全文获取类型
收费全文 | 2174篇 |
免费 | 606篇 |
国内免费 | 331篇 |
专业分类
航空 | 2384篇 |
航天技术 | 191篇 |
综合类 | 392篇 |
航天 | 144篇 |
出版年
2024年 | 18篇 |
2023年 | 91篇 |
2022年 | 133篇 |
2021年 | 120篇 |
2020年 | 126篇 |
2019年 | 94篇 |
2018年 | 77篇 |
2017年 | 111篇 |
2016年 | 113篇 |
2015年 | 118篇 |
2014年 | 124篇 |
2013年 | 106篇 |
2012年 | 117篇 |
2011年 | 121篇 |
2010年 | 133篇 |
2009年 | 130篇 |
2008年 | 106篇 |
2007年 | 90篇 |
2006年 | 73篇 |
2005年 | 87篇 |
2004年 | 69篇 |
2003年 | 88篇 |
2002年 | 79篇 |
2001年 | 56篇 |
2000年 | 81篇 |
1999年 | 63篇 |
1998年 | 55篇 |
1997年 | 72篇 |
1996年 | 77篇 |
1995年 | 61篇 |
1994年 | 69篇 |
1993年 | 79篇 |
1992年 | 58篇 |
1991年 | 34篇 |
1990年 | 21篇 |
1989年 | 26篇 |
1988年 | 20篇 |
1987年 | 6篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 2篇 |
排序方式: 共有3111条查询结果,搜索用时 46 毫秒
961.
自由流紊流度对串列叶栅性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
通过实验,测量了自由流紊流度(Tu)在1.4%-6.7%范围内,一双圆弧串列叶栅总压损失系数、气流转角、附面层内速度分布以及吸力面压力系数。结果表明:(1)当Tu小于大约3%时,随着Tu增加,总压损失明显降低;当Tu大于3%时,Tu变化对总压损失几乎无影响。(2)Tu在1.4%-6.7%范围内变化对气流转角无影响。(3)Tu增加,对前排叶片吸力面靠近前缘部分附面层有有利影响。 相似文献
962.
过渡领域三维绕流直接统计模拟位置元法的一种新方案 总被引:5,自引:3,他引:5
本文发展了DSMC方法计算三维绕流位置元方法的新方案,其总体方案和实施细节都是在分析和探索的基础上由我们自己提出的,特别还解决了除气动力、矩总体量以外的气动加热和压力分布等局部分布量的计算所提出的新问题。对于表面位置元的标识、分子的进入及与表面碰撞的判断、网格初始划分与调整、分布量计算对模拟过程及信息存贮所提的特殊要求等进行了分析和讨论,并通过与准确结果的比较证明了采用的方案和技术的有效性。 相似文献
963.
本文提出了求解平面翼型亚、跨声速绕流的一个新方法。引入流函数和Von Mises变换后,亚、跨声速绕机翼无旋流动的基本方程组被化为以流线纵坐标y为未知量的单个二阶偏微分方程-流线控制方程。并通过变换将物理平面上的无限域变为计算平面上有限的矩形域,而后在计算平面采用有限差分线松弛迭代法求解。作为算例,计算了对称翼型NACA0012-34和非对称翼型NACA4412的亚、跨声速有攻角绕流,所得数值结果 相似文献
964.
用于粘性可压缩流动数值计算的SIMPLE方法 总被引:2,自引:1,他引:2
对SIMPLE方法加以推广,使之适用于可压缩粘性流动的数值计算。采用非交错网格技术,推出三维任意曲线坐标系下可压缩形式SIMPLE方法的计算方程。对亚音速、跨音速及超音速等5个流场进行了数值计算并与有关文献及实验数据进行比较。 相似文献
965.
966.
967.
绕翼型分离流结构的数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用大涡模拟技术,对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟,详细地给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数。在数值模拟中,采用了弱压缩流的控制方程,用贴体坐标技术进行了网格生成。 相似文献
968.
969.
跨声速翼型绕流的Euler/边界层方程干扰数值解 总被引:2,自引:0,他引:2
本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。 相似文献
970.