全文获取类型
收费全文 | 1788篇 |
免费 | 495篇 |
国内免费 | 169篇 |
专业分类
航空 | 1668篇 |
航天技术 | 190篇 |
综合类 | 294篇 |
航天 | 300篇 |
出版年
2024年 | 9篇 |
2023年 | 59篇 |
2022年 | 94篇 |
2021年 | 78篇 |
2020年 | 91篇 |
2019年 | 86篇 |
2018年 | 55篇 |
2017年 | 86篇 |
2016年 | 73篇 |
2015年 | 83篇 |
2014年 | 109篇 |
2013年 | 78篇 |
2012年 | 95篇 |
2011年 | 93篇 |
2010年 | 86篇 |
2009年 | 77篇 |
2008年 | 104篇 |
2007年 | 65篇 |
2006年 | 56篇 |
2005年 | 74篇 |
2004年 | 73篇 |
2003年 | 81篇 |
2002年 | 76篇 |
2001年 | 67篇 |
2000年 | 83篇 |
1999年 | 53篇 |
1998年 | 53篇 |
1997年 | 49篇 |
1996年 | 46篇 |
1995年 | 55篇 |
1994年 | 51篇 |
1993年 | 37篇 |
1992年 | 39篇 |
1991年 | 32篇 |
1990年 | 34篇 |
1989年 | 39篇 |
1988年 | 14篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 9篇 |
1985年 | 3篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有2452条查询结果,搜索用时 15 毫秒
101.
超声速射流逆流通常用于导弹、航天飞机、卫星和飞船等飞行器运动状态的控制。欠膨胀超声速射流逆流的流场包含有多激波(如弓形激波和马赫盘)、接触间断和剪切层,其结构非常复杂。本文采用激波高分辨率有限差分(TVD)格式,对恒定自由流条件,各种不同射流出出口压比的超声速轴对称逆射流进行了数值模拟,且对各种条件下的物理现象给予了分析。计算的马赫盘和弓形激波位置与实验值相吻合,为此类流动问题提供了一种有效的预测 相似文献
102.
对流向倾角为30°、锥顶角分别为15°和30°的锥形气膜冷却喷口射流下游的流动和传热进行了详细的实验研究,并与相同实验条件下圆孔的射流情形进行了比较,发现锥形喷口下游的速度边界层的等值线具有三种基本分布形态。随着锥形出口面积的增大,射流的穿透能力明显减弱,核心区域速度明显降低,侧向扩展范围明显增加,纵向耦合涡迅速减弱并消失,从而显著地提高了气膜冷却效率,尤其是提高了喷孔两侧流向下游位置上的冷却效率。同时,大锥顶角的高吹风比下,射流具有十分良好的贴壁效应和非常可观的冷却效率。 相似文献
103.
用PIV技术测量自由射流瞬态流场 总被引:9,自引:0,他引:9
利用PIV技术测量了射流流场,得到了自由射流核心区的瞬时速度场,并对实验结果刊物地分析总结。比较了射流出口雷诺数分别为2300及3500时流场的实验结果,在低雷诺数情况下,射流的边界层较薄,展向尺寸较小,随着出口雷诺数的增高,射流边界层明显增厚,展向尺寸也更快增大。 相似文献
104.
105.
106.
107.
108.
本把TEACH计算机程序推广到三维,用定常,绝热,不可压的时均三维N-S方程和连续方程,并运用紊流动能和紊流耗散率的微分输运方程封闭雷诺方程,模拟计算了非均匀来流稳定畸变流场。数值计算中除了对通用变量进行欠松驰,还对修正压力通过惯量进行了欠松驰,惯量取为压力修正方程中的系数|b|,保证了数值计算的稳定性和收敛性。在进口马赫数小于0.35时,流场畸变指数的计算值和试验值符合很好。 相似文献
109.
曾军 《燃气涡轮试验与研究》1989,2(4):19-25
本采用索尔(sauer)法分析了二维喷管喉道区流场,得到了一条合理的初值线。在由特征线法确定初始膨胀区后,根据质量平衡的概念设计超音速风洞喷管壁面型线。本方法可供超音速风洞喷管壁面型线设计时参考。 相似文献
110.
本文探讨了轴对称紊流发生器总压畸变流场的不稳定性,根据流场低压区的时钟位置和大小是否随时间而变化,可分为稳定型和非稳定型两种.对于稳定场,畸变指数测量的重复性较好,非稳定场则较差.文中还介绍了一种简单而有效的流场模拟调节方法. 相似文献