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51.
52.
本文基于理论分析和对标准K-ε两方程湍流模型数值模拟结果的分析,在标准K-ε两方程模型的雷诺应力表达式中加入6高阶非线性项;并在模型的涡粘性系数μ1中考虑流动各向异性的影响,将涡粘性系数中参数Cμ取为表征流动各向异性的参数A的一个线性函数,从而得到了一个新的非线性K-ε两方程湍流模型。 相似文献
53.
54.
基于理论上湍流相干结构复涡黏性模型对涡黏性系数的分析,应用热线测速技术测量了平板湍流边界层多尺度相干结构动力学方程中非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差。分析了湍流边界层相干结构猝发过程中,非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差沿湍流边界层法向的变化规律,为建立更加符合实际的湍流模型提供了实验依据。 相似文献
55.
新型单方程湍流模型构造及其应用 总被引:2,自引:0,他引:2
为了提高雷诺应力本构关系式对于非平衡湍流的预测精度并且兼顾求解效率,发展了一种基于湍动能k的单方程(KDO)湍流模型。其主要思路为:采用平板直接数值模拟(DNS)数据对原始Bradshaw假设进行重新标定,使得当地湍动能和雷诺主应力之比能够根据当地流动条件进行自适应调节;同时,对标准k-ε模型中的湍流耗散率输运方程采用代数形式进行模化,进而形成一种一方程湍流模型。算例结果表明:KDO湍流模型对于对数率能够准确反馈,而在带有激波或部件干扰等流动现象的RAE-2822、ONERA-M6和DLR-F6算例中,KDO湍流模型能够准确控制湍动能的增长和衰减,相比于Spalart-Allmaras和Menter k-ω剪切应力输运(SST)模型,KDO湍流模型的计算结果有了较为明显的改善。 相似文献
56.
采用光学诊断与三维数值模拟结合的方式,研究了中心分级贫油预混预蒸发模型燃烧室燃烧组织与NOx生成特征。试验测量了模型燃烧室流速、燃油、OH和NO组分浓度分布。通过与试验结果对比,采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的方法对流场的预测误差为13.9%,喷雾张角预测误差为6.0%,预测的OH和NO组分分布特征与试验测量结果基本一致。数值结果表明,在单头部模型燃烧室中,主、预燃级火焰以弱耦合的方式组织燃烧,且大部分NO在预燃级高温区域生成。燃油分级比的变化(0.15~0.30)不影响燃烧室流动与火焰分布特征,但对燃烧室出口NOx生成量有一定影响,NOx生成量随着分级比增大而减少。 相似文献
57.
提高Spalart-Allmaras湍流模型对分离模拟能力的研究 总被引:5,自引:3,他引:2
为了提高Spalart-Allmaras湍流模型对分离的模拟能力,提出了两种改进方法.第一种是根据模型特点而提出的提高对雷诺正应力的模拟精度,第二种是基于湍流特性的理论分析而提出的对模型生成与耗散的关系进行修正.研究结果表明:第一种方法,由于没有明显提高对雷诺正应力的模拟精度,从而并没有提高模型对分离流动的模拟能力;第二种方法,由于改进了模型对强非平衡湍流的模拟能力,从而明显地提高了模型对分离流动的模拟精度. 相似文献
58.
加力燃烧室中流速高、压力低、含氧量低,燃油喷射以直射式为主,常用燃烧模型多会高估其反应速率。火焰面类模型采用查表法处理标量场,计算速度较快,但较难调整反应速率。在稳态层流火焰面模型基础上,添加了非定常化学动力学的影响因素来调整反应速率;在试验数据基础上,建立火焰面反应时间尺度,优化火焰面数据库,改善了该类方法在高速、低压、贫氧和雾化差下的数值仿真精度。结果表明:该优化方法形成的火焰面数据库能够较好模拟加力燃烧室中燃油复杂化学反应过程;在本文计算结果验证中,能将温度分布模拟误差控制在15%以内,平均温度模拟误差控制在5%以内。 相似文献
59.
在机翼/机身/吊挂/动力短舱(WBPN)构型中开展了宽体客机机翼外形多目标优化设计。通过对动力短舱流场的动量积分,分析了直接用壁面积分"阻力"作为机体外形减阻优化设计目标函数的合理性。计算研究了短舱/吊挂的安装,以及发动机喷流对翼吊布局宽体客机机翼的干扰作用,展示了同时在安装效应和喷流干扰下设计机翼外形的重要性。运行搭建于超级计算机上的优化系统,求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程计算流场,实现了动力干扰下机翼外形的三点三目标优化设计。在80 h内,完成了近20 000个方案的计算评估,遗传优化近40代。所选的最优方案阻力发散性能明显提高,自动优化后的人工修形设计使机翼剖面展向过渡和压力分布形态更为理想。动力构型下取得的减阻效果,在通气短舱构型下亦得到验证和确认。 相似文献
60.
一种滤波SST方法在翼型深失速模拟中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高原始剪切应力输运(SST)湍流模型对于分离流动的求解精度,将大涡模拟(LES)中的滤波因子和SST方程相结合构造出一种滤波SST方法,利用湍流尺度对流场求解区域进行划分,近壁面附近的稳态流动由湍流模型控制,远壁面采用LES方法进行模拟。与传统混合RANS/LES方法相比,该方法的特点是:滤波因子的选取不再依赖于网格尺度,可以有效地降低网格诱导分离现象发生的概率。采用该方法对NACA0021翼型深失速特性进行了仿真研究,对比了非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法和SST-DES方法,从仿真结果可以看出滤波SST方法有效地激活了分离区域的脉动,充分展现了分离的三维特性;同时算例求解结果证明该方法的精度高于URANS方法,与试验结果吻合较好,显示其具有一定的工程应用价值。 相似文献