全文获取类型
收费全文 | 8715篇 |
免费 | 265篇 |
国内免费 | 214篇 |
专业分类
航空 | 2493篇 |
航天技术 | 1997篇 |
综合类 | 119篇 |
航天 | 4585篇 |
出版年
2024年 | 18篇 |
2023年 | 83篇 |
2022年 | 88篇 |
2021年 | 119篇 |
2020年 | 78篇 |
2019年 | 92篇 |
2018年 | 41篇 |
2017年 | 49篇 |
2016年 | 91篇 |
2015年 | 148篇 |
2014年 | 330篇 |
2013年 | 362篇 |
2012年 | 633篇 |
2011年 | 621篇 |
2010年 | 473篇 |
2009年 | 474篇 |
2008年 | 668篇 |
2007年 | 627篇 |
2006年 | 550篇 |
2005年 | 563篇 |
2004年 | 494篇 |
2003年 | 513篇 |
2002年 | 166篇 |
2001年 | 207篇 |
2000年 | 153篇 |
1999年 | 174篇 |
1998年 | 188篇 |
1997年 | 191篇 |
1996年 | 135篇 |
1995年 | 170篇 |
1994年 | 109篇 |
1993年 | 138篇 |
1992年 | 154篇 |
1991年 | 101篇 |
1990年 | 69篇 |
1989年 | 52篇 |
1988年 | 38篇 |
1987年 | 29篇 |
1986年 | 2篇 |
1985年 | 2篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有9194条查询结果,搜索用时 15 毫秒
351.
352.
腹下无隔道大偏距跨声速S弯进气道气动特性的实验研究(英文) 总被引:2,自引:1,他引:2
An investigation on the ventral diverterless high offset S-shaped inlet is carried out at Mach numbers from 0.600 to 1.534, angles of attack from -4° to 9.4°, and yaw angles from 0° to 8°. Results indicate: (1) a large region of low total pressure exists at the lower part of the inlet exit caused by the counter-rotating vortices in the S-shaped duct; (2) the performances of the inlet at Mach number 1.000 reach almost the highest, so the propulsion system could work efficiently in terms of aerodynamics; (3) the total pressure recovery increases slowly at first and then remains unvaried as the Mach number rises from 0.6 to 1.0, however, it does in an opposite manner in the conventional diverter-equipped S-shaped inlet; (4) the performances of the inlet are generally insensitive to angles of attack from -4° to 9.4° and yaw angles from 0° to 8° at Mach number 0.850, and angles of attack from -2° to 6° and yaw angles from 0° to 5° at Mach number 1.534. 相似文献
353.
354.
355.
随机响应面法在结构随机响应计算中的应用 总被引:2,自引:3,他引:2
传统的响应面方法以一般多项式逼近结构的随机响应,但这种方式并不能保证收敛性.以随机多项式为基础的随机响应面方法,可以弥补这一不足.两个数值例子和一个发动机轮盘实例来验证这一方法的有效性.结果表明:随着随机多项式次数的增加,随机响应面所得到的响应概率密度曲线愈加趋近于由蒙特卡罗方法所得到的概率密度曲线. 相似文献
356.
Foreign Object Damage to Fan Rotor Blades of Aeroengine Part Ⅱ: Numerical Simulation of Bird Impact 总被引:1,自引:0,他引:1
Guan Yupu Zhao Zhenhua Chen Wei Gao Deping 《中国航空学报》2008,21(4):328-334
Bird impact is one of the most dangerous threats to flight safety. The consequences of bird impact can be severe and, therefore, the aircraft components have to be certified for a proven level of bird impact resistance before being put into service. The fan rotor blades of aeroengine are the components being easily impacted by birds. It is necessary to ensure that the fan rotor blades should have adequate resistance against the bird impact, to reduce the flying accidents caused by bird impacts. Using the contacting-impacting algorithm, the numerical simulation is carded out to simulate bird impact. A three-blade computational model is set up for the fan rotor blade having shrouds. The transient response curves of the points corresponding to measured points in experiments, displacements and equivalent stresses on the blades are obtained during the simulation. From the comparison of the transient response curves obtained from numerical simulation with that obtained from experiments, it can be found that the variations in measured points and the corresponding points of simulation are basically the same. The deforming process, the maximum displacements and the maximum equivalent stresses on blades are analyzed. The numerical simulation verifies and complements the experiment results. 相似文献
357.
358.
5月13日,一架东航云南分公司的波音737700飞机执行了此次所需导航性能(RNP)验证飞行任务。该项目由波音、杰普逊、CAAC、FAA和东航合作完成。试验所用的RNP进场和离场程序由波音的全资子公司杰普逊公司设计。 相似文献
359.
变攻角下孔隙射流对高负荷扩压叶栅气动性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
本文对采用孔隙射流的某大折转角雎气机叶栅进行了实验研究.给出了不同攻角下叶栅流道内的静压分布、表面极限流线以及出口流场的气动参数,通过在不同叶高处开孔探讨了孔隙射流位置对大负荷扩压叶栅气动性能的影响。实验结果表明,孔隙位置对端壁静压的影响不大;开多孔方案对叶栅气动性能的影响要强于单孔方案:在设计攻角下,孔隙射流能够改善角区流动,同时降低叶片中部损失,单孔方案的最佳开孔位置位于25%相对叶高处,质量平均能量损失系数相对原形叶栅降低4.75%,开多孔方案巾能量损失相对原形叶栅最多降低5.52%:在负攻角下.孔隙射流导致叶栅性能下降,而在正攻角下,孔隙射流大幅提高叶栅性能,能量损失系数相对原形叶栅最多降低12.7%。 相似文献
360.