全文获取类型
收费全文 | 145篇 |
免费 | 34篇 |
国内免费 | 27篇 |
专业分类
航空 | 147篇 |
航天技术 | 12篇 |
综合类 | 24篇 |
航天 | 23篇 |
出版年
2023年 | 1篇 |
2022年 | 8篇 |
2021年 | 6篇 |
2020年 | 6篇 |
2019年 | 5篇 |
2018年 | 5篇 |
2017年 | 12篇 |
2016年 | 13篇 |
2015年 | 9篇 |
2014年 | 11篇 |
2013年 | 5篇 |
2012年 | 16篇 |
2011年 | 13篇 |
2010年 | 13篇 |
2009年 | 8篇 |
2008年 | 11篇 |
2007年 | 3篇 |
2006年 | 5篇 |
2005年 | 3篇 |
2004年 | 2篇 |
2003年 | 3篇 |
2002年 | 6篇 |
2001年 | 7篇 |
2000年 | 2篇 |
1999年 | 4篇 |
1998年 | 2篇 |
1997年 | 4篇 |
1996年 | 4篇 |
1995年 | 5篇 |
1994年 | 2篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 2篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 4篇 |
1989年 | 2篇 |
1988年 | 1篇 |
排序方式: 共有206条查询结果,搜索用时 15 毫秒
191.
10°尖锥气动特性边界层转捩诱导量的测定研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文用风洞实验的方法在国内外首次测出了10°尖锥气动特性的转捩诱导量,包括转捩诱导法向力及其作用点,转捩诱导俯仰力矩和尖锥压心的转捩诱导量。研究结果表明,这些转捩诱导量随Re数的变化趋势合理,具有确定的规律性。研究认为,这些转捩诱导量产生的原因是细长锥边界层转捩的不对称性。利用这些结果,可以很好地解释边界层转捩何以对细长锥的气动静稳定性和气动稳定性产生极为显著的影响以及静、动稳定性转捩诱导量之间的相关现象。此外,这个研究结果还有助于证明边界层转捩将影响物面的压力分布。本研究是在M=5,α=0°的流场中完成的,实验的Re数范围为ReL=2.8×106~13.8×106。 相似文献
192.
为了深入分析燃油喷嘴对燃气轮机燃烧室性能的影响,针对燃气轮机燃烧室中的直射式气动雾化喷嘴开展了数值模
拟,获得了气流流量、燃油流量和气液比对雾化性能的影响规律,喷嘴的雾化性能参数包括雾化粒径和雾化锥角。结果表明:气液
比和气流流量对该型喷嘴的雾化性能有显著影响,燃油流量对雾化性能的影响较小;气液两相间相对速度是影响该型喷嘴雾化性
能的决定因素,相对速度增大有利于减小雾化粒径,并增大雾化锥角;气流流量和气液比的增大均有利于雾化粒径的减小,燃油流
量的增加将使雾化粒径增大;增大气流流量、气液比和减小燃油流量均可使雾化锥角增大;该型喷嘴的雾化锥角变化范围为
30.12°~41.24°,雾化粒径变化范围为131.46~ 186.52 μm。喷嘴可实现在较小的雾化锥角变化范围内获得较宽的雾化粒径变化,
以此匹配燃气轮机燃烧室不同工作状态,具有较高的实用价值。 相似文献
193.
烧蚀滞后效应引起的钝锥滚转力矩 总被引:1,自引:0,他引:1
当有迎角钝锥相对于风坐标转动时,由于烧蚀滞后效应将产生滚转力矩。本文基于适当的力学模型和近似分析导出了该滚转力矩系数的解析表达式,表明该系数与α2sinε成正比。根据结果得到的系数模数的量级是10-6。文中还分析了它与各主要物理量的关系。 相似文献
194.
幂律流体撞击射流破碎机理的实验 总被引:4,自引:1,他引:3
通过自行研制的撞击射流系统,采用高速摄像技术,对4种不同卡波姆质量分数剪切变稀的卡波姆凝胶非牛顿幂律流体在不同射流条件下撞击液膜的破碎模式、喷雾锥角、破碎长度进行实验与分析.结果表明:不同流变特性的幂律流体出现的破碎模式不同,黏度越高,破碎模式越复杂;4种卡波姆凝胶在韦伯数为8000左右时,达到完全发展模式,并在韦伯数为8000左右时表现出相似的破碎特性;随着韦伯数的增大,喷雾锥角逐渐增大并趋于稳定,稳定值小于撞击角度,当卡波姆质量分数增大时,最大喷雾锥角逐渐减小,最终收敛于60°;随着韦伯数的增大,4种卡波姆凝胶的破碎长度先小幅变大然后减小,理论结果与实验结果整体趋势相似. 相似文献
195.
将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了一种新的多级压缩乘波体外形的设计方法.将该设计方法应用到锥导和吻切锥乘波体的设计中,生成了具有多个压缩面的多级压缩锥导和吻切锥乘波体,同时对相同设计条件和具有相同投影曲线的前缘条件下获得的三级压缩锥导和吻切锥乘波体的性能进行了对比分析.研究结果表明数值模拟计算结果与设计预期完全吻合,该多级压缩乘波体设计方法可以应用于锥导和吻切锥乘波体. 相似文献
196.
197.
高超声速尖锥边界层转捩数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
边界层转捩对高超声速飞行器气动力和热产生重要影响.通过联立求解Favré平均层流脉动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程,开展了高马赫数条件下尖锥边界层转捩位置的数值预测研究.将数值计算结果与可用的实验结果进行对比,结果表明增大单位Reynolds数可使转捩提前发生,攻角效应可使迎风面转捩延迟,背风面转捩提前. 相似文献
198.
199.
刘洪运 《海军航空工程学院学报》2008,23(3):351-354
为讨论一类非线性二阶两点边值问题正解的存在性,利用上下解方法,构造相应锥映射,给出非线性变号的二阶两点边值问题正解存在性的判定方法;对已发表文献中相应的结果进行推广,从而获得该类边值问题存在正解的重要结论。 相似文献
200.