全文获取类型
收费全文 | 626篇 |
免费 | 144篇 |
国内免费 | 153篇 |
专业分类
航空 | 687篇 |
航天技术 | 47篇 |
综合类 | 119篇 |
航天 | 70篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 7篇 |
2022年 | 35篇 |
2021年 | 38篇 |
2020年 | 49篇 |
2019年 | 33篇 |
2018年 | 40篇 |
2017年 | 31篇 |
2016年 | 49篇 |
2015年 | 43篇 |
2014年 | 34篇 |
2013年 | 31篇 |
2012年 | 39篇 |
2011年 | 47篇 |
2010年 | 48篇 |
2009年 | 61篇 |
2008年 | 36篇 |
2007年 | 44篇 |
2006年 | 25篇 |
2005年 | 31篇 |
2004年 | 27篇 |
2003年 | 22篇 |
2002年 | 19篇 |
2001年 | 27篇 |
2000年 | 9篇 |
1999年 | 14篇 |
1998年 | 9篇 |
1997年 | 2篇 |
1996年 | 12篇 |
1995年 | 6篇 |
1994年 | 8篇 |
1993年 | 9篇 |
1992年 | 7篇 |
1991年 | 13篇 |
1990年 | 8篇 |
1989年 | 4篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有923条查询结果,搜索用时 312 毫秒
871.
合成射流方向布局对S形进气道分离控制的效应 总被引:2,自引:1,他引:1
对合成射流控制一种S形进气道边界层分离进行了数值研究.选用狭缝出口的合成射流,详细讨论了展向和流向两种布局对控制效应的影响.结果显示:流向布局相对展向布局具有抗逆压梯度强、穿透深、控制效果持久等特点,在射流动量系数为1.62×10-3,特征频率等于1的工况下,其分离区长度缩减了38.39%.流向布局对S形进气道性能的提升也更显著,出口压力系数比无控制时提高158.91%,总压恢复系数提高0.71%,总压畸变指数降低56.75%. 相似文献
872.
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
873.
《中国航空学报》2021,34(9):143-155
The present study performed a numerical investigation to explore the performance enhancement of a co-flow jet (CFJ) airfoil with simple high-lift device configuration, with a specific goal to examine the feasibility and capability of the proposed configuration for low-speed take-off and landing. Computations have been accomplished by an in-house-programmed Reynolds-averaged Navier-Stokes solver enclosed by k-ω shear stress transport turbulence model. Three crucial geometric parameters, viz., injection slot location, suction slot location and its angle were selected for the sake of revealing their effects on aerodynamic lift, drag, power consumption and equivalent lift-to-drag ratio. Results show that using simple high-lift devices on CFJ airfoil can significantly augment the aerodynamic associated lift and efficiency which evidences the feasibility of CFJ for short take-off and landing with small angle of attack. The injection and suction slot locations are more influential with respect to the aerodynamic performance of CFJ airfoil compared with the suction slot angle. The injection location is preferable to be located in the downstream of the pressure suction peak on leading edge to reduce the power expenditure of the pumping system for a relative higher equivalent lift-to-drag ratio. Another concluded criterion is that the suction slot should be oriented on the trailing edge flap for achieving more aerodynamic gain, meanwhile, carefully selecting this location is crucial in determining the aerodynamic enhancement of CFJ airfoil with deflected flaps. 相似文献
874.
875.
876.
基于室温氢气驱动激波风洞实现总压28MPa、总焓4.7MJ/kg、名义马赫数10超声速空气自由来流模拟,开展二维超燃冲压发动机自由射流点火实验,实现稳定燃烧,燃烧持续时间5ms。通过此次试验,探索尝试了马赫数10超燃冲压发动机地面点火燃烧试验技术,初步获得了高马赫超燃冲压发动机点火/燃烧过程参数和基本现象规律。试验中,采用高速相机完整记录了氢气喷注、着火、燃烧现象和燃烧持续过程,采用高频压力传感器和热电偶进行沿程壁面压力和热流测量。研究结果表明,马赫数10自由来流条件下,气态氢燃料垂直喷入超声速来流能够实现自点火,并发生剧烈燃烧,燃烧区域压力上升幅度40%,壁面热流上升幅度达100%。 相似文献
877.
