首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   12535篇
  免费   4893篇
  国内免费   1417篇
航空   11486篇
航天技术   2281篇
综合类   1116篇
航天   3962篇
  2025年   128篇
  2024年   418篇
  2023年   582篇
  2022年   1015篇
  2021年   1092篇
  2020年   956篇
  2019年   803篇
  2018年   840篇
  2017年   1014篇
  2016年   714篇
  2015年   856篇
  2014年   756篇
  2013年   835篇
  2012年   971篇
  2011年   1029篇
  2010年   939篇
  2009年   948篇
  2008年   872篇
  2007年   826篇
  2006年   813篇
  2005年   612篇
  2004年   519篇
  2003年   344篇
  2002年   341篇
  2001年   277篇
  2000年   182篇
  1999年   86篇
  1998年   20篇
  1997年   16篇
  1996年   8篇
  1995年   5篇
  1994年   6篇
  1993年   4篇
  1992年   3篇
  1991年   2篇
  1990年   3篇
  1989年   1篇
  1988年   4篇
  1987年   3篇
  1986年   1篇
  1982年   1篇
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 0 毫秒
191.
民用飞机主制造商建立设计保证系统,旨在民机研制过程中充分发挥自主适航的能力,通过组织机构、职责、程序和资源落实设计、适航以及独立监督三大职能,以保证航空产品的设计或者设计更改满足适航当局的要求.其中,设计保证系统适航职能的适航独立核查功能正是这一保证的关键.基于对设计保证系统适航独立核查功能的具体分析基础上,从设计保证...  相似文献   
192.
管制扇区是空中交通管制服务的基础单元,也是空域的重要组成部分。对管制扇区划设进行优化能够在保证安全的前提下均衡管制负荷、提升管制运行效率、增大空域容量,从而提高空域资源规划与配置的合理性。系统地梳理了当前主要研究成果,对管制扇区划设问题进行了概述。从理论模型的角度阐述了扇区划设的优化目标和约束条件;从方法论的角度总结了扇区划设常用的方法。从现有研究的不足出发,展望了管制扇区划设的发展趋势,并提出未来的重点研究方向。  相似文献   
193.
为了分析叶片前缘形状对吸力面边界层3维流动过程的影响,对1组具有不同前缘形状的叶栅进行试验与数值模拟。以2维结论为基础,利用数值计算建立了前缘对吸力面边界层的2维影响与3维影响之间的联系。结果表明:对于1个竖直叶栅,端壁附近的展向截面吸力面边界层早期的发展过程主要保持2维特性,且这一特性能对边界层的3维流动产生直接影响。展向截面边界层形状因子与边界层展向流动趋势直接相关,在分离泡区域内,形状因子较大,使得边界层展向流动的趋势急剧增加,低能流体沿展向大幅发展。通过试验考察不同前缘叶型的竖直叶栅出口总压损失和出口气流角的展向分布发现,在2维计算中优秀的前缘造型或特定的前缘形状均能改善吸力面边界层的3维流动,有效减小整体的总压损失。  相似文献   
194.
为研究侧面涂层和应变隔离垫厚度及两者刚度对刚性隔热瓦及组件力学性能的影响,构建一种对称结构的刚性隔热瓦分析模型,进行了拉伸试验和有限元分析。结果表明,在拉伸载荷作用下刚性隔热瓦的应力分布不均匀,具有明显应力集中现象,其拉伸强度水平与最大应力密切相关,随涂层厚度或刚度增加,刚性隔热瓦最大应力上升,拉伸强度降低;当刚性隔热瓦粘结应变隔离垫时,应变隔离垫厚度增加或刚度减小,刚性隔热瓦最大应力下降,拉伸强度增大;当刚性隔热瓦含涂层时,增加应变隔离垫可减缓涂层对刚性隔热瓦的影响;并对有限元分析结果进行了试验验证,计算结果与试验结果吻合良好,表明建立的刚性隔热瓦分析模型合理,揭示了涂层和应变隔离垫参数与刚性隔热瓦失效的关联关系。  相似文献   
195.
