全文获取类型
收费全文 | 2415篇 |
免费 | 325篇 |
国内免费 | 422篇 |
专业分类
航空 | 1803篇 |
航天技术 | 386篇 |
综合类 | 779篇 |
航天 | 194篇 |
出版年
2024年 | 5篇 |
2023年 | 32篇 |
2022年 | 39篇 |
2021年 | 66篇 |
2020年 | 95篇 |
2019年 | 101篇 |
2018年 | 87篇 |
2017年 | 93篇 |
2016年 | 133篇 |
2015年 | 120篇 |
2014年 | 138篇 |
2013年 | 162篇 |
2012年 | 208篇 |
2011年 | 187篇 |
2010年 | 154篇 |
2009年 | 165篇 |
2008年 | 122篇 |
2007年 | 145篇 |
2006年 | 125篇 |
2005年 | 119篇 |
2004年 | 87篇 |
2003年 | 64篇 |
2002年 | 70篇 |
2001年 | 54篇 |
2000年 | 63篇 |
1999年 | 72篇 |
1998年 | 35篇 |
1997年 | 54篇 |
1996年 | 42篇 |
1995年 | 57篇 |
1994年 | 59篇 |
1993年 | 46篇 |
1992年 | 46篇 |
1991年 | 32篇 |
1990年 | 28篇 |
1989年 | 28篇 |
1988年 | 18篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 3篇 |
排序方式: 共有3162条查询结果,搜索用时 765 毫秒
131.
132.
133.
典型二元高超声速进气道设计方法研究 总被引:1,自引:2,他引:1
综合了一系列典型二元高超声速进气道的设计和性能估算方法, 给出了可行的设计原则.在满足流量、增压以及工作范围(起动性能和反压承受能力)的条件下, 给出了进气道进口、外压波系、内压缩通道、唇罩及隔离段的设计方法.采用此方法, 以H=22800 m、Ma0=6为设计点, 完成了一高超声速进气道的初步设计, 并估算得到了进气道性能参数、进气道的起动马赫数和反压承受能力, 对比CFD计算结果, 误差不大.通过该方法得到的进气道具有结构简单、流量系数大、压缩损失小的特点, 不通过优化即可得到性能较为良好的模型. 相似文献
134.
135.
136.
137.
138.
塞式喷管底部特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
基于实验数据和数值模拟结果,研究了外界反压和底部二次流对塞式喷管底部的影响。实验表明,底部压强分布相对较均匀,底部在不同外界反压下具有不同的气动状态。如果主流在底部受压缩,底部有气动开放的趋势;如果主流在底部受膨胀,底部有气动闭合的趋势;如果底部同时存在压缩和膨胀,其状态与受到压缩和膨胀的相对强弱有关。二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大,有利于防止底部开闭过渡时推力出现较大幅度降低。二次流流量达到主流的2.0%后,加大底部二次流流量不再影响底部压强,过多地注入反而会降低塞式喷管的总体效率,1.5%~2.0%主流流量的二次流注入是比较好的选择。 相似文献
139.
利用分布粘帖在矩形机翼上下两面的压电驱动器,探索使用该类结构提高飞行器横滚能力的可能性。通过风洞模型设计、材料性能测试、模型固有特性测试、压电柔度矩阵测试等试验项目,保证了有限元模型的计算精度,最终通过模型的风洞试验验证了利用气动弹性效应,获得了附加升力与横滚力矩的方案。该原理性试验说明利用分布式压电驱动器改善横滚性能是可行的。 相似文献
140.
激波风洞重模型气动力试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。 相似文献