全文获取类型
收费全文 | 4646篇 |
免费 | 930篇 |
国内免费 | 1314篇 |
专业分类
航空 | 3942篇 |
航天技术 | 839篇 |
综合类 | 626篇 |
航天 | 1483篇 |
出版年
2024年 | 19篇 |
2023年 | 78篇 |
2022年 | 178篇 |
2021年 | 214篇 |
2020年 | 166篇 |
2019年 | 233篇 |
2018年 | 220篇 |
2017年 | 283篇 |
2016年 | 299篇 |
2015年 | 259篇 |
2014年 | 336篇 |
2013年 | 283篇 |
2012年 | 425篇 |
2011年 | 480篇 |
2010年 | 341篇 |
2009年 | 340篇 |
2008年 | 282篇 |
2007年 | 334篇 |
2006年 | 323篇 |
2005年 | 223篇 |
2004年 | 213篇 |
2003年 | 189篇 |
2002年 | 170篇 |
2001年 | 116篇 |
2000年 | 110篇 |
1999年 | 110篇 |
1998年 | 101篇 |
1997年 | 90篇 |
1996年 | 69篇 |
1995年 | 66篇 |
1994年 | 79篇 |
1993年 | 57篇 |
1992年 | 44篇 |
1991年 | 45篇 |
1990年 | 32篇 |
1989年 | 29篇 |
1988年 | 33篇 |
1987年 | 14篇 |
1986年 | 7篇 |
排序方式: 共有6890条查询结果,搜索用时 46 毫秒
991.
密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 总被引:5,自引:11,他引:5
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 相似文献
992.
运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。 相似文献
993.
基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在二维流场的重构问题中应用特征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)数据处理方法。利用CFD技术计算得到的流场快照对气动力模型进行降阶,然后利用基于POD的降阶模型(Reduced Order Model,ROM)对所需的流场参数进行重构,在快照范围内可以得到高精度的结果,且具有一定的外插能力。在翼型反设计问题中该方法仍然是成功的,通过修正快照向量,利用基于POD降阶模型的数据重构方法,由已知的翼型表面压力分布通过反设计就能够高效精确地得到对应的最优翼型形状,这极大地简化了翼型反设计问题。本文分别在跨声速范围对RAE 2822翼型的流场重构和Korn翼型及NACA 63212翼型的反设计进行了验证,证明了基于POD的流场重构和翼型反设计方法的有效性和高效性。 相似文献
994.
995.
996.
997.
998.
999.
1000.