全文获取类型
收费全文 | 711篇 |
免费 | 117篇 |
国内免费 | 145篇 |
专业分类
航空 | 512篇 |
航天技术 | 116篇 |
综合类 | 121篇 |
航天 | 224篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 39篇 |
2022年 | 27篇 |
2021年 | 31篇 |
2020年 | 26篇 |
2019年 | 47篇 |
2018年 | 29篇 |
2017年 | 26篇 |
2016年 | 31篇 |
2015年 | 26篇 |
2014年 | 50篇 |
2013年 | 20篇 |
2012年 | 43篇 |
2011年 | 42篇 |
2010年 | 38篇 |
2009年 | 30篇 |
2008年 | 51篇 |
2007年 | 28篇 |
2006年 | 27篇 |
2005年 | 34篇 |
2004年 | 28篇 |
2003年 | 26篇 |
2002年 | 29篇 |
2001年 | 30篇 |
2000年 | 25篇 |
1999年 | 15篇 |
1998年 | 14篇 |
1997年 | 19篇 |
1996年 | 17篇 |
1995年 | 12篇 |
1994年 | 13篇 |
1993年 | 15篇 |
1992年 | 15篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 17篇 |
1989年 | 15篇 |
1988年 | 5篇 |
1987年 | 4篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有973条查询结果,搜索用时 31 毫秒
961.
针对传统被动悬架式火星车在火星复杂地形运动中可能存在的问题,设计了仿尺蠖型火星车,包括沉陷脱困设计、爬坡设计、防托底设计和抬轮设计;识别了仿尺蠖型火星车移动系统的关键参数,计算得到不同火星车抬升高度的关键参数值和一个尺蠖运动周期的位移值;计算结果表明仿尺蠖型火星车可以解决被动悬架式火星车的上述问题。对所设计的仿尺蠖型火星车开展了地面试验和飞行试验验证,地面试验验证了车轮沉陷脱困能力、越障能力和爬坡能力;作为仿尺蠖型火星车应用的实例,“祝融号”火星车成功经历了飞行试验,它在火星表面的顺利运行表明仿尺蠖型火星车设计措施有效。 相似文献
962.
主动声纳浮标适合探测安静型潜艇,预测主动声纳浮标的性能已成为航空反潜战的重要内容。文章首先简要分析了水声传播模型、海底和海面损失模型以及混响模型等声纳模型的优劣并进行合理选择;在此基础上,提出了一种主动全向声纳浮标性能预测系统的总体方案,并设计了相应软件;最后,针对不同的海洋环境进行仿真实验。该系统能预测主动声纳浮标在各传播方向、水平距离和深度的传播损失及检测概率,可以用于分析浮标性能的时空变化特性,为优化使用声纳浮标提供参考。 相似文献
963.
为探究下表面射流关键参数对超临界翼型气动性能的影响,采用雷诺平均NavierStokes(RANS)方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行数值模拟。通过比较基准RAE2822翼型与下表面射流翼型的流场,验证下表面射流能够在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡,带动流线向下偏折,增加了翼型的等效弯度,同时加大前缘的吸力峰,从而提高翼型的气动性能。进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度、马赫数等关键参数对RAE2822翼型气动性能的影响规律。结果表明:给定状态下,下表面射流的位置越靠后,动量系数越大,翼型的气动性能越优。下表面射流在α=0°和2°时的最优射流角度为110°,在α=4°时的最优射流角度为160°,且在最优射流角度下能有效提高翼型马赫数在0.3~0.6范围内的气动性能。 相似文献
964.
目前卫星被动遥感二氧化碳存在空间覆盖不足、时空分辨率不够、地球两极和夜间缺少数据等问题,对二氧化碳的源汇研究带来很大的不确定度,同时也制约着利用卫星遥感温室气体探究全球变化。2022年4月我国发射了全球首颗搭载主动激光雷达探测二氧化碳的卫星-大气环境卫星。其上搭载了的气溶胶和碳探测激光雷达(ACDL),利用1 572 nm的两束激光,可以反演干空气中加权平均的二氧化碳柱浓度。初步与香河站(全球碳柱总量观测网)站点比对的平均偏差为0.48 ppm,Sodankyla(全球碳柱总量观测网)站点的比对的平均偏差为0.8 ppm,精度超过被动遥感卫星。 相似文献
965.
