全文获取类型
收费全文 | 1491篇 |
免费 | 396篇 |
国内免费 | 148篇 |
专业分类
航空 | 1292篇 |
航天技术 | 43篇 |
综合类 | 646篇 |
航天 | 54篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 35篇 |
2022年 | 59篇 |
2021年 | 59篇 |
2020年 | 52篇 |
2019年 | 61篇 |
2018年 | 44篇 |
2017年 | 46篇 |
2016年 | 71篇 |
2015年 | 57篇 |
2014年 | 78篇 |
2013年 | 110篇 |
2012年 | 92篇 |
2011年 | 80篇 |
2010年 | 79篇 |
2009年 | 91篇 |
2008年 | 50篇 |
2007年 | 51篇 |
2006年 | 47篇 |
2005年 | 58篇 |
2004年 | 53篇 |
2003年 | 63篇 |
2002年 | 50篇 |
2001年 | 58篇 |
2000年 | 54篇 |
1999年 | 50篇 |
1998年 | 37篇 |
1997年 | 55篇 |
1996年 | 48篇 |
1995年 | 51篇 |
1994年 | 50篇 |
1993年 | 48篇 |
1992年 | 34篇 |
1991年 | 55篇 |
1990年 | 44篇 |
1989年 | 43篇 |
1988年 | 13篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有2035条查询结果,搜索用时 218 毫秒
51.
52.
喷雾系统是结冰风洞的主要组成部分,在结冰风洞试验段直接进行不同状态粒子分布特性的测量,会耗费巨大的成本。为此,本文提出一种采用实验测试和数值计算相结合的手段研究结冰风洞试验段水滴分布特性的方法。通过搭建独立的喷雾粒子试验系统,得到喷嘴出口处的粒子分布特性,在此基础上,采用数值方法计算不同水滴在风洞内的运动及传质传热过程,得到不同水滴蒸发之后的直径,进而获得试验段粒子的分布特性。采用该方法对典型雾化状态下3m×2m结冰风洞试验段粒子分布特性进行了研究,对比了空气湿度的影响。研究发现:(1)喷嘴出口处的初始喷雾粒子与试验段的水滴均保持近似正态的分布,试验段的水滴平均直径(MVD)与初始MVD接近,蒸发不能引起明显的MVD变化;(2)虽然空气湿度越小,水滴蒸发量越大,但湿度为100%时试验段水滴的 MVD比湿度为70%时小。研究成果为结冰风洞喷雾系统设计和调试提供了较好的技术基础。 相似文献
53.
54.
55.
56.
提出了利用高焓气体自发光作为高超声速流场显示的方法,介绍了在使用高焓运行的激波风洞中,对二维模型的高超声速绕流流场使用此种方法的初步结果,可观察到二维棱形柱的尾流和马赫波的相交。结果表明此种方法不需外加光源,对于结构限制无法设置透明部件的模型,无疑是简单可行的。 相似文献
57.
变湍流度试验结果表明,湍流度对翼型边界层和尾流的湍流特性,转捩情况,气动噪声特性及其它们间的相关特性有显著影响,这种影响有一定规律,笔者得出了若干有价值的半经验关系式。 相似文献
58.
针对JF-10氢氧爆轰驱动风洞动行的高焓高速状态,采用吸收光谱技术、皮托压力瞬态测量技术、电离探针等的测试方法,测量了自由流中一氧化氮的含量和离子浓度、皮托压力及其沿喷管出口半径方向的分布。并根据以上各项测量结果判断了自由流的非平衡程度。 相似文献
59.
60.
介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2~ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1~ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。 相似文献