全文获取类型
收费全文 | 1989篇 |
免费 | 578篇 |
国内免费 | 256篇 |
专业分类
航空 | 2307篇 |
航天技术 | 125篇 |
综合类 | 256篇 |
航天 | 135篇 |
出版年
2024年 | 22篇 |
2023年 | 103篇 |
2022年 | 117篇 |
2021年 | 117篇 |
2020年 | 127篇 |
2019年 | 108篇 |
2018年 | 88篇 |
2017年 | 134篇 |
2016年 | 140篇 |
2015年 | 131篇 |
2014年 | 131篇 |
2013年 | 126篇 |
2012年 | 143篇 |
2011年 | 141篇 |
2010年 | 131篇 |
2009年 | 113篇 |
2008年 | 123篇 |
2007年 | 85篇 |
2006年 | 76篇 |
2005年 | 68篇 |
2004年 | 64篇 |
2003年 | 56篇 |
2002年 | 48篇 |
2001年 | 38篇 |
2000年 | 48篇 |
1999年 | 22篇 |
1998年 | 34篇 |
1997年 | 53篇 |
1996年 | 24篇 |
1995年 | 30篇 |
1994年 | 31篇 |
1993年 | 33篇 |
1992年 | 34篇 |
1991年 | 17篇 |
1990年 | 25篇 |
1989年 | 26篇 |
1988年 | 13篇 |
1986年 | 3篇 |
排序方式: 共有2823条查询结果,搜索用时 687 毫秒
871.
872.
873.
采用非定常涡格法 ,计算了三角形和矩形薄翼突冲起动和等速上仰这两种常见的非定常运动 ,得到了前 (侧 )缘分离涡及尾涡非定常卷起的流动图象及气动特性。分析了展弦比和攻角的影响。等速上仰的计算结果显示 ,仰起的动态过程能明显抑制分离涡面的破碎倾向 ,提高升力系数。计算结果和已有实验结果相比吻合良好 相似文献
874.
本文通过测力和水槽流态观察试验研究了战斗机和导弹式的翼体组合体翼涡破裂的推迟措施。利用安置于机翼(弹翼)前方和机体两侧的大后掠、小面积的机体边条所产生的边条涡的有利干扰,可以有效地推迟翼涡的破裂,从而达到提高最大升力系数和临界迎角的目的,试验表明,安置在不同位置的机体边条均可不同程度地提高最大升力系数C_(Lmax),在适当位置时,可提高临界迎角α_(kp)达2°~3°。 相似文献
875.
本文给出了来流攻角为30°和40°、进口带分离区的方转圆截面S弯扩压管道内进行抽气形式的有源涡控的气流特性。研究表明,随涡控抽气量增加,旋流明显减小,当抽气量足够大时,整体涡基本被消除;出口平均总压损失下降;总压畸变减小;管道出口流量增大。因此,抽气形式的有源涡控是抑制旋流、减少出口总压平均损失、改善S弯进气道出口流场的有效措施。 相似文献
876.
利用最新发展的高分辨率三维自由尾迹非定常面元方法计算多叶片直升机旋翼的三维非定常气动力,将风洞实验数据与旋翼在悬停和出现严重桨涡干扰的低速前飞下滑状态下的计算结果进行了比较,在悬停时,还与欧拉方法的结果进行了比较,本方法与欧拉方法的结果以及风洞实验结果都吻合很好。 相似文献
877.
878.
879.
880.
从改进气动载荷分布和边界层特性着手,研制一套可供叶栅优化设计与改型的计算方法与程序。本方法充分考虑到工程设计的要求,在优化过程中避免采用过多的数学手段,而注重气动分析对叶片设计的指导作用。叶片造型计算由正、反问题交替迭代进行,具有良好的可靠性和直观性。实例计算取得了满意的结果。 相似文献