全文获取类型
收费全文 | 1882篇 |
免费 | 308篇 |
国内免费 | 199篇 |
专业分类
航空 | 1499篇 |
航天技术 | 221篇 |
综合类 | 283篇 |
航天 | 386篇 |
出版年
2024年 | 10篇 |
2023年 | 57篇 |
2022年 | 87篇 |
2021年 | 98篇 |
2020年 | 96篇 |
2019年 | 115篇 |
2018年 | 47篇 |
2017年 | 84篇 |
2016年 | 108篇 |
2015年 | 79篇 |
2014年 | 96篇 |
2013年 | 104篇 |
2012年 | 148篇 |
2011年 | 167篇 |
2010年 | 97篇 |
2009年 | 104篇 |
2008年 | 92篇 |
2007年 | 88篇 |
2006年 | 85篇 |
2005年 | 77篇 |
2004年 | 54篇 |
2003年 | 53篇 |
2002年 | 44篇 |
2001年 | 57篇 |
2000年 | 41篇 |
1999年 | 46篇 |
1998年 | 33篇 |
1997年 | 27篇 |
1996年 | 27篇 |
1995年 | 29篇 |
1994年 | 21篇 |
1993年 | 14篇 |
1992年 | 21篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 24篇 |
1989年 | 26篇 |
1988年 | 10篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 2篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有2389条查询结果,搜索用时 15 毫秒
81.
对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°~6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。 相似文献
82.
论述了中国商飞新型单通道干线飞机C919如何体现新型飞机的优势,并结合航空公司商务战略,在了解市场、满足市场、服务市场的基础上,对大飞机市场销售方法进行研究,为实现初步面向国内市场再逐步走向国际市场的目标进行探索。 相似文献
83.
84.
轴向叶片式混合涡轮发动机就是用轴向叶片式狄塞尔循环发动机代替大涵道比涡扇发动机中的轴流叶轮机械(如压气机和涡轮),而保留风扇部件的1种发动机,如图1所示。该混合发动机中的压缩机、膨胀机和风扇安装在1根轴上,能作为独立单元拆卸,便于更换和维修。 相似文献
85.
86.
大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(single_Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。 相似文献
87.
88.
基于大涡模拟(LES)和边界元方法对轴流压气机叶栅湍流流场以及流场诱导的噪声进行计算,在不同叶栅安装角下研究来流攻角和来流雷诺数对叶栅气动噪声产生、辐射的影响。研究表明:来流雷诺数不变时,同一安装角下,随着来流攻角从-5°~20°变化,叶栅监测曲线上的声压级先减小后增大,在0°来流攻角下声压级达到最小。安装角为45°时,外场总声压级随来流攻角的分布与30°安装角变化趋势相近。但安装角为60°时,总声压级的变化则明显变缓。在0°来流攻角下,总声压级比安装角为30°和45°时增加了近6 dB,但在其他正来流攻角下,变化并不明显。叶栅的最小声压值出现在弦线方向附近,安装角改变时,最小声压级出现的位置也不同。安装角不变,随着来流雷诺数的增大,叶栅表面的分离减小,损失降低。但叶栅表面的压力脉动随着来流雷诺数的增大而增大,使外场辐射噪声增加。 相似文献
89.
90.