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101.
102.
The effects of major vitiated species (H2O and CO2) and minor vitiated species (H,OH and O radicals) produced by combustion air preheater on ignition and combustion of hydrogen-fueled scramjet were numerically investigated.Firstly,kinetic analyses with CHEMKIN SENKIN code were conducted to evaluate the effects of contamination on the ignition delay times of hydrogen fuel over a range of temperature and pressure variations.Then numerical simulation of a three-dimensional reacting flow in hydrogen-fueled scramjet combustor was performed.The two-equation shear stress transport κ-ω turbulence model was used for modeling turbulence and 33 reactions finite-rate chemistry was used for modeling the H2/air kinetics.The results show that: free radical species such as H,O,and OH may significantly promote the ignition process of hydrogen-air at relatively low initial temperature and pressure.However,H2O and CO2 have inhibition effects on the ignition process.Under the same conditions,H2O has more effective inhibition effects than CO2.The temperature and pressure rise due to combustion are lower in the air vitiated with H2O and CO2 because of their higher heat capacities and more dissociation.Combustion efficiency and thrust calculated for vitiated air case are lower than clean air case.These results indicate the importance of accounting for vitiation effects when extrapolating performance data from ground test to flight demonstration. 相似文献
103.
Thermodynamic characteristics are of great importance for the performance of a high-temperature flow-rate control valve,as high-temperature environment may bring problems,such as blocking of spool and increasing of leakage,to the valve.In this paper,a high-temperature flow-rate control valve,pilot-controlled by a pneumatic servo system is developed to control the fuel supply for scramjet engines.After introducing the construction and working principle,the thermodynamic mathematical models of the valve are built based on the heat transfer methods inside the valve.By using different boundary conditions,different methods of simulations are carried out and compared.The steady-state and transient temperature field distribution inside the valve body are predicted and temperatures at five interested points are measured.By comparing the simulation and experimental results,a reasonable 3D finite element analysis method is suggested to predict the thermodynamic characteristics of the high-temperature flow-rate control valve. 相似文献
104.
105.
超燃冲压发动机尾喷管性能对型面参数的回归研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究型面参数对基于三次曲线构型的超燃冲压发动机尾喷管性能的影响规律,采用均匀设计和回归分析的方法开展了型面参数化研究,得到了尾喷管性能参数与构型参数间的回归模型.研究表明下壁面高度对尾喷管的升力性能影响不显著,其余型面参数对尾喷管性能有影响且为交互作用.同时,上下壁面出口高度增加能提高尾喷管推力性能,上壁面长度增加对升力性能有益,而上壁面出口高度和角度的增加则反之;上壁面出口高度对俯仰力矩性能的影响与升力性能类似,但俯仰力矩性能与上壁面入口角度呈正相关,而出口角度在大部分情况下对俯仰力矩性能呈负相关;下壁面在一定范围内截短对上壁面压强分布影响不显著. 相似文献
106.
利用坐标变换矩阵对等熵压缩面型面坐标进行缩放变换,得到一系列不同曲率的二维曲面压缩面.利用数值模拟手段对该系列曲面压缩面进行了研究,并与壁面马赫数线性分布和压升规律可控的压缩面进行了比较.结果表明:等熵压缩面型面坐标变换后其长度明显缩短,在相同总偏转角下x轴坐标缩放比例因子为0.7的曲面压缩面长度缩短30%;不同x轴坐标缩放比例因子的曲面压缩面产生分散、不汇聚于一点的压缩波并能保持等熵压缩的流动特征,壁面压力分布得到一定程度的改善且随着x轴坐标缩放比例因子的减小,壁面马赫数逐渐趋于呈线性分布;x轴坐标缩放比例因子为0.5的曲面压缩面同壁面马赫数线性分布的压缩面在流场结构、壁面压力、壁面马赫数分布以及出口截面总压恢复系数、出口截面马赫数分布方面具有高度的相似性. 相似文献
107.
高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性. 相似文献
108.
磁流体能量旁路超燃冲压发动机的混合 和燃烧性能数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究磁流体能量旁路超燃冲压发动机(AJAX)的混合燃烧性能,采用三维数值方法,分别对磁流体发电器作用区和化学反应区进行模拟.在其他条件不变的情况下,改变磁场强度和载荷因子从而改变燃烧室的入口条件,得到不同磁流体条件下的混合效率和燃烧效率.计算结果显示:随着磁场强度的增加和载荷因子的减小,混合效率都提高了,最多提高了11.4%,在热离解不明显的燃烧室前半段,燃烧效率也都有所提高;在燃烧室后半段,不出现热离解时燃烧效率最多提高6.5%,此时磁流体装置的引入可使燃烧室长度缩短25%,可降低飞行器的几何尺寸,减轻飞行器质量;出现热离解时,燃烧效率会有所降低甚至低于无磁流体作用时的情况,因此应尽量避免磁场强度过大或载荷因子过小引起燃烧室入口静温过高造成热离解降低燃烧效率. 相似文献
109.
采用基于剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型的分离涡(DES)方法和雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法对超燃气动斜坡结合燃气发生器增进掺混方案进行数值仿真研究。通过对比DES仿真结果、RANS仿真结果与试验结果,发现DES仿真结果对流场内涡结构的捕捉和分辨能力强于RANS方法获得的结果。选取燃气发生器喷流形成的壁面涡流特征角为比较标准, DES仿真结果显示该角度为48°,RANS仿真结果为37°,而试验测得该角度为47°。可见DES仿真结果与试验结果更为接近,说明对于气动斜坡结合燃气发生器的超燃掺混方案,DES方法仿真结果是合理的。 相似文献
110.
推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性研究 总被引:2,自引:1,他引:2
对于采用吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器,其发动机推力可能与机身弹性发生耦合影响,从而引起所谓的推力耦合气动伺服弹性(ASE)问题。为对其耦合原理及影响进行研究,以简化的飞行器纵向模型为对象,考虑结构弹性、非定常气动力、冲压发动机以及控制系统之间的相互耦合作用,建立了推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性问题的一般建模框架和分析流程。采用牛顿冲击理论计算高超声速非定常气动力,基于准一维流动假设分析发动机性能。算例结果表明,考虑发动机推力的耦合影响后,飞行器的短周期特性和气动伺服弹性特性均有明显改变,气动伺服弹性稳定裕度下降可达16%,应当引起飞行控制系统设计部门的重视。 相似文献