全文获取类型
收费全文 | 1887篇 |
免费 | 402篇 |
国内免费 | 240篇 |
专业分类
航空 | 1405篇 |
航天技术 | 296篇 |
综合类 | 317篇 |
航天 | 511篇 |
出版年
2024年 | 19篇 |
2023年 | 77篇 |
2022年 | 78篇 |
2021年 | 88篇 |
2020年 | 73篇 |
2019年 | 70篇 |
2018年 | 73篇 |
2017年 | 70篇 |
2016年 | 79篇 |
2015年 | 76篇 |
2014年 | 100篇 |
2013年 | 90篇 |
2012年 | 97篇 |
2011年 | 105篇 |
2010年 | 96篇 |
2009年 | 102篇 |
2008年 | 103篇 |
2007年 | 111篇 |
2006年 | 92篇 |
2005年 | 73篇 |
2004年 | 76篇 |
2003年 | 75篇 |
2002年 | 74篇 |
2001年 | 75篇 |
2000年 | 41篇 |
1999年 | 48篇 |
1998年 | 43篇 |
1997年 | 55篇 |
1996年 | 54篇 |
1995年 | 33篇 |
1994年 | 57篇 |
1993年 | 44篇 |
1992年 | 38篇 |
1991年 | 31篇 |
1990年 | 32篇 |
1989年 | 31篇 |
1988年 | 21篇 |
1987年 | 17篇 |
1986年 | 7篇 |
1985年 | 4篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有2529条查询结果,搜索用时 0 毫秒
81.
多场耦合计算平台与高超声速热防护结构传热问题研究 总被引:4,自引:0,他引:4
从有限元法(FEM)和有限体积法(FVM)的单元特性出发,提出一种具有局部守恒特性的界面载荷插值方法.采用共享内存技术开发适用于通用有限元和计算流体力学(CFD)软件的多场耦合计算平台,并基于分区耦合方式实现流固耦合传热计算.作为验证,分别将ANSYS与Fluent和CFD-FASTRAN软件进行耦合,计算外壁冷却的喷... 相似文献
82.
针对能够在飞行过程中进行结构变形的变体无人机,考虑由变形引起的气动力与力矩,惯性力与力矩的非线性变化,建立其在质点系假设条件下的多体动力学模型。根据切换系统理论,将变体无人机视为一类线性切换系统,选择设计点,采用极点配置方法针对各设计点处的线性子系统设计控制器,再制定以变形量为决策变量的控制切换方案,构成切换控制系统。通过建立公共Lyapunov函数,推导了能够保证闭环切换系统在结构变形过程中一致有界的充分条件。以变体无人机Fire-Bee为例,验证了方案的有效性,仿真结果表明闭环系统无论在固定结构下还是变形过程中都具有良好的动态特性。 相似文献
83.
密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 总被引:5,自引:11,他引:5
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 相似文献
84.
85.
双垂尾对边条翼布局大迎角升力影响机理研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于侧滑气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。 相似文献
86.
本文应用在连续生方程中增加压力对时间导数项的拟压缩性方法,数值求解三维定常不可压缩Navier-Stokes方程。数值求解过程采用隐式的Beam-Warming近似因式分解格式。计算绕尖头旋成柱体的大迎角脱体涡流动,得到与实验相符的结果。 相似文献
87.
88.
89.
90.