全文获取类型
收费全文 | 523篇 |
免费 | 69篇 |
国内免费 | 33篇 |
专业分类
航空 | 338篇 |
航天技术 | 74篇 |
综合类 | 80篇 |
航天 | 133篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 16篇 |
2022年 | 12篇 |
2021年 | 7篇 |
2020年 | 12篇 |
2019年 | 18篇 |
2018年 | 19篇 |
2017年 | 20篇 |
2016年 | 24篇 |
2015年 | 22篇 |
2014年 | 28篇 |
2013年 | 16篇 |
2012年 | 22篇 |
2011年 | 17篇 |
2010年 | 17篇 |
2009年 | 20篇 |
2008年 | 20篇 |
2007年 | 21篇 |
2006年 | 31篇 |
2005年 | 14篇 |
2004年 | 25篇 |
2003年 | 16篇 |
2002年 | 14篇 |
2001年 | 15篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 12篇 |
1998年 | 15篇 |
1997年 | 26篇 |
1996年 | 21篇 |
1995年 | 22篇 |
1994年 | 16篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 11篇 |
1991年 | 3篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 6篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 3篇 |
1984年 | 6篇 |
1983年 | 2篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有625条查询结果,搜索用时 586 毫秒
81.
针对高超声速变形飞行器再入制导问题,提出了一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器外形方案,建立了含有展长变形量的气动模型和动力学模型。将该变形飞行器的展长变形量扩展为控制变量,分析了倾侧角、展长变形量和终端航程、高度之间的关系。在此基础上,利用倾侧角和展长变形量在线预测剩余航程和终端高度,通过数值方法校正2个控制量以满足航程约束和高度约束,通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明:该变形飞行器再入制导方法制导精度高,相比于传统固定外形飞行器终端约束能力更强、轨迹更加平滑,且在扰动条件下具有一定鲁棒性。 相似文献
82.
陶行知的“大学之道”教育思想,是对传统的“学而优则仕”———“人上人”教育观念的否定,它是融德育、办学理念、校风、校训以及培养目标为一体的治学之道,也即是教育目的。这对我们今天的教育,特别是高等职业教育有着重大的启示。 相似文献
83.
现代民用航空发动机一般为大涵道比涡扇发动机,由于增压级无可调静子叶片,某些工况会造成低转速区域增压级流量与高压压气机不匹配,增压级共同工作线被迫抬高,从而造成增压级喘振甚至发动机超温。为了保证增压级的稳定工作,增压级下游通常装有可调放气阀(VBV)系统。本文从VBV放气控制方案设计流程出发,针对VBV放气量与阀门有效面积的关系及涡扇发动机在各运行状态VBV放气规律展开研究,定义了一种以低压相对换算转速N1R为主控参数,以及放气面积与高压相对换算转速转差比值A24/ΔN2R为修正系数的VBV控制规律设计方法,为民用航空涡扇发动机VBV控制规律设计提供了具体思路。 相似文献
84.
温差发电模块面积比功率实验优化研究 总被引:1,自引:1,他引:0
同位素温差发电器是目前深空探测航天器广泛采用的电源装置。为优选温差发电模块构型、提高模块的输出功率和面积比功率,制备了具有不同热电元件截面积的碲化铋基温差发电模块。通过建立的实验测试系统,测量了多种温差条件下发电模块的输出功率随负载的变化。实验结果表明:当模块包含的热电元件(p–n结)对数一定时,热电元件的截面积越大、模块占空比越高,则模块输出功率越高、匹配负载越小;在热源温度450 K、热沉温度300 K的条件下,测得热电元件截面积为1.6 mm×1.6 mm、占空比为0.406的发电模块的最大面积比功率约为0.282 W·cm~(-2)。最后,对理想与实际情况下,占空比为1时的模块面积比功率进行了分析。 相似文献
85.
提出一种新的用于阵列天线GPS接收机的多径抑制方法。考虑到通常GPS视线信号的来波方向与多径的来波方向不同,在每个导航数据符号位内测距(C/A)码重复,通过对阵列接收的信号矢量与它本身的延迟信号矢量互相关,提高接收机前端信噪比,再利用最大特征值法和前后向空间平滑技术准确地估计期望卫星视线信号(LOSS)的来波方向。最后综合多个GSC子阵列有效地降低了相关多径对码跟踪精度的影响。仿真结果显示,该方法能使接收机在与LOSS码同步前准确估计LOSS的角度信息,有效抑制相关多径,且鉴相结果准确。 相似文献
86.
升力前体由于前缘激波不能附着于前体前缘,其上下表面流场存在相互耦合,进而导致其下表面流场存在较强的横向流动,这会对腹部进气系统的设计造成不利影响.为了使前体出口流场能较好地保持二维流动特征,通过在升力前体两侧增加小角度抑流斜楔,以抑制横向流动.这种升力前体及一体化进气系统的数值模拟表明,该升力前体出口流场二维特征良好,采用该前体的进气系统能较好地维持理想的流场结构,并具有较优的性能. 相似文献
87.
在严苛的热流、动压、过载等约束下,为了使高超声速滑翔飞行器在无动力再入过程中经过预先设定的航路点最终到达末端能量管理界面,提出一种基于轨迹在线生成加跟踪制导思路的三维自主再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段。初始下降段采用定常迎角和倾斜角策略。滑翔段轨迹在线生成分解为纵向规划和侧向规划:纵向规划中用于确定航程的阻力加速度-能量剖面由再入走廊上边界和下边界内插得到,侧向规划采用降阶的侧向运动方程根据航路点约束确定倾侧角反转的时刻。最后对该制导方法进行了仿真分析,仿真结果表明该制导方法能够在满足各种路径和终端约束要求下完成制导任务。 相似文献
88.
针对应用于飞行器增压系统的双级气体减压器,从单级气体减压器的有限体积瞬变仿真模型出发建立了其数值模型,并搭建了双级减压器特性研究系统的模块化仿真模型.通过大量的时域仿真研究了某两型具有细微设计差异的减压器各结构参数对其工作稳定性的影响规律,并比较了两者间的异同,随后根据工程需要,选取减压器二级阀芯运动速度的样本方差作为稳定性指标,重点研究了某减压器二级阀芯质量、低压腔体积、反馈腔体积及膜片刚度变化对稳定性的影响程度.仿真结果表明,设计人员可以优先减小该减压器的二级阀芯质量或增大膜片刚度从而更快地改善其稳定性,该分析方法可以帮助相关设计人员以最小的代价获得满足工程要求的结果. 相似文献
90.