全文获取类型
收费全文 | 250篇 |
免费 | 43篇 |
国内免费 | 25篇 |
专业分类
航空 | 166篇 |
航天技术 | 43篇 |
综合类 | 33篇 |
航天 | 76篇 |
出版年
2023年 | 7篇 |
2022年 | 6篇 |
2021年 | 12篇 |
2020年 | 6篇 |
2019年 | 13篇 |
2018年 | 9篇 |
2017年 | 7篇 |
2016年 | 8篇 |
2015年 | 4篇 |
2014年 | 12篇 |
2013年 | 7篇 |
2012年 | 12篇 |
2011年 | 7篇 |
2010年 | 9篇 |
2009年 | 13篇 |
2008年 | 22篇 |
2007年 | 12篇 |
2006年 | 9篇 |
2005年 | 16篇 |
2004年 | 11篇 |
2003年 | 4篇 |
2002年 | 5篇 |
2001年 | 6篇 |
2000年 | 11篇 |
1999年 | 11篇 |
1998年 | 11篇 |
1997年 | 13篇 |
1996年 | 4篇 |
1995年 | 6篇 |
1994年 | 9篇 |
1993年 | 8篇 |
1992年 | 1篇 |
1991年 | 1篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 7篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 2篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 6篇 |
1977年 | 1篇 |
排序方式: 共有318条查询结果,搜索用时 31 毫秒
1.
翼身融合运输机分布式电推进系统设计及油耗评估 总被引:3,自引:1,他引:2
针对翼身融合运输机开展了分布式电推进系统的总体设计与油耗评估。通过数值计算完成了70t载质量翼身融合飞机的气动设计与优化。在巡航马赫数为0.80和10km高度的设计点,最大升阻比达到了24。通过求解积分边界层方程组,完成了电推进系统的总体设计。电推进系统包含10个推进风扇,风扇直径为1.45m,压比为1.35,巡航功率为2.94MW。建立了考虑燃烧过程的发动机一维性能模型,对发动机油耗进行了评估,获得了不同发动机循环参数下燃油消耗。建模结果表明,基于翼身融合布局和分布式电推进技术,可使运输机的油耗较C-17节省近50%。 相似文献
4.
5.
6.
7.
薄壁内、外半管冲压成形工艺参数模拟优化设计 总被引:2,自引:0,他引:2
针对内、外半管的结构特点,分析计算冲压成形主要工艺参数及毛坯尺寸,运用有限元分析软件ANSYS/LS-DYNA,对内、外半管的成形过程进行了模拟。研究了不同压边力及不同冲压速度对零件拉深成形的影响,分析了零件的成形工艺及其起皱缺陷,优化了毛坯形状,避免了成形过程中的缺陷,获得了理想的毛坯形状和工艺参数。 相似文献
8.
9.
文章提出了子信道功率控制在Ka频段卫星通信信道DT—OFDM系统中应用的方案,给出了系统模型的组成和差分软检测方法,并根据系统模型进行了仿真。仿真结果表明应用子信道功率控制的DT—OFDM方案与传统的CC.OFDM方式相比,在10。误码率时能得到4dB的信噪比增益。 相似文献
10.
星用490 N发动机喷注器局部燃气泄漏试验 总被引:1,自引:1,他引:0
根据近期某卫星在轨故障模式,为了研究测压管嘴燃气泄漏对液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响,以该卫星用第二代490 N发动机为试验对象,开展了测压管嘴在0.1、0.3、0.5 mm直径泄漏孔下的高空模拟热试车考核,对发动机真空推力、比冲和关键部位温度进行了测量。试验结果表明:试验条件下测压管嘴燃气泄漏对发动机工作稳定性没有影响;0.1 mm泄漏孔对发动机工作性能和各测点温度没有影响。随着泄漏孔直径增大至0.3 mm和0.5 mm,测压管嘴堵头烧蚀程度加深,发动机真空推力和比冲均值下降幅度分别仅为0.4%和1.4%,表明试验条件下测压管嘴泄漏对发动机工作性能的影响较小。燃烧室喉部温度试验结果不受泄漏的影响,喷注器测压管嘴及其附近、模拟卫星支架测点温度上升明显,氧化剂控制阀温度上升较小,远离测压管嘴的测点温度几乎不受高温燃气泄漏的影响。 相似文献