全文获取类型
收费全文 | 5014篇 |
免费 | 937篇 |
国内免费 | 1177篇 |
专业分类
航空 | 4262篇 |
航天技术 | 1225篇 |
综合类 | 737篇 |
航天 | 904篇 |
出版年
2024年 | 17篇 |
2023年 | 94篇 |
2022年 | 168篇 |
2021年 | 235篇 |
2020年 | 258篇 |
2019年 | 280篇 |
2018年 | 284篇 |
2017年 | 296篇 |
2016年 | 325篇 |
2015年 | 309篇 |
2014年 | 374篇 |
2013年 | 310篇 |
2012年 | 390篇 |
2011年 | 412篇 |
2010年 | 324篇 |
2009年 | 357篇 |
2008年 | 306篇 |
2007年 | 334篇 |
2006年 | 265篇 |
2005年 | 245篇 |
2004年 | 210篇 |
2003年 | 220篇 |
2002年 | 140篇 |
2001年 | 136篇 |
2000年 | 135篇 |
1999年 | 124篇 |
1998年 | 91篇 |
1997年 | 64篇 |
1996年 | 59篇 |
1995年 | 58篇 |
1994年 | 66篇 |
1993年 | 51篇 |
1992年 | 37篇 |
1991年 | 47篇 |
1990年 | 34篇 |
1989年 | 31篇 |
1988年 | 27篇 |
1987年 | 11篇 |
1986年 | 4篇 |
排序方式: 共有7128条查询结果,搜索用时 46 毫秒
321.
幂律型流体的雾化过程存在复杂的界面运动,用传统网格法很难精确追踪运动界面.为研究幂律型流体的雾化特性,运用SPH方法对典型的双股幂律型流体撞击雾化问题进行三维数值分析.根据文献实验,采用SPH方法模拟获得与实验条件相应的数值结果,对比后表明,二者雾化角相当吻合,数值结果还成功捕捉到液膜向液丝的破碎过程及网状的液丝分布状态,验证了方法的有效性.分析了射流速度和撞击角度对雾化角的影响,得到雾化角随着射流速度和撞击角度的增加而增大;对雾化后的速度场进行数值分析后表明,撞击点附近,惯性力的作用使速度场变化剧烈;在流体远离撞击点的过程中,粘性耗散作用使速度场趋于稳定,但速度大小小于初始撞击速度. 相似文献
322.
推阻特性是吸气式飞行器研制中最为关注的气动特性问题之一.为研究通气模型内流道阻力特性,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速所的1m高超声速风洞上开展了吸气式飞行器通气模型内流道阻力直接测量技术研究.研究选取吸气式飞行器的一个内流道模块为研究对象,通过将内流道模块与模型其余部分进行分离设计、采用特种应变天平直接测量模型内流道气动力的方法得到通气模型内阻,同时进行了干扰因素分析和试验数据修正方法研究,开展了Ma=4条件下的内流道阻力测量试验并给出了典型试验结果.试验结果表明,通气模型内阻随攻角和喉道高度变化而变化. 相似文献
323.
324.
325.
In order to establish an adaptive turbo-shaft engine model with high accuracy, a new modeling method based on parameter selection (PS) algorithm and multi-input multi-output recursive reduced least square support vector regression (MRR-LSSVR) machine is proposed. Firstly, the PS algorithm is designed to choose the most reasonable inputs of the adaptive module. During this process, a wrapper criterion based on least square support vector regression (LSSVR) machine is adopted, which can not only reduce computational complexity but also enhance generalization performance. Secondly, with the input variables determined by the PS algorithm, a mapping model of engine parameter estimation is trained off-line using MRR-LSSVR, which has a satisfying accuracy within 5&. Finally, based on a numerical simulation platform of an integrated helicopter/ turbo-shaft engine system, an adaptive turbo-shaft engine model is developed and tested in a certain flight envelope. Under the condition of single or multiple engine components being degraded, many simulation experiments are carried out, and the simulation results show the effectiveness and validity of the proposed adaptive modeling method. 相似文献
326.
临近空间螺旋桨低雷诺数高效翼型数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对临近空间翼型边界层变厚更容易发生分离的特点,在修正了湍流模型后,通过分析比较13种低雷诺数翼型的升阻系数得到了比较适合用于临近空间螺旋桨叶素的高效翼型。结果显示,攻角在-6°~8°、8°~14°、14°~22°三种工况下,分别采用SST k-ω、RNG k-ε、Realizable k-ε湍流模型,可以得到与国外实验比较接近的合理结果;工况条件对翼型气动性能好坏的影响很大,翼型S-1223和FX63-137在所研究的工况内都具有较好的气动性能;因此可以选择这两种翼型作为临近空间螺旋桨用高效翼型。 相似文献
327.
328.
329.
330.