全文获取类型
收费全文 | 2927篇 |
免费 | 745篇 |
国内免费 | 549篇 |
专业分类
航空 | 2175篇 |
航天技术 | 660篇 |
综合类 | 430篇 |
航天 | 956篇 |
出版年
2024年 | 20篇 |
2023年 | 70篇 |
2022年 | 138篇 |
2021年 | 176篇 |
2020年 | 164篇 |
2019年 | 110篇 |
2018年 | 127篇 |
2017年 | 124篇 |
2016年 | 127篇 |
2015年 | 143篇 |
2014年 | 193篇 |
2013年 | 175篇 |
2012年 | 198篇 |
2011年 | 231篇 |
2010年 | 246篇 |
2009年 | 226篇 |
2008年 | 218篇 |
2007年 | 199篇 |
2006年 | 184篇 |
2005年 | 143篇 |
2004年 | 104篇 |
2003年 | 112篇 |
2002年 | 131篇 |
2001年 | 117篇 |
2000年 | 102篇 |
1999年 | 77篇 |
1998年 | 56篇 |
1997年 | 45篇 |
1996年 | 49篇 |
1995年 | 36篇 |
1994年 | 44篇 |
1993年 | 36篇 |
1992年 | 12篇 |
1991年 | 25篇 |
1990年 | 17篇 |
1989年 | 13篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 6篇 |
1986年 | 7篇 |
1985年 | 4篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 2篇 |
1900年 | 1篇 |
排序方式: 共有4221条查询结果,搜索用时 312 毫秒
261.
262.
263.
使用商业计算流体力学软件CFX求解三维雷诺平均的Navier-Stokes方程组,结合出口气腔模型对某带无叶扩压器的离心压缩机的旋转失速现象进行数值模拟。首先使用定常计算得到了该离心压缩机的稳态性能曲线,并和实验测量值进行了比较。然后引入出口气腔模型,模拟离心压缩机内的旋转失速流动。在小流量下,从沿流线方向速度等值线图和径向速度等值线图中观察得到了离心压缩机内部流场的非定常流动现象。还研究了气腔模型不同参数对失速流动的影响,结果表明气腔体积越大,计算得到的失速频率越低。 相似文献
264.
265.
266.
针对传递对准中机翼挠曲变形建模方法适用性差的问题,提出了一种基于有限元分析的不同挂点处弹载子惯导系统的机翼挠曲变形建模方法。以柔性较大的大展弦比机翼为研究对象,建立了薄蒙皮、双翼梁、多肋板式机翼模型。通过绕流分析得到的机翼上、下表面压力分布云图,在此基础上对机翼结构进行气动载荷的加载。根据ANSYS瞬态动力学分析,获取了机翼挠曲变形角的随机过程序列,并利用AR(n)模型代替ARMA(p,q)模型进行建模。采用一种改良卡尔曼滤波算法对模型参数进行估计,并利用信息准则对模型的适应性进行检验。根据参数辨识的结果,最终得到了机翼的挠曲变形模型。 相似文献
267.
5G移动通信系统中,设备到设备的通信方式产生了节点间的信号测量,可用于提升无线定位的覆盖范围和定位精度。提出了一种基于最小约束系统的分布式协作定位方法,该方法首先利用已有算法估计节点参考位置,并据此构建最小约束确定网络的位置及朝向,然后在该约束下极大化由节点间测量引出的似然函数,获得位置估计。理论研究表明,该方法将由节点间测量确定的相对位置拟合到参考位置处,在参考位置等于真实位置时达到最优效果。仿真结果表明,该方法可有效提高定位精度,并具有分布式和可扩展等优点。 相似文献
268.
A surrogate-model-based aerodynamic optimization design method for cycloidal propeller in hover was proposed, in order to improve its aerodynamic efficiency, and analyze the basic criteria for its aerodynamic optimization design. The reliability and applicability of overset mesh method were verified. An optimization method based on Kriging surrogate model was proposed to optimize the geometric parameters for cycloidal propeller in hover with the use of genetic algorithm. The optimization results showed that the thrust coefficient was increased by 3.56%, the torque coefficient reduced by 12.05%, and the figure of merit (FM) increased by 19.93%. The optimization results verified the feasibility of this design idea. Although the optimization was only carried out at a single rotation speed, the aerodynamic efficiency was also significantly improved over a wide range of rotation speeds. The optimal configuration characteristics for micro and small-sized cycloidal propeller were: solidity of 0.2-0.22, maximum pitch angle of 25°-35°, pitch axis locating at 35%-45% of the blade chord length. 相似文献
269.
为研究镁基碳纤维增强复合材料(C_f/Mg)的切削力与已加工表面质量,开展了硬质合金铣刀与硬质合金钻头超声辅助切削试验研究。通过正交试验得到,超声辅助铣削C_f/Mg复合材料时铣削力随每齿进给量及铣削深度的增加而明显增大,随主轴转速的增加而减小;试验中,在超声辅助铣削时每齿进给量0.025mm、铣削深度0.2mm、转速6000r/min加工参数下铣削力最小,每齿进给量0.025mm、铣削深度0.2mm、转速4000r/min加工参数下表面质量较好;采用硬质合金钻头进行单因素钻削试验时,轴向钻削力随主轴转速的升高而减小;与传统钻削相比,超声辅助钻削能减小轴向钻削力,在机床转速6000r/min、机床进给速度100mm/min加工参数下超声辅助钻削相比传统钻削可减小约36%的轴向钻削力;超声辅助钻削相比传统钻削能改善钻孔出口的毛刺、分层等缺陷。 相似文献
270.
为评定涡扇发动机装机推力损失,基于推力直接确定方法开展了发动机推力测量地面试验。通过改进完善安装节推力数据处理方法、进气道冲压阻力计算方法来提高总推力测量精度,分析表明:台架试验推力测量最大误差为2.41%,11架次飞行后停机状态发动机总推力测量误差小于0.8 kN,基本满足推力测量评定的需求。以相同状态台架试验数据为基准,对比发现:随着发动机功率状态增大,总推力损失呈明显增大趋势,中间状态换算总推力损失达到了17.95%,最大状态换算总推力损失达到了27.72%。通过分析风扇换算转速、换算流量等关键参数,得出:装机后受进气道的影响,导致换算流量明显小于同等状态下台架试验的换算流量,同时进气道内气流总压的过大损失,是造成装机后发动机推力损失明显的主要原因。 相似文献