加油机喷流对受油机的气动干扰机理 总被引:1,自引:0,他引:1
针对软式平台(HDB)、软式吊舱(HDP)和硬式平台(FB)3种典型加油方案研究了喷流对加油流场的影响。采用结构化多块网格和雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,通过带涡轮动力模拟器(TPS)和翼身组合体构型DLR-F6对数值方法进行了验证。通过对3种典型的空中加油方案进行数值模拟,并和不考虑喷流效应的空中加油流场进行对比,详细研究了不同加油方案中加油机喷流对受油机气动特性的干扰作用。结果表明:受油机升力系数、阻力系数以及低头力矩与无喷流相比均有增大。受油机在硬式平台加油方案中受喷流影响最小,但其横航向气动特性在软式吊舱加油方案中受加油机喷流影响较大。喷流对受油机的气动干扰主要表现在提高受油机来流动压、改变局部迎角以及对周边气流的引射作用,这些因素会导致受油机表面压力与无喷流相比发生较大变化。其中,局部迎角的改变是由喷流的加速效应及其对尾涡的耗散作用导致的。 相似文献
878.
横向喷流和逆向喷流广泛用于高超声速飞行器气动力与气动热控制。采用格心型非结构有限体积法求解基于三温度热化学非平衡模型的全Navier-Stokes方程,对高空、高马赫数来流条件下二维圆柱状构型飞行器的喷流干扰流场进行数值模拟,研究了仅存在横向或逆向喷流以及横/逆向喷流同时存在时的复杂流场结构以及喷流降低热流、减阻、改善升力的具体效果。通过控制变量的方法,探究了不同参数(马赫数、静压)的喷流对流场结构及飞行器的气动力、气动热的影响规律。结果表明:在一定条件下,当逆向喷流与横向喷流同时存在时,下游的横向喷流可以影响到上游的逆向喷流流场结构;逆向喷流可以显著减小高超飞行器阻力,并降低头部壁面热流峰值,而横向喷流对高超飞行器的升力特性有一定提高;在横向喷流已用于飞行器姿态控制的情况下,一定条件下可以同时使用逆向喷流,既可以减阻、又可以降低热流峰值,还可以提升升力。 相似文献
879.
将GAO-YONG湍流模型应用于湍流传热的研究,分别计算了平板剪切湍流和二维平面冲击射流的湍流传热问题.边界层剪切湍流流动与换热的计算表明:与传统的湍流模型不同,GAO-YONG湍流模型不需要对近壁区域做任何特殊处理(比如壁面函数、低Reynolds数修正等)即可模拟出从壁面到主流区的全部流动与传热情况;另外,对于冲击射流Nusselt数的模拟也得到了与实验符合较好的计算结果,准确地捕捉到了2种冲击高度下流场换热的不同特征,表明了GAO-YONG湍流模型能够较高精度地计算湍流换热. 相似文献
880.
超声速高度欠膨胀冲击射流的大涡模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
冲击射流广泛应用于短距起飞垂直降落飞行器(SVTOL)等航空航天领域.本文采用大涡模拟方法对高度欠膨胀的超声速冲击射流的流场进行了数值模拟.本文数值模拟得到了高度欠膨胀冲击射流流场中的激波结构和内外剪切层中不同尺度的涡结构.数值结果观察到了马赫盘的振荡,以及在斜激波、马赫盘及大尺度涡结构的共同作用下,射流内外剪切层之间的环形激波的生成与消失的周期过程.并对流场内剪切层的涡结构的演化进行了研究,数值结果显示内剪切层的大尺度涡结构的形成与马赫盘的振荡相关,在内外剪切层的作用下形成了壁射流区内外交错的涡结构. 相似文献