全文获取类型
收费全文 | 844篇 |
免费 | 126篇 |
国内免费 | 172篇 |
专业分类
航空 | 653篇 |
航天技术 | 171篇 |
综合类 | 171篇 |
航天 | 147篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 12篇 |
2022年 | 18篇 |
2021年 | 37篇 |
2020年 | 35篇 |
2019年 | 39篇 |
2018年 | 39篇 |
2017年 | 42篇 |
2016年 | 54篇 |
2015年 | 41篇 |
2014年 | 55篇 |
2013年 | 41篇 |
2012年 | 64篇 |
2011年 | 62篇 |
2010年 | 59篇 |
2009年 | 47篇 |
2008年 | 44篇 |
2007年 | 28篇 |
2006年 | 38篇 |
2005年 | 35篇 |
2004年 | 38篇 |
2003年 | 32篇 |
2002年 | 20篇 |
2001年 | 21篇 |
2000年 | 18篇 |
1999年 | 13篇 |
1998年 | 12篇 |
1997年 | 21篇 |
1996年 | 23篇 |
1995年 | 17篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 21篇 |
1992年 | 25篇 |
1991年 | 17篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 12篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 4篇 |
排序方式: 共有1142条查询结果,搜索用时 31 毫秒
91.
基于非结构混合网格的CHN-T1标模气动特性预测 总被引:1,自引:0,他引:1
本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow,对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况,重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近似线性的网格收敛特性。随着网格加密,对激波和分离气泡的模拟更精细。尾支撑对气动特性的影响非常明显,特别是对平尾气动特性有很大影响。机翼静气动弹性变形的影响主要是使升力系数和阻力系数减小。湍流模型的QCR修正对大迎角计算结果有较大的影响。计算结果表明,MFlow程序能够准确地预测客机标模的气动特性。 相似文献
92.
93.
采用流体/多孔区域一体化单区域算法,数值研究了高速绕流条件下前置于圆柱体前缘表面的柱状泡沫多孔体内部的传热特性。基于蒙特卡罗法考虑多孔域内的辐射热效应,分析了变化多孔区域长度和多孔阻力特性对模型激波阻力和前缘多孔区域气动热的影响。结果表明:在圆柱体前缘安置一定长度及带有适当阻力特性的泡沫多孔材料,可同时减小整体激波阻力并降低前缘表面的气动热效应。在模拟工况下,无量纲长度1.0、黏性阻力系数0.2×107m-2及惯性阻力系数200m-1的前缘泡沫多孔可减小激波阻力13.5%,降低约75%的前缘表面的平均气动热流密度。保持无量纲长度不变,减小泡沫多孔区域惯性阻力系数会降低激波阻力,但会略微增加前缘壁面气动热流密度。 相似文献
94.
翼身融合(BWB)布局飞机是一种相对较新的飞行器概念,具有商业运输飞机的潜在用途。研究表明,翼身融合布局客机可获得比常规布局客机更好的性能。但是,由于各方面限制,BWB飞机不宜使用传统的机翼安装或机身安装的发动机布局,发动机背部安装成为首选布局。然而,背部安装发动机容易产生激波、分离、进气畸变等空气动力干扰问题,发动机与机身一体化的气动设计已成为BWB飞机发展的关键技术。针对BWB布局飞机的机体和发动机之间的气动干扰进行了数值研究,结果表明,背部安装发动机对BWB布局飞机的全机气动特性和发动机本身的推力性能都会产生较为明显的影响。 相似文献
95.
96.
97.
98.
对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°~6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。 相似文献
99.
含有SMA弹簧驱动器的可变倾斜角翼梢小翼研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对传统翼梢小翼在非设计状态减阻效果不佳的缺点,提出一种含有形状记忆合金(SMA)弹簧驱动器的变体翼梢小翼结构,它能根据飞行状态主动调整小翼的倾斜角,实时优化飞机的阻力特性.采用力-热-应变耦合法设计了所需的SMA弹簧驱动器,并通过有限元仿真与风洞试验验证了变体翼梢小翼的变形能力,最后初步研究了变体翼梢小翼的闭环控制方法.研究结果表明,在飞机的起飞阶段(自由来流流速为26 m/s,迎角为3°),变体翼梢小翼的倾斜角能在1 min内自主完成预定变化过程,倾斜角的最大变化量为23°,控制精度的最大误差为12%,各项指标均符合设计要求. 相似文献
100.
弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制 总被引:1,自引:0,他引:1
以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%~110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。 相似文献