全文获取类型
收费全文 | 1365篇 |
免费 | 383篇 |
国内免费 | 129篇 |
专业分类
航空 | 1176篇 |
航天技术 | 24篇 |
综合类 | 629篇 |
航天 | 48篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 26篇 |
2022年 | 56篇 |
2021年 | 56篇 |
2020年 | 44篇 |
2019年 | 44篇 |
2018年 | 33篇 |
2017年 | 37篇 |
2016年 | 63篇 |
2015年 | 49篇 |
2014年 | 70篇 |
2013年 | 99篇 |
2012年 | 84篇 |
2011年 | 68篇 |
2010年 | 73篇 |
2009年 | 78篇 |
2008年 | 41篇 |
2007年 | 40篇 |
2006年 | 39篇 |
2005年 | 53篇 |
2004年 | 53篇 |
2003年 | 59篇 |
2002年 | 48篇 |
2001年 | 56篇 |
2000年 | 52篇 |
1999年 | 52篇 |
1998年 | 35篇 |
1997年 | 56篇 |
1996年 | 46篇 |
1995年 | 52篇 |
1994年 | 50篇 |
1993年 | 51篇 |
1992年 | 40篇 |
1991年 | 54篇 |
1990年 | 46篇 |
1989年 | 43篇 |
1988年 | 17篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 2篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有1877条查询结果,搜索用时 687 毫秒
111.
基于彩色纹影的EdneyIV型激波相互作用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
发展了一种高分辨率和灵敏度的彩色纹影技术,研究高超声速条件下EdneyIV型激波相互作用。解决了制作彩色滤光片的关键技术,采用特制的彩色滤光片代替了传统纹影系统中的刀口,高速彩色相机曝光时间60Vs,帧频6242fps。将光源限制在0.5mm×20mm的狭缝内以提高系统灵敏度。实验在马赫数为5的激波风洞内进行,EdneyIV型激波相互作用由15°斜劈和20mm直径钝头体产生,来流静压和静温分别为1800Pa和100K。数值模拟采用迎风格式求解三维RANS方程。实验得到了清晰的彩色纹影照片,细致地呈现了EdneyIV型激波相互作用的波系结构和马赫数为1.2的超声速射流。数值计算与实验结果很好地吻合,共同揭示了EdneyIV型激波相互作用机制和钝头体表面局部高压区域的形成原因。 相似文献
112.
113.
飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了在气动中心超高速所激波风洞中进行的飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究以及马赫数、雷诺数变化对返回舱外形纵向三分量气动特性的影响研究。在试验方案和天平设计中提出和采用了“5 l”方案,即五分量主天平和单分量滚转力矩天平实现六分量测量,模型分段连接使大轴向力对小滚转力矩测量的干扰降至最低。为考核该方案的可行性,还进行了一系列验证性试验,如对比性试验和缝隙影响试验,试验研究结果表明:采用该方案是可行的,成功地测量出了返回舱模型上的小滚转力矩。 相似文献
114.
采用镜像两步法在FL-8风洞中进行了俯仰振荡动导数支架干扰修正实验,实验结果表明:在强迫振荡动导数实验中,支架干扰对动导数实验数据有明显的影响。通过对实验数据进行支架干扰修正,可以进一步提高实验结果的准确性。 相似文献
115.
高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
李明 《流体力学实验与测量》2003,17(4):51-55
为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数M∞=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时,对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨,重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法,即根据模型表面不同位置的法线,调整红外热像仅镜头轴线,使被测量区域的极角尽可能小,以保证发射率在此范围内为常数。 相似文献
116.
利用边条涡抑制Y形进气道流场畸变 总被引:1,自引:0,他引:1
已用于飞机外流流场控制的边条涡技术被首次引入内流场的控制,抑制进气道出口流场畸变,改善进发匹配。针对某型飞机的 Y形进气道,有 3对边条涡片被加装在进气道内,与通常的涡流发生器不同的是,这些涡片被设计来控制整个进气道流场而不是仅仅改善局部的附面层。大量的实验结果证实,这种流场控制措施的改善效果显著,某型飞机的 Y形进气道在亚、跨和超声速等各种飞行速度,及不同攻角、侧滑角和开关放气门等飞行条件下,其出口流场畸变均减小,尤其是原流场畸变较大的情况下改善更加明显。 相似文献
117.
在气动动态实验中,往往飞行器气动模型是非线性的,很难对动态系统进行正确建模,因此无法得到准确的气动参数值。而采用自适应小波神经网络,无需对该动态系统建模,就可准确地辨识出气动动稳定特性,同时,精度较高、收敛速度较快。采用该方法对某导弹模型风洞自由飞实验结果进行了辨识与动稳定性分析,结果表明用自适用小波神经网络辨识安全可靠。 相似文献
118.
119.
本文主要介绍加拿大IAR1.5m三声速下吹式风洞建成40年来进行的一些主要改造和新试验技术的应用,给我院暂冲式风洞改造以启发和参考。 相似文献
120.