全文获取类型
收费全文 | 568篇 |
免费 | 122篇 |
国内免费 | 77篇 |
专业分类
航空 | 512篇 |
航天技术 | 79篇 |
综合类 | 99篇 |
航天 | 77篇 |
出版年
2024年 | 5篇 |
2023年 | 29篇 |
2022年 | 26篇 |
2021年 | 32篇 |
2020年 | 27篇 |
2019年 | 31篇 |
2018年 | 21篇 |
2017年 | 27篇 |
2016年 | 33篇 |
2015年 | 28篇 |
2014年 | 27篇 |
2013年 | 27篇 |
2012年 | 36篇 |
2011年 | 23篇 |
2010年 | 45篇 |
2009年 | 28篇 |
2008年 | 34篇 |
2007年 | 32篇 |
2006年 | 25篇 |
2005年 | 23篇 |
2004年 | 19篇 |
2003年 | 26篇 |
2002年 | 22篇 |
2001年 | 23篇 |
2000年 | 18篇 |
1999年 | 8篇 |
1998年 | 7篇 |
1997年 | 8篇 |
1996年 | 10篇 |
1995年 | 12篇 |
1994年 | 8篇 |
1993年 | 10篇 |
1992年 | 11篇 |
1991年 | 10篇 |
1990年 | 4篇 |
1989年 | 8篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有767条查询结果,搜索用时 31 毫秒
701.
显式差分程序的巨型机宏任务并行计算 总被引:2,自引:0,他引:2
本文首先介绍了与多处理机多任务并行计算有关的概念以及反映加速比上界的Amdahl法则。然后,采用循环分裂的静态负载平衡方法,在国产巨型并行多处理机系统YH-2上对MacCormack显式格式解轴对称横向喷流强干扰流场的程序进行了重构使之能同时在多个处理机上同步协同运行。得到YH-2四处理机系统的宏任务并行计算加速比为3.545,YH-2的总体运行速度为YH-1的10.8倍。 相似文献
702.
根据直升机尾涡的固定涡系模型,简要介绍了直升机尾涡流和过渡速度,分析了直升机进入旋翼尾涡流的一般规律,最后讨论了超黄蜂(直八)进入旋翼尾涡流的实质、原因和处置等问题。 相似文献
703.
高法贤 《沈阳航空工业学院学报》2001,18(4):4-7
本文对飞机低速飞行时尾部喷流对飞机机身的影响进行了定性讨论和研究,阐明了发动机尾喷流对飞机水平尾冀的影响。在大量实验数据基础上给出了供飞机设计者在飞机初步设计阶段使用的升力特性工程估算公式和曲线。 相似文献
704.
高超声速主流中横向喷流干扰非定常特性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
脉冲发动机产生的横向喷流往往伴随着非定常效应,由于其持续时间非常短,给流场模拟和测量带来很大的困难.目前在地面设备中难以进行精确的试验,本文采用数值模拟方法对横向喷流的非定常效应进行了研究.重点对发动机启动和关车过程中典型时刻的流场进行了细致的刻画,分析了流动参数和模型气动力系数的动态变化过程,并给出了喷流压比和攻角变化所带来的影响.研究表明,喷流启动和关闭过程中,飞行器所呈现出的动态气动特性与稳态喷流时有着明显的差异,尤其是压心位置和法向力系数将发生显著的变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响. 相似文献
705.
阐明了在直升机动部件疲劳设计和寿命评估中,采用传统的安全寿命方法确定的使用寿命偏于保守.提出了应用损伤容限法于直升机尾桨叶延寿中,根据尾桨叶的疲劳危险部位具有一定的安全裂纹扩展的损伤容限特性,在加强使用中的检查维修的同时,可保证尾桨叶安全使用寿命延长. 相似文献
706.
707.
针对喷流在开启/关闭时的气动特性进行了数值模拟。控制方程为Navier-Stokes方程,其求解采用了基于面的有限体积方法,该离散方法适合任意网格单元。空间离散采用了Osher格式。同时也采用了基于Spalart-Allmaras一方程模型的DES模型。对非定常过程的处理采用了双时间步长。在加速收敛的过程中采用了区域分裂的并行技术,利用METIS进行网格分区,MPI库函数作为并行环境,并采用了非阻断通信来进行区域间的信息交换。对导弹在来流马赫数为6.15时开启/关闭喷流时的流场变化进行了数值模拟,并与实验结果进行了比较。结果显示,该方法对处理此类问题非常有效。 相似文献
708.
709.
今天给大家介绍室女座的一个河外星系.一个巨大的椭圆星系.在梅西叶星表中的编号为87,NGC编号为4486.由于M87有一个巨大的喷流,所以受到天文学家特别的关注. 相似文献
710.
基于建立的尾涡消散模型、运动模型、遭遇模型,以Delphi 7.0为平台,采用面向对象的设计思想,开发了动态尾涡间隔计算工具,包括前机诱导尾涡流场计算、后机遭遇响应过程分析、安全间隔计算等功能模块。根据输入的飞机参数、气象数据、机场数据,实现对尾涡间隔的实时、高效计算。基于开发的计算工具,以B777-200和B737-800为前后机进行了验证计算。 相似文献