首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   631篇
  免费   36篇
  国内免费   138篇
航空   549篇
航天技术   103篇
综合类   111篇
航天   42篇
  2023年   1篇
  2022年   7篇
  2021年   12篇
  2020年   7篇
  2019年   17篇
  2018年   17篇
  2017年   18篇
  2016年   29篇
  2015年   28篇
  2014年   20篇
  2013年   24篇
  2012年   30篇
  2011年   41篇
  2010年   25篇
  2009年   37篇
  2008年   44篇
  2007年   36篇
  2006年   38篇
  2005年   36篇
  2004年   25篇
  2003年   30篇
  2002年   26篇
  2001年   29篇
  2000年   19篇
  1999年   32篇
  1998年   21篇
  1997年   22篇
  1996年   34篇
  1995年   24篇
  1994年   22篇
  1993年   16篇
  1992年   9篇
  1991年   11篇
  1990年   6篇
  1989年   3篇
  1988年   8篇
  1987年   1篇
排序方式: 共有805条查询结果,搜索用时 15 毫秒
741.
从FNS方程中略去流向粘性导数项导出熵变量形式QPNS方程(拟抛物化N-S方程)其离散解能自动满足熵增不等式。利用GLS(伽辽金/最小二乘法)有限元法构造出QPNS方程的弱解式,所形成的整体方程组用GMRES(广义最小余数法)求解。采用空间推进求解QPNS方程,能明显降低计算机内存和运算时间。算例给出典型旋成体的物面压强、剪应力、热流量分布以及流场中密度、温度分布。  相似文献   
742.
Udimet 720 Li 高温变形特性的粘塑性本构建模研究   总被引:4,自引:0,他引:4  
采用Chaboche统一粘塑性本构方程,对Udimet 720 Li在700℃时的单调拉伸、循环加载及蠕变特性等复杂的高温变形现象进行了建模研究.探讨了Chaboche本构理论对这些变形现象进行建模的形式,并特别针对快速各向同性软化和非对称循环加载时的平均应力松弛现象,对Chaboche本构理论进行了修正和变化.将经过修正的Chaboche本构理论,与Levenberg-Marquadt非线性优化算法相结合,编制了材料参数优化程序,得到了材料参数值.研究表明,经过修正的Chaboche本构模型可较好地建模镍基高温合金Udimet 720 Li在高温下的各种变形行为.   相似文献   
743.
航天器交会两点边界值问题   总被引:4,自引:0,他引:4  
朱仁璋  蒙薇 《宇航学报》2006,27(6):1182-1186
从绝对运动和相对运动两方面讨论近地空间航天器交会中的两点边界值问题。其中,绝对运动涉及多圈Lambert问题,以Lagrange时间方程为研究工具,而相对运动Lambert问题应用C—W线性解。对圆轨道之间的双冲量转移,给定转移角与转移时间,研究最小变轨速度增量所对应的转移圈数与轨道参数的求解方法,提出满足最小变轨速度增量要求的多圈转移的工程图解法,并从工程应用出发,在飞行时间约束下,按最小速度增量要求,阐述航天器交会两点之间飞行轨道(轨迹)设计方法。这种方法将飞行轨迹划分为初始漂移段、轨道转移段与终端停泊段三部分,应用两点边界值问题的解,选择两次冲量机动时刻,使速度增量之和最小。模拟算例表明,这种方法对航天器交会设计是适用的、有效的。  相似文献   
744.
二维非定常欧拉方程的摄动解在超声速矩形翼上的应用   总被引:1,自引:1,他引:0  
本文利用超声速线化理论给出的矩形翼载荷系数解析解作为权函数,对沉浮和俯仰谐振的二维平板翼压强系数进行加权修正,获得矩形翼谐振气动力的近似解,计算结果与线化理论数值结果符合得很好,本方法是超声速和高超声速矩形翼非定常气动力的一种统一和快速的计算方法。  相似文献   
745.
本文用连续方程、稳定不可压缩椭圆型和抛物型时均N-S方程及K-ε双方程湍流模型计算了平面叶栅湍流尾迹。计算表明,上述两种方法都能得到较好的数值结果,但抛物方法可节省大量计算时间和内存空间。  相似文献   
746.
给出了数值求解初始变量不可压Navier-Stokes/Euler耦合方程的一种分步块LU分解方法。与传统的时间分裂法不同,该法无需压力中介边条件,从而避免了传统时间分裂法要求的复杂的压力中介边条件逼近。分步块LU分解方法可看做经典的Uzawa算法的改进,后者曾被成功应用于不可压Navier-Stokes/Euler耦合方程的求解。但本文显示分步块LU分解法比经典的Uzawa方法更经济。分析显示该法具有良好的稳定性和高精度,数值结果支持这一理论分析。  相似文献   
747.
求解非线性代数方程组的一种建议方法   总被引:8,自引:2,他引:8  
杨超  洪冠新 《飞行力学》1997,15(2):42-46
飞行动力学研究中常遇到的求解非线性代数方程组的问题,现提出一种求解实函数非线性代数方程组的组合迭代方法,以多步交替使用的方式将梯度下降法和拟牛顿代法结合起来,综合两者的优点,组成一种对大范围内偏离精确解的任意初值均能收敛,且有一定收敛速度的迭代法,通过算例,对三种方法进行了对比和分析,计算结果证明,该方法是优越的。  相似文献   
748.
采用有限体积法对积分形式的Navier-Stokes方程组进行空间离散,所获得的半离散常微分方程采用多步Runge-Kutta方法推进求解。为增大稳定性允许的CFL数和加快收敛速度,采用了当地时间步长、残差光滑技术和多重网格法等策略。数值模拟了二维混压式进气道,给出了该进气道的内外流场结构和表面压力分布。  相似文献   
749.
本文研究了弯曲进气道内三维可压缩湍流边界层的预测方法。采用非正交曲线坐标系中三维边界层积分方程,并引入掺混系数微分方程,用滞后掺混法求解,数值方法为预估-校正法,用三次样条函数解决了离散数据的插值、求导的精度问题。所编程序可在微机上运行。实例计算清楚地揭示了弯曲进气道内强横向流动对边界层发展的影响,计算所得的进气道总压恢复系数与实验值的误差为1~2%。  相似文献   
750.
挠性多体航天器姿态动力学建模与分析   总被引:3,自引:0,他引:3  
刘莹莹  周军 《飞行力学》2005,23(3):60-63
针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器.利用伪坐标Lagrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算.分析了星体与天线运动的耦合特性.以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响.验证了数学模型的正确性。  相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号