全文获取类型
收费全文 | 3037篇 |
免费 | 661篇 |
国内免费 | 292篇 |
专业分类
航空 | 2231篇 |
航天技术 | 292篇 |
综合类 | 448篇 |
航天 | 1019篇 |
出版年
2024年 | 18篇 |
2023年 | 108篇 |
2022年 | 145篇 |
2021年 | 139篇 |
2020年 | 145篇 |
2019年 | 149篇 |
2018年 | 96篇 |
2017年 | 143篇 |
2016年 | 133篇 |
2015年 | 142篇 |
2014年 | 164篇 |
2013年 | 123篇 |
2012年 | 158篇 |
2011年 | 161篇 |
2010年 | 135篇 |
2009年 | 126篇 |
2008年 | 158篇 |
2007年 | 130篇 |
2006年 | 118篇 |
2005年 | 124篇 |
2004年 | 143篇 |
2003年 | 122篇 |
2002年 | 105篇 |
2001年 | 126篇 |
2000年 | 126篇 |
1999年 | 77篇 |
1998年 | 81篇 |
1997年 | 66篇 |
1996年 | 64篇 |
1995年 | 66篇 |
1994年 | 71篇 |
1993年 | 66篇 |
1992年 | 61篇 |
1991年 | 40篇 |
1990年 | 50篇 |
1989年 | 50篇 |
1988年 | 31篇 |
1987年 | 18篇 |
1986年 | 6篇 |
1985年 | 3篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 2篇 |
排序方式: 共有3990条查询结果,搜索用时 78 毫秒
121.
122.
针对带倾角冲击凹柱面靶板的流动特性和流场结构研究,采用烟线法开展了流场显现实验研究,重点分析了旋流产生和发展的规律。试验中通过改变冲击雷诺数、冲击间距比(冲击间距和冲击孔直径之比)、冲击角度以及凹柱面相对曲率等参数,分析了涡出现的位置、结构等随这些参数的变化规律。研究结果表明:由于冲击射流同周围静止空气之间的粘性作用、气体在凹柱面上运动、脱离的共同作用下,带倾角冲击凹柱面靶板产生了不同的旋流结构。实验中,随冲击雷诺数的增加,在冲击滞止区域两侧流体冲击靶板分离处的圆心角增大,分离推迟;由于冲击角度的影响,相对冲击角度较小侧射流与壁面分离比在较大侧提前,且在相对冲击角度较小侧更容易产生旋流结构。实验中改变的参数均影响了旋流结构及其发展特性,并且影响规律表现出较强的关联性。 相似文献
123.
124.
125.
126.
为揭示液体烧蚀激光推进推力形成机理,提出了一种有效的实验方法,即建立推力加载过程与流场演化过程的时间关联性,寻找物理现象与推力特征之间的关系。为实现这种方法,建立了一套基于高速相机和高频响压电式力传感器的实验系统,并实现对激光器、闪光仪、高速相机和推力信号采集系统的工作时序的精确控制。实验结果表明,与国外相关文献提供的实验系统相比,依据本方法所建系统可以提高实验研究效率和精度,为分析液体烧蚀所形成推力的机理提供了一种可靠的实验方法。 相似文献
127.
128.
129.
斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制 总被引:1,自引:0,他引:1
设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。 相似文献
130.
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