全文获取类型
收费全文 | 616篇 |
免费 | 234篇 |
国内免费 | 86篇 |
专业分类
航空 | 717篇 |
航天技术 | 33篇 |
综合类 | 113篇 |
航天 | 73篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 29篇 |
2022年 | 31篇 |
2021年 | 33篇 |
2020年 | 34篇 |
2019年 | 42篇 |
2018年 | 38篇 |
2017年 | 28篇 |
2016年 | 45篇 |
2015年 | 43篇 |
2014年 | 45篇 |
2013年 | 47篇 |
2012年 | 52篇 |
2011年 | 45篇 |
2010年 | 40篇 |
2009年 | 45篇 |
2008年 | 52篇 |
2007年 | 33篇 |
2006年 | 19篇 |
2005年 | 23篇 |
2004年 | 31篇 |
2003年 | 29篇 |
2002年 | 23篇 |
2001年 | 21篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 16篇 |
1998年 | 12篇 |
1997年 | 7篇 |
1996年 | 7篇 |
1995年 | 7篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 4篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 6篇 |
1987年 | 1篇 |
1985年 | 2篇 |
排序方式: 共有936条查询结果,搜索用时 46 毫秒
871.
一种改进的类DES湍流模拟方法 总被引:1,自引:0,他引:1
构造了一种基于一方程S-A(Spalart-Allmaras)模型和一方程Yoshizawa亚格子模型的混合RANS/LES(Reynolds-averaged Navier-Stokes/large eddy simulation)湍流模拟方法.在涡黏假设的基础上,将Yoshizawa亚格子湍动能方程转化为等效的亚格子湍流涡黏性输运方程,并采用混合函数将其与S-A模型方程进行混合,从而改进了DES(detached eddy simulation)模型的亚格子行为,同时克服了其依靠网格控制模型转换的缺点.模拟了超声速的带斜坡凹腔流动,并与相同网格下的LES及DES结果进行了比较,结果表明该混合RANS/LES方法在远离壁面的自由剪切流区域与LES行为一致,而在附着边界层区域表现优于LES和DES方法. 相似文献
872.
873.
超声速气膜冷却数值模拟 总被引:9,自引:4,他引:5
应用SST k-ω湍流模型,对三维粘性掺混流场进行了数值模拟,得到了切向入射的超声速气膜在不同吹风比和冷却通道下的绝热温比分布.计算结果表明:吹风比是决定超声速气膜冷却效果的重要因素,吹风比增大,冷却效果随之提高;冷却通道不同,冷却效率的分布规律也不同,矩形孔在出口处存在冷却效果较低的区域;离散孔冷却通道在下游和冷却通道中间线上的冷却效果存在明显差异,侧向倾角的引入使这种差异消失;扩散孔和侧向倾角两种结构上游冷却效果好,但下游衰减更快;引入的评价参数可以为比较不同的气膜冷却方式提供参考. 相似文献
874.
基于凹槽火焰稳定器的煤油超声速燃烧试验 总被引:3,自引:0,他引:3
在直联式超声速燃烧试验台上进行了煤油的超声速燃烧试验,使用了4种不同结构的凹槽火焰稳定器和多种直径的煤油喷嘴,煤油当量比0.24~1.32,引导氢当量比0.53,在多种工况下均实现了煤油的成功点火和稳定燃烧.通过测量燃烧室壁面静压分布比较不同工况下煤油燃烧性能.研究发现:凹槽结构对煤油的点火性能影响较大,较大的凹槽长深比更有利于煤油的点火,部分凹槽能在无引导氢条件下实现煤油自燃点火;试验中使用的4种凹槽均有较好的火焰稳定效果,煤油燃烧时燃烧室壁面压力平稳;煤油当量比是影响煤油燃烧性能的最主要因素.在煤油当量比相同的条件下,较高的喷注压力能够提高煤油的燃烧性能. 相似文献
875.
声波与剪切流作用的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
基于完整的可压缩流体力学方程 ,利用特征分析的方法给出了气动声学中数值计算扰动的边界处理方法。采用所提出的边界处理方法 ,模拟了静止流场、不同来流速度的均匀流场及均匀剪切流场中扰动的演化 ,结果表明 :给出的边界条件的处理方法是合适的。文中还模拟了混合层中扰动的演化 ,给出了扰动在混合层中传播的特征 相似文献
876.
带不同长度凹腔超声速燃烧数值研究 总被引:6,自引:0,他引:6
对带不同长深比凹腔的燃烧室三维燃烧流场进行数值模拟,研究了燃烧室流场结构。结果表明:液体碳氢燃料穿透深度较小;凹腔长深比对燃烧效率、总压损失影响较小,对燃烧室阻力影响显著。 相似文献
877.
为研究超燃流场中雾化煤油液滴直径分布,针对有/无凹槽(L/D=3)直通道,对煤油在超声速气流中的雾化过程进行了测量。利用纹影法得到雾化流场波系结构,利用平面激光诱导荧光(PLIF)得到煤油扩散范围,基于激光前向散射原理的激光粒度仪,得到液滴直径分布。结果表明,当来流和喷射条件相同,平板通道内的煤油射流穿透深度略大于凹槽通道。液滴直径呈在截面中心小、外侧大趋势,沿外侧的液滴直径波动较中心区大。煤油距喷口30 mm处已完成雾化,雾化区的液滴Sauter直径为4~8μm,凹槽对煤油穿透深度和雾化尺寸无明显贡献。 相似文献
878.
为了研究凹腔火焰稳定器在超燃冲压发动机燃烧室内的阻力情况,采用了试验和数值仿真的方法,结合已有的研究结果、纹影图像和阻力测量等进行了分析。结果表明:在冷流中凹腔阻力受自由剪切层与后壁作用情况决定,来流总压高,作用面积大,凹腔阻力大;在反应流中,凹腔阻力小于冷流阻力,在高当量比条件下凹腔可能产生正推力;凹腔附近最强燃烧放热区对凹腔阻力影响较大,当最强放热区分布在凹腔前壁附近时凹腔可能产生推力;当最强燃烧放热区分布在凹腔后壁时,凹腔可能产生阻力。 相似文献
879.
880.
亚跨超声速返回舱动稳定特性 总被引:1,自引:0,他引:1
在“阿波罗”、“联盟号”和“海盗号”等返回舱与行星探测器研发阶段,动稳定特性严重影响着降落伞系统与控制系统的设计。文章采用风洞自由振动试验方法,研究有/无前端框两种返回舱外形的动稳定特性。试验结果表明:两种返回舱外形动稳定导数的量级在全马赫数范围内都很小,在亚、跨声速,甚至超声速范围均出现动不稳定现象。该现象与返回舱分离区绕流特性密切相关。返回舱的动稳定导数随攻角的起伏变化很大,具有很强的非线性特征。在亚声速和跨声速范围,返回舱的动稳定性呈现明显的极限环振动特性。有/无前端框模型的试验结果对比表明:有前端框模型和无前端框模型动稳定性规律比较接近,但是由于前端框表面绕流影响,无前端框模型的稳定性比有前端框模型要稍差一些。 相似文献