全文获取类型
收费全文 | 1397篇 |
免费 | 414篇 |
国内免费 | 111篇 |
专业分类
航空 | 1151篇 |
航天技术 | 222篇 |
综合类 | 101篇 |
航天 | 448篇 |
出版年
2024年 | 8篇 |
2023年 | 60篇 |
2022年 | 62篇 |
2021年 | 63篇 |
2020年 | 68篇 |
2019年 | 64篇 |
2018年 | 57篇 |
2017年 | 63篇 |
2016年 | 77篇 |
2015年 | 66篇 |
2014年 | 79篇 |
2013年 | 77篇 |
2012年 | 94篇 |
2011年 | 88篇 |
2010年 | 90篇 |
2009年 | 99篇 |
2008年 | 87篇 |
2007年 | 83篇 |
2006年 | 63篇 |
2005年 | 69篇 |
2004年 | 44篇 |
2003年 | 40篇 |
2002年 | 41篇 |
2001年 | 41篇 |
2000年 | 42篇 |
1999年 | 27篇 |
1998年 | 31篇 |
1997年 | 30篇 |
1996年 | 27篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 18篇 |
1993年 | 19篇 |
1992年 | 18篇 |
1991年 | 12篇 |
1990年 | 12篇 |
1989年 | 23篇 |
1988年 | 14篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 8篇 |
1985年 | 7篇 |
1984年 | 6篇 |
1983年 | 4篇 |
1982年 | 5篇 |
1981年 | 5篇 |
1980年 | 3篇 |
排序方式: 共有1922条查询结果,搜索用时 62 毫秒
91.
92.
对Rao喷管型面(一种最大推力喷管型面)计算方法进行改造,使之在附加了最大推力鸡束条件(给定喷管出口直径)的情况下确定最大推力喷管型面,用这个方法给出了与某个已知喷管型面有相同的结构约束条件的喷管型面,本方法不同于其它方法的根本特点是:能为喉部具有平直段的喷管计算最大推力型面,对给定喷管出口半径时的设计条件很适用。 相似文献
93.
94.
发动机的燃烧器是从喷嘴口吸进混合气经过燃烧,从发动机后部喷出高温、高压气体,从而获得推进力。新型的燃烧器是后部打开的环形结构,与壁面的喷嘴形成一定的角度,而混合气在环形结构的空间内螺线状旋转,使混合气在进一步混合的同时,产生强大的离心作 相似文献
95.
本文根据国外关于系统辨识的基本方法,结合国内BYF发动机实验数据,利用不同辨识计算方法对BYF发动机进行了模型及参数辨识,并取得了满意的结果.结果表明,发动机系统的辨识研究十分重要,它可以提高建立数学模型的准确性和效率,并为自校正控制的实现奠定了基础. 相似文献
96.
本文讨论了冲压式喷气发动机的最优控制问题,提出了把近代控制技术和计算机技术用于冲压发动机的控制,以提高冲压发动机工作的性能。并提出了冲压发动机最优控制的某些具体方案。 相似文献
97.
推力终止是固体火箭发动机研制中的一项新技术,挤压螺栓推力终止系统则是推力终止方案中比较好的一种.对各种推力终止方案的特点及优缺点分别作了介绍,并着重叙述挤压螺栓推力终止系统的工作原理和结构,给出了螺栓拉伸应力的计算公式. 相似文献
98.
固体火箭发动机喷管喉衬传热计算要求确定燃气传给喷管壁的热流量井计算喉衬壁中的热传导。对碳基喉衬,不考虑其微量烧蚀及附面层内化学反应效应时,对流换热系数常用巴兹快速估算公式;轴对称喉衬壁中温度分布及其随时间的变化,可以采用把喉衬划分为相互之间热传递忽略不计的众多空心圆管的方法、求解壁中的瞬态热传导。方程的定解条件是初始温度分布、喉衬内外表面的对流换热及不同料层的界面接触方程。 本文给出了求取数值解的显式差分方法及其程序框图。计算结果同地面试车状态下温度测量相当接近,能为工程计算接受。本法尚可用于热物性随温度变化的情况,只是稍微作些补充运算;对单室双推力发动机也同样适用。 相似文献
99.
100.
针对航天器小推力转移轨迹的初始设计问题,利用基于三阶Fourier级数的设计方法实现了航天器小推力的多圈转移。同时,基于有限Fourier级数的形状法,对具有多个约束条件的小推力多圈转移轨迹进行了优化设计。选取了共面同轴同偏心率的初始和末端轨道位置,对所提出的方法进行了仿真验证。结果表明:与改进逆五阶多项式形状法相比,所提出的方法虽然增加了转移时间,但当转移圈数为5圈、有限Fourier级数的项数为10时,可减少将近75%的转移速度增量,同时大大减小了所需的最大推力加速度的值。 相似文献