全文获取类型
收费全文 | 390篇 |
免费 | 56篇 |
国内免费 | 50篇 |
专业分类
航空 | 287篇 |
航天技术 | 75篇 |
综合类 | 24篇 |
航天 | 110篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 14篇 |
2022年 | 32篇 |
2021年 | 28篇 |
2020年 | 22篇 |
2019年 | 19篇 |
2018年 | 16篇 |
2017年 | 22篇 |
2016年 | 21篇 |
2015年 | 16篇 |
2014年 | 24篇 |
2013年 | 15篇 |
2012年 | 30篇 |
2011年 | 23篇 |
2010年 | 20篇 |
2009年 | 20篇 |
2008年 | 19篇 |
2007年 | 14篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 12篇 |
2004年 | 11篇 |
2003年 | 9篇 |
2002年 | 10篇 |
2001年 | 3篇 |
2000年 | 7篇 |
1999年 | 9篇 |
1998年 | 5篇 |
1997年 | 6篇 |
1995年 | 5篇 |
1994年 | 3篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 3篇 |
1991年 | 2篇 |
1990年 | 3篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 5篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 2篇 |
1983年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 3篇 |
1976年 | 1篇 |
排序方式: 共有496条查询结果,搜索用时 187 毫秒
441.
为了研究超声速燃烧室尺度放大后,保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变,凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题,基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型,采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室,分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP,再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式Da''NP,将稳焰边界不变作为约束条件,构建尺度放大准则方程式DaNP= Da''NP,求解准则方程式获得凹腔几何参数放大准则表达式,绘制准则特性曲线,分析归纳近似准则,并通过数值计算方法初步验证准则的有效性。采用Driscoll凹腔稳焰模型的尺度效应分析结果表明,燃烧室放大一定倍数n后,无法通过调整凹腔长度和深度放大倍数k1和k2使得贫燃熄火边界保持不变;但是,可以通过调整参数k1和k2使得富燃熄火边界保持不变,此时凹腔几何参数遵循的放大准则近似为 k1≈k2≈n1/4。 相似文献
442.
飞机结构安全性设计思想经历了从静强度设计、安全寿命设计、损伤容限与耐久性设计到单机追踪的演变,未来有进一步向结构数字孪生的方向发展的趋势。飞机结构数字孪生是数字线程驱动的,多学科、多物理、多尺度、多保真度、多概率的模拟仿真系统,采用在线传感器监测、离线地面检查、飞机运行历史等多源数据,反映并预测对应飞机结构实体在全寿命周期内的行为和性能,有望革新现有的飞机结构使用和维护模式。面向疲劳寿命管理,提出飞机结构数字孪生的5项关键建模仿真技术,分别是载荷和损伤的数据获取技术、多尺度建模和力学分析技术、含裂纹复杂结构的精确高效仿真技术、基于降阶的数字孪生高效建模技术和考虑不确定性与多源异构数据的剩余寿命评估技术,并详细探讨这五项关键技术的研究现状与发展方向,为飞机结构数字孪生的系统研究与工程应用提供参考。 相似文献
443.
不确定非完整动力学系统的变结构指数镇定 总被引:1,自引:0,他引:1
链式系统是非完整运动学系统的一种标准形式. 通过坐标和输入变换,许多非完整运动学系统均可化为这种形式.当非完整运动学系统可化为链式系统时, 直接基于一类不确定非完整动力学系统, 利用变结构控制的方法设计了全局镇定控制律. 该控制律的特点是: 存在一个有限时间,使得在此时间后闭环系统的状态可以以任意速率指数收敛到零. 最后将该方法用于一类移动机器人的控制器设计,仿真结果验证了该方法的有效性. 相似文献
444.
为了解决初级教练机低成本组合导航仪中全球定位系统(GPS, Global Positioning System)信息更新频率过低,导致传统组合导航算法失效的问题,在对惯性器件进行建模的基础上,提出了一种基于运动学非线性模型的组合导航算法.该算法选取载体的姿态、速度和位移量作为状态量,以GPS、磁强计和高度计的测量值作为观测量,建立组合导航系统模型,利用卡尔曼滤波对线性化后的系统模型进行数据融合.通过静态试验和动态跑车试验,表明该组合导航算法能够使姿态误差均值控制在0.12°以内,速度误差均值不大于0.03m/s,位移量误差均值不大于3.94m,精度能够满足初级教练机的应用需要. 相似文献
445.
