全文获取类型
收费全文 | 1988篇 |
免费 | 533篇 |
国内免费 | 344篇 |
专业分类
航空 | 1592篇 |
航天技术 | 426篇 |
综合类 | 232篇 |
航天 | 615篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 40篇 |
2022年 | 86篇 |
2021年 | 122篇 |
2020年 | 112篇 |
2019年 | 94篇 |
2018年 | 94篇 |
2017年 | 99篇 |
2016年 | 88篇 |
2015年 | 108篇 |
2014年 | 127篇 |
2013年 | 125篇 |
2012年 | 137篇 |
2011年 | 174篇 |
2010年 | 158篇 |
2009年 | 164篇 |
2008年 | 128篇 |
2007年 | 134篇 |
2006年 | 112篇 |
2005年 | 98篇 |
2004年 | 86篇 |
2003年 | 81篇 |
2002年 | 86篇 |
2001年 | 58篇 |
2000年 | 52篇 |
1999年 | 57篇 |
1998年 | 46篇 |
1997年 | 36篇 |
1996年 | 28篇 |
1995年 | 18篇 |
1994年 | 21篇 |
1993年 | 20篇 |
1992年 | 11篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 13篇 |
1989年 | 10篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 3篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有2865条查询结果,搜索用时 375 毫秒
431.
球形弹丸超高速正撞击Whipple防护结构损伤分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了掌握航天器防护结构受空间碎片高速撞击的防护性能及其损伤破坏模式,采用二级轻气炮结合高速X光照相系统,对球形弹丸超高速正撞击5A06铝合金whipple防护结构进行了试验研究.根据试验结果分析了铝合金whipple防护结构的防护屏和舱壁在弹丸撞击速度为2.0-5.2km/s、弹丸直径为4mm和6.35mm及防护屏厚度为0.5film、1.5mm、2mm和3mm区间的损伤模式,总结了防护屏穿孔和舱壁损伤随弹丸撞击速度、弹丸直径以及防护屏厚度变化的规律.根据高速x光照片分析了碎片云速度和形态的变化趋势,进而从碎片云角度对舱壁损伤模式进行了分析. 相似文献
432.
433.
复合材料热压罐成型过程中的固化度差值是复合材料固化度均匀性的主要表征参数之一。基于3层BP神经网络,以复合材料双平台固化工艺曲线的加热速率、保温时间和保温温度为输入参数,建立了成型过程任一时刻最大固化度差值的快速估算模型。仿真复合材料热压罐成型过程,得到最大固化度差值作为试验样本数据,对BP神经网络进行训练,训练结束后对该模型的准确性进行验证。结果表明:该BP神经网络估算模型准确性和效率较高,为复合材料热压罐成型最大固化度差值的估算提供了一种快速有效的新方法。 相似文献
434.
针对参数未知的空间目标操控问题,考虑空间机器人负载不确定性、系统动力学不确定性和环境扰动等因素,为实现操作过程的稳定控制及机器人轨迹的有效跟踪,提出一种基于径向基神经网络估计不确定项的自适应增益非奇异终端滑模变结构控制器。首先基于拉格朗日法建立空间机器人的刚体动力学模型。考虑空间机器人基座姿态主动控制模式,使用径向基神经网络对模型中的不确定项进行估计。进而提出基于神经网络估计的非奇异终端滑模控制器,并针对不确定性和扰动的估计误差设计自适应增益,以期实现空间机器人系统轨迹跟踪控制的收敛。仿真校验结果表明所设计的控制方法具有较好的误差收敛速度和控制精度。 相似文献
435.
针对天宫空间站梦天载荷舱提出了采用一种含大开口的半硬壳铆接结构,实现了结构承载、载荷进出舱及载荷试验平台一体化设计。采用数值仿真的方法,考虑主动段飞行及地面整器起吊载荷等因素的影响,进行了结构强度迭代分析,识别结构的潜在薄弱环节,并开展针对性的局部结构验证试验。最后,设计并建立大开口结构的全工况静力试验平台,开展载荷舱整舱静力试验。数值计算与试验所得结果吻合较好,验证了载荷舱大开口结构设计的正确性。载荷舱结构的设计方法及验证思路可为其他飞行器结构提供参考。 相似文献
436.
437.
438.
The problem of aeroelasticity and maneuvering of command surface and gust wing interaction involves a starting flow period which can be seen as the flow of an airfoil attaining suddenly an angle of attack. In the linear or nonlinear case, compressive Mach or shock waves are generated on the windward side and expansive Mach or rarefaction waves are generated on the leeward side. On each side, these waves are composed of an oblique steady state wave, a vertically-moving one-dimensional unsteady wave, and a secondary wave resulting from the interaction between the steady and unsteady ones. An analytical solution in the secondary wave has been obtained by Heaslet and Lomax in the linear case, and this linear solution has been borrowed to give an approximate solution by Bai and Wu for the nonlinear case. The structure of the secondary shock wave and the appearance of various force stages are two issues not yet considered in previous studies and has been studied in the present paper. A self-similar solution is obtained for the secondary shock wave, and the reason to have an initial force plateau as observed numerically is identified. Moreover, six theoretical characteristic time scales for pressure load variation are determined which explain the slope changes of the time-dependent force curve. 相似文献
439.
张松 《民用飞机设计与研究》2018,(4):100
首先阐述民机电传飞控系统适航符合性验证的定义,然后详细介绍了民机电传飞控系统适航符合性方法和选用原则,最后以国内某型民用客机为研究对象,开展了针对CCAR25.672条款的符合性验证思路的分析与研究。 相似文献
440.
针对飞行器设计领域各个分系统独立建模设计,产生的多源异构模型难以进行联合数学仿真的问题,提出了采用FMI构建多源异构模型的通用通信接口,从FMU模型封装与联合仿真两方面,给出了一种一体化仿真平台解决方案。以实际项目为背景,验证了平台的兼容性和扩展性。为控制专业的设计工作提供了新的平台,解决了各分系统研发单位之间模型级交流的困难与障碍。同时使控制专业设计人员仅需要了解分系统原理,而无需完全细致了解模型内部结构甚至自行建模,就可以进行设计验证工作,缩短了产品研制周期。 相似文献