全文获取类型
收费全文 | 1340篇 |
免费 | 351篇 |
国内免费 | 246篇 |
专业分类
航空 | 1361篇 |
航天技术 | 179篇 |
综合类 | 206篇 |
航天 | 191篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 35篇 |
2022年 | 99篇 |
2021年 | 107篇 |
2020年 | 117篇 |
2019年 | 113篇 |
2018年 | 87篇 |
2017年 | 102篇 |
2016年 | 98篇 |
2015年 | 82篇 |
2014年 | 98篇 |
2013年 | 91篇 |
2012年 | 96篇 |
2011年 | 81篇 |
2010年 | 74篇 |
2009年 | 71篇 |
2008年 | 63篇 |
2007年 | 52篇 |
2006年 | 46篇 |
2005年 | 61篇 |
2004年 | 32篇 |
2003年 | 28篇 |
2002年 | 22篇 |
2001年 | 18篇 |
2000年 | 25篇 |
1999年 | 28篇 |
1998年 | 19篇 |
1997年 | 18篇 |
1996年 | 28篇 |
1995年 | 15篇 |
1994年 | 25篇 |
1993年 | 14篇 |
1992年 | 16篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 14篇 |
1989年 | 15篇 |
1988年 | 14篇 |
1987年 | 9篇 |
1986年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有1937条查询结果,搜索用时 15 毫秒
381.
382.
针对新月形厚覆冰导线的升力系数在风攻角15°附近存在突变的问题,分别采用基于k-ωSST湍流模型的雷诺时均法和大涡模拟(LES)的数值方法对新月形厚覆冰导线在风攻角10°~20°范围进行了模拟。通过对比两种数值方法计算得到的覆冰导线气动力系数、流场结构和表面风压,发现LES方法能够更好地捕捉新月形覆冰导线表面的小尺度涡结构,得到的覆冰导线气动力参数计算结果与风洞试验数据高度吻合;而k-ωSST湍流模型难以模拟壁面上小尺度涡,捕捉不到升力系数的突变。根据覆冰导线不同壁面区域的压力分布,发现上侧壁面处的涡结构影响整体流场,并在下侧壁面曲率、来流夹角和壁面切线方向共同作用下导致升力系数突变。LES的气动力参数模拟结果可为覆冰导线防舞提供参考。 相似文献
383.
针对早期旋转盘腔换热特性研究中常忽略压缩性和耗散效应影响的研究方法,在定几何、常物性、可压缩、有耗散假设下,对描述旋转盘腔系统的控制方程进行了无量纲分析,得到除无量纲空间位置外的7个无量纲准则数。利用数值模拟的方法探究了中心进气转静系盘腔换热特性对7个无量纲参数的敏感性。结果表明:在本文研究的某些工况内,反映进口耗散效应的埃克特准则与反映转盘热边界的基比切夫准则以及固体的无量纲导热系数对努塞尔数的影响程度与旋转雷诺准则同量级。根据本文分析结果,给出了早期旋转盘腔换热特性研究成果在先进航空发动机旋转盘腔设计工作中应用的注意事项和工程建议。 相似文献
384.
385.
原文所述的实验方法和所列的结果都是正确的,但文中所写的数学方程和公式是不当的,本文对此提出了异议,供商榷。 相似文献
386.
采用卡特尔16PF人格因素量表,对华北空中交通管制员实施问卷调查。在分析、研究的基础上提出培养、提高管制员能力素质的建议,为进一步选拔和优化管制员队伍提供依据。 相似文献
387.
388.
本文用双通道热线风速仪对低压下V形火焰稳定器后回流区流动特性进行了实验研究,获得了局部平均速度、素流强度、雷诺应力等参数的分布情况。实验表明,与常压比较,低压下回流区范围有所缩小,回流流量相对降低,雷诺应力普遍下降,紊流尺度略有增加,从流体力学方面为分析低压下稳定器的燃烧性能提供了新的依据。 相似文献
389.
本文为NACA0012翼型在NH-1风洞进行跨音速二维测压实验的研究报告。文中将本风洞的实验结果与国外大风洞的相应实验结果及国内某些理论计算结果作了比较。比较表明曲线规律一致,数据符合较好,说明按现行实验方法得到的本风洞跨音速测压数据是可靠的。本文还对参考点M数、洞壁干扰修正及激波位置等问题作了简要的分析。 相似文献
390.
《中国航空学报》2023,36(8):32-42
The inlet with scavenge duct is an important part of turboprop aircraft engine. This type of inlet normally has a complex shape, of which the design is challenging and directly affects the flow field quality of the engine entrance and thus the engine performance. In this paper, the parametric design method of a turboprop aircraft inlet with scavenge duct is established by extracting and controlling the transition law of the critical characteristic parameters. The inlet’s performance and internal flow characteristics are examined by wind-tunnel experiment and numerical simulation. The results indicate that a flow tendency of winding up on both sides is formed due to the induction of the inlet profile, as well as a vortex pair on the back side of the power output shaft. The vortex pair dominates the pressure distortion index on the Aerodynamic Interface Plane (AIP). In addition, with the increase of freestream angle of attack, the total-pressure recovery coefficient of the inlet increases gradually while the total pressure distortion index decreases slightly. On the basis of the experimental results under different working conditions, the parametric design method proposed in this paper is feasible. 相似文献