全文获取类型
收费全文 | 541篇 |
免费 | 105篇 |
国内免费 | 145篇 |
专业分类
航空 | 500篇 |
航天技术 | 82篇 |
综合类 | 83篇 |
航天 | 126篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 16篇 |
2022年 | 12篇 |
2021年 | 38篇 |
2020年 | 20篇 |
2019年 | 28篇 |
2018年 | 20篇 |
2017年 | 44篇 |
2016年 | 45篇 |
2015年 | 24篇 |
2014年 | 44篇 |
2013年 | 35篇 |
2012年 | 48篇 |
2011年 | 51篇 |
2010年 | 46篇 |
2009年 | 38篇 |
2008年 | 41篇 |
2007年 | 42篇 |
2006年 | 30篇 |
2005年 | 23篇 |
2004年 | 17篇 |
2003年 | 18篇 |
2002年 | 12篇 |
2001年 | 4篇 |
2000年 | 10篇 |
1999年 | 4篇 |
1998年 | 10篇 |
1997年 | 3篇 |
1996年 | 15篇 |
1995年 | 1篇 |
1994年 | 14篇 |
1993年 | 4篇 |
1992年 | 6篇 |
1991年 | 6篇 |
1990年 | 9篇 |
1989年 | 2篇 |
1988年 | 6篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有791条查询结果,搜索用时 750 毫秒
571.
572.
本文针对复合材料叠层板壳结构建立了一个分层计算的有限元模型,此模型的特点是以参考面的位移和各层横向剪应变作为独立的自变量,导出了叠层板壳的有限元模式,这是和原有分层模型的本质区别,从而具有以下优点:(1)刚度矩阵具有良好特性,可采用渐近法求解,大大提高了计算效率,克服了分层模型中的最大困难;(2)完全避免了较薄的板壳在有限元计算中常发生的“剪切自锁”现象;(3)较精确地考虑了各层的剪切效应,无须再引入剪切修正系数。还采用此模型较好地解决了任意铺层的叠层板弯曲、叠层板脱层屈曲和承受任意载荷的轴对称叠层壳的弯曲等问题,证明了此模型的优点和可靠性。此模型还极易推广应用于叠层板壳的动力、稳定和层间应力等问题。 相似文献
573.
574.
通过染色法和氢气泡法流态显示技术观察了迎角从零至25°的两种翼-身组合体的涡系干扰现象,一种是十字翼-身组合体,另一种是×字翼-身组合体。并且对两种组合体涡系干扰的差异进行了分析比较和讨论。为了比较,对单独外露弹翼也进行了实验观测。 相似文献
575.
通过对用于网格生成的Laplace方程进行抛物化差分离散,发展了一种快速抛物型方程贴体及与边界正交网格生成方法,另外,采用源项修正技术求解用于网格生成的Poisson方程,发展了一种可实现对网格线与边界间距及正交性进行双重控制的椭圆型方程方法,运用这种两种基本方法以及这两种方法的混合,分别生成了真实歼击机全机外形,带十字叉翼导弹以及双发,下单翼运输机外形的计算网格。并已成功地秀于跨声速得杂流场的娄 相似文献
576.
利用混合变分原理,考虑了热平衡方程与导热方程中变量的对偶关系,通过增加非齐次正则方程的维数,成功地将热弹性体机一热耦合问题的非齐次Hamilton正则方程转化为能独立求解的齐次Hamilton正则方程.所以大大简化了问题的求解。并通过数值实例研究了在温度栽荷和动力栽荷作用下及考虑阻尼的四边简支复合材料层合板的响应问题。 相似文献
577.
先进布局飞机空中加油流场特性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对先进布局飞机空中加油出现的问题,综合考虑加油机的加油区、加油机与受油机之间、吊舱锥套与受油机之间的流场特性,对先进布局飞机空中加油中遇到的流场进行了分析.通过理论分析和试飞验证,总结出一套切实可行的先进布局飞机空中对接加油试飞方法. 相似文献
578.
翼剖面介质构形的隐身缩比模型数值计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
结构型吸波材料以全角度、多方位的有效性和不改变飞行器原有形状设计的特点,在隐身技术领域占有重要的技术地位,开展全尺度结构的隐身效能与其技术参数影响作用的研究需要较大的测试空间与经费支持,由此限制了试验技术在更大范围内的应用。结合试验技术与参数研究的应用需求,探讨缩比介质体电磁散射规律可提供于大型结构隐身技术的计算与试验应用研究参考。采用复杂介质体的二维电磁散射有限元数值计算方法,对介质体机翼剖面的缩比模型电磁散射规律进行了数值计算研究,发现若介质体阻抗比大于0.5,则缩比模型的雷达散射截面(RCS)试验结论不能按照导体修正原理还原,必须修正才能作为原构形介质体的电磁散射特性,这对于大型结构体小型化隐身技术测试具有实用价值与意义。 相似文献
579.
对乘波体构形气动力与气动热的折衷设计进行讨论。通过分析乘波体构形与传统高超声速外形所处流场的差异以及壁面催化和流动状态对两种外形的气动热环境的不同影响,结合当前的材料与热防护技术,考查乘波体构形在基本保证气动力设计要求的基础上将前缘钝化后采用可重复使用热防护方法如辐射等进行长时间高超声速飞行的可能性。采用无粘-边界层方法计算了一个乘波体的折衷外形所受的气动热环境,在此基础上对外形作气动热防护分析。结果显示,乘波体构形进行气动力与气动热折衷设计后,是可以满足进行长时间高超声速飞行要求的。 相似文献
580.