全文获取类型
收费全文 | 1139篇 |
免费 | 285篇 |
国内免费 | 193篇 |
专业分类
航空 | 1019篇 |
航天技术 | 144篇 |
综合类 | 163篇 |
航天 | 291篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 48篇 |
2022年 | 66篇 |
2021年 | 51篇 |
2020年 | 58篇 |
2019年 | 61篇 |
2018年 | 40篇 |
2017年 | 59篇 |
2016年 | 71篇 |
2015年 | 63篇 |
2014年 | 84篇 |
2013年 | 57篇 |
2012年 | 86篇 |
2011年 | 62篇 |
2010年 | 49篇 |
2009年 | 64篇 |
2008年 | 67篇 |
2007年 | 45篇 |
2006年 | 44篇 |
2005年 | 45篇 |
2004年 | 35篇 |
2003年 | 44篇 |
2002年 | 32篇 |
2001年 | 22篇 |
2000年 | 24篇 |
1999年 | 20篇 |
1998年 | 33篇 |
1997年 | 26篇 |
1996年 | 35篇 |
1995年 | 33篇 |
1994年 | 32篇 |
1993年 | 34篇 |
1992年 | 32篇 |
1991年 | 26篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 13篇 |
1988年 | 24篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有1617条查询结果,搜索用时 375 毫秒
651.
本文阐述人-机闭环分离参数法的物理意义和计算方法。该方法在实践中已取得较好的效果。本文以装有纵向数字电传系统的某验证机为实例,预测了该人-机闭环系统的着陆品质、驾驶员诱发振荡频率和飞机失稳操纵频率,从而得出一些有益的结论。 相似文献
652.
反向喷流与主流干扰数值模拟 总被引:3,自引:0,他引:3
反向喷流是改变钝体迎风面压力和温度分布的有效手段之一,所以了解反向喷流场对再入体防热及减阻设计具有重要意义,本文用有差分法求解轴称N-S方程模拟了球柱体部反向喷流与超声速自由来流的干扰流场。研究了喷流出口压力对流场的影响,物面压力分布及喷流Mach盘、弓形激波的脱体距离与实验值进行了比较,取得了一致的结果,喷流附近分离区的再附位置及再附产生的激波位置也与实验相符,但高压比下再附激波略强于实验。 相似文献
653.
本文用边界层理论与计及分离尾迹影响的位流理论相结合的方法计算控制环量翼型的绕流,用离散涡模型模拟分离尾迹的影响。由上、下翼面分离点处引入离散涡。只是翼型附近尾迹中的离散涡可以自由移动。离翼型较远的离散涡假设为按来流速度移动。忽略射流出口上游的边界层对射流的影响。这些简化使本文的方法十分有效。与实验比较表明,本文的方法能较准确地计算出翼型的分离点位置和分离点前的压强分布。计算出的升力系数与射流动量系数的关系与实验相符很好。 相似文献
654.
本文用统一的Levy-Lees变换以及正算法与逆算法相结合,求解了超音速绕凹角湍流分离流动。 对附着流区用边界层正算法,压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式,湍流模型取代数涡粘性模型;对凹角分离区用边界层逆算法,给定位移厚度δ~*分布,湍流模型取代数松弛模型;边界层计算采用Cebeci-Keller Box方法;计算成功地算得分离流场,较好地预估了分离点与重附点位置以及壁面压强分布与表面摩擦应力分布。 相似文献
655.
高负荷压气机中的大尺度流动分离是导致其性能下降的主要原因,通过数值方法研究了扫频式射流控制角区分离、减小气动损失的效果,并以模型方程代替实际射流器,讨论了扫频式射流的基本控制参数对压气机叶栅流场控制效果及气动性能的影响。结果表明:扫频式射流使得流场呈现出稳定的周期性变化趋势,且存在一个扫频频率,使得超过该频率后的控制效果趋于稳定;合理选择扫频激励参数对实现流动分离的控制至关重要。在本文的方案中,采用较小的扫频射流角和射流流速能取得较好的控制效果,而更大的最大扫频摆角能强化这种控制效果,时均总压损失最大减小6.1%;扫频式射流能够在更大范围内提高吸力面边界层低能流体的动能,以更好地限制角区分离沿叶高方向发展,从而改善对角区分离的控制效果。 相似文献
656.
采用外部绕流激励的方法研究非定常绕流对压气机气动稳定性的影响规律,并在此基础上探索了该措施的工程应用前景.通过模型实验验证了利用压气机内叶排间绕流的非定常耦合作用,优化匹配其周向气动布局方案,可有效的提升压气机稳定工作裕度,并改善其气动稳定性.结果表明:当绕流撞击强度达到某一阈值,并且当非定常绕流频率与非定常旋涡脱落特征频率发生耦合时,可较大幅度的提高压气机稳定工作裕度,其相对值可提高约22.1%.这一结论在压气机不同的折合转速工作状态下仍然得到了验证. 相似文献
657.
本文使用数值模拟方法研究了活动翼面对翼型背风面分离的控制作用。数值实验的模型为一头部装有一可旋转圆柱的对称Joukowsky翼型。使用的数值方法为在贴体网格上用有限差分法求解可压流的NS方程。数值实验表明,当头部圆柱以一定角速度旋转时,其升力比不旋转时有明显的增加,分离也受到一定程度的控制。 相似文献
658.
659.
660.
应用非线性涡格法(NVLM)计算了大攻角战术弹的气动性能。通过迭代方法、分离涡理论模型的改进,以及采用一系列算法技巧,克服了收敛性上的困难。成功地模拟带弹身脱体涡的翼体组合和翼体尾组合各种分离涡和非线性气动性能;其中包括更为复杂的“××”布局。大大增加了NVLM在工程实用中的适应性和灵活性。 相似文献