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191.
二维翼型微吸吹气减阻控制新技术数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
结合抽吸气转捩控制和微吹气湍流减阻控制的特点,探索了一种新的吸吹气减阻控制技术。使用Fluent求解器,并利用用户自定义函数(UDF)二次开发对其自带的Wilcox转捩模式进行了修正。在此基础上,数值研究了吸吹气控制对翼型阻力性能的影响。结果表明:在一定的吸气量范围内,吸气、吸吹气控制都能使翼型总阻力减小,且在同一雷诺数下,吸气控制能使翼型总阻力减小约3%,而吸吹气联合控制使翼型总阻力减小约16%。由此可见,吸吹气控制技术是一种行之有效的减阻控制技术。 相似文献
192.
为了解缓燃向爆震转捩(DDT)过程,在60mm×60mm,长2m的方形爆震管内,利用高速摄影和高频压力传感器试验研究了4种余气系数下氢气/空气混合气燃烧时的火焰和压力波演变规律.结果表明:缓燃向爆震转捩经历了缓燃、爆燃、在壁面产生热点、形成爆震中心和稳定爆震5个阶段,缓燃、爆燃和爆震的火焰传播速度分别为0~15m/s,500~1000m/s和1800~2000m/s.压力传感器获得的时序图和对应峰值压力的变化规律也验证了上述过程:在压力传感器测试区间(850~1200mm)内,压力峰值从1.5MPa先跃升到7MPa上下,然后下降稳定在2~3MPa.据压力时序图算得的爆震波传播速度与高速摄影获得的火焰传播速度一致. 相似文献
193.
考虑转捩的跨声速气冷涡轮叶片气热耦合计算 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究转捩对气热耦合计算的影响,在B-L代数模型与SST(shear stress transport)k-ω二方程模型的基础上,增加了两类基于间歇因子的转捩模型:代数AGS(Abu-Gharmam Shaw)模型与一方程间歇因子输运方程.选取NASA-MARKⅡ跨声速叶片为算例,分别采用全湍流模型与加入转捩的模型进行气热耦合计算.数值计算结果与试验对比表明由于能够预测附面层中的转捩过程,采用转捩模型的耦合计算得到的结果与试验吻合最好,由于在叶片壁面附近的网格较粗,采用间歇因子输运方程的转捩模型计算的结果要逊于采用代数转捩模型的结果. 相似文献
194.
195.
本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流度风洞中作了进一步实验研究,实验成功地证实边界层的人工转捩位置可以用声激发振动控制,通过比较声激发装置的传递函数,声压和固定转捩位置所需的最小输入功率优了性能较佳的声激发装置,用大功率扬声器驱动产的声扰经模型内管道及模型表面上展向一排小孔传入边界层是一种有效可行的人工转捩控制方法,测量结果表明,强迫边界层转捩所需的声扰动强度对湍流边界层的速度型及壁面剪应力影响 相似文献
196.
197.
198.
用主动柔顺壁运动控制边界层转捩 总被引:7,自引:0,他引:7
应用主动柔顺壁运动抑制平板边界层内扰动的增长和推迟边界层转捩的实验研究结果表明,边界转捩过程中的扰动即使已发展到非线性阶段,也能被主动柔顺壁的运动所控制。通过控制柔顺壁下方空腔内的输入声激励强度所产生的控制扰动,可以明显地抑制边界层内扰动的非线性增长率和推迟边界层转捩过程。改变控制扰动与初始扰动间的相位差,对于二维初始扰动,可以明显地提前和推迟边界层转捩过程,但对三维初始扰动,发迹相位差对边界层转 相似文献
199.
攻角是影响后掠机翼边界层横流稳定性的关键参数之一.以NACA0012翼型为研究对象,通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场;通过求解Orr-Sommerfeld方程得到了扰动波的中性曲线及增长率演化曲线,基于线性稳定性理论(LST)研究了攻角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用转捩预测eN方法进行了转捩预测.研究发现,扰动波的增长在背风面受到抑制,在迎风面受到增强;转捩首先发生在迎风面,当扰动速度为来流速度的0.05%时,转捩发生的N值在6左右,转捩发生的位置在0.1~0.2个弦长之间. 相似文献
200.
本文介绍了边界层转捩位置测量与控制方面的几种新技术。包括组合热膜法,液晶显示与图像处理法,激光片光源与烟流显示法和热脉冲人工转捩控制与内声激振人工转捩控制。并对试验设备与试验方法及其应用实例分别作了介绍。 相似文献