全文获取类型
收费全文 | 330篇 |
免费 | 14篇 |
国内免费 | 22篇 |
专业分类
航空 | 30篇 |
航天技术 | 142篇 |
综合类 | 14篇 |
航天 | 180篇 |
出版年
2023年 | 3篇 |
2022年 | 4篇 |
2021年 | 11篇 |
2020年 | 13篇 |
2019年 | 7篇 |
2018年 | 8篇 |
2017年 | 6篇 |
2016年 | 22篇 |
2015年 | 6篇 |
2014年 | 16篇 |
2013年 | 8篇 |
2012年 | 15篇 |
2011年 | 11篇 |
2010年 | 6篇 |
2009年 | 14篇 |
2008年 | 22篇 |
2007年 | 8篇 |
2006年 | 8篇 |
2005年 | 6篇 |
2004年 | 10篇 |
2003年 | 8篇 |
2002年 | 9篇 |
2001年 | 9篇 |
2000年 | 8篇 |
1999年 | 10篇 |
1998年 | 11篇 |
1997年 | 17篇 |
1996年 | 12篇 |
1995年 | 18篇 |
1994年 | 8篇 |
1993年 | 9篇 |
1992年 | 23篇 |
1991年 | 8篇 |
1990年 | 8篇 |
1989年 | 4篇 |
排序方式: 共有366条查询结果,搜索用时 15 毫秒
1.
2.
空间站燃烧科学实验系统设计 总被引:2,自引:2,他引:0
建立空间站燃烧实验系统,可满足未来空间微重力燃烧实验系统需求.通过空间站微重力燃烧实验研究,可拓展空间燃烧学研究.根据所要实现的功能及燃烧实验需求,对中国空间站燃烧柜的燃烧科学实验系统进行了设计和分析.燃烧科学实验系统由8个子系统组成,是一个适合开展气、液、固多种燃料燃烧实验的综合性实验系统.考虑到强度设计要求,在完成方案设计后,对系统进行了有限元分析,并在研制的结构件上进行了力学环境实验.实验与分析结果表明,本文设计的实验系统能够满足环模实验的要求,结构合理可行. 相似文献
3.
介绍了在轨航天器液体推进剂剩余量测量技术国内外研究进展,并展望了未来的研究方向。首先简要介绍了造成微重力条件下液体推进剂剩余量测量困难的原因;接着回顾了液体推进剂剩余量测量技术的发展脉络,将其技术发展分为技术萌芽、技术成熟和新技术探索三个阶段;然后从基本原理、误差分析、研究进展等方面综述了常用的簿记法(Book-Keeping,BK)、压力体积温度法(Pressure-Volume-Temperature,PVT)和热量激励法(Thermal Gauging Method,TGM)等液体推进剂在轨剩余量测量技术,对比分析了各种方法的优缺点;最后,展望了液体推进剂在轨剩余量测量技术的发展方向:一是利用不同测量技术在不同卫星寿命期间具有不同测量精度的特点,将多种测量技术进行结合,以提高整体测量精度;二是开发适用于卫星全寿命周期高精度测量的新方法。 相似文献
4.
相变蓄热适用于周期性热流作用下航天器内部工作单元的温度控制,但是需解决微重力环境下相变材料融化速率低的问题.鉴于液态金属高导热系数和高单位体积潜热的特点,在微重力下将液态金属作为相变材料有望提高融化速率.通过对微重力下液态金属镓融化过程的相界面演化、流线和温度分布特征进行数值研究,分析了腔体尺寸和过热度对融化过程的影响.结果表明:微重力下镓的融化过程中,热传导起主导作用;镓的融化时间比冰和正十八烷分别减少了88.3%和96.4%,储热量分别为冰和正十八烷的1.2倍和2.2倍;融化时间随过热度增加而减小,随腔体半径增大而增大.此外推导出了液相分数随无量纲时间变化的关系. 相似文献
5.
文章建立微重力环境下载人航天器密封舱简化物理模型,利用FDS软件仿真分析火源在密封舱中心位置时不同送风角度(θ=0°、θ=45°、θ=60°)下舱内温度和烟气浓度的分布规律。分析结果显示:需要在大功率设备上方两侧布置火灾探测器;不同送风角度下的速度场不同,造成舱内温度分布规律也不同;当送风角度θ=45°、θ=60°时,密封舱内的烟气与θ=0°时相比更易排出。分析结果可为载人航天器密封舱内送风口及火灾探测器的设置提供参考。 相似文献
6.
为了分析空间机构在不同重力环境中的驱动力差异,以单关节机械臂为研究对象,进行不同重力环境下直流电机驱动力差异分析。首先基于拉格朗日方程推导出单关节机械臂的动力学模型,为分析不同重力环境下,负载、摩擦和转速的变化对电机驱动力的影响,通过设计一套基于单关节驱动的机械臂试验装置,进行地面重力环境、地面模拟微重力环境和落塔微重力环境试验。然后基于试验数据详细分析了不同重力环境下空间机构电机驱动电流的差异,并基于试验数据对电机动力学方程中的摩擦参数进行辨识,从而获得基于试验数据修正的机械臂动力学仿真模型,为空间机构动力学设计与应用提供理论与试验依据。 相似文献
7.
在轨滑行阶段液氪贮箱长期处于微重力环境。为研究其内部传热和相变过程对大轨道转移飞行器贮供单元工作性能的影响,建立了微重力液氪贮箱CFD模型,采用VOF法及Lee气液相变理论,研究了重力水平、初始液氪温度、初始充满率对微重力下液氪贮箱热分层及压力变化的影响。结果表明:常重力g0下贮箱的压升率分别为10-4 g0,10-5 g0,10-6 g0的1.84倍、1.98倍、2.04倍,微重力下温度分层程度(2~3 K)远低于常重力(90 K);不同初始液氪温度下贮箱压力随时间呈先降低后升高的变化趋势,且初始液氪温度越低,贮箱压升率越小;微重力下液氪贮箱存在临界初始充满率,当初始充满率Φ>70%时贮箱压升率随初始充满率的升高而增大,当Φ<70%时贮箱压升率随初始充满率的升高而减小。 相似文献
8.
地面及微重力条件下低温贮箱内相变和传热的数值仿真 总被引:1,自引:1,他引:0
为了预测航天器低温推进剂在轨工作时受热后的状态变化,采用二维轴对称Volume of Fluid(VOF)气液两相流计算流体力学模型,同时选择Lee提出的气液相变模型.由于模拟试验采用低温液氮贮箱,因此本文采用低温液氮贮箱为数值仿真对象.微重力情况下,贮箱内气枕区的压力和压力上升率均低于地面状况,重力水平越低,压力和压力上升率越小,并且气体形成的气枕区位置和形状因表面张力大小随温度不同而动态变化,液体区间的温差也随重力水平的降低而增大. 相似文献
9.
10.