首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   1032篇
  免费   550篇
  国内免费   36篇
航空   1405篇
航天技术   24篇
综合类   79篇
航天   110篇
  2024年   14篇
  2023年   63篇
  2022年   56篇
  2021年   57篇
  2020年   39篇
  2019年   44篇
  2018年   42篇
  2017年   69篇
  2016年   69篇
  2015年   71篇
  2014年   73篇
  2013年   71篇
  2012年   81篇
  2011年   78篇
  2010年   64篇
  2009年   52篇
  2008年   59篇
  2007年   43篇
  2006年   26篇
  2005年   21篇
  2004年   34篇
  2003年   36篇
  2002年   28篇
  2001年   29篇
  2000年   40篇
  1999年   36篇
  1998年   22篇
  1997年   29篇
  1996年   35篇
  1995年   19篇
  1994年   37篇
  1993年   24篇
  1992年   28篇
  1991年   25篇
  1990年   17篇
  1989年   26篇
  1988年   10篇
  1987年   7篇
  1986年   13篇
  1985年   8篇
  1984年   3篇
  1983年   9篇
  1982年   4篇
  1981年   3篇
  1980年   4篇
排序方式: 共有1618条查询结果,搜索用时 15 毫秒
131.
用三维湍流N -S方程和单步快速不可逆化学反应描述涡轮燃烧室内的流动与燃烧过程。采用非交错网格中的SIMPLE算法求解控制方程并对涡轮燃烧室内的流动与燃烧过程进行三维数值模拟 ,得到了有代表性的圆筒形燃烧室内燃气参数的详细分布情况。模拟结果表明 :对圆筒形涡轮燃烧室内的流动和燃烧而言 ,预计结果与测量结果趋势相同。本文是研究涡轮燃烧室的初步尝试  相似文献   
132.
超声速燃烧凹槽火焰稳定的研究动态   总被引:4,自引:6,他引:4       下载免费PDF全文
高超声速气流在燃烧室的停留时间非常短,使得超燃冲压发动机燃烧室内燃料与气流的混合及其燃烧变得非常困难。目前集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽有望改进这一情况而受到了普遍关注。介绍了超声速气流流过凹槽的自激振荡及其控制、停留时间和阻力等特性,总结、分析了近几年凹槽在超声速气流中增强混合及燃烧的实验与数值研究,指出了在把凹槽用于提高超燃冲压发动机性能方面存在的问题和进一步研究的方向。  相似文献   
133.
切向旋流对SRR补燃室内气流掺混影响   总被引:1,自引:3,他引:1       下载免费PDF全文
采用N S和k ε双方程湍流模型,离散后采用迎风格式进行数值求解,对燃气发生器喷管不同旋流工况下,管道式固体火箭冲压发动机补燃室内燃气与空气掺混进行了数值研究。比较分析了不同旋流角对补燃室中掺混效果的影响。计算表明:在0°~20°计算范围内,随着旋流角度的增加,补燃室中高温燃气和冷空气的掺混更充分。  相似文献   
134.
根据航空发动机环形燃烧室测试数据 ,采用时间序列自回归分析方法建立了燃烧室噪声声压时间信号仿真模型ARMA(6 ,5 ) ,并利用Green函数对仿真误差进行了控制 ,使控制后的系统误差方差明显降低。  相似文献   
135.
航空发动机燃烧室主燃区特性的研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
采用FLUENT6.1软件对某型机燃烧室主燃区的各个典型工作状态进行三维两相湍流燃烧的速度场、温度场、油滴轨迹进行了数值模拟计算。通过对计算结果的分析,得出了主燃区的特性:主燃区的冷热区决定了出口温场冷热区,其效率决定了燃烧室的效率;随着负荷增加,油滴轨迹明显呈缩短趋势,模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点比较吻合。  相似文献   
136.
三维贴体坐标系下燃烧室热态流场的大涡模拟   总被引:6,自引:2,他引:6       下载免费PDF全文
颜应文  赵坚行  张靖周  刘勇 《推进技术》2005,26(3):219-222,247
大涡模拟三维贴体坐标系下环形燃烧室火焰简热态紊流瞬态流场。利用椭圆方程方法生成三维贴体网格,计算中采用k方程亚网格尺度模型估算亚网格紊流粘性;亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率;热通量辐射模型估算辐射通量。并在非交错网格系下采用sIMPLE算法和混合差分格式求解离散方程,利用壁面函数处理固壁边界条件。计算结果与实验结果的比较表明,采用大涡模拟方法能更真实反映环形燃烧室火焰简内紊流化学反应流气流结构和燃烧过程。  相似文献   
137.
应用含组分守恒方程的质量平均Navier-Stokes方程和B-L代数湍流模型,本文数值模拟了带支板引射器的模型燃烧室内部的流场结构,对比研究了支板引射器数量以及燃料注入角度对燃料混合性能的影响.在计算过程中,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD和AUSMPW格式,扩散项则采用了二阶中心差分离散.采用流体力学时间步内的当地积分法克服了非平衡源项的刚性问题,保持了LU-SSOR隐式算法的高效率.研究结果表明,燃料有角度注入及采用多支板构型可提高燃料的混合性能.  相似文献   
138.
非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流数值模拟   总被引:4,自引:4,他引:4       下载免费PDF全文
采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:与颗粒确定轨道模型相比,颗粒随机轨道模型更加适合模拟冲压发动机中的两相流动,并且颗粒的初始直径对颗粒燃烧效率有很大的影响。  相似文献   
139.
旋流杯燃烧室头部流场与喷雾对贫油熄火的影响   总被引:8,自引:15,他引:8  
对两种不同的燃烧室头部(三旋流杯头部为A型、双旋流杯头部为B型)进行了研究。对有两种头部的燃烧室进行了冷态流场的数值模拟,用粒子动态分析仪(PDA)测量了两种头部的速度场和喷雾场,结合慢车工况的贫油熄火试验结果进行了分析。结果表明:A型头部喷雾的索太尔平均直径(SMD)和均匀度能满足燃烧室的性能要求,比B型头部的要好,但其贫熄特性不理想。而B型头部的贫熄特性好于A型;A型头部的内旋流器气流流通量应减小一些,以利于喷嘴端部低压区的形成,这样有可能进一步降低贫油熄火油气比。   相似文献   
140.
采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。  相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号