涡轮叶尖间隙控制系统是现代军、民用大涵道比航空发动机普遍采用的提高发动机性能的重要系统之一。本文分析研究了现代大涵道比航空发动机典型的涡轮叶尖热主动间隙控制(ACC)系统的结构布局及冷却空气流向,根据各自特点将其总结归纳为双层机匣内置冲击隔板和机匣外部环绕冲击冷却管两种形式。其中,双层机匣内置冲击隔板布局结构简单,采用的引自高压气源的冷气在实现间隙控制功能后可以用于二次冷却其他部件,但从高压压气机中间级引气的性能代价比较高,因此实际应用较少。机匣外部环绕冲击冷却管布局结构件较多,但可以实现冷却管与机匣外壁凸肋的紧密配合,从而实现最优的冲击靶向位置及冲击距,增强机匣热响应效率,而且采用引自风扇后低压气源的冷气的性能代价低。从发动机实际应用来看,机匣外部环绕冲击冷却管布局在现代大涵道比发动机上应用较多,成为涡轮热主动间隙控制系统结构布局的发展趋势。 相似文献
966.
利用控制力矩陀螺(CMG)实现敏捷姿态机动控制时,保证机动过程控制输出力矩快速响应的同时,还需要保证机动到位后有效隔离CMG的机械振动以实现高稳定度姿态控制。针对控制CMG主动隔振平台,将控制CMG外框角速度作为变参数,提出单支腿主动隔振平台控制器的一种基于线性变参数(LPV)控制设计实现方法,通过与其他主动隔振控制方法性能比较分析,所提方法在兼顾敏捷姿态机动期间和机动到位后对主动隔振平台不同的力学传递要求方面有更好的性能。 相似文献
967.
968.
针对运载火箭加速度计反馈主动减载实施效果评价,提出一种基于主动减载姿态动力学稳态分析的评价方法,在传统的“载荷侧滑角”评价指标基础上增加了“姿态偏差”、“摆角需求”和“弹道偏离”评价。稳态分析中考虑了结构干扰的偏置效应以及质心运动对风的抵消效应,重点推导了风切变对于火箭姿态动力学特征参数的影响机理。某型号案例分析结果表明,在典型“平稳风+切变风”风场作用下,主动减载技术在4项评价指标上均取得理想实施效果,并且显著缓解风切变导致的姿态参数快变现象。 相似文献
969.
为了降低旋转爆震发动机燃烧室壁面温度,设计了陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构。对燃烧室主动冷却结构的传热特性进行数值模拟,获得主动冷却燃烧室壁面温度响应和温度分布规律。对燃烧室主动冷却结构进行了模型简化,将模拟旋转爆震波获得的不同壁面温度下的热流密度参数加载在冷却模型上,提高了壁面温度模拟的计算效率。结果表明:燃烧室内壁面热流密度随着壁面温度的升高而降低,扩散区的平均热流密度最大;陶瓷基复合材料燃烧室主动冷却结构可以有效降低燃烧室壁面温度,在相同冷却流量下,矩形冷却截面的冷却效果优于圆形冷却截面,可以将燃烧室壁面的温度降到1 200 K以下;燃烧室壁面最高温度在燃烧室中段区域。 相似文献
970.
为提升涡扇发动机的加速性能,对传统的转子加速度N-dot控制结构进行了改进,提出了一种基于跟踪误差的主动切换控制策略,在跟踪误差较大时,执行N-dot控制回路,否则执行稳态控制回路。同时提出了基于等高度线的N-dot控制计划制定方法,采用差分进化算法对加速过程进行优化,最大限度地减小与最大转速之间的误差。以优化出的不同高度下最大高压转子加速度作为N-dot控制计划,并采用紧格式动态线性化无模型自适应控制(CFDL-MFAC)算法设计N-dot控制器。与常规Min-Max选择结构下的PID控制N-dot相比,主动切换MFAC的N-dot控制在某中等推力军用涡扇发动机设计点上加速时间减小了0.7 s,在非设计点上加速减少了约1.2 s。 相似文献