全文获取类型
收费全文 | 297篇 |
免费 | 53篇 |
国内免费 | 22篇 |
专业分类
航空 | 220篇 |
航天技术 | 55篇 |
综合类 | 24篇 |
航天 | 73篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 7篇 |
2022年 | 9篇 |
2021年 | 10篇 |
2020年 | 12篇 |
2019年 | 15篇 |
2018年 | 9篇 |
2017年 | 14篇 |
2016年 | 10篇 |
2015年 | 8篇 |
2014年 | 14篇 |
2013年 | 5篇 |
2012年 | 15篇 |
2011年 | 15篇 |
2010年 | 12篇 |
2009年 | 15篇 |
2008年 | 15篇 |
2007年 | 21篇 |
2006年 | 17篇 |
2005年 | 12篇 |
2004年 | 14篇 |
2003年 | 8篇 |
2002年 | 4篇 |
2001年 | 3篇 |
2000年 | 4篇 |
1999年 | 5篇 |
1998年 | 9篇 |
1997年 | 6篇 |
1996年 | 13篇 |
1995年 | 7篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 4篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 10篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 4篇 |
1984年 | 6篇 |
1983年 | 4篇 |
1982年 | 4篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有372条查询结果,搜索用时 15 毫秒
151.
美国电弧加热发动机的研究计划 总被引:6,自引:0,他引:6
简述了美国(主要是国家航宇局和空军)40年来电弧加热发动机的研究和发展计划。重点是小功率(千瓦级)和中功率(30kW)发动机的研制和应用。 相似文献
152.
本文分析了喷管型面结构对固体推进剂火箭发动机性能和效率的影响。本研究使用三种分析方法,它们是:赫克力斯的Ⅰ_(SP)法(HIMET),固体性能程序(SPP)和普度大学 Jo-seph Hoffman 博士的直接寻求法。这些分析方法确定发动机中的流动和热损失,并以比冲(I_(SP))损失表示。在本分析中,分别考虑了扩散、摩擦、热、粒子滞后、侵蚀和化学不平衡等方面带来的损失。对采用抛物线、园弧线和特征线的喷管型面的发动机进行了性能比较。在固定喷管外轮廓(长和直径)不变的条件下研究了典型的低空和高空工作的发动机。这些计算结果对喷管型面设计有了有益的深入理解。本研究指出:第一,最佳起始扩散角随所采用的喷管型面和分析方法而变;第二,对于给定的喷管外轮廓,不论是抛物线型面、园弧线型面还是特征线型面,所获得的最大比冲基本上是相同的;第三,如果喷管型面不是最佳,就会出现明显的性能损失;第四,分析的Ⅰ(SP)预示方法能有效地用于固体推进剂火箭发动机的喷管型面设计;第五,可延伸出口锥能改进主喷管的性能。 相似文献
153.
随着计算流体力学(CFD)和结构有限元分析法的兴起,精确描绘降落伞力学特性成为可能。文中采用有限体积法求解不可压流的N—S方程,采用Spalan-Allmaras(SA)模型作为湍流模型,以模拟降落伞稳定下降阶段时的流场特性。流场的计算结果与实验数据基本一致,这表明该方法对降落伞的分析是有效并且可行的。 相似文献
154.
155.
应用压电材料实现大型柔性空间结构的振动控制引起了广泛关注。针对上下表面粘贴压电层的复合层梁结构,采用高阶位移场模型,利用线性热压电本构关系和Hamilton原理导出了层梁结构的高阶有限元模型。电势和温度沿厚度方向的分布均采用线性模型。采用常增益速度负反馈控制、Lyapunov反馈控制和基于独立模态的线性二次型调节器(LQR)设计主动控制器,实现了层梁结构脉冲激励和热载荷作用下的振动主动控制。仿真结果表明,LQR方法更能有效的实现结构振动控制,其振动衰减时间较短,作动器峰值电压更低,但不能消除热载荷引起的结构静变形。 相似文献
156.
157.
158.
159.
带太阳帆板航天器刚柔耦合动力学研究 总被引:7,自引:1,他引:6
以带有太阳帆板的航天器为研究对象,计及太阳帆板变形位移场的非线性耦合项,采用假设模态离散变形,基于Kane方程建立起系统的刚柔耦合一次近似动力学模型。分别就大范围刚体运动已知和未知两种情况下进行了数值仿真。仿真结果说明,此模型能准确的预示大范围运动下挠性航天器的动力学行为,而传统的零次近似动力学模型由于丢失了动力刚度项而会得到错误结论。 相似文献
160.
对称面圆周角对轴对称降落伞流场特性的影响 总被引:3,自引:1,他引:2
根据降落伞的特点,通过3点假设(伞衣薄膜、伞的轴对称和流场定常),将三维复杂流动问题转化成二维轴对称问题,以节约计算时间.定义对称面圆周角,保持伞衣幅底部直径和顶孔直径不变,选取对称面圆周角在80°~140°范围内变化,建立一系列轴对称降落伞的计算模型.利用数值模拟手段,求解RNG (Renormalization Group)k-epsilon湍流模型下的N-S方程组,获得与有关单位试验相吻合的计算结果.分析发现对称面圆周角和伞衣幅高度对降落伞阻力影响很小.算例中阻力随对称面圆周角的变化在±0.28%以内.对称面圆周角的变化对轴对称降落伞尾流区流场的拓扑结构没有影响.对称轴上存在2个鞍点,随着对称面圆周角的增大,第1个鞍点的位置几乎不变,第2个鞍点的位置向尾流方向推移. 相似文献