全文获取类型
收费全文 | 189篇 |
免费 | 51篇 |
国内免费 | 21篇 |
专业分类
航空 | 155篇 |
航天技术 | 27篇 |
综合类 | 37篇 |
航天 | 42篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 6篇 |
2022年 | 7篇 |
2021年 | 12篇 |
2020年 | 4篇 |
2019年 | 13篇 |
2018年 | 14篇 |
2017年 | 8篇 |
2016年 | 7篇 |
2015年 | 8篇 |
2014年 | 13篇 |
2013年 | 7篇 |
2012年 | 21篇 |
2011年 | 15篇 |
2010年 | 6篇 |
2009年 | 9篇 |
2008年 | 13篇 |
2007年 | 7篇 |
2006年 | 5篇 |
2005年 | 3篇 |
2004年 | 12篇 |
2003年 | 7篇 |
2002年 | 8篇 |
2001年 | 9篇 |
2000年 | 7篇 |
1999年 | 5篇 |
1998年 | 1篇 |
1997年 | 6篇 |
1996年 | 1篇 |
1994年 | 3篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 4篇 |
1991年 | 2篇 |
1990年 | 3篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 1篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有261条查询结果,搜索用时 125 毫秒
251.
隔板截面造型对超声速膨胀器流场及性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,在设计工况下对3种隔板截面形状的超声速膨胀器的三维流道流场进行了数值研究.结果表明:矩形截面形状的超声速膨胀器近吸力面区域气流速度大,斜激波之后流动损失低,等熵绝热效率较高;正梯形截面形状的超声速膨胀器出口平均绝对马赫数、静压比以及膨胀比大,综合性能相对最优;角区附面层分离、回流形成的低速气流团以及斜激波所导致高速气流的增压过程是出口流动损失的主要来源;优化隔板沿径向的结构,超声速膨胀器的综合性能有望进一步提高. 相似文献
252.
超临界压力正十烷对流传热实验及计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对主动冷却超燃冲压发动机的实际工作条件,利用电加热管设备开展了超临界压力正十烷流动和传热特性实验,目的在于获得适用于发动机传热设计的燃料对流传热关联式。管子材料为不锈钢、内径1.5 mm、外径3.0mm、长度1300mm。采用K型热电偶测量管壁沿程外壁温。实验中正十烷压力约4.0~4.3MPa,温度约335~870K,流量分别为0.93、1.24和1.86g/s。正十烷的流动经历了层流、过渡和湍流3种流态。采用最小二乘法拟合实验数据,获得了正十烷在3种流态下的传热关联式。通过外壁温计算值与实验值的对比,验证了本文给出的传热关联式的适用性。 相似文献
253.
建立了一种基于内嵌物理机理神经网络(PINN)的热传导方程的正问题及逆问题求解方法.该方法利用自动微分技术将一维热传导方程嵌入到深度网络的损失函数中,通过以损失函数最小为目标来优化深度网络,求解一维热传导方程以及对方程中的未知导热系数进行辨识.随后,分析了基于PINN求解正问题的收敛精度以及参数辨识的鲁棒性,并得出以下结论:在给定网络结构的情况下,基于PINN求解一维热传导方程的收敛误差在样本点数较少时主要由采样误差主导,而当样本点数较多时,收敛误差由优化误差主导;由于损失函数中包含了方程相关的正则化项,以及采用了自动微分技术,因此,基于PINN的参数辨识方法噪声标签数据具有较强的鲁棒性. 相似文献
254.
采用定容燃烧实验平台获得初始压力为0.1 MPa、初始温度为420、450 K和480 K,当量比为0.8~1.4工况下正十四烷/空气预混气层流燃烧速度和马克斯坦长度,并分析了初始温度、当量比等因素的影响。研究发现:初始温度和当量比的增加对预混气球形火焰稳定性影响较小,在初始温度为480 K、当量比为1.3工况下,火焰内部无裂纹或胞状结构;初始温度的增加能够加快火焰传播速度,促进火焰锋面形成,其影响在稀混合气中更为显著;随着当量比的增加,正十四烷预混燃烧火焰马克斯坦长度减小,火焰稳定性变差;随着初始温度的增加,正十四烷马克斯坦长度减小,无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度增加,另外,与RP-3航空煤油层流燃烧速度对比发现,正十四烷层流燃烧速度整体偏高。 相似文献
255.
256.
本文讨论抗为Ψ(t)R0,荷载效应为强度函数γ(t)=αe^-btm(t≥0,ab〉0为实数)的复合非时齐单调Poisson过程结构可靠性模型。获得结构可靠性模型。获得非时齐非增Poisson过程和非时齐非降Poisson过程样本函数最大值概率分布及统计参数估计。同时获得抗力Ψ(t)R0,其中R0~N(μR0,σ^2R0)为初始随机变量,Ψ(t)〉0是t的单调递减连续实函数;荷载效应为复合非时齐单 相似文献
257.
孙晔青 《南昌航空工业学院学报》2000,14(4):56-60
本文运用弹性力学方法,导出梁的应在力函数,应力和位移的精度解的表达式,与材料力学中的近似计算比较,并定量求得近似解的最大误差值,结果表明:对于跨高比1/h≥10的浅梁,按材料力学的方法可大大简化计算,其结果也能够滞工程精度的要求。 相似文献
258.
本文用新的改进L-P法,并补充考试了振幅的变化,求得了一类有阻尼的强非线性振动问题的近似解,精度好,计算简单。 相似文献
259.
采用二阶正格式方法对超声速轴对称喷流流动进行数值模拟。将二维守恒方程的正格式方法发展到轴对称Euler方程组的求解,并对导弹尾部超声速伴随射流进行了数值计算。数值结果与实验照片所反映的流动特征吻合较好,与三阶精度间断有限元方法计算结果吻合,相比于二阶高分辨率TVD格式的计算结果,正格式方法的计算结果在间断点处具有较大的梯度变化。这表明该方法对激波具有较强的捕捉能力,在间断处不会出现数值振荡,对弹尾声音速伴随射流的数值模拟真实、有效。 相似文献
260.
为了得到一个适用于超声速燃烧模拟的小规模正癸烷骨架机理,以现有的正癸烷燃烧机理(S709)为基础,通过机理简化和参数对比优化的方法,构建了包含27个物种和105个反应的高温骨架机理(S27)。在温度(T:1000–2000 K)、压力(p:0.1–0.3 MPa)、当量比(Φ:0.5–1.5)的超燃典型工况范围内,通过Chemkin-Pro软件计算了S27对于层流火焰速度、点火延迟时间、熄火拉伸率的预测值,在0.1 MPa富燃条件(Φ=1.7)下,计算了主要物种浓度分布,并与文献正癸烷骨架机理(S40,S96)、S709的模拟值和实验数据进行对比,以验证机理的合理性。结果表明S27的计算结果与文献实验数据和S709结果吻合良好。通过研究S27在高温条件下含C物种的反应途径以及影响层流火焰速度的关键反应,进一步证明了S27的合理性。相较于S709及其他正癸烷骨架机理,S27极大地提升了计算效率,展现了此机理应用于超燃流场数值模拟的良好前景。 相似文献