全文获取类型
收费全文 | 1179篇 |
免费 | 187篇 |
国内免费 | 132篇 |
专业分类
航空 | 859篇 |
航天技术 | 191篇 |
综合类 | 128篇 |
航天 | 320篇 |
出版年
2024年 | 19篇 |
2023年 | 57篇 |
2022年 | 42篇 |
2021年 | 70篇 |
2020年 | 69篇 |
2019年 | 74篇 |
2018年 | 49篇 |
2017年 | 41篇 |
2016年 | 45篇 |
2015年 | 49篇 |
2014年 | 68篇 |
2013年 | 60篇 |
2012年 | 84篇 |
2011年 | 89篇 |
2010年 | 53篇 |
2009年 | 44篇 |
2008年 | 57篇 |
2007年 | 79篇 |
2006年 | 69篇 |
2005年 | 68篇 |
2004年 | 40篇 |
2003年 | 26篇 |
2002年 | 31篇 |
2001年 | 29篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 19篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 17篇 |
1996年 | 18篇 |
1995年 | 14篇 |
1994年 | 20篇 |
1993年 | 7篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 10篇 |
1989年 | 3篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 4篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 3篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有1498条查询结果,搜索用时 17 毫秒
51.
52.
三维磁流体力学(MHD)数值模拟是行星际太阳风研究的重要手段.本文发展了一种由多种观测数据驱动的三维行星际太阳风MHD数值模型.模型的计算区域为0.1AU到1AU附近,使用Lax-Friedrich差分格式在六片网格系统中进行数值求解.边界条件中磁场使用GONG台站观测的光球磁图外推获得,密度通过LASCO观测的白光偏振亮度反演得到,速度根据以上两种观测数据并利用一种基于人工神经网络技术(ANN)的方法得到,温度通过自洽方法根据磁场和密度导出.利用该模型模拟了第2062卡灵顿周(CR2062)时期的行星际太阳风,模拟结果显示出丰富的观测特征,并与OMNI以及Ulysses的实际观测值符合得较好.该模型可用于提供接近真实的行星际太阳风,有助于提高空间天气预报的精度. 相似文献
54.
为了实现MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)固体微推力器阵列准确可靠点火,阵列单元的点火驱动控制显得尤为重要。设计了驱动控制系统,由电源模块、驱动模块、10×10规模固体微推力器阵列模块、控制及通信模块组成,并分别对各个模块的设计进行了介绍。通过把各个模块进行一体化,设计了整机结构,并制备了原理样机。最后对原理样机进行了电爆试验、点火试验以及冲量测试试验,试验表明所设计的驱动控制系统功能完备,能够对阵列单元准确点火以及多单元同时点火,具有很高的可靠性,点火成功率100%。 相似文献
55.
为了能够利用尾喷管同步环推力测试实验评估其合格率,提出了可调尾喷管灵活性仿真预测方法,并利用动力学模型研究了零件表面加工精度和几何公差对其灵活性的影响规律。结果表明:随着表面粗糙度等级的降低,可调尾喷管调节片与密封片之间的摩擦阻力增大;在尺寸公差为(-0.1,+0.1),零件几何尺寸越大,调节片与密封片之间的摩擦阻力越大;在表面粗糙度为不大于Ra6.3条件下,基于基本尺寸和最小极限尺寸建立的动力学模型能够满足伸展和收缩过程动作响应灵活性要求(0.2s内)。因此,为了满足可调尾喷管伸展和收缩灵活性要求,其各零件公差应控制在下偏差范围内,并相应提高表面加工质量。 相似文献
56.
传统气压制动系统存在压缩机、制动油箱和空气管路,占据较大空间,而采用电子机械制动(EMB)系统代替,不但可以减小空间,还能实现对夹紧力的快速响应和精确控制。以纯电动城市客车为目标车型,讨论了EMB执行机构方案,根据传统气压盘式制动器最大夹紧力推导出电机的堵转转矩和空载转速。据此设计了永磁无刷直流驱动电机,堵转转矩为10 N·m,空载转速为370 r/min。在Maxwell 2D中搭建驱动电机有限元模型,分析电机在消除间隙阶段和夹紧力增加阶段的制动性能。结果表明所设计的驱动电机制动性能可满足要求。 相似文献
58.
欧美及亚太区的低成本航空发展己成气候,而我国由于存在各种资源瓶颈使低成本航空发展艰难。就此,本文从我国低成本航空发展的驱动因素与潜在需求出发,提出了相对低成本运行模式的概念,并认为它同样具有较大的发展机会。 相似文献
59.
60.
《航天器工程》2017,(4):22-28
在卫星结构设计中,为了在满足各种工况条件下有效实现减重,基于优化驱动设计的思想,文章提出了一种分步结构优化方法:第一步采用固体各项同性惩罚微结构法(SIMP)进行多工况下最小柔顺度的拓扑优化,通过将多工况下的优化目标加权,转化为单目标优化问题,优化求解得到最优构型;第二步,提取第一步优化方案的拓扑构型关键特征,以质量最小、整星结构基频最高为目标,采用带精英策略的非支配排序遗传算法(Non-dominated Sorting Genetic Algorithm-Ⅱ,NSGA-Ⅱ)对形状和尺寸参数进行多目标优化;第三步,根据得到的形状尺寸参数,考虑实际加工和设计要求,经过人工修改迭代,得到最终设计。此方法应用于天拓-3卫星的支撑腿结构设计中,实现了考虑多工况的拓扑优化和多目标的形状尺寸优化。按照工程设计制造要求进行处理,获得的优化方案在满足各项约束条件下使支撑腿结构有效减重44.57%,整星结构基频提高3.97%,说明该方法具有较强的工程应用价值。 相似文献