全文获取类型
收费全文 | 539篇 |
免费 | 78篇 |
国内免费 | 57篇 |
专业分类
航空 | 365篇 |
航天技术 | 54篇 |
综合类 | 70篇 |
航天 | 185篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 18篇 |
2022年 | 17篇 |
2021年 | 32篇 |
2020年 | 33篇 |
2019年 | 31篇 |
2018年 | 13篇 |
2017年 | 18篇 |
2016年 | 22篇 |
2015年 | 31篇 |
2014年 | 29篇 |
2013年 | 29篇 |
2012年 | 32篇 |
2011年 | 21篇 |
2010年 | 39篇 |
2009年 | 27篇 |
2008年 | 17篇 |
2007年 | 24篇 |
2006年 | 27篇 |
2005年 | 19篇 |
2004年 | 31篇 |
2003年 | 17篇 |
2002年 | 7篇 |
2001年 | 11篇 |
2000年 | 10篇 |
1999年 | 12篇 |
1998年 | 13篇 |
1997年 | 15篇 |
1996年 | 6篇 |
1995年 | 15篇 |
1994年 | 10篇 |
1993年 | 6篇 |
1992年 | 7篇 |
1991年 | 7篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 14篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有674条查询结果,搜索用时 46 毫秒
581.
基于相似理论,对简化的层板冷却涡轮叶片前缘放大模型内部的流动与传热特性进行实验研究,对比了无绕流柱和带菱形扰流柱两种实验模型的流动阻力系数、靶面温度和表面传热系数的分布.实验中采用红外热像技术测量换热面的温度,采用ANSYS软件计算换热面的局部热流密度.结果表明:两种模型的流动阻力随进气雷诺数逐渐增大,带菱形扰流柱模型的流动阻力总体上较大;靶面局部表面传热系数的分布特征基本相同,带菱形扰流柱模型的局部表面传热系数比无扰流柱模型的稍高;靶面平均表面传热系数的差别很小,相同进气雷诺数下带菱形扰流柱模型的平均表面传热系数值最多大7%. 相似文献
582.
583.
584.
对一种具有U 形子通道以及凹陷涡发生器的新型网格冷却结构内的流动和传热特性进行了实验和数值计算研究,通过数值计算可以较准确地获得网格冷却结构的传热性能和流阻性能.在数值计算模型得到验证的基础上,还分别对具有U 形子通道和凹陷涡发生器的网格冷却结构,以及具有U 形和矩形子通道的网格冷却结构内的流动和传热性能进行了对比研究.对比研究表明:与矩形子通道相比,U 形子通道结构能够改善子通道底部的流动状况,降低流动阻力,但同时也略微降低了总体传热性能;在U 形子通道壁面上布置凹陷涡发生器能够显著增强底部流动扰动,大幅提高传热性能,但同时也增加了流动阻力. 相似文献
585.
586.
587.
基于尾迹积分的阻力计算方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用尾迹积分法按阻力产生的物理机制,将阻力分解为熵增阻力和诱导阻力进行数值计算.翼型、机翼和翼身组合体标模算例表明,尾迹积分法可以清楚给出由粘性和激波产生的熵增阻力及诱导阻力的展向分布.熵增阻力计算时,尾迹积分截面要尽量靠近后缘,若尾迹积分截面向下游移动,由于数值耗散使翼尖涡动能转化为内能从而将部分诱导阻力转化为熵增阻力,使诱导阻力值偏小,需要进行熵增修正,修正后的总阻力与实验值吻合更好.与壁面积分法的对比分析表明,壁面积分法计算阻力误差大部分来源于压差阻力.利用尾迹积分计算了升力,与壁面积分法相比,给出的升力线斜率与实验值更接近. 相似文献
588.
三维侧压式进气道的减阻研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为实现三维侧压式进气道的减阻,采用了数值模拟和来流马赫数Ma0=5.3风洞试验相结合的方法研究了两种三维侧压式进气道,其中之一为基准进气道,其二是在基准进气道的基础上采用某些减阻措施的低阻进气道.结果表明:所采用的减阻措施是有效的,在Ma0=5.3的条件下,进气道的压差阻力可以减少4.7%左右,摩擦阻力可以减少约4.9%,附加阻力可以转化为附加推力,总阻力可以减少4.7%左右.与此同时,进气道的总体性能也得到明显改善. 相似文献
589.
为了研究凹腔火焰稳定器在超燃冲压发动机燃烧室内的阻力情况,采用了试验和数值仿真的方法,结合已有的研究结果、纹影图像和阻力测量等进行了分析。结果表明:在冷流中凹腔阻力受自由剪切层与后壁作用情况决定,来流总压高,作用面积大,凹腔阻力大;在反应流中,凹腔阻力小于冷流阻力,在高当量比条件下凹腔可能产生正推力;凹腔附近最强燃烧放热区对凹腔阻力影响较大,当最强放热区分布在凹腔前壁附近时凹腔可能产生推力;当最强燃烧放热区分布在凹腔后壁时,凹腔可能产生阻力。 相似文献
590.