全文获取类型
收费全文 | 616篇 |
免费 | 234篇 |
国内免费 | 86篇 |
专业分类
航空 | 717篇 |
航天技术 | 33篇 |
综合类 | 113篇 |
航天 | 73篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 29篇 |
2022年 | 31篇 |
2021年 | 33篇 |
2020年 | 34篇 |
2019年 | 42篇 |
2018年 | 38篇 |
2017年 | 28篇 |
2016年 | 45篇 |
2015年 | 43篇 |
2014年 | 45篇 |
2013年 | 47篇 |
2012年 | 52篇 |
2011年 | 45篇 |
2010年 | 40篇 |
2009年 | 45篇 |
2008年 | 52篇 |
2007年 | 33篇 |
2006年 | 19篇 |
2005年 | 23篇 |
2004年 | 31篇 |
2003年 | 29篇 |
2002年 | 23篇 |
2001年 | 21篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 16篇 |
1998年 | 12篇 |
1997年 | 7篇 |
1996年 | 7篇 |
1995年 | 7篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 4篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 6篇 |
1987年 | 1篇 |
1985年 | 2篇 |
排序方式: 共有936条查询结果,搜索用时 15 毫秒
261.
高超声速发动机不同燃烧模式的性能比较—斜爆轰发动机性能评价 总被引:3,自引:1,他引:3
本文采用热力学分析方法,从熵和Yong的概念出发,论证了理想情况下爆轰发动机的有效性,并定量比较了在同样入口压缩条件下,采用爆轰、等压、等M数等三种燃烧模式的发动机所生能,证明C-J斜爆轰是最佳超声速燃烧模式。 相似文献
262.
本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。 相似文献
263.
本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。 相似文献
264.
流场显示在超、跨声速平面叶栅试验中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
姜正礼 《燃气涡轮试验与研究》1998,11(1):1-5
详细介绍了用油流显示法在SB301超,跨声速平面叶栅风洞的试验研究。用油流显示法准确地显示了压气机叶片表面层流附面层分离泡的准确位置和气流在叶栅通道中产生气流旋涡的形状,以及在涡轮叶片表面上的激波位置。在叶栅试验中,用油流显示法并结合试验中的叶片表面M数的分布的测量,是观察叶片表面气流流动情况的的最经济和最直观的一种有效的测试方法,同时还简要介绍了墨水喷注法在叶栅试验中的运用。 相似文献
265.
266.
267.
采用拟谱方法对时间模式的交叉剪切混合层进行了直接数值模拟。计算结果表明:与平面混合层一样,展向涡的拉伸作用是交叉剪切混合层中流向涡形成的主要机制。当展向剪切强度较大时(如两主流交叉角为40°),与初期展向KelvinHelmholtz相关的单向旋转流向涡在拉伸作用下很快增长起来,并“坍缩”成“肋状”涡。当交叉角为40°时,涡核区存在类似平面混合层中“方块状”涡的流向涡结构,展向涡辫区还存在一组符号相反的流向涡,不过与“肋状”涡对应的涡结构呈扁平状,始终没有“坍缩”。当交叉角为60°时,“肋状”涡非常强,以致完全抑制了平面混合层“对称模式”的发展。当交叉角小到20°时,流向涡结构更接近于对称分布,然而“肋状”涡却没有形成。另外,计算结果还证实:与二维混合层相比,大强度展向剪切的引入能够加强流场的混合,同时,适当增加展向扰动波初始强度和波数也是提高混合效率的有效手段。 相似文献
268.
269.
270.