全文获取类型
收费全文 | 693篇 |
免费 | 170篇 |
国内免费 | 124篇 |
专业分类
航空 | 720篇 |
航天技术 | 46篇 |
综合类 | 179篇 |
航天 | 42篇 |
出版年
2024年 | 5篇 |
2023年 | 22篇 |
2022年 | 39篇 |
2021年 | 24篇 |
2020年 | 44篇 |
2019年 | 43篇 |
2018年 | 29篇 |
2017年 | 34篇 |
2016年 | 43篇 |
2015年 | 36篇 |
2014年 | 37篇 |
2013年 | 22篇 |
2012年 | 43篇 |
2011年 | 32篇 |
2010年 | 25篇 |
2009年 | 53篇 |
2008年 | 26篇 |
2007年 | 26篇 |
2006年 | 15篇 |
2005年 | 17篇 |
2004年 | 16篇 |
2003年 | 21篇 |
2002年 | 17篇 |
2001年 | 10篇 |
2000年 | 19篇 |
1999年 | 21篇 |
1998年 | 20篇 |
1997年 | 28篇 |
1996年 | 23篇 |
1995年 | 22篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 26篇 |
1992年 | 32篇 |
1991年 | 31篇 |
1990年 | 17篇 |
1989年 | 24篇 |
1988年 | 15篇 |
1987年 | 2篇 |
1985年 | 1篇 |
排序方式: 共有987条查询结果,搜索用时 578 毫秒
71.
为了区分不同类型的回火形式,以便可以对不同类型的回火施加不同的控制方法,引入试验设计(DOE)方法和方差分析方法数值分析了预混段长度L和预混段出口处水力直径D对回火形式和回火极限的影响。主要得到如下结论:L和D对回火极限均有显著影响,通过减少混合物在预混段内的停留时间可以同时改善燃烧诱导涡破碎(CIVB)回火和边界层回火;L/D存在两个临界值,当L/D≤(L/D)cri1时发生边界层回火,当L/D(L/D)cri2时发生CIVB回火,当(L/D)cri1L/D≤(L/D)cri2时可能只发生CIVB回火或两种回火形式共存;L/D通过改变CIVB回火发生所需的临界切向涡量值而作用于CIVB回火,L/D值越大,诱发CIVB回火所需的临界切向涡量值越小,越容易发生CIVB回火。 相似文献
72.
模型的转捩流动计算分析简 总被引:1,自引:0,他引:1
为了在黏性流动数值模拟中实现边界层转捩的自动预测,将γ-Reθt转捩模型引入到三维非结构混合网格的雷诺平均Navier-Stokes方程求解程序(HUNS3D)。该转捩模型由两个依赖当地变量定义的关于间歇因子和当地化转捩起始动量厚度雷诺数的输运方程组成,其数值求解算法与流场求解程序中湍流模型的求解方法相同。为了考察和验证HUNS3D程序中γ-Reθt转捩模型对航空工程中的常见附面层自由转捩问题的预测精度,对低速平板流动、Aerospatial-A翼型、NLR 7301超临界翼型和NASA Trap wing 高升力构型等典型外形的自由转捩流动进行了计算,并将计算结果与相关试验结果进行了对比分析。算例结果表明:γ-Reθt转捩模型对于转捩位置具有很好的敏感性,能比较准确地预测自然转捩和分离转捩,可以有效提高HUNS3D程序对实际流动的模拟能力和预测精度。 相似文献
73.
大型边界层风洞是开展风工程研究的必备装备。以浙江大学ZD-1边界层风洞的研制为背景,详细介绍了大型回流边界层风洞气动设计和立式结构设计中的关键问题,在风洞气动设计时采用了收缩比为4∶1的单回路单试验段气动轮廓,在试验段中设置了0.22°的当量扩散角,对拐角导流片外形作了特殊处理,并采用钢结构与混凝土结构相结合的立式结构。流场校验结果表明,大型回流边界层风洞的气动与结构设计能满足设计要求,某些指标甚至达到航空风洞的标准,在试验段中设置扩散角有利于降低轴向静压梯度,立式结构设计对提高试验段气流的水平均匀性有一定的作用,可为今后类似风洞的研制提供参考。 相似文献
74.
针对高超声速飞行器中存在的强激波、激波/边界层干扰、分离、湍流等复杂流动现象,对比分析了当前计算流体力学中的主要空间离散格式及湍流模型,发现不同格式对强激波的分辨率基本相同,Roe和LDE(low diffusion E-CUSP(convective upwind split pressure))格式对摩擦因数和传热系数的模拟优于其他格式;S-A(Spalart-Allmaras)一方程湍流模型计算的摩擦因数比k-ωSST(shear stress transport)两方程湍流模型高10%左右,而后者预测的分离区约为前者的2倍,且分离点靠前. 相似文献
75.
76.
为确保高超声速进气道的安全工作,其压缩面边界层在进入其内流道前必须完成转捩。针对高超声速进气道边界层转捩需要,依据二维高超声速边界层转捩机理,尝试了一种新型低阻高效的边界层人工转捩方法,在FD-07风洞中开展了试验验证。试验中首先通过进气道对称面压力分布和激波纹影获得进气道的自起动情况,进而推断进气道入口前的边界层转捩情况。试验包括进气道前体边界层自然转捩和人工转捩,试验结果表明在Ma=5、6,迎角α=0°来流条件下,使用同一波长的人工转捩带可以成功实现进气道边界层转捩,验证了基于线性稳定性理论设计的人工转捩带在宽马赫数范围的适用性。 相似文献
77.
78.
对氢气泡法产生的时间线进行数字化,把图像的灰度分布存入数组进行运算,识别氢气泡时间线的前缘和后缘,根据距氢气泡发生线最近的两条时间线的前缘或后缘间距以及氢气泡时间曲线的时间间隔,计算流速分布。本文还提出一种测量湍流结构的速度的方法,简称结构相关法;对两幅一定时间间隔的氢气泡图像进行数字化得到灰度数组,圈定拟序结构的一部分,利用相关原理比较两图像的数组,得到所圈定拟序结构的位移,进而求得其运动速度。 相似文献
79.
高超声速边界层的转捩及预测 总被引:3,自引:0,他引:3
首先描述了边界层转捩的基本过程及研究内容。在此基础上,指出了高超声速边界层不同于不可压缩边界层的流动不稳定性特性,并介绍了边界层的转捩机理与感受性特征;给出了高超声速三维边界层中预测转捩的常用方法,并着重介绍了多用于工程实际的e N方法以及对e N方法的理性改进,同时列举了在高超声速三维边界层中应用e N方法实现转捩预测的多个实例。最后,分析并总结了高超声速边界层转捩预测所存在的困难及需要解决的问题。 相似文献
80.
高超声速边界层转捩机理及应用的若干进展回顾 总被引:5,自引:3,他引:2
高超声速边界层转捩对飞行器的热传递、表面摩阻和流动分离等有重要影响,尤其是再入飞行器和吸气式巡航飞行器。然而,人们对边界层转捩机理中的很多问题认识还不清楚,或存在争议。本文从扰动波演化的角度回顾了高超声速边界层感受性、线性稳定性和非线性作用的国内若干研究进展,并以基于谐波共振的人工转捩技术为例示范了这些机理认识在转捩控制上的应用。扰动的产生和发展是认识边界层转捩机理的核心。通过研究扰动波来认识边界层转捩机理,开展应用创新研究对提升飞行器性能具有重要意义。 相似文献