全文获取类型
收费全文 | 1815篇 |
免费 | 316篇 |
国内免费 | 144篇 |
专业分类
航空 | 1374篇 |
航天技术 | 213篇 |
综合类 | 195篇 |
航天 | 493篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 68篇 |
2022年 | 76篇 |
2021年 | 66篇 |
2020年 | 73篇 |
2019年 | 87篇 |
2018年 | 52篇 |
2017年 | 78篇 |
2016年 | 87篇 |
2015年 | 68篇 |
2014年 | 100篇 |
2013年 | 74篇 |
2012年 | 112篇 |
2011年 | 88篇 |
2010年 | 101篇 |
2009年 | 108篇 |
2008年 | 88篇 |
2007年 | 97篇 |
2006年 | 96篇 |
2005年 | 59篇 |
2004年 | 61篇 |
2003年 | 67篇 |
2002年 | 58篇 |
2001年 | 71篇 |
2000年 | 54篇 |
1999年 | 41篇 |
1998年 | 40篇 |
1997年 | 48篇 |
1996年 | 40篇 |
1995年 | 34篇 |
1994年 | 38篇 |
1993年 | 27篇 |
1992年 | 31篇 |
1991年 | 25篇 |
1990年 | 15篇 |
1989年 | 15篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 2篇 |
1982年 | 2篇 |
1980年 | 3篇 |
排序方式: 共有2275条查询结果,搜索用时 15 毫秒
182.
为了研究S弯收扩喷管的流动机理,数值模拟了不同喷管落压比(NPR)和S形收敛管道出口面积比(A72/A8)对S弯收扩喷管内流动的影响。结果表明:当S弯收扩喷管处于高度过膨胀状态时,随着NPR升高,非对称分离逐渐转变为对称分离,λ型激波转变为马赫盘结构,气动性能下降,推力矢量角减小;随着NPR继续上升,激波从喷管内移动到喷管出口边缘,并逐渐转变为膨胀波,气动性能上升,推力矢量角减小至0°后保持不变。在完全遮挡高温部件的低可探测准则的约束下,出口面积比A72/A8的变化主要对S弯收扩喷管收敛段的流动特性产生显著影响,体现在S弯收扩喷管内的局部加速及二次流分布。S弯收扩喷管的气动性能随着A72/A8增大而提高,但当A72/A8增大至1.8时,第一弯管道出口上壁面发生流动分离,气动性能显著下降。 相似文献
183.
184.
在大型飞机和高速飞机的起降过程中增升装置空气动力性能的好坏对飞机有着举足轻重的影响.飞机增升装置通常采用多段翼型形式.在飞机设计阶段,一般是采用风洞实验的方法对多段翼型的气动性能进行评估.由于风洞的尺寸和动力所限,实验的模型和实验雷诺数都小于实际飞行情况.在数据的使用时,一般认为实验数据进行雷诺数修正即可.通过实验研究发现,即使雷诺数相同,几何尺度对两段翼型升力特性的影响也是非常显著的.建议在风洞实验中重视几何尺度对气动性能的影响.该研究结果和研究思路可供增升装置的设计和实验研究人员参考使用. 相似文献
185.
时间序列三角极值点线性分段算法 总被引:2,自引:0,他引:2
文章在时间序列逐段线性描述方法基础上提出三角极值点分段算法.通过考察时间序列相邻极值点之间幅度变化大小来确定关键点序列.该算法较好地处理了时间序列局部噪声和数据压缩问题.并通过实验说明了算法的有效性. 相似文献
186.
热完全气体的热力学特性及其N-S方程的求解 总被引:13,自引:2,他引:13
首先用五次多项式拟合给出了温度在50~3000K范围内的热完全空气的焓值与温度之间的函数关系式,导出了其它热力参数e,cp,cv和γ的表达式。接着提出了热完全空气总温、总压的计算方法,并将其计算结果与量热完全空气的结果进行了比较。最后,将该热完全空气模型用于N-S方程求解,对NAPA软件进行了改进,并用该软件时高马赫数钝体绕流流场和乘波体流场进行了计算,分析了气体真实效应时流场结构及参数的影响。结果表明,本文提出的总温、总压计算方法及时NAPA软件的改进是成功的,可较准确地模拟高超声速流动的主要特征。 相似文献
187.
朱庆国 《南京航空航天大学学报》2003,35(6):688-692
黎曼流形运动群的研究是微分几何中一个重要问题。本文构造了黎曼流形中亏数为2的一个运动群,进而对黎曼流形度规运动群、共形运动群以及亏数为2的运动群的黎曼不变量进行了刻划。文中证明上述三个运动群之间存在着某种所谓“自相关性”。此外,还给出黎曼空间中共形运动群在共形于黎曼空间的空间中变为度规运动群的一个有趣的例子。 相似文献
188.
Y形进气道流场数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
Y形进气道在两侧进气布局的单发轻型战斗机和教练机上应用较为普遍。由于流动的复杂.不易对其内部的流动进行实测.为此本文基于Favre平均的N-S方程和B/L代数湍流模型.采用了Jameson格式和矩阵人工粘性耗散,对某型亚声速飞机的Y形进气道流场进行了数值模拟。提出了一种解决网格块之间插值问题的处理方法.研究了进气道两侧管道气流的掺混作用及二次涡.得出了进气道内外流场的马赫数、压力和速度分布,以及进气道的性能随反压和攻角的变化曲线。研究结果可为进气道的设计提供一定的参考。 相似文献
189.
基于Cr过渡层沉积CVD金刚石涂层的试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
研究了在硬质合金上基于Cr过渡层沉积CVD(Chemical vapor deposition)金刚石涂层的工艺,利用自制的CVD金刚石沉积设备制备出晶形完整、晶粒大小均匀、分布连续的金刚石涂层。用SEM和Raman光谱对CVD金刚石涂层进行了分析。结果表明,沉积工艺对金刚石的形态和成分有显著影响,基体温度在800℃左右时,可以得到晶形完整,非金刚石成分较少,与基体结合紧密的CVD金刚石涂层。 相似文献
190.