全文获取类型
收费全文 | 3795篇 |
免费 | 888篇 |
国内免费 | 917篇 |
专业分类
航空 | 3019篇 |
航天技术 | 520篇 |
综合类 | 681篇 |
航天 | 1380篇 |
出版年
2024年 | 18篇 |
2023年 | 68篇 |
2022年 | 117篇 |
2021年 | 142篇 |
2020年 | 149篇 |
2019年 | 163篇 |
2018年 | 151篇 |
2017年 | 208篇 |
2016年 | 222篇 |
2015年 | 226篇 |
2014年 | 245篇 |
2013年 | 243篇 |
2012年 | 352篇 |
2011年 | 316篇 |
2010年 | 220篇 |
2009年 | 205篇 |
2008年 | 206篇 |
2007年 | 237篇 |
2006年 | 219篇 |
2005年 | 211篇 |
2004年 | 185篇 |
2003年 | 166篇 |
2002年 | 162篇 |
2001年 | 148篇 |
2000年 | 121篇 |
1999年 | 126篇 |
1998年 | 105篇 |
1997年 | 92篇 |
1996年 | 96篇 |
1995年 | 80篇 |
1994年 | 76篇 |
1993年 | 61篇 |
1992年 | 63篇 |
1991年 | 49篇 |
1990年 | 47篇 |
1989年 | 49篇 |
1988年 | 31篇 |
1987年 | 19篇 |
1986年 | 6篇 |
排序方式: 共有5600条查询结果,搜索用时 15 毫秒
221.
为了合理选择模型支撑形式,在高速风洞进行了直支杆与Z 支杆两种支撑形式的支架干扰研究试验。结果发现,支架对模型带来不可忽略的干扰量,两种支撑形式对升力、阻力与力矩的干扰量随迎角基本上呈线性变化;直支杆由于距离模型较近,对模型尾部带来较大的影响。而Z 支杆对模型尾部影响较小,在全机与无尾两种状态下的干扰量较为相近。 相似文献
222.
223.
224.
225.
226.
227.
飞机起落架的收放大部分是在飞机飞行时进行的,起落架主要承受着飞行时的气动载荷、质量力和惯性载荷,这些载荷的大小或方向随着飞机的飞行速度和起落架的收放不断发生变化。在地面进行起落架收放系统可靠性试验时,为真实反映起落架收放时的收放载荷,施加多大的收放载荷以及如何施加收放载荷成为起落架收放系统可靠性试验中的关键技术。本文对某型飞机起落架收放载荷进行了研究,提出了起落架收放载荷当量化处理的一种方法,并采用动力学软件对当量化结果进行了模拟分析,分析结果与飞行实测结果十分吻合,而且该当量化方法简易可行,便于在起落架收放系统可靠性试验中施加载荷。 相似文献
228.
为满足新一代高机动飞机气动性能评估、控制系统精确设计与高机动作战指标实现的需求,模型高速风洞大迎角俯仰动态特性探索及其试验数据精度的确定势在必行,且具有十分重要的工程意义。选取70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型,在FL-24风洞的大振幅俯仰动态试验技术平台上对动态气动特性与试验数据精度进行了研究,获取了70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型动态气动特性与重复性试验结果。研究结果表明:试验条件下,3种模型的动态数据精度较高,基本达到了高速风洞大迎角常规测力试验数据的精度水平。 相似文献
229.
马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明:进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。 相似文献
230.
针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性:在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力,相对原型进气道,设计点(Ma=6.0)放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%,临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外,在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力,Ma=5.0,攻角AOA=4°时实现了自起动,此时放气流量为0.78%的进口捕获流量,起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。 相似文献