全文获取类型
收费全文 | 304篇 |
免费 | 141篇 |
国内免费 | 37篇 |
专业分类
航空 | 316篇 |
航天技术 | 36篇 |
综合类 | 15篇 |
航天 | 115篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 4篇 |
2022年 | 11篇 |
2021年 | 13篇 |
2020年 | 16篇 |
2019年 | 17篇 |
2018年 | 12篇 |
2017年 | 12篇 |
2016年 | 17篇 |
2015年 | 11篇 |
2014年 | 18篇 |
2013年 | 25篇 |
2012年 | 29篇 |
2011年 | 31篇 |
2010年 | 23篇 |
2009年 | 16篇 |
2008年 | 30篇 |
2007年 | 31篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 17篇 |
2004年 | 11篇 |
2003年 | 18篇 |
2002年 | 12篇 |
2001年 | 3篇 |
2000年 | 11篇 |
1999年 | 12篇 |
1998年 | 7篇 |
1997年 | 5篇 |
1996年 | 7篇 |
1995年 | 5篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 10篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 8篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有482条查询结果,搜索用时 15 毫秒
61.
脉冲爆震燃烧室管壁冲击冷却效果的数值研究 总被引:2,自引:2,他引:2
根据实验测量的脉冲爆震燃烧室壁温沿程分布,推算出符合脉冲爆震燃烧室特定频率下的准稳态热流阶梯分布;在此基础上,针对叉排阵列射流冲击冷却的脉冲爆震燃烧室壁面温度分布进行了数值计算.研究表明,由于冷却气流通道端壁效应的影响,靠近爆震燃烧室尾部的射流孔的冲击射流速度较大,热流最大的燃烧室尾部管壁的温度可以得到有效的降低,而燃烧室中部的射流由于受到前排射流形成的横流影响,对管壁的冲击冷却效果较弱,使得壁面温度的峰值向中部转移.在相同的环形冷却通道进口雷诺数下,阵列射流孔宜布置在脉冲爆震燃烧室中部,射流冲击间距比Zn/d=1.5时,管壁的峰值温度最低而且整体的平均温度最小,较小的冲击孔直径对应的冲击冷却效果较好. 相似文献
62.
63.
弯曲段壁面冲击发散冷却结构流量系数与冷却效率的实验 总被引:1,自引:3,他引:1
为了研究回流燃烧室弯曲段采用冲击发散冷却结构时的流量系数和冷却效率,设计了多种不同几何尺寸的实验件模型,分别对其流量系数和冷却效率进行了实验研究,得出如下结论:①弯曲段冲击发散冷却结构的流量系数较小,一般不会超过0.7.发散孔倾角为40°的流量系数要小于倾角为20°和30°的流量系数,流量系数随着发散孔纵向间距比的增大而减小.②弯曲段冲击发散冷却结构的冷却效率均随着吹风比的增大而增大,其冷却效率要明显高于直板冲击发散冷却结构,且这种差异随着吹风比的增大而逐渐减弱. 相似文献
64.
65.
66.
67.
68.
69.
为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。 相似文献
70.
粉末火箭发动机燃烧室燃烧流动特性研究 总被引:5,自引:0,他引:5
选取颗粒轨道模型,对Al/AP粉末颗粒在粉末火箭发动机内流动和燃烧进行三维数值模拟,为以Al粉末燃料和AP粉末氧化剂作为推进剂的新型燃烧室的设计以及实验研究提供参考。文中提出了一种粉末火箭发动机构型,通过对发动机燃烧室进行冷态和热态数值模拟,研究了氧燃比、Al粉末颗粒大小、燃烧室体积等因素对粉末火箭发动机燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,一定范围内氧燃比较高时,燃烧室温度反而较低;较小粉末颗粒在燃烧室内更易离散;Al颗粒粒径越小越易燃烧,Al燃烧率也越高;验证了在Al/AP粉末火箭发动机的设计中引入特征长度来匹配Al粉粒径与燃烧室体积的合理性。 相似文献