全文获取类型
收费全文 | 5122篇 |
免费 | 778篇 |
国内免费 | 654篇 |
专业分类
航空 | 3719篇 |
航天技术 | 866篇 |
综合类 | 577篇 |
航天 | 1392篇 |
出版年
2024年 | 64篇 |
2023年 | 248篇 |
2022年 | 232篇 |
2021年 | 295篇 |
2020年 | 269篇 |
2019年 | 232篇 |
2018年 | 164篇 |
2017年 | 195篇 |
2016年 | 241篇 |
2015年 | 200篇 |
2014年 | 274篇 |
2013年 | 286篇 |
2012年 | 334篇 |
2011年 | 307篇 |
2010年 | 271篇 |
2009年 | 279篇 |
2008年 | 275篇 |
2007年 | 297篇 |
2006年 | 245篇 |
2005年 | 198篇 |
2004年 | 165篇 |
2003年 | 152篇 |
2002年 | 150篇 |
2001年 | 136篇 |
2000年 | 116篇 |
1999年 | 96篇 |
1998年 | 94篇 |
1997年 | 110篇 |
1996年 | 64篇 |
1995年 | 90篇 |
1994年 | 73篇 |
1993年 | 59篇 |
1992年 | 61篇 |
1991年 | 73篇 |
1990年 | 61篇 |
1989年 | 71篇 |
1988年 | 32篇 |
1987年 | 31篇 |
1986年 | 9篇 |
1985年 | 3篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有6554条查询结果,搜索用时 921 毫秒
531.
532.
在前期翼梢小翼外形参数优化工作的基础上,进一步研究和探讨了多级响应面法在机翼和翼梢小翼一体化设计中的应用。采用多级响应面法,数值模拟求解k-湍流模型的N-S方程,同时结合统计学分析方法,提高了计算效率和准确性。以最大升阻比为目标函数,约束升力系数和翼根弯矩系数。共选取了14个外形参数,进行了126次数值模拟试验。优化得到的最大升阻比为21.619。在优化得到的外形参数条件下,直接进行数值模拟试验得到的最大升阻比为21.640,两者相对误差为0.093%。与仅优化翼梢小翼的结果相比,机翼和翼梢小翼一体化设计得到的最大升阻比提高了4.64%,总阻力减少了6.25%,整机的气动性能得到进一步的提升。同时,翼根弯矩系数减少了4.55%,改善了对结构强度的设计限制。 相似文献
533.
534.
535.
536.
537.
538.
539.
为了研究冲压发动机导弹爬升段和高空巡航段的燃油最优弹道,提高射程,提出了较为通用的一体化优化设计方法。研究了冲压发动机、导弹气动力与弹道之间的耦合特性,建立了导弹动力学模型,将弹道的最优控制问题转化为参数优化问题。为求解该参数优化问题,针对传统粒子群(PSO)算法求解优化问题时存在的早熟收敛的不足,提出了一种算法结构,改善粒子群算法的性能,求其最优解。数值结果表明:改进的算法相对其他几种粒子群算法具备更优秀的性能。所优化弹道相比导弹试验数据,以飞行时间增加3.3%为代价,节约了4.46%燃油。多组高弹道的仿真结果表明,巡航高度应不超过动压边界前提下,高弹道巡航有利于节约燃油,增加导弹射程。 相似文献
540.
二冲程航空活塞发动机的换气过程直接影响燃烧效果和发动机性能,以某二冲程航空活塞发动机为例,建立仿真模型,基于动力性能、经济性能、扫气性能进行多目标优化,对扫气道、排气道结构参数的不同组合优化分析。另外,还对不同海拔工况点下(转速为5 600 r/min,100%节气门开度)的气道结构参数进行优化。结论表明:使用NSGA-Ⅱ算法对发动机气道结构的优化可以有效提高扫气效率和功率,优化后(转速为5 600 r/min)分别为0.841 kW和2.712 kW,燃油消耗率降低22.08 ![]()
![]()
;另外,在不同海拔工况点中,随着海拔高度的增加扫气道长度呈现出减短的趋势,而排气道长度逐渐增加,且在海拔高度大于1 800 m时趋势变化更加明显。 相似文献