全文获取类型
收费全文 | 9975篇 |
免费 | 634篇 |
国内免费 | 403篇 |
专业分类
航空 | 4179篇 |
航天技术 | 1833篇 |
综合类 | 260篇 |
航天 | 4740篇 |
出版年
2024年 | 20篇 |
2023年 | 101篇 |
2022年 | 116篇 |
2021年 | 142篇 |
2020年 | 100篇 |
2019年 | 129篇 |
2018年 | 54篇 |
2017年 | 82篇 |
2016年 | 120篇 |
2015年 | 171篇 |
2014年 | 338篇 |
2013年 | 364篇 |
2012年 | 665篇 |
2011年 | 636篇 |
2010年 | 456篇 |
2009年 | 517篇 |
2008年 | 684篇 |
2007年 | 707篇 |
2006年 | 575篇 |
2005年 | 617篇 |
2004年 | 546篇 |
2003年 | 602篇 |
2002年 | 249篇 |
2001年 | 321篇 |
2000年 | 225篇 |
1999年 | 217篇 |
1998年 | 259篇 |
1997年 | 260篇 |
1996年 | 228篇 |
1995年 | 287篇 |
1994年 | 202篇 |
1993年 | 220篇 |
1992年 | 233篇 |
1991年 | 167篇 |
1990年 | 135篇 |
1989年 | 148篇 |
1988年 | 59篇 |
1987年 | 45篇 |
1986年 | 5篇 |
1985年 | 4篇 |
1983年 | 3篇 |
1981年 | 2篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 31 毫秒
851.
852.
弹性支撑条件下裂纹齿轮体有限元模拟与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
将齿轮与轴的装配支撑关系考虑为弹性支撑, 采用有限元数值分析ANSYS软件对故障齿轮的动力特性进行了模拟.研究了裂纹故障发生后齿轮动力特性的变化, 分析了不同大小和不同类型的故障对齿轮体动力特性的影响.结果表明:裂纹的大小和位置对动力特性都有影响, 但裂纹发生位置的影响要大于裂纹大小的影响, 即处于齿轮结构体中部的缺陷要比处于外边缘的缺陷对动力特性影响大.另外, 探讨了仿真时设置弹性支撑边界条件的方法, 并通过与固定支撑和自由支撑边界条件的比较, 给出了弹性支撑条件下分析结果的真实性和有效性, 为齿轮故障发生机理和诊断的研究提供了一种方法. 相似文献
853.
区间数据回归分析方法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出区间数据回归分析方法, 建立区间数据回归方程, 给出回归系数的最佳无偏整体估计及其协方差矩阵.详细讨论了工程中常见的极值分布、Weibull分布和正态分布的等尺度和非等尺度(或异方差)线性回归分析.该方法可以将各个不同状态下的区间数据作为一个整体进行统计分析, 具有信息量大、精度高的特点. 相似文献
854.
855.
856.
857.
某风扇/增压级非设计点性能计算及进气畸变影响分析 总被引:2,自引:0,他引:2
在原流线曲率法程序的基础上, 增加了适用于高速风扇/压气机的双激波损失模型.真实地反映了高速风扇/压气机的实际工作状况, 提高了预测高速风扇/压气机非设计点性能的准确性, 完善了分析进气畸变对风扇/压气机性能及稳定性影响的准三维计算模型.针对一台外涵转子叶尖马赫数大于1.4的大涵道比风扇/增压级, 计算分析了其非设计点性能以及进气畸变的影响.计算结果与试验结果吻合较好, 精度可靠, 可应用于工程实际. 相似文献
858.
采用实验方法对带"V"型沟槽表面通道在不同雷诺数下的流动与换热特性进行了研究.研究结果表明:宽与深均为0.5 mm的沟槽板通道在实验范围内具有明显的减阻效果, 减阻效果随着雷诺数的增大而减小;相比平板通道流动, 低雷诺数范围下(10000相似文献
859.
变截面U形通道内肋高对换热特性影响的实验 总被引:1,自引:0,他引:1
采用实验方法研究了在定常状态下, 肋的高度对横肋变截面U形通道内的换热特性的影响。通道内肋间距为15 mm, 肋的宽度均为2 mm, 肋的高度分别为1, 1.5, 2 mm和2.5 mm。雷诺数在12 000到56 000之间变化, 采用单元分析法, 以相同形状的无肋通道作为基准, 研究了肋的高度对肋间距为15 mm通道的换热效果及阻力影响, 得到了包括几何参数在内的经验关联式。结果表明, 有肋的通道换热都得到了增强;肋高度的变化对变截面蛇形通道换热的影响不是单调的, 而是呈多峰分布;肋的高度对阻力系数的影响却是随着肋高的增大而增大的。 相似文献
860.
高超声速飞行器-进气道一体化热流数值计算 总被引:2,自引:1,他引:1
采用CFD(计算流体动力学)技术, 开展了飞行器前体/发动机一体化气动热环境分析.对层流区、转捩区和湍流区分别采用计算模型, 在湍流区利用压缩性修正的SSGZ-Jk-ε湍流模型, 在转捩区引入代数型转捩因子模型描述边界层由层流逐渐过渡为完全湍流的流动过程.计算了前体和内通道的表面热流, 并与实验结果进行了对比.结果表明所采用的计算方法可以较好地预测前体及发动机内通道热流率, 流动状态、几何结构及激波入射对热流值影响较大. 相似文献