全文获取类型
收费全文 | 1020篇 |
免费 | 394篇 |
国内免费 | 120篇 |
专业分类
航空 | 1074篇 |
航天技术 | 72篇 |
综合类 | 115篇 |
航天 | 273篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 12篇 |
2022年 | 35篇 |
2021年 | 63篇 |
2020年 | 44篇 |
2019年 | 41篇 |
2018年 | 41篇 |
2017年 | 52篇 |
2016年 | 59篇 |
2015年 | 55篇 |
2014年 | 62篇 |
2013年 | 60篇 |
2012年 | 96篇 |
2011年 | 87篇 |
2010年 | 55篇 |
2009年 | 78篇 |
2008年 | 76篇 |
2007年 | 69篇 |
2006年 | 55篇 |
2005年 | 53篇 |
2004年 | 44篇 |
2003年 | 40篇 |
2002年 | 37篇 |
2001年 | 31篇 |
2000年 | 37篇 |
1999年 | 37篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 37篇 |
1996年 | 31篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 17篇 |
1993年 | 20篇 |
1992年 | 17篇 |
1991年 | 10篇 |
1990年 | 10篇 |
1989年 | 9篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有1534条查询结果,搜索用时 31 毫秒
201.
低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对某低温燃气式弹射装置,建立简化二次燃烧物理模型,采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动,数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下,燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231,且随着总温的增加,二次反应时间和导弹出筒时间减小,导弹出筒速度增加;发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30,且随着氧气质量分数的增加,二次反应发生时间和导弹出筒时间提前,导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础. 相似文献
202.
203.
姜新颖李建中陈国智申晓华 《南京航空航天大学学报》2017,49(3):352-360
为了研究高温升直流燃烧室燃烧特性,建立了带三级涡流器的高温升直流燃烧室物理模型,采用稳态雷诺平均N-S方程的化学反应流数值模拟的方法,开展Ⅱ、Ⅲ级径向涡流器旋向、主燃孔和掺混孔特征参数对高温升直流燃烧室的流场及燃烧特性的影响研究。涡流器能够实现火焰筒头部回流区的产生,同时实现主油路燃油的气动雾化和掺混。主燃孔的射流影响回流区的结构,同时主燃孔射流部分进入主燃区,能够保证主燃区的油气比。掺混孔的射流轨迹影响掺混区的流场和出口温度分布。10种方案燃烧室的温升和总压损失系数均达到设计要求,Mode-1-tx、Mode-3、Mode-3-tx、Mode-4-tx四种方案燃烧室周向温度分布系数(Overall temperature distribution factor,OTDF)达标,而径向温度分布系数(Radial temperature distribution factor,RTDF)略高于设计指标,Mode-5-tx方案燃烧室出口温度系数OTDF=0.178和RTDF=0.061均达标,燃烧室出口温度分布品质较好。 相似文献
204.
由于发动机舱的火灾是典型的热驱动的浮力羽流,从探索浮力羽流的模拟方法出发,针对热羽流的基准试验,比较验证了3种基于浮力修正的2个方程湍流模型;利用pre PDF燃烧模型,模拟验证了Purdue甲烷火燃烧试验;以RR公司Trent 800发动机的1/2缩比短舱着火试验器为原型,采用RANS方法对由燃油泄漏引起的油池火进行了模拟计算,重现了短舱火灾的主要物理过程,并与试验测量的速度及温度结果进行了对比,验证了计算方法的准确性,并进一步分析了影响模拟结果的主要原因:湍流模型与燃烧模型能否准确计算近火源区域的火焰锋面状态,直接影响空气卷吸及下游火羽流的温度与速度。应用CFD技术,可以从防火设计的角度优化通风系统及短舱附件的布局。 相似文献
205.
206.
207.
根据飞机纵向PIO的特点,提出了预测分析PIO所用的人-机闭环系统数学模型,其中飞机采用等效系统数学模型,驾驶员操纵采用McRuer模型,参数按地面人-机模拟飞行跟踪试验确定,集中介绍了四种飞机纵向PIO预测准则,Smith-Geddes准则,修正带宽准则,增益,相位裕度准则,Neal-Smith原则,并提供了相应的计算方法。 相似文献
208.
对电传操纵系统驾驶员诱发振荡(PIO)的现象进行了分析,指出了舵回路速率饱和是造成PIO的主要原因,并有针对对给出了一种非常规的用于解决饱和非线性问题的程序控制方法。这种方法主要是通过舵回路反馈的状态信息来改变驾驶杆输入信号的放大系数,从而达到有效抑制PIO的目的,同时用Hurwitz稳定判据进行了机理分析,最后给出了仿真验证结果,证明该方法是简单而有效的。 相似文献
209.
采用系统灵敏度理论,以修正的带宽准则,增益和相位裕度准则以及Neal-smith准则等飞机纵向驾驶员诱发振荡(PIO)预测准则作为系统指标,建立了参数变化对诱发振荡预测指标影响的灵敏度公式,以JJ7飞机为例,给出了飞机,操纵系统及驾驶员参数上述指标影响的灵敏度,根据计算结果进行了PIO参数敏度预测分析,同时与数值仿真结果进行了对比分析。 相似文献
210.
某型蒸发式稳定器气动及燃烧特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为解决亚燃冲压发动机在高速低温来流条件下的可靠点火、火焰稳定和高效燃烧问题,对某型蒸发式火焰稳定器分别进行了冷态流场和燃烧流场的数值研究,并与常规V型火焰稳定器进行了对比分析。研究结果表明:在给定范围内,蒸发式稳定器随来流速度的增大,总压恢复系数和停留时间明显减小,回流区长度、回流率和燃烧效率变化不大;与相同槽宽的常规V型火焰稳定器相比,回流率明显减小,总压恢复系数、回流区长度和停留时间略有减小。蒸发式稳定器后部形成明显的回流区,且基本上不受外部主流流动的干扰,通过单独控制稳定器局部供油,可以使稳定器在最佳油气比下工作,有利于在高速来流条件下可靠工作。 相似文献