全文获取类型
收费全文 | 258篇 |
免费 | 73篇 |
国内免费 | 41篇 |
专业分类
航空 | 264篇 |
航天技术 | 28篇 |
综合类 | 23篇 |
航天 | 57篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 4篇 |
2022年 | 12篇 |
2021年 | 10篇 |
2020年 | 13篇 |
2019年 | 8篇 |
2018年 | 13篇 |
2017年 | 21篇 |
2016年 | 22篇 |
2015年 | 18篇 |
2014年 | 26篇 |
2013年 | 20篇 |
2012年 | 25篇 |
2011年 | 24篇 |
2010年 | 15篇 |
2009年 | 23篇 |
2008年 | 19篇 |
2007年 | 28篇 |
2006年 | 11篇 |
2005年 | 6篇 |
2004年 | 8篇 |
2003年 | 2篇 |
2002年 | 5篇 |
2001年 | 3篇 |
2000年 | 5篇 |
1999年 | 4篇 |
1998年 | 3篇 |
1997年 | 6篇 |
1996年 | 3篇 |
1995年 | 3篇 |
1994年 | 3篇 |
1993年 | 4篇 |
1992年 | 2篇 |
1991年 | 2篇 |
排序方式: 共有372条查询结果,搜索用时 15 毫秒
311.
Effects of Staged Injection on Supersonic Mixing and Combustion 总被引:2,自引:1,他引:2
The three-dimensional (3D) reacting flow in a staged supersonic combustor is examined numerically. In order to obtain the optimum stream-wise vortices, a swept ramp injector is chosen as the second-stage wall injection combined with the first-stage central strut injection. The performance of the two-staged injection is compared with that of a one-staged injection, while the strut is kept installed in both cases. The two-staged injections can make full use of the residual oxygen near the wall and release more heat. The second-stage injection further downstream avoids the strong shock waves in the isolator and results in a rising wall pressure and good burning effects after the wall injection. Therefore, it allows more fuel to be injected into the supersonic combustor without causing thermal choking. Parallel injection from the second-stage swept ramp shows low total pressure loss and the best burning efficiency, compared with the other injection angles. 相似文献
312.
TAPS/MLDI低污染燃烧室油雾特性 总被引:5,自引:5,他引:5
采用粒子图像测速仪对一个带多点贫油直接喷射双环预混旋流燃烧室头部的低污染燃烧室油雾场进行了测量,试验研究不同燃油喷射方式时燃油流量变化对油雾特性的影响.结果表明:在试验工况下,粒径40μm左右的油珠数目最多,大于或小于此粒径的油珠数目都较少;单开值班级喷嘴时,随着燃油流量增加,燃油雾化变差;单开主燃级喷嘴时,增加燃油流量使燃油雾化稍有改善.同时打开值班级和主燃级喷嘴,保持油气比不变时,值班级和主燃级燃油量分配比例改变对燃油雾化特性的影响不大. 相似文献
313.
贫油预混预蒸发低污染燃烧室头部流场研究 总被引:18,自引:0,他引:18
通过数值与试验相结合的方法对一种带有多点燃油直接喷射/双环预混旋流(TAPS/MLDI) 燃烧室头部的贫油预混预蒸发(LPP)低污染燃烧室冷态流场进行研究。采用粒子图像测速仪(PIV)试验研究不同火焰筒头部结构参数(值班级旋流器叶片安装角) 对LPP低污染燃烧室气流结构的影响。同时利用FLUENT软件对该低污染燃烧室进行数值模拟,所得的计算结果与试验数据比较吻合,表明所研究的LPP低污染燃烧室头部都存在中心回流区(PRZ)、角落回流区(CRZ)以及唇口回流区(LRZ),而且随着值班级旋流器旋流角度的增大,所得的中心回流区径向与轴向尺寸也相应增加。 相似文献
314.
315.
316.
利用计算流体动力学方法,建立齿轮高速旋转在周围产生的流场与压力场计算模型,对不同的齿轮工况参数进行了计算与分析。在此基础上,建立齿轮喷油润滑的二相流模型,对喷油参数与齿轮工况的匹配进行研究,并对齿轮旋转压力场的计算进行了仿真验证。结果表明,齿轮转动时会在周围形成气体压力场,对喷油射流产生阻碍作用,造成轮齿润滑与冷却失效。本文的研究成果将用于指导新一代高性能齿轮的喷油润滑设计。 相似文献
317.
流动参数对超临界喷射特性影响的数值模拟 总被引:3,自引:0,他引:3
目前航空发动机燃烧室雾化系统设计主要是针对亚临界喷射的,但高性能要求使得未来飞行器发动机的燃料喷射系统会以跨临界/超临界喷射为主。基于此,对液态碳氢燃料的超临界喷射特性进行了研究。首先选取了适合超临界流体物性参数特点的计算和求解方法,建立了超临界喷射特性计算的数学模型;然后采用该模型对JetA燃料喷射到N2环境中的喷射过程进行了数值计算研究,并通过与已有的实验结果进行对比验证了模型的正确性;最后对流动参数对于超临界喷射特性的影响进行了数值模拟,得到了喷射长度和喷射扩张角与流动参数之间的关系。 相似文献
318.
通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证. 相似文献
319.
对一种典型的周期性供油气助雾化直喷喷嘴的雾化特性进行试验研究,分析总结了喷油脉宽、间隔时间、喷气脉宽以及空气压力对雾化性能的影响规律.试验中使用RP-3航空煤油作用工质,使用压缩空气作为介质;用激光粒度分析仪对油雾场进行测量并进行处理分析;喷油脉宽与喷气脉宽变化范围为2~8ms,间隔时间为-2~5ms,空气压力为0.1~0.65MPa.研究结果表明:随着气油比的增加,索太尔平均直径减小,均匀程度增加,雾化性能提高;增加空气压力,可以使空气密度增加,加大空气与燃油的气动作用力,有利于雾化性能的提高;增加间隔时间也可使雾化性能有小幅度的提升;在较大的平均粒径下,更加分散的粒径分布仍然可以具有较大的均匀度分布指数.对试验数据进行分析,在较高空气压力下,得到了该周期性供油气助雾化直喷喷嘴的平均粒径的经验计算模型. 相似文献
320.