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131.
132.
为进一步提升星群协同的系统容量,考虑在卫星星群上配置阵列天线的传输模式.分析了最大化容量时下行链路的信道条件,给出了系统容量最大化的实现方式,探索了系统参数对信道容量的影响,发现信道容量随地面天线间距成周期性变化,其周期与卫星数目成反比、与地面天线阵列相对于东西方向的夹角的余弦成反比、与相邻卫星之间的角间距成反比.在多卫星多天线环境下,发现信道容量曲线的包络同样随地面天线间距成周期性变化,提出并通过仿真验证了多卫星多天线环境下减小地面天线间距和降低测控精确度要求的地面天线排布方案. 相似文献
133.
针对某些因轨道信息不完整而无法直接外推的LEO轨道飞行器的机动检测问题,提出了一种基于轨道摄动影响的面内机动检测方法。该方法将半长轴和偏心率作为检测量,通过分析大气阻力摄动和J 2 项摄动对 LEO 飞行器轨道的影响,从而确定目标飞行器的轨道参数允许边界值,再通过和实际轨道参数进行比较来判定被检测数据点参数是否超出正常范围。最后,采用这种方法对X\|37B飞行器轨道数据进行了仿真验证,共检测出10个机动点,结果表明该方法可以较为准确地利用有限轨道信息检测目标的轨道机动情况。 相似文献
134.
135.
民机全机坠撞实验是评价民用飞机适坠性的最直接手段,也是民机适坠性领域的世界性技术难题。提出全机坠撞实验高精度提升控制与高可靠投放方法,给出了结构响应、假人响应等关键物理量的测试方法,引入了分布式多目相机全场大变形连续测试方法。构建了全机坠撞动响应测试系统,使用统一时间基准触发,对坠撞后地面撞击载荷、结构加速度响应、假人响应以及飞机破坏变形进行了分析,获得了机体不同部位的响应分布规律;提出了修正的适坠性综合评估指数ICI。结果表明:全机坠撞实验测试数据完整可信,实验飞机在5.71 m/s垂直坠撞后,客舱地板下部结构变形严重,机翼的惯性效应导致中央翼区域机身上部结构产生明显变形;不同机身段的刚度差异造成该部位坠撞载荷和动响应的显著差异,刚度越大变形越小加速度响应越大;坠撞后乘员受载在安全范围内,客舱座椅结构完好,舱门可正常打开,乘员生存空间足够,乘员撤离通道畅通。实验飞机在给定状态下具有较好的适坠性,相比原始ICI指数,修正后的评估结果具有更好的工程适用性。 相似文献
136.
<正>为了给《2020年天文和天体物理学十年调查》中的中型任务概念即"探测器概念研究"(Probe Mission Concept Studies)提供输入,美国NASA征集了相关任务概念建议,即"天体探测器任务概念研究"(Astrophysics Probes Mission Concept Studies)。此次征集作为NASA"空间和地球科学"计划框架下的一个研究机会公告(Research Opportunities in Space and Earth Sciences,ROSES),面向 相似文献
137.
设计了一种适用于小功率冲击式涡轮性能试验方案,该方案由燃气路和水路组成,通过酒精发生器获取高温高压空气驱动涡轮转动,泵为水介质增压作为负载进行涡轮性能试验,保证了试验涡轮状态与真实产品状态的一致性.以涡轮相似换算准则为基础在试验系统能力允许的范围内设计试验工况.本涡轮性能试验方案利用泵水力性能核算涡轮输出功,根据实测的涡轮压力、温度等参数,最终获得涡轮效率随涡轮速比变化的性能曲线.通过设计考台试验件及考验方法,确保试验系统参数测量的稳定可靠.经某上面级发动机涡轮泵作为试验对象验证,采用该试验方案可以获取涡轮效率.同时3件试验涡轮转子的性能试验结果对比表明该上面级发动机涡轮转子性能一致. 相似文献
138.
民机乘员的应急撤离是人-机-环境多系统耦合作用过程,涉及人员行为、客舱环境、灾害情况等复 杂因素,客舱布局、人员属性、应急措施等均对应急撤离过程及结果有显著影响。由于应急撤离与民机安全性 直接相关,运输类飞机适航标准规定44座以上的民用飞机需进行全尺寸应急撤离适航符合性演示试验,要求 在指定环境条件下于90s内完成撤离过程。本文梳理了适航标准对民机应急撤离的要求,对应急撤离实验研 究方法和数值仿真方法进行了总结归纳,并结合未来民机安全设计需求和相关技术的发展对应急撤离问题研 究的发展趋势进行了展望。 相似文献
139.
C/SiC热残余应力影响材料服役性能,而初始缺陷影响热残余应力,因此有必要对平纹编织C/SiC复 合材料的初始缺陷与热残余应力的关系进行研究。通过试样截面扫描电镜(SEM)图像对材料各类初始缺陷的分布特征进行测量和统计,建立含初始缺陷的宏观材料的代表体积单元(RVE)和纤维束 RVE有限元模型;采用 稳态变温法及有限元细观计算力学(FECM)方法预测含初始缺陷的纤维束 RVE有效性能参数及热残余应力。结 果表明:应力预测值与试验值吻合较好,得到了各类初始缺陷与宏观材料热残余应力之间的定量映射关系。 相似文献
140.
针对飞机装配中机身壁板等组件调姿定位问题,本文首先提出了一种基于3-UPS并联构型的飞机装配调姿定位机构,该机构可以实现飞机组件装配的6自由度调姿与定位.同时,为提高飞机组件装配精度,分析了各运动副铰链间的误差间隙对飞机装配调姿定位机构姿态的影响,并据此建立了3-UPS并联机构的有效杆长模型.进一步地,基于并联机构位置正解得到了飞机装配调姿定位机构的定位精度模型.最后,通过MATLAB仿真分析了间隙的存在对机构运动精度的影响,为基于3-UPS并联机构在调姿定位中的控制补偿提供了理论基础. 相似文献