全文获取类型
收费全文 | 1497篇 |
免费 | 378篇 |
国内免费 | 276篇 |
专业分类
航空 | 1470篇 |
航天技术 | 227篇 |
综合类 | 232篇 |
航天 | 222篇 |
出版年
2024年 | 9篇 |
2023年 | 37篇 |
2022年 | 105篇 |
2021年 | 121篇 |
2020年 | 126篇 |
2019年 | 119篇 |
2018年 | 95篇 |
2017年 | 109篇 |
2016年 | 101篇 |
2015年 | 92篇 |
2014年 | 109篇 |
2013年 | 100篇 |
2012年 | 112篇 |
2011年 | 98篇 |
2010年 | 78篇 |
2009年 | 83篇 |
2008年 | 74篇 |
2007年 | 57篇 |
2006年 | 53篇 |
2005年 | 67篇 |
2004年 | 36篇 |
2003年 | 34篇 |
2002年 | 27篇 |
2001年 | 25篇 |
2000年 | 28篇 |
1999年 | 30篇 |
1998年 | 22篇 |
1997年 | 22篇 |
1996年 | 29篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 18篇 |
1991年 | 14篇 |
1990年 | 15篇 |
1989年 | 16篇 |
1988年 | 15篇 |
1987年 | 9篇 |
1986年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有2151条查询结果,搜索用时 15 毫秒
871.
文章研究了磁带机在静环境与动环境下的各项性能指标,介绍了动态性能测试原理以及动态重复性与动态线性度的计算方法,并对磁带机进行了动态补偿研究,补偿结果能够满足工程要求。 相似文献
872.
王一飞 《南京航空航天大学学报》1994,(1)
本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速TW-1拖靶的气动外形布局,并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法.用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力,其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好(误差≤5%),零升阻力系数误差约在10%~20%之间。但就整个拖靶系统阻力(包括拖靶及拖索阻力)而言,拖靶本身的阻力只占到10%左右。因此本文提供的估算方法能满足拱形头部一类拖靶的工程设计要求。 相似文献
873.
874.
875.
876.
分析了通过窄缝隙耦俣的矩形波导H面T形接头对(以下简称HT对)的电气特性,利用等效原理和切向场连续性建立积分方程组,采用矩量法化积分方程为代数方程进行数值求解,获得散射场和等效散射参数,以X波段标准矩形波导HT接头对为例进行具体求解和计算,以及实验验证,得到良好结果。 相似文献
877.
878.
Robust Navier-Stokes method for predicting unsteady flowfield and aerodynamic characteristics of helicopter rotor 总被引:2,自引:0,他引:2
A robust unsteady rotor flowfield solver CLORNS code is established to predict the complex unsteady aerodynamic characteristics of rotor flowfield. In order to handle the difficult problem about grid generation around rotor with complex aerodynamic shape in this CFD code,a parameterized grid generated method is established, and the moving-embedded grids are constructed by several proposed universal methods. In this work, the unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) equations with Spalart-Allmaras are selected as the governing equations to predict the unsteady flowfield of helicopter rotor. The discretization of convective fluxes is accomplished by employing the second-order central difference scheme, third-order MUSCL-Roe scheme, and fifth-order WENO-Roe scheme. Aimed at simulating the unsteady aerodynamic characteristics of helicopter rotor, the dual-time scheme with implicit LU-SGS scheme is employed to accomplish the temporal discretization. In order to improve the computational efficiency of holecells and donor elements searching of the moving-embedded grid technology, the ‘‘disturbance diffraction method" and ‘‘minimum distance scheme of donor elements method" are established in this work. To improve the computational efficiency, Message Passing Interface(MPI) parallel method based on subdivision of grid, local preconditioning method and Full Approximation Storage(FAS) multi-grid method are combined in this code. By comparison of the numerical results simulated by CLORNS code with test data, it is illustrated that the present code could simulate the aerodynamic loads and aerodynamic noise characteristics of helicopter rotor accurately. 相似文献
879.
一种翼身融合飞行器的失速特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
翼身融合(BWB)布局飞行器作为下一代商用飞机的主要构型之一,越来越受到重视。对于翼身融合飞行器的研究主要针对其巡航状态的特性,而对其失速特性的研究较少。对一种翼身融合客机构型进行风洞试验研究,采用测力试验方法对其无增升装置的构型,以及具有翼梢小翼、前缘缝翼和机身上部双吊舱的组合部件构型下的纵向特性进行研究,特别是对其失速特性的分析,并通过二维粒子图像测试技术以及油流试验对其失速过程的流动机理进行研究。结果表明,无增升装置的基本构型下,翼身融合飞行器可以保持低速飞行,而各组合构型都具有提高最大升力系数的作用。对失速过程的分析表明,随着迎角的增大,飞机表面流场分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展,当外翼段完全处于分离区域时,飞机并不会马上失速,因为中心体同样具有提供升力的作用,且中心体的流动分离较外翼的流动分离更晚,所以当外翼在失速迎角出现升力损失时可以通过中心体的升力进行补偿,维持其低速飞行状态,真正的失速发生在中心体出现流动分离之后。 相似文献
880.
Main factors influencing the characteristics of the acoustic reverberation chamber are considered. Studies of mode density and calculation of required acoustic power are carried out from the relations of the RK-600 chamber dimensions depending on technical requirements for the ground-based experimental development of communication space vehicles (SV). 相似文献