全文获取类型
收费全文 | 346篇 |
免费 | 14篇 |
国内免费 | 111篇 |
专业分类
航空 | 389篇 |
航天技术 | 16篇 |
综合类 | 56篇 |
航天 | 10篇 |
出版年
2023年 | 4篇 |
2022年 | 7篇 |
2021年 | 6篇 |
2020年 | 8篇 |
2019年 | 6篇 |
2018年 | 10篇 |
2017年 | 14篇 |
2016年 | 24篇 |
2015年 | 18篇 |
2014年 | 13篇 |
2013年 | 15篇 |
2012年 | 19篇 |
2011年 | 27篇 |
2010年 | 19篇 |
2009年 | 17篇 |
2008年 | 20篇 |
2007年 | 16篇 |
2006年 | 11篇 |
2005年 | 8篇 |
2004年 | 3篇 |
2003年 | 7篇 |
2002年 | 6篇 |
2001年 | 6篇 |
2000年 | 6篇 |
1999年 | 8篇 |
1998年 | 10篇 |
1997年 | 9篇 |
1996年 | 16篇 |
1995年 | 9篇 |
1994年 | 11篇 |
1993年 | 24篇 |
1992年 | 10篇 |
1991年 | 23篇 |
1990年 | 24篇 |
1989年 | 18篇 |
1988年 | 18篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有471条查询结果,搜索用时 31 毫秒
211.
采用Peng-Robinson非理想气体状态方程模拟重气体介质的热力学特性,并与雷诺平均Navier-Stokes方程结合,形成封闭的重气体介质流动模型。针对超临界翼型流动问题,利用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式时间推进格式和有限体积法,分别求解空气介质和重气体介质下的流动特性。数值模拟结果表明:在跨声速条件下重气体介质中超临界翼型的升阻力增大、超声速区域表面负压增加、边界层位移厚度减小、激波后移、表面摩擦阻力明显增大、后缘流动分离推迟。该研究为后续重气体介质中飞行器颤振特性研究及修正方法的发展提供了基础支持。 相似文献
212.
二维跨音速Euler方程分区并行算法 总被引:3,自引:0,他引:3
对二维跨音速流动的Euler方程分区算法、并行算法以及多区计算的有效内边界耦合条件进行了探讨,应用Van Leer矢通量分裂方法和一维数组方式,研究了多种区域分解数目的分区计算效率.并行计算中采用"先进先出"的同步控制等待机制,采用纯结点并行编程方式进行了单区、二区和四区并行计算对比,分析了影响并行效率和通讯过载比的主要因素. 相似文献
213.
本文以锥-柱-船尾形旋成俸跨声速绕流为背景,讨论了轴对称踌声速绕流的凸角流动。给出了该流动特征、规律、并着重与相应平面二维Prandtl-Meyer型膨胀流动作了对比,指出了二者异同之处。 相似文献
214.
基于分布式电推进飞行器创新性发展理念,以螺旋桨滑流耦合下机翼气动效率最优为目标开展螺旋桨诱导流场重构设计研究。首先,通过构建基于动量源方法的准定常数值模拟技术,建立了螺旋桨桨盘载荷分布与诱导流场特性之间的联系;然后,基于对螺旋桨桨盘气动载荷分布曲线的参数化控制,提出了螺旋桨诱导流场重构优化设计思想及设计方法;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出螺旋桨诱导流场重构设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明:与等拉力最小诱导损失螺旋桨相比较,基于所提出诱导流场重构设计思想设计得到的螺旋桨最优气动载荷分布耦合下的机翼气动效率得到显著改善,在本文设计状态下,机翼翼段计算升力相对提高10.40%,计算阻力相对降低7.05%,计算升阻比相对增大18.77%。 相似文献
215.
一种高速风洞三维洞壁干扰壁压信息修正法 总被引:1,自引:1,他引:0
给出以壁压信息法为基础的高速风洞三维模型试验洞壁干扰修正方法。该方法要求洞壁附近为亚音速流动,但允许模型附近出现超音速区及激波。方法可用于各种通气壁或实壁风洞的亚跨音速试验。最后对四个模型在三种试验段中的二十多种试验进行了修正,其结果和NASA非线性修正方法的结果吻合得很好。 相似文献
216.
217.
218.
振动翼型跨音速非定常Euler方程数值解方法 总被引:2,自引:0,他引:2
通过坐标变换使变化的物面边界条件及无穷远边界条件变为固定的有限范围内的边界条件。因此可在不增加计算机时的情况下,边界条件可以精确地满足。由于主控方程是Euler方程,因此,凡适合于Euler方程解的问题(跨音速、大扰动、非定常、高简化频率)均可应用此法。同时,在计算过程中采用贴体、正交网格与可控网格技术获得最佳网格分布。算例计算结果是令人满意的。 相似文献
219.
应用Steger-Warming通量分裂技术,将守恒型方程中的流通向量分裂成两部分,应用NND(non-oscillatory,containing no free parameters and dissipative)格式对无黏项进行数值离散,黏性项采用中心差分格式,采用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式推进迭代建立了跨声速轴流压气机性能及内流场三维Navier-Stokes方程的高分辨率和高效率的数值方法.数值模拟给出NASA rotor 37和NASArotor 67性能及内流场流动结构.并进一步基于混合平面法建立了多级轴流压气机性能计算模型,详细分析了某一级跨声速轴流压气机性能和内流特性,计算与实验结果比较表明了本模型与方法是可行的和可靠的. 相似文献
220.