全文获取类型
收费全文 | 189篇 |
免费 | 49篇 |
国内免费 | 13篇 |
专业分类
航空 | 145篇 |
航天技术 | 50篇 |
综合类 | 1篇 |
航天 | 55篇 |
出版年
2023年 | 3篇 |
2022年 | 3篇 |
2021年 | 2篇 |
2020年 | 3篇 |
2019年 | 4篇 |
2018年 | 4篇 |
2017年 | 3篇 |
2016年 | 1篇 |
2015年 | 2篇 |
2014年 | 8篇 |
2013年 | 19篇 |
2012年 | 18篇 |
2011年 | 25篇 |
2010年 | 37篇 |
2009年 | 16篇 |
2008年 | 13篇 |
2007年 | 14篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 13篇 |
2004年 | 4篇 |
2003年 | 2篇 |
2002年 | 10篇 |
2001年 | 3篇 |
2000年 | 2篇 |
1999年 | 11篇 |
1998年 | 6篇 |
1997年 | 4篇 |
1996年 | 2篇 |
1995年 | 2篇 |
排序方式: 共有251条查询结果,搜索用时 31 毫秒
51.
针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。 相似文献
52.
在推进剂燃烧的建模上,传统的热力计算方法一般基于总焓守恒求解定压绝热燃烧温度和平衡组分,不能考虑壁面传热;在燃气流动的建模上,通常采用的冻结流模型认为本地的组分及热物理性质与燃烧室瞬时一致,忽略了这些参数因来流气体与本网格滞留气体掺混带来的随时间的缓变效应。提出了一种新颖的可以考虑壁面传热的基于总能量守恒的化学平衡流计算方法,运用Fortran2008语言,采用面向对象编程方法建立了化学平衡流燃气发生器管道的模块化仿真模型,并将该模型应用到一个包含42个组件的涡轮试验台气路系统的建模与仿真中。与早期模型仿真结果及试验数据的对比发现,新模型的仿真结果有一定改进,更加接近试验数据。 相似文献
53.
54.
硅基材料烧蚀模型研究 总被引:13,自引:2,他引:13
对冲压发动机燃烧室所使用的硅基热防护材料,用以往的单纯因二氧化硅液态层被气动吹除减薄的模型进行烧蚀计算,计算结果和实际偏差很大。我们根据硅基热防护材料的实际特性,在原有的液态层模型的基础上,考虑了夹杂碳化层对熔融态硅基的补强作用,提出了既有液态层吹除也有化学反应烧蚀的新模型,即考虑了热解、熔融和碳化、气动吹除结合化学反应烧蚀的多因素过程。并根据硅基热防护材料的烧蚀特点,根据发动机模型的试验结果,初步总结出了液态层粘附力的经验公式。从物理概念上分析可以看出该模型基本符合实际情况;从多种工况计算结果可看出,新模型和经验公式是比较合理的。 相似文献
55.
56.
提出一种针对喷射的简化模型,拓展了二维/轴对称NS方程模型的适用范围。通过算例验证,显示出源项加质方法具有良好的质量守恒性。针对文献中的实验进行了对比计算,结果表明,数值模拟与实验点符合得较好,验证了方法的可靠性。采用上述简化模型,针对化学反应过程与流动过程采用了耦合与解耦这两种方法,对放置在自由射流实验台上两种构型的缩比发动机燃烧室段进行了考虑化学反应流场模拟,得到了主要气动参数的分布图。研究了总压耙等测量装置对于流动的影响。计算结果表明,数值模拟所得到的壁面静压值与实验壁面压力符合得较好,并且为合理布置测量仪器提供了一定的参考。 相似文献
57.
58.
59.
60.
考虑到月球探测器着陆过程变推力发动机工作可能引发羽流热效应,通过差分求解N S方程与直接模拟蒙特卡洛(DSMC)耦合的方法,针对探测器变推力发动机羽流的连续流区与稀薄流区进行了数值模拟,获得了着陆过程不同状态探测器表面的羽流气动热流密度分布,分析了探测器在不同高度及坡度受到的羽流热效应,研究了探测器因落月惯性与发动机延时拖尾等特殊工况羽流气动热的影响程度。数值模拟结果表明,探测器受到的羽流气动热影响总体随着发动机出口与月面间距离减小而急剧增强,随着距离减小至0.434 m,热流密度最大值为429 kW/m 2 ,而且月面坡度对羽流热效应有减弱作用。研究结果可为探测器关机策略的制定提供支撑,为探测器关键部位的热防护提供输入,为探测器整体的设计优化提供服务。 相似文献