全文获取类型
收费全文 | 135篇 |
免费 | 36篇 |
国内免费 | 27篇 |
专业分类
航空 | 150篇 |
航天技术 | 16篇 |
综合类 | 12篇 |
航天 | 20篇 |
出版年
2023年 | 1篇 |
2022年 | 2篇 |
2021年 | 7篇 |
2020年 | 4篇 |
2019年 | 10篇 |
2018年 | 16篇 |
2017年 | 10篇 |
2016年 | 4篇 |
2015年 | 6篇 |
2014年 | 10篇 |
2013年 | 8篇 |
2012年 | 16篇 |
2011年 | 15篇 |
2010年 | 18篇 |
2009年 | 17篇 |
2008年 | 11篇 |
2007年 | 13篇 |
2006年 | 10篇 |
2005年 | 5篇 |
2004年 | 4篇 |
2003年 | 5篇 |
2002年 | 3篇 |
2001年 | 1篇 |
2000年 | 2篇 |
排序方式: 共有198条查询结果,搜索用时 250 毫秒
121.
122.
凹腔火焰稳定器回流区稳焰机理 总被引:2,自引:1,他引:1
借助凹腔火焰稳定器模型的数值计算结果研究了高总焓超声速流条件下凹腔火焰稳定器回流区中可能存在的稳焰机制。研究表明,高总焓来流条件下凹腔火焰稳定器回流区中至少存在着三种稳焰机制:回流区燃烧机制、回流区点燃机制和回流区整流机制。三种稳焰机制分别利用了高焓来流条件下回流区的三种不同特性:回流区燃烧机制利用了回流区的混合特性;回流区点燃机制利用了回流区的高温特性;回流区整流机制利用了回流区的阻流特性。计算结果表明,三种稳焰机制都有可能成为凹腔火焰稳定器回流区中起主导作用的稳焰机制。 相似文献
123.
采用轴对称方法对带有黏性力的三维Euler方程组进行降维,利用时间推进方法求解,得到适用于航空发动机整机计算的准三维数值仿真软件,并对某涡喷发动机整机进行设计点和非设计点数值模拟。首先,对地面静止状态节流特性进行研究,将计算结果与试验数据对比可知:推力的最大相对误差为-5.1%,单位燃油消耗率的最大相对误差为+4.8%,相对转速为95%时,单位燃油消耗率最低;其次,获取了飞行马赫数为0.7工况下的高度特性以及飞行高度为3 km工况下的速度特性,将计算结果与设计参数对比可知:对于高度特性,推力的最大相对误差为-4.61%,单位燃油消耗率的最大相对误差为+5%,对于速度特性,推力的最大相对误差为-5.83%,单位燃油消耗率的最大相对误差为+5.92%;再次,分别对压气机/涡轮进行部件模拟,预测了发动机的共同工作线;最后,对发动机设计工况下的流场以及气动参数的展向分布进行了分析。 相似文献
124.
开发了三维数值模拟程序研究轴流跨音转子叶尖间隙流动,应用高雷诺数k-ε湍流模型加壁面函数的方法,计算了轴流跨音转子NASA Rotor37在设计转速下的流场.叶尖间隙采用分区的H型网格和主流区连续对接耦合计算,没有用间隙模型,也没有考虑Vena收缩效应而减小间隙量.在用有限体积法对Navier-Stokes方程和湍流方程进行空间离散的过程中采用了交错网格的方法将N-S方程与湍流方程紧密地耦合在一起,从而提高了计算精度.计算结果和实验数据进行了详细的比较和分析.结果表明,中部叶展具有与实验结果非常一致的流场特征,根、尖区流场则因涡粘假设和激波问题的存在而使流动细节与实验结果略有偏差. 相似文献
125.
归晓烨 《民用飞机设计与研究》2018,(2):135
航空安全受到国际民航组织、各国政府及广大乘客的高度重视。随着科技的进步、航空技术的发展以及新技术新材料的应用,飞机自身和运行环境、软硬件的安全性、可靠性和经济性都日趋提高,但在解决由人为因素导致的事故方面进展缓慢,使得近20年来由于人为因素导致的飞行事故率仍居高不下。国内外对人为因素进行了大量的研究和分析,但是基于飞机手册原因造成飞行事故的研究和分析较少。拟从人为因素角度,通过对大量与手册有关的航空事故分类及对事故调查进行总结和分析,讨论手册对航空安全的影响,对手册在编制阶段的工作提出了相应的启示,旨在进一步提高手册的实用性以确保航空运营的安全。 相似文献
126.
我国养老保险体制存在的问题及对策 总被引:5,自引:0,他引:5
随着我国人口老龄化加速,养老金发放面临着巨大的压力.应积极创造条件,实行养老金全国统筹.同时,国家应出台相关政策,鼓励养老统筹基金的合理投向,促进其保值、增值,引导现职人员积极参加商业保险,以解决养老金不足问题. 相似文献
127.
模态综合法计算双转子临界转速研究 总被引:5,自引:0,他引:5
采用模态综合法计算了双转子临界转速,子结构模态由传递矩阵法求得,并着重研究了对接条件、模态数及子振形拟合多项式等因素对双转子临界转速影响。改进了双转子临界转速传递矩阵法并以传递矩阵法算得系统临界转速为准,评定了各种条件下模态综合法的计算精度。结果表明:取一阶为平动模态,其余模态由传递矩阵法求得,拆分为子系统时采用自由子系统法,采用位移协调对接条件、子振形取4次拟合多项式、仅取4阶模态求得了具有一定精度的l~3阶临界转速。在提高模态综合质量方面得出了一些有参考价值的结论。 相似文献
128.
129.
一种翼身组合体的气动概念设计 总被引:1,自引:0,他引:1
翼身组合体具有较高的升阻比,可进行较大范围的机动,而且还可以提高落点精度、扩大再入走廊、降低热流峰值并降低过载.本文采用模线设计方法设计横截面控制点,借鉴航天飞机气动力工程计算方法发展了一套可以预估翼身组合体飞行器纵横向气动力的工程计算方法.提出并建立了翼身组合体飞行器的优化设计模型并进行了计算,获得了带后掠下反翼的翼身组合体优化方案.对其升阻比特性、质心设计、稳定性问题、滑翔飞行特性及气动热环境进行了预测和讨论.研究表明,带后掠下反翼的翼身组合体方案可以在较小攻角时获得较大升阻比,纵横向稳定且具有较大的滑翔距离和滞空时间,是一种潜在的高超声速机动方案. 相似文献
130.
通过分析高超声速飞行器前缘防热瓦结构,建立了一种开缝前缘的简化模型。针对这一模型的流场通过求解三维可压缩Navier Stokes方程进行了数值模拟。研究了缝隙诱导形成的三维旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。模型圆弧段缝隙肩部倒圆区因存在较强的三维效应形成“常规”高热流区,而缝隙内主旋涡再附致使侧壁上存在一个“非常规”高热流区;模型平直段展向流动诱导缝隙上方出现较强的旋涡运动,同时流动在缝隙倒圆区形成分离涡并于缝隙侧壁面再附,受这些旋涡运动的影响,缝隙肩部倒圆区转变为局部热流低值区,缝隙侧壁上存在局部热流高值区。 相似文献