利用瑞利激光雷达观测数据,分析了北京地区35~70km高度范围内大气温度和重力波活动的季节变化.发现北京地区30~70km高度范围内的大气温度有明显的年周期变化:平流层顶最高温度出现在6,7月份,大约为270K;中间层70km高度最低温度也出现在6,7月份,大约为200K.以2014年10月14日晚数据为例,分析重力波势能密度,发现50km以下重力波势能存在耗散,而在50km以上重力波近乎无耗散地向上传播.通过对比35~50km高度范围内的平均势能密度,对北京地区重力波活动强弱的季节变化进行了研究.研究结果表明,北京上空重力波活动强度具有明显的年周期变化,冬季平均势能密度为18J·kg-1,夏季为8J·kg-1,且冬季重力波活动强度约为夏季的两倍.此外,还分析了春夏秋冬四个季节重力波势能密度随高度的变化.结果表明,不同季节和不同高度的重力波势能密度不同. 相似文献
446.
根据天宫一号目标飞行器的特点及交会对接任务需求,天宫一号目标飞行器选择单框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构,这是控制力矩陀螺首次在国内航天器上应用.阐述了单框架控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用,主要包括四个方面:构形选择、操纵律设计、角动量卸载、故障诊断与重构.天宫一号目标飞行器控制力矩陀螺系统采用五棱锥构形,其操纵律设计为带零运动的伪逆操纵律,控制力矩陀螺系统具备故障诊断和重构功能. 相似文献
447.
旋转部件载荷复杂,易萌生裂纹,引发疲劳断裂失效。针对含裂纹受热旋转部件,在全局无裂纹区域使用有限元法(FEM),发挥其在大型结构仿真分析方面的优势;在裂纹附近局部子域使用对称伽辽金边界单元法(SGBEM),发挥其在结构断裂分析方面的优势。构造考虑旋转惯性载荷和热载荷影响的SGBEM超单元,该超单元刚度矩阵对称半正定,且施加的旋转惯性载荷和热载荷仅影响等效力向量,可实现与有限元刚度矩阵和力向量的直接装配,从而耦合求解旋转部件的热弹性断裂问题。采用构造的SGBEM超单元FEM耦合法计算了含裂纹受热旋转圆盘的应力强度因子,验证了该方法的有效性。 相似文献
448.
针对Stewart平台卫星大范围快速机动后的指向控制问题,提出了考虑翼板柔性的Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制方法。对考虑柔性翼板的Stewart平台卫星的动力学建模与主动控制进行了研究,采用力学基本原理和混合坐标法建立系统的刚柔耦合精确动力学模型,并提出一种同时考虑平台载荷指向与隔振的协同控制方案。数值仿真结果表明,所建立的动力学模型能够准确地描述系统的动力学行为,所提控制方案能够有效提高卫星平台的姿态指向精度。与未施加控制的情况相比,该方案能够将支撑杆的变形量减少到千分之一,从而保证了结构安全。此外,还分析了翼板柔性对Stewart平台卫星姿态控制的影响,结果表明翼板柔性对下平台姿态精度有较大影响,对上平台姿态精度影响较小。 相似文献
449.
Fe3+/SO2-4/TiO2光催化氧化苯酚研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用溶胶-凝胶法制备Fe3+/SO2-4/TiO2光催化剂,以紫外光为光源,研究不同实验条件下对苯酚的光催化氧化.结果表明催化剂投加量以2~3 g/L为最佳范围;pH=6.7~9.0时苯酚去除率较高;溶液初始浓度越高,CODcr去除率越低;H2O2质量浓度为90 mg/L时,光催化效果达到最佳;Cr6+浓度为8 μg/mL时CODcr去除率达到最大,Cr6+的还原率达90%以上;Hg2+对CODcr去除率没有较大的影响,Hg2+的还原率99.5%. 相似文献
450.
塔台管制员目前对场面飞机滑行路线分配主要依据航班序列、进离港类型以及目标终点等为参考。本文通过对管制员管制行为使用Q学习建模,并引入未来航班先验概率滑行路线加入待检测冲突集合,使管制员Agent具备预估未来时刻冲突能力,对常见滑行冲突得到最优滑行路径。本文首先讨论了Q学习对于地面冲突离散状态数量的有限性,接着对状态的动作序列和回报函数进行设计。实验环境对地面滑行道优先级进行了人工标注,生成随机航班时刻样本集用于训练。仿真结果中管制员Agent能有效解决冲突,体现了该方案的可行性和优越性。 相似文献