全文获取类型
收费全文 | 3541篇 |
免费 | 861篇 |
国内免费 | 607篇 |
专业分类
航空 | 3568篇 |
航天技术 | 364篇 |
综合类 | 531篇 |
航天 | 546篇 |
出版年
2024年 | 29篇 |
2023年 | 157篇 |
2022年 | 197篇 |
2021年 | 158篇 |
2020年 | 163篇 |
2019年 | 172篇 |
2018年 | 125篇 |
2017年 | 169篇 |
2016年 | 193篇 |
2015年 | 194篇 |
2014年 | 217篇 |
2013年 | 166篇 |
2012年 | 222篇 |
2011年 | 205篇 |
2010年 | 182篇 |
2009年 | 193篇 |
2008年 | 192篇 |
2007年 | 155篇 |
2006年 | 128篇 |
2005年 | 144篇 |
2004年 | 139篇 |
2003年 | 115篇 |
2002年 | 116篇 |
2001年 | 97篇 |
2000年 | 113篇 |
1999年 | 86篇 |
1998年 | 96篇 |
1997年 | 99篇 |
1996年 | 118篇 |
1995年 | 78篇 |
1994年 | 90篇 |
1993年 | 99篇 |
1992年 | 69篇 |
1991年 | 85篇 |
1990年 | 80篇 |
1989年 | 87篇 |
1988年 | 55篇 |
1987年 | 6篇 |
1986年 | 6篇 |
1985年 | 8篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 2篇 |
1982年 | 2篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有5009条查询结果,搜索用时 0 毫秒
61.
钝锥大攻角超声速分离流场的数值模拟 总被引:2,自引:2,他引:2
最近,张涵信等人在传统的Beam-Warming隐式、无迭代、空间推进技术的基础上,根据边界层方程的性质,设计了一种可用小步长推进求解抛物化NS(PNS)方程、而不会引起解的“漂移现象”发生的方法。这种方法对轴对称流动的计算是成功的。本文就是将这一思想推广应用于大攻角有周向分离的流场计算。求解的区域为具有薄亚声速层的有粘与无粘干扰的整个激波层内的流场。在对攻角α=0°和α=20°的球钝锥的计算中,关于壁面上的压力、热流率及流场的涡旋结构均得到了满意的结果。文中特别研究了钝锥大攻角绕流的流动分离图象。 为了增强块三对角矩阵的主对角优势,通常在差分方程的左端附加二阶增量项。本文以选取适当小的推进步长的方法来达到增强主对角优势的目的,不需再附加二阶增量项,从而提高了解的精度。 相似文献
62.
63.
大迎角三角翼旋涡运动及其破碎特性的数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
从流体力学的基本方程出发,利用Hall的涡核准柱假设,导出反映涡核运动的N-S方程。采用差分方法计算旋涡流场,进而分析三角翼上前缘分离涡的运动特点及其破碎机下。从计算结果可以看出,旋涡的轴向速度向下游逐渐下降,且涡心处于降较快,外缘下降较慢,反映了粘性作用自涡心外缘逐渐下降的特点;涡核外缘的径向速度开始为负,说明开始阶段有流体流入涡核,随着旋涡向下游运动,径向速度有所增加,到一定位置后增加迅速,说 相似文献
64.
提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模型纵向气动力干扰量的数值计算方法 ,从跨声速全位势积分方程出发 ,编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM 0 3模型两个算例的计算 ,讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响 ,并对GBM 0 3模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的 ,可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。 相似文献
65.
本文讨论运载火箭双出口贮箱的消旋问题,提出了十字分隔板和圆板消旋器,并通过大模型试验确定其结构尺寸。试验中引入液面波高相似参数,以模拟液体晃动和增压气流对液面冲击的效应。贮箱液体剩余量测量采用称重法,其精度比液位观测法有明显提高。 相似文献
66.
俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验 总被引:1,自引:0,他引:1
在南京航空航天大学已建成的国内首座非定常风洞内,研制了一套单自由度俯仰振荡实验装置,设计开发了一套对模型姿态和来流风速进行联合控制的软件。对一60°后掠三角翼模型进行了单独俯仰振荡运动和俯仰振荡与自由来流耦合运动的实验。实验结果表明:模型做单独俯仰振荡时,振动频率和振动幅值的影响只有在迟滞环出现后才起作用,而迟滞环的出现是由于翼面上的不同流态对外界扰动的反应时间不同造成的。非定常自由流对做俯仰振荡的三角翼气动特性有很大的影响,模型上仰过程中来流的减速,进一步提高了最大升力系数,推迟了失速迎角;模型下俯过程中来流的加速,则更进一步推迟了升力系数恢复到静态时的值。当翼面上产生破碎涡流时,非定常自由流的作用表现得更为明显。 相似文献
67.
68.
超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟 总被引:6,自引:1,他引:6
采用修正的B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维N-S方程。分别对超声速流和高超声速流中的激波/湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为2.96的超声速流。计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征:分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好,计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为9.22的高超声速流中压缩角引起的激波/湍流附面层干扰进行了数值研究。计算结果与实验结果吻合较好。 相似文献
69.
70.
高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧烈,然后随展向位置逐渐增加,压力波动逐渐减弱。 相似文献