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111.
基于超燃冲压发动机的HIFiRE项目飞行试验研究进展 总被引:1,自引:1,他引:0
飞行器在临近空间内的气动特性及发动机性能一直是各国高超声速项目研究的重点,为探索边界层转捩、激波边界层相互作用以及气动加热效应,美澳牵头于2006年联合启动了HIFiRE项目,采用探空火箭发射进行重点技术验证的模式开展了系列创新性研究。项目重点关注20~38km空域,4~8速域飞行马赫数,试验方案通过单项验证、系统集成的思路逐步深入,将一体化设计的乘波体从无动力滑翔推进到有动力巡航,最终完成带超燃冲压发动机高升阻比飞行器的总体性能测试。研究结果表明:①试验飞行器的边界层转捩高度在35~25km;②乘波体飞行器在飞行马赫数为7时最大升阻比为5.6;③超燃冲压发动机的飞行试验中,在86.2kPa的恒定动压下,飞行马赫数从5.5加速到8.5,试验中发动机实现了从亚燃到超燃的模态转换。 相似文献
112.
113.
燃烧室长度对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,通过分别改变燃烧室等直段长度和扩张段长度,对不同总长的燃烧室工作过程进行数值模拟.采用基于压力的2阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(finite-rate/eddy-dissipation),湍流模型采用SST(shear stress transport) k-ω模型.聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分别分析了不同长度,即不同等直段长度或扩张段长度下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化.结果表明:随着等直段长度的增大,燃烧室出口处燃烧效率逐渐减小,从72.74%降低至66.81%,而燃烧室内总压损失逐渐减小,燃烧室推力逐渐增大,可由85.83N增加至108.55N;改变扩张段长度,发现扩长段长度变化对燃烧室流场结构的影响较小,随着扩张段长度的增大,燃烧室出口燃烧效率和燃烧室推力都略微减小.在燃烧室长度的设计范围内,增大等直段的长度要比增大扩张段长度对提升燃烧室各项性能有帮助. 相似文献
114.
本文主要对超燃冲压发动机再生冷却通道进行了设计和改良。首先提出U型冷却通道这种往返式流道的通道结构,并针对传统的同向流道和U型通道分别进行了一维程序建模,对比了两种通道的优劣。并针对U型通道进行了不同高宽比对肋间传热影响的讨论和改变通道截面积以提升通道整体冷却效果的研究。研究表明:U型通道能较明显的降低燃烧室壁面的局部高温,使得整体温度分布更加均匀;适当增加高宽比,可增加肋间壁面的传热,使通道两侧温度差拉低;适当减小高宽比,可增加底壁面的传热,使局部燃烧室壁温降低;渐变通道截面积的设计方案,对解决通道出口区域燃烧室壁温过高,起到了明显的改善作用。 相似文献
115.
以总压恢复系数为目标,利用无粘流斜激波关系式和约束最优化计算方法,在考虑混合气体比热随温度变化的条件下,对二维混压式高超声速进气道设计方法作了初步探索,利用数值模拟软件对附面层作了修正,研究了进气道的基本性能。数值模拟结果表明:该进气道在飞行马赫数Ma=4~6.5范围内能够可靠工作。 相似文献
116.
117.
混合模块发动机超燃模块进气道的数值仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
对适用于轴对称混合模块发动机的超燃模块进气道进行了初步设计研究.采用数值方法,重点研究了中心锥压缩角、肩部倒圆半径、唇罩侧板前缘角度、隔离段长度、隔离段偏距等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并提出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,中心锥压缩角、肩部倒圆半径、唇罩侧板前缘角度以及隔离段长度等参数对进气道性能影响较大,而隔离段偏距的影响较小. 相似文献
118.
当量比对单凹腔超燃燃烧室流场影响的三维数值模拟 总被引:4,自引:0,他引:4
采用有限体积形式的上下三角分解(LU)隐式格式和k-g湍流模型,求解了多组分的N-S方程组。以北京航空航天大学宇航学院直连式超燃实验台的煤油燃烧实验为算例,开展了当量比φ=0.32~0.97下5个工况的煤油超声速燃烧流动的三维并行数值模拟。计算结果表明:燃烧主要发生在煤油喷嘴所在的下壁面附近,流动出现亚声、超声的分层现象,高当量比工况下燃烧放热形成高的反压时,凹腔所在的燃烧室段出现激波串流动结构。计算得到的壁面压力分布曲线与实验结果符合良好。 相似文献
119.
120.