全文获取类型
收费全文 | 237篇 |
免费 | 118篇 |
国内免费 | 30篇 |
专业分类
航空 | 167篇 |
航天技术 | 90篇 |
综合类 | 1篇 |
航天 | 127篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 6篇 |
2022年 | 30篇 |
2021年 | 29篇 |
2020年 | 37篇 |
2019年 | 15篇 |
2018年 | 16篇 |
2017年 | 25篇 |
2016年 | 16篇 |
2015年 | 10篇 |
2014年 | 15篇 |
2013年 | 14篇 |
2012年 | 17篇 |
2011年 | 31篇 |
2010年 | 20篇 |
2009年 | 14篇 |
2008年 | 14篇 |
2007年 | 17篇 |
2006年 | 16篇 |
2005年 | 15篇 |
2004年 | 6篇 |
2003年 | 5篇 |
2002年 | 6篇 |
2001年 | 3篇 |
2000年 | 3篇 |
1998年 | 2篇 |
1997年 | 2篇 |
排序方式: 共有385条查询结果,搜索用时 15 毫秒
71.
72.
73.
为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。 相似文献
74.
稳态等离子体推进器羽流场数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:2
采用二维轴对称模型,使用粒子网格法(PIC)和直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)相结合的方法,对稳态等离子体推进器(SPT)羽流场进行了数值模拟.采用DSMC方法中的随机取样频率法(RSF)求解粒子碰撞过程,并对比了不同的分配电荷方式、电子运动模型及SPT出口条件时的羽流场.将不同条件计算得到的羽流场中距SPT出口0.1?m,0.5?m及1.0?m处的离子电流密度和电荷密度与实验结果进行了对比,得出在采用面积权重法分配电荷、等熵模型描述电子运动和用实验值设定发动机出口参数时对SPT羽流场数值模拟的电流密度和轴向附近的电荷密度结果与实验结果符合程度较好的结论. 相似文献
75.
霍尔推力器磁路设计主要通过常温静态磁场仿真得到,并实测推力器非工作状态常温磁场进行复核。大功率霍尔推力器将面临更为严峻的热问题,推力器工作时磁路系统受高温影响,因此在常温下仿真得到的磁场位形会因温度升高而产生偏移,不能反映推力器真实工作时的磁场情况。为研究霍尔推力器工作时热量对磁路系统的影响,通过热磁耦合仿真对10kW磁屏蔽霍尔推力器的热态磁场分布进行研究,并对热态、常温仿真结果进行了对比,发现在阳极附近的径向磁感应强度Br的差异比放电室出口更大。常温设计的磁屏蔽构型在热态时偏离磁屏蔽,磁场和壁面最大不符合度达到13%,通过陶瓷出口型面修正后重新获得磁屏蔽效果,使最大不符合度降低到4.8%以下。合理热设计有助于降低热载荷,热仿真得到磁路系统最高温度低于500℃,低于0.78倍的居里温度Tc磁性急剧转变点,不会出现磁性能急剧下降,但热量对磁屏蔽霍尔推力器磁场构型的影响是应该考虑的。 相似文献
76.
为了准确掌握离子推力器放电室阳极壁面电流密度分布特性,并深入理解阳极壁面处等离子体运动特性,设计了近阳极壁面等离子体诊断的具体实施方案,并基于LIPS-200离子推力器开展了近阳极壁面处等离子体诊断试验研究,得到了主要磁极附近壁面等离子体参数,并得到阳极壁面吸收电流密度分布特性。试验结果表明:LIPS-200离子推力器阳极壁面处主要磁极附近的等离子体密度范围为 ,测试点的电子温度范围为 ,壁面电流密度范围为 ;柱段壁面电子温度相对锥段较低,但电流密度较大,尤其在中间极靴位置电流密度最大,约为阴极极靴处电流密度的3倍,约为屏栅极靴处电流密度的2倍,阳极电流主要在放电室中间极靴处发生损失。 相似文献
77.
为预估与提高航天器有效载荷能力,结合航天运输系统理论与离子推力器放电模型,对深空探测任务中以离子电推进系统为主要动力来源的航天器有效载荷能力进行了分析。通过理论推导,构建并揭示了有效载荷分数与深空探测任务参数和电推进系统性能参数的函数关系与潜在联系。结果表明:动力装置单位质量越小,航天器所能达到的最佳有效载荷分数越大;有效载荷分数的高低与离子引出份额、原初电子利用率参数的大小以及任务时间的长短呈正相关;当离子电推进系统可以达到更高的载荷比时,则需要更高的工质利用率作为支持。 相似文献
78.
常规的电推进技术是针对大卫星应用而研制的,体积大、功耗高,不能满足小卫星飞速发展的实际需要。针对小卫星对电推进器的要求,提出了利用电子回旋谐振微波放电技术,采用微波同轴放电腔体的小型化离子推进器。由于同轴传输线不存在截止波长,放电腔体的直径选择非常灵活,可以适应小卫星的低供电能力和对体积重量的要求。实验样机的直径为50mm,在微波功率为30W,加速电压1.2kV,减速电压0.2kV的条件下,等离子体的电子密度达到了4.6×10^16/m^3,推进器的离子束流也达到6mA。实验样机的体积大大低于常规波导谐振腔微波离子推进器,实现了小型化,基本满足了小卫星对电推进器的体积重量要求。 相似文献
79.
80.