全文获取类型
收费全文 | 1234篇 |
免费 | 380篇 |
国内免费 | 132篇 |
专业分类
航空 | 1319篇 |
航天技术 | 172篇 |
综合类 | 134篇 |
航天 | 121篇 |
出版年
2024年 | 13篇 |
2023年 | 42篇 |
2022年 | 70篇 |
2021年 | 79篇 |
2020年 | 56篇 |
2019年 | 75篇 |
2018年 | 50篇 |
2017年 | 80篇 |
2016年 | 68篇 |
2015年 | 62篇 |
2014年 | 79篇 |
2013年 | 69篇 |
2012年 | 86篇 |
2011年 | 81篇 |
2010年 | 81篇 |
2009年 | 65篇 |
2008年 | 70篇 |
2007年 | 61篇 |
2006年 | 63篇 |
2005年 | 38篇 |
2004年 | 43篇 |
2003年 | 41篇 |
2002年 | 44篇 |
2001年 | 37篇 |
2000年 | 28篇 |
1999年 | 30篇 |
1998年 | 20篇 |
1997年 | 30篇 |
1996年 | 24篇 |
1995年 | 30篇 |
1994年 | 32篇 |
1993年 | 27篇 |
1992年 | 21篇 |
1991年 | 8篇 |
1990年 | 11篇 |
1989年 | 23篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 2篇 |
1985年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有1746条查询结果,搜索用时 250 毫秒
371.
为减小静叶吸力面表面的流动分离,提高压气机气动性能,对跨声速压气机的静子叶片进行鼓包前缘造型,研究鼓包前缘设计参数的影响。数值模拟结果表明:鼓包前缘使静叶表面静压重新分布,改善了流场结构;鼓包波峰产生的对涡结构能够抑制静叶吸力面附面层分离,减小分离区范围;50%叶高以下范围提高效率和总压比较为显著,50%叶高以上范围效率和总压比反而略有降低;在不降低压气机气动稳定性的前提下,效率和总压比分别提升约2%和0.5%,表明鼓包前缘静叶可提高压气机气动性能。 相似文献
372.
详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现:边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加,噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小,噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性,结果表明:边界层内层区域,其噪声频谱能量集中在高频;边界层外部区域,其噪声能量集中在中低频;攻角增大或者来流速度减小,噪声能量向低频转移. 相似文献
373.
为降低脉冲多普勒雷达测量高速目标时数据处理的难度,在分析目标多普勒频率和回波带宽的基础上,提出对经快速傅里叶变换(FW)后的采集数据进行压缩处理的方法,并阐述了其基本原理。研究表明,利用汉明窗可有效荻取多普勒频率,并在频域上进行数据压缩,既可保留目标的全部信息,又能获得较高的压缩比。 相似文献
374.
375.
本文研究了后掠叶栅的发声机理,并给出了相应的声压、声功率的计算公式。文中还讨论了转子尾流与后掠静子相互作用的干涉噪声随后掠角的变化规律,结果表明合理地选择后掠角将对干涉噪声的大小产生重要的影响。 相似文献
376.
通过连续激光调制对薄板试样进行局部周期加热,采用红外扫描测温技术记录动态温度分布。利用博里叶变换分析温度基波相位和幅值变化,进而推算壁面的局部换热系数。介绍了该方法的测量原理,在风洞中对两种不同厚度的薄板进行了实验研究,并对实验结果进行了分析和讨论。 相似文献
377.
378.
研究了高平尾布局飞机的气动特性。使用失速改出伞是飞机改出深失速的重要途径,但如何确定失速改出伞的关键参数(阻力面积等)却没有现成的方法。以ARJ21-700飞机为例,分别使用公式分析法、类比法综合估算出失速改出伞的关键参数,通过模型自由飞和模拟仿真分析验证其具有足够效能将飞机改出深失速状态。形成了一套新机失速改出伞的设计方法和关键数据图表,可供其他型号飞机失速改出伞的设计研制使用。 相似文献
379.
《燃气涡轮试验与研究》2016,(5):11-16
采用数值模拟方法,分别通过改变亚声速和超声速叶型尾缘厚度,研究尾缘厚度变化对涡轮叶栅损失的影响,并在宽广工况范围内探讨尾缘厚度对涡轮叶栅性能影响的敏感性。结果表明:尾缘厚度对亚声速叶型的影响较小,涡轮叶栅损失随尾缘厚度的增大而增大;尾缘厚度对超声速叶型的影响较为明显,随着尾缘厚度的增大,尾缘附近的激波强度增强,叶栅通道中的损失明显增大。对于本文所研究的超声速叶型,尾缘厚度的影响在非设计攻角下不会被放大;但随着马赫数的变化,尾缘厚度的影响规律不同。 相似文献