全文获取类型
收费全文 | 414篇 |
免费 | 55篇 |
国内免费 | 121篇 |
专业分类
航空 | 409篇 |
航天技术 | 52篇 |
综合类 | 67篇 |
航天 | 62篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 10篇 |
2022年 | 11篇 |
2021年 | 20篇 |
2020年 | 20篇 |
2019年 | 33篇 |
2018年 | 21篇 |
2017年 | 31篇 |
2016年 | 34篇 |
2015年 | 30篇 |
2014年 | 32篇 |
2013年 | 27篇 |
2012年 | 37篇 |
2011年 | 49篇 |
2010年 | 24篇 |
2009年 | 29篇 |
2008年 | 41篇 |
2007年 | 27篇 |
2006年 | 9篇 |
2005年 | 14篇 |
2004年 | 10篇 |
2003年 | 9篇 |
2002年 | 6篇 |
2001年 | 12篇 |
2000年 | 3篇 |
1999年 | 6篇 |
1998年 | 5篇 |
1997年 | 4篇 |
1996年 | 4篇 |
1995年 | 7篇 |
1994年 | 2篇 |
1992年 | 3篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 9篇 |
1989年 | 4篇 |
1988年 | 5篇 |
排序方式: 共有590条查询结果,搜索用时 250 毫秒
11.
12.
13.
提出了一种利用壁面附近强剪切对涡黏系数进行修正的亚格子模型,称为剪切修正的涡黏模型.该模型能使涡黏系数在壁面附近自动满足壁面修正,在脉动为零的地方,涡黏系数自动为零,保证了壁面附近涡黏系数趋于零的特性.用该模型对槽道湍流壁面无吹吸、有吹吸,较低和较高雷诺数的情况进行了数值模拟,与直接数值模拟的结果进行了对比,结果吻合较好. 相似文献
14.
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
15.
大型飞机机动载荷减缓控制系统设计与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为了有效降低飞机机翼根部弯矩和减轻结构重量,针对我国大型飞机中的机动载荷减缓控制系统进行了设计与仿真分析验证,根据实际飞机结构特点提出了一种传感器布局方案,建立了升降舵、副翼、扰流片等独立偏转的仿真分析模型,在常规控制律的基础上,基于控制分配方法进行直接升力控制,仿真结果表明:所设计的系统能够实现机动载荷的减缓,并使得... 相似文献
16.
17.
18.
基于大涡模拟(LES)和边界元方法对轴流压气机叶栅湍流流场以及流场诱导的噪声进行计算,在不同叶栅安装角下研究来流攻角和来流雷诺数对叶栅气动噪声产生、辐射的影响。研究表明:来流雷诺数不变时,同一安装角下,随着来流攻角从-5°~20°变化,叶栅监测曲线上的声压级先减小后增大,在0°来流攻角下声压级达到最小。安装角为45°时,外场总声压级随来流攻角的分布与30°安装角变化趋势相近。但安装角为60°时,总声压级的变化则明显变缓。在0°来流攻角下,总声压级比安装角为30°和45°时增加了近6 dB,但在其他正来流攻角下,变化并不明显。叶栅的最小声压值出现在弦线方向附近,安装角改变时,最小声压级出现的位置也不同。安装角不变,随着来流雷诺数的增大,叶栅表面的分离减小,损失降低。但叶栅表面的压力脉动随着来流雷诺数的增大而增大,使外场辐射噪声增加。 相似文献
19.
20.