多循环脉冲爆震发动机净推力估算   总被引:5,自引:5,他引:5  
为了研究试车台上脉冲爆震发动机(PDE)净推力的估算方法,在常温常压条件下,进行了大量的多循环爆震试验,在内径为150mm,长度为1800mm的爆震管中,成功地产生充分发展的爆震波。采用了动态和稳态推力计分别测量试车台上PDE的净推力及气动阀开和关时PDE的阻力,建立了试车台上PDE净推力的近似计算模型,同时研究了PDE净推力的主要影响因素。试验结果表明,PDE阻力与模拟飞行速度(或爆震室充填速度)有关;直接测量到的发动机推力与利用模型计算的净推力基本一致。研究结果对工程应用的PDE的优化设计,深入研究具有重要的参考价值。  相似文献   
196.
高温升火焰筒壁面及头部复合冷却设计分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
某燃烧室火焰筒壁面采用冲击+逆向对流+气膜冷却技术,火焰筒头部采用冲击+对流冷却技术。本文通过计算并与试验结果对比分析表明:该火焰筒的冷却设计基本合理、可行,经进一步的改进和完善后。可作为高温升燃烧室火焰筒的优选设计方案之一。  相似文献   
197.
基于K线理论的股票灰色预测方法研究   总被引:9,自引:0,他引:9  
文章将GM(1,1)模型用于股票预测,提出了基于K线理论的股票灰色预测方法,并通过预测实例说明了其有效性.  相似文献   
198.
通过SIMPLE方法求解非定常不可压N-S方程,研究了小展弦比机翼在低雷诺数下的流场特征,并分析其对气动特性的影响.研究对象为展弦比为1.0的平板矩形翼,进行了不同攻角的数值模拟,模拟雷诺数为1×105.分析表明:在小攻角时,主涡不断的从机翼上表面脱落;在大攻角时,受翼尖涡的影响,分离涡保持在机翼的背风面不脱落,形成驻涡.通过对流场分析,低雷诺数前缘层流分离和翼尖涡对小展弦比机翼的空气动力学特性起了决定性作用;使低雷诺数小展弦比矩形翼出现非定常、非对称和驻涡等现象.  相似文献   
199.
为探索旋转爆震燃烧在冲压发动机中的应用,基于氢燃料开展了Ma=3.1条件下不同当量比旋转爆震冲压发动机自由射流试验。燃烧室构型为圆环形,燃烧室内径54mm,外径90mm,隔离段内径64mm,外径80mm。燃料喷注采用30对喷孔双侧间隔喷注,喷孔直径0.4mm。高温高速空气由脉冲燃烧风洞提供并经发动机进气道捕获进入旋转爆震燃烧室,捕获空气流量约380g/s。试验中实现了冲压模态下旋转爆震波的稳定自持传播,燃烧室内形成同向单波模态,爆震波传播频率范围6.34~6.73kHz,爆震传播速度1434.07~1522.29m/s。试验结果表明,在Ma=3.1来流条件下冲压模态旋转爆震燃烧具有可行性,同时随当量比提高,爆震波传播频率波动逐步扩大,爆震波传播稳定性有所下降。  相似文献   
200.
目前在风洞中通常采用固定地板和活动地板两种模拟方法开展飞行器地面效应研究,确定地面效应影响量大小。采用固定地板模拟地面时,由于存在地板边界层,不能真实模拟飞机近地飞行状况。采用活动地板模拟地面时,由于活动带运行速度和方向与来流一致,在活动地板表面不存在边界层,可以真实模拟飞机近地飞行状况,提高地面效应试验数据的精准度。介绍了Ф3.2m风洞活动地板系统的研制情况,对活动地板系统的组成、结构形式、主要技术指标等作了简要介绍。YF-16模型试验结果表明:Ф3.2m风洞活动地板试验系统的性能指标达到了设计要求,活动带最大运行速度为60m/s;活动地板和固定地板两种模拟方法获得的地面效应试验结果存在较大差别,差别大小随地板高度和飞机姿态角变化而变化。  相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号