全文获取类型
收费全文 | 215篇 |
免费 | 66篇 |
国内免费 | 28篇 |
专业分类
航空 | 211篇 |
航天技术 | 44篇 |
综合类 | 12篇 |
航天 | 42篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 4篇 |
2022年 | 5篇 |
2021年 | 17篇 |
2020年 | 13篇 |
2019年 | 10篇 |
2018年 | 8篇 |
2017年 | 14篇 |
2016年 | 16篇 |
2015年 | 9篇 |
2014年 | 13篇 |
2013年 | 10篇 |
2012年 | 23篇 |
2011年 | 22篇 |
2010年 | 21篇 |
2009年 | 27篇 |
2008年 | 18篇 |
2007年 | 14篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 5篇 |
2004年 | 6篇 |
2003年 | 3篇 |
2002年 | 7篇 |
2001年 | 8篇 |
2000年 | 7篇 |
1999年 | 5篇 |
1997年 | 4篇 |
1990年 | 1篇 |
排序方式: 共有309条查询结果,搜索用时 671 毫秒
101.
102.
103.
针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对称分布多对转捩丝,其间隔为22.5°。转捩丝的轴向位置是从x/D=0.306开始延伸到机翼前缘翼根所在截面。在这样的布局下,当模型摇滚时,前体两侧绕流的转捩有效区内就能始终保持至少各有一根转捩丝。这样,在常规低速风洞中进行模型滚转振荡实验时,利用上述人工转捩技术,只要摇滚的减缩频率足够低,在任一滚转角下就能使得前体的边界层流动转捩到过临界流态。最后,在北航D4常规低速风洞中通过该人工转捩技术,得到了在前体过临界Re数绕流流态下,翼身组合体的机翼摇滚运动形态。 相似文献
104.
稀释气体流量对低压化学气相沉积硼掺碳涂层的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
以BCl3-C3H6-H2为气相反应体系,采用低压化学气相沉积制备硼掺碳涂层.研究了Ar气稀释流量对硼掺碳涂层沉积速度、形貌、组成和键合状态的影响.结果表明,不同稀释气体流量作用下,硼掺碳的沉积速度没有明显变化,产物形貌由致密向层状转变,硼元素含量稍有减少而碳元素含量稍有增加.沉积产物中B元素的键合方式以B-sub-C和BC2O为主.结合化学反应和气体扩散,探讨了稀释气体的作用机制,表明PyC形成反应的主导作用导致稀释气体流量对沉积速度作用不明显,而BCl3和C3H6在Ar气中扩散系数的差异导致产物形貌和组成发生变化. 相似文献
105.
利用线性稳定性理论,分别对钝头体高超声速绕流边界层中的亚声速区域、跨声速区域和超声速区域的特征谱进行了系统分析.结果表明,根据线性稳定性理论,所分析的各速度范围流场,对所有单频波的扰动都是稳定的.但随速度的增加,稳定波的衰减率越来越低;随激波到物面距离的增加,s族扰动波相速度的实部向无量纲速度1靠拢,说明头部主激波的作用在一定意义上与平面槽道流动的上壁面相似;研究工作还表明,流场中存在着低衰减率扰动波,且无论那个速度范围内的流场,其最低衰减率扰动波的相速度实部都在0.7左右.根据钝头体特征谱分析,本文可能发生的"bypass"型转捩机理进行了理论分析,提出了几条可能的"bypass"型转捩途径. 相似文献
106.
107.
纤维增韧陶瓷基复合材料热端部件的热分析方法现状和展望 总被引:1,自引:0,他引:1
以陶瓷基复合材料(CMC)为代表的纤维增韧复合材料具有耐高温、高强度、低密度等特点,在航空燃气涡轮发动机、火箭发动机等动力装置中逐步得到工程应用。CMC材料因其自身特殊的结构特点,使得其导热系数呈现出明显的各向异性,进而导致传统基于均质金属材料的热分析方法将不再适用于CMC热端部件。总结了单向纤维、2/2.5维编织纤维、3维编织纤维等典型纤维增韧CMC材料导热系数预测方法的研究进展和CMC热端部件热分析方法的研究现状。综合来看,如何在热分析中高效引入CMC材料微观尺度信息,建立起精度高且工程可应用的CMC热端部件跨尺度热分析方法是目前亟需突破的技术难题。面向未来CMC热端部件的工程应用,基于三维微观结构特征重构的热分析模型是建立CMC热端部件高精度热分析方法的关键,同时热分析还需要同制造工艺、力学行为分析等进一步紧密结合。 相似文献
108.
SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性 总被引:3,自引:1,他引:3
凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。 相似文献
109.
110.
本文建立了DO 28试验机的非线性六自由度多点数学模型。该模型考虑了飞机运动的高度非线性,螺旋桨、机翼、尾翼空气动力特性,改进的推力计算,风场干扰以及飞行试验数据一致性检验和校正。与一点模型相比,该模型能更准确地描述飞机的运动,更适合飞机的参数估计。 相似文献