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冲压空气涡轮泵的温控节流孔计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
冲压空气涡轮(RAT)泵将涡轮输出的机械能转换为液压能用以操控飞机舵面,其快速起动是飞机安全的最后保证。长时间处于低温大气环境,液压油的高黏性阻碍了液压泵的快速起动,将飞机主液压系统的高压油液引入RAT泵是解决该问题的有效方法。本文以RAT泵为研究对象,探究RAT泵的最小温控节流孔计算方法。首先,阐述RAT泵待机状态下通过温控节流孔保温原理,提出温控节流孔的孔径计算方法;其次,建立RAT泵热力学模型,推导温控节流孔的孔径计算公式;然后,基于MATLAB平台搭建RAT泵温控系统热力学模型;最后,通过仿真计算,由仿真结果验证本文所提出的温控节流孔计算方法的正确性,且节能效果显著。 相似文献
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传统弹箭类飞行器由于机动能力限制,难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面,提出一种翼伞-导弹系统,实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模,给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真,对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况,结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析,研究了不同襟翼偏转角情况下,以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线,得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点,分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角,可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m,最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。 相似文献
933.
首先完成了一种典型DMSJ发动机流道型面和燃烧组织设计,该发动机在M_∞=4.0和6.0时的比冲分别为1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ发动机流道为基础,在隔离段一侧布置火箭发动机,形成RBCC发动机流道。数值模拟研究表明,低马赫数时,火箭台阶及下游流道型面变化对发动机性能影响有限;保持DMSJ发动机燃料喷注方案不变,RBCC发动机在M_∞=4.0时,冲压模态比冲可达到1 052.8 s。高马赫数时,由于燃烧组织位置靠前,必须对DMSJ发动机原有的燃料喷注方案进行调整,才能确保RBCC发动机达到与前者相当的比冲水平,经过调整本文RBCC发动机M_∞=6.0时冲压比冲达到了887.8 s。因此,基于目前较成熟的DMSJ发动机进行高马赫数RBCC发动机设计,是一条快速可行的技术途径。 相似文献
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随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数条件下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA Ma12-02超燃冲压发动机,DLR超燃冲压发动机,以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机,分别采用三种热力学模型进行模拟,包括量热完全气体模型(对应冻结流动),单温度模型(对应热力学平衡流动)以及双温度模型(对应热力学非平衡流动)。计算结果表明,热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响:从整体上来说,双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后,比单温度模型计算结果靠前;不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近,而随着向下游发展,波系位置的差别逐渐增大,这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果;在发动机前段,双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言,热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。 相似文献
937.
用于高超声速推进的MHD-Arc-Ramjet联合循环 总被引:5,自引:1,他引:4
为了提高冲压发动机在更高速度区内的性能,扩展发动机的运行速度范围,需要在并行于发动机的燃烧室处附加一套能量旁路系统。从能量旁路系统技术实现的角度,分析AJAX(俄罗斯学者提出的一种带有能量旁路的冲压发动机)中能量注入方式的缺点,改用电弧式能量注入方式,形成一种新型的高超声速推进系统——磁流体-电弧-冲压发动机(MHD-Arc-Ramjet)联合循环。热力分析表明:MHD-Arc-Ramjet联合循环的单位推力与AJAX是相当的;由于前者可以在更高的温度下进行能量注入,其在单位推力方面是具有优势的。最后对MHD-Arc-Ramjet联合循环的研究工作做了展望。 相似文献
938.
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940.