排序方式: 共有990条查询结果,搜索用时 15 毫秒
21.
22.
针对传统设计方法缺乏物理背景等不足,利用流动数值仿真及相关性分析的手段,对几何外形与流动变化的相关性规律进行经验总结,并将这种设计经验进行数值化描述后,引入到优化设计中,建立新的气动外形优化设计模型,使设计模型具有一定的物理意义,从而提高设计效率,改善设计结果。通过高速自然层流翼型HSNLF0213的优化设计,利用相关性的分析结果,建立具有物理意义的优化模型,开展了基于单点优化设计且同时满足多点设计要求的设计方法的应用研究,对这种设计方法及思路进行了初步的探索。设计结果证明了该方法的可行性。 相似文献
23.
无轴承旋翼存在强烈的非线性扭转-弯曲耦合变形。推导了桨叶的非线性应变-位移关系,应用Hamilton原理建立了多路传力的无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程,气动力模型采用二维准定常片条理论,考虑了耦合变形对桨叶轴向弹性位移的影响,并构造了一个新的15自由度梁单元,分析了悬停状态下的无轴承旋翼气弹稳定性。数值结果表明:考虑耦合变形对轴向弹性位移的影响可以提高悬停状态下的无轴承旋翼气弹稳定性分析的精度。 相似文献
24.
阐述了液相法中制备超薄功能膜的新方法——连续离子层吸附反应法(Successive Ionic Layer Adsorption and Reaction,SILAR)。探究了它的薄膜生长机理、工艺参数影响以及应用现状,指出了尚需深入研究的问题。 相似文献
25.
在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。 相似文献
26.
27.
28.
29.
某战斗机高速全模颤振风洞试验研究 总被引:4,自引:3,他引:4
为了验证高速风洞全模颤振试验技术以及获取某战斗机颤振安全边界,运用风洞试验的方法研究了某战斗机全模颤振特性,重点考察了模型在支撑系统上的稳定性、安全性以及典型颤振特性。结果表明:采用悬浮支撑系统可以使颤振模型具有除轴向以外的5个方向的运动自由度以及较好的稳定性和安全性;跨声速时的非线性气动力与速压较高时的结构非线性对全机颤振特性有较大影响,导致模态参数与颤振稳定性参数随速压呈非线性变化;振动波形图显示了该模型颤振形式为缓和型颤振,验证了模型设计时的计算结果。 相似文献
30.
悬停状态下模型旋翼噪声试验的初步研究 总被引:7,自引:0,他引:7
本文介绍了模型旋翼在消声室进行噪声试验的方法和在南京航空航天大学航空声学实验室的肖声室进行的悬停模型旋翼噪声试验,给出了旋翼桨盘平面内和浆盘平面下不同测量点的试验结果,着重分析了旋翼噪声和组成特点及频谱特性。试验数据和分析表明,旋翼噪声不仅随测量点至源点的距离变化,而且随测量点与桨盘平面的夹角不同而不同,低叶尖马赫数、高拉力系数的悬停模型讫翼约在桨盘平面下45°附近噪声最大。 相似文献