全文获取类型
收费全文 | 1460篇 |
免费 | 903篇 |
国内免费 | 77篇 |
专业分类
航空 | 1692篇 |
航天技术 | 73篇 |
综合类 | 145篇 |
航天 | 530篇 |
出版年
2024年 | 16篇 |
2023年 | 74篇 |
2022年 | 81篇 |
2021年 | 79篇 |
2020年 | 75篇 |
2019年 | 83篇 |
2018年 | 70篇 |
2017年 | 78篇 |
2016年 | 96篇 |
2015年 | 79篇 |
2014年 | 67篇 |
2013年 | 74篇 |
2012年 | 114篇 |
2011年 | 94篇 |
2010年 | 94篇 |
2009年 | 92篇 |
2008年 | 86篇 |
2007年 | 79篇 |
2006年 | 49篇 |
2005年 | 52篇 |
2004年 | 61篇 |
2003年 | 60篇 |
2002年 | 42篇 |
2001年 | 61篇 |
2000年 | 64篇 |
1999年 | 62篇 |
1998年 | 48篇 |
1997年 | 62篇 |
1996年 | 58篇 |
1995年 | 52篇 |
1994年 | 40篇 |
1993年 | 47篇 |
1992年 | 35篇 |
1991年 | 43篇 |
1990年 | 28篇 |
1989年 | 41篇 |
1988年 | 37篇 |
1987年 | 21篇 |
1986年 | 12篇 |
1985年 | 12篇 |
1984年 | 3篇 |
1983年 | 5篇 |
1982年 | 4篇 |
1981年 | 7篇 |
1980年 | 3篇 |
排序方式: 共有2440条查询结果,搜索用时 109 毫秒
931.
针对高压氢氧火箭发动机推力室不设置隔板喷嘴和声腔的结构方案,利用火焰传递函数+低阶声学模型的解耦预测仿真方法,分析了不同喷注参数和结构参数下燃烧室的燃烧稳定性裕度。采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)计算同轴直流喷嘴非稳态燃烧过程以获取火焰传递函数,其中采用Soave Redlich Kwong(SRK)状态方程计算密度等物性参数;考虑到同轴直流喷嘴的火焰长度与声波量级相当,采用分布式火焰结构进行火焰传递函数建模。采用商业软件COMSOL计算加载了火焰传递函数的燃烧室声学模态,使用模态增长率为评定标准,预测燃烧不稳定性。结果表明,给定不同燃气/氧喷注速度比、混合比、相对喷嘴压降、缩进深度比、富氢燃气喷前温度等各工况下,预测得到的燃烧室均未出现燃烧不稳定现象。在推力室设计中通过增加燃气/氧喷注速度比或降低燃烧室混合比,有利于提升燃烧稳定性裕度。所做工作为高压氢氧火箭发动机喷注器设计及燃烧稳定性裕度评估提供参考。 相似文献
932.
为了研究冷却剂的流动方向和推进剂的质量流量对推力室燃烧和传热过程带来的影响,以某型氢氧火箭发动机的推力室缩比试验件为研究对象,对推力室的燃烧和传热过程进行了数值仿真。改变冷却剂的流动方向,最高壁面温度相差1.04%,最高壁面热流密度相差0.544%,冷却剂温升相差0.233%,出口压力相差3.803%,分析发现,改变冷却剂的流动方向,对推力室内部的燃烧过程和壁面传热效率影响很小,冷却剂的流动方向会影响壁面温度分布。推进剂质量流量提升22.29%,室压提升22.17%,燃烧效率降低0.55%,最高壁温提升9.16%,最高热流密度提升17.48%,冷却剂温升提高13.05%,分析发现,提升推进剂质量流量会导致推力室壁面温度和冷却剂温升的提高,由于缩比发动机反应空间小燃烧不够充分,提升推进剂质量流量会使燃烧效率有所下降。 相似文献
933.
化学非平衡流的数值模拟需要求解化学反应源项,而详细化学反应机理中各个基元反应的时间尺度相差显著,因而导致空间离散后形成刚性常微分方程组,其求解计算量巨大。为此,在非结构有限体积法化学非平衡流解耦算法的基础上,进一步采用基于MPI的并行计算实现大规模化学非平衡流数值模拟的加速,从而为进一步求解复杂的工程应用建立条件。由于基于解耦算法的求解器中计算量最大的化学反应源项求解是基于各个单元格心变量实现,每个时间步求解时不需要进行交互,因此便于实现分区并行计算。经典的激波诱导振荡燃烧算例的数值模拟表明,开发的并行求解器具有较高的计算精度和良好的计算效率,并且由于其较低的内存需求,具备进一步开发图形处理器(GPU)计算能力的基础。 相似文献
934.
935.
936.
937.
938.
Li Jianping* Song Wenyan Xing Ying Luo Feiteng School of Power Energy Northwestern Polytechnical University Xi’an China 《中国航空学报》2008,21(6):506-511
This article investigates and presents the influences of geometric parameters of a scramjet exerting upon its nozzle performances. These parameters include divergent angles, total lengths, height ratios, cowl lengths, and cowl angles. The flow field within the scramjet nozzle is simulated numerically by using the CFD software--FLUENT in association with coupled implicit solver and an RNG k-ε turbulence model. 相似文献
939.
940.
超燃冲压发动机地面试验氢燃烧加热器流场数值模拟 总被引:5,自引:2,他引:3
采用Fluent软件模拟超燃冲压发动机直联式地面试验用燃烧型加热器的内部流场,对设计的氢气多孔喷射和氢气单孔喷射方案分别进行了研究.计算结果表明:加热器出口流场均能满足设计总温为1900K,马赫数为1.85的要求,而氢气单孔喷射方案优于氢气多孔喷射方案.计算中也发现了这两种设计方案中存在的不足. 相似文献