全文获取类型
收费全文 | 1006篇 |
免费 | 330篇 |
国内免费 | 70篇 |
专业分类
航空 | 813篇 |
航天技术 | 160篇 |
综合类 | 61篇 |
航天 | 372篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 38篇 |
2022年 | 43篇 |
2021年 | 45篇 |
2020年 | 49篇 |
2019年 | 46篇 |
2018年 | 42篇 |
2017年 | 47篇 |
2016年 | 51篇 |
2015年 | 40篇 |
2014年 | 53篇 |
2013年 | 48篇 |
2012年 | 59篇 |
2011年 | 54篇 |
2010年 | 70篇 |
2009年 | 73篇 |
2008年 | 66篇 |
2007年 | 54篇 |
2006年 | 39篇 |
2005年 | 45篇 |
2004年 | 38篇 |
2003年 | 31篇 |
2002年 | 33篇 |
2001年 | 31篇 |
2000年 | 39篇 |
1999年 | 22篇 |
1998年 | 28篇 |
1997年 | 29篇 |
1996年 | 27篇 |
1995年 | 16篇 |
1994年 | 17篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 15篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 11篇 |
1989年 | 22篇 |
1988年 | 14篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 7篇 |
1985年 | 4篇 |
1984年 | 5篇 |
1983年 | 4篇 |
1982年 | 5篇 |
1981年 | 4篇 |
1980年 | 2篇 |
排序方式: 共有1406条查询结果,搜索用时 31 毫秒
81.
82.
对液体火箭发动机推力和混合比的大范围非线性调整,提出了分级迭代直接求解高维非线性方程组的计算方法,并对液氧/煤油补燃循环火箭发动机的典型调整方案进行了计算分析,得到了考虑作为冷却剂的燃料温升、主涡轮入口燃气温度、主涡轮泵转速、发动机真空比冲以及燃气发生器喷注器压降和主燃烧室喷注器压降约束下发动机推力和混合比的最大可调域。 相似文献
83.
采用工作站与微机混合建模的方式,利用基于微机的动画及图像处理软件,对轴对称矢量喷管热态试验件的真实运动过程的进行计算机三维运动模拟,验证运动机构方案的合理性,可行性,结构尺寸,连接方式,型面设计的正确性,分析运动干涉情况,确定主要构件的运行轨迹,为进一步的工程设计提供了依据。 相似文献
84.
常推力作用下飞行器固定时间最优交会 总被引:3,自引:1,他引:2
研究了在常推力作用下,两个空间飞行器的固定时间最省燃料交会问题。通过对飞行器交会过程中最优推力弧段的研究,给出了关于飞行器的最优推力弧段的几个性质。这些结果为空间飞行器交会对接的工程设计提供了理论依据。 相似文献
85.
针对太阳系远深距离的探测将是人类下一阶段深空探测活动的主要目标。这一目标的实现依赖于探测器连续推进动力技术的突破。从描述连续常值推力下太空飞行的施图林格解出发,对其中反映的深远空飞行任务有效载荷比、任务时间、飞行距离等关键参数与发动机性能之间的关系进行了深入分析。给出了在特定任务时长、特定飞行距离要求下发动机比冲、功率需要满足的条件及其对有效载荷比、最终飞行速度等指标的影响。此外,基于二体轨道动力学对太阳系行星探测的大椭圆转移轨道和转移能量进行了推导,并对连续推力的太阳帆任务方案涉及的关键技术指标做了理论性的计算。这些结论是对深空探测连续推力方案基础理论的归纳,可以为我国未来开展深远空探测活动提供重要的启发和指导。 相似文献
86.
针对节流式燃/氧分离发动机建立非定常准一维内弹道数值模型和性能调控机理关系式,以对发动机推力调控过程进行预示。数值模型考虑燃烧室中的燃气注入、壁面摩擦和推进剂燃面退移,采用有限速率化学反应模型描述化学非平衡过程。利用该数值模型,计算得到了节流式燃/氧分离发动机的调控性能参数及内部流动参数分布情况。结果显示,当流量调节阀喉部半径由2.89 mm调节至1.65 mm时,发动机推力可由105.09 N增至432.18 N,推力提升至调节前推力的411.25%,验证了节流式燃/氧分离发动机的推力调控能力。发动机在流量调节阀作动过程中出现负调现象,调节阀作动速度越大,负调量越大,但性能参数的响应时间越短。发动机性能调控影响因素分析表明:推进剂压力指数增大和喷管喉部半径减小均有助于节流式燃/氧分离发动机性能调控能力的提升,从而提出了喷管可调的节流式燃/氧分离发动机方案。其工作过程的仿真结果表明:在特定的推力调节比要求下,减小喷管喉部半径能够有效降低富燃燃烧室承压水平,为发动机性能调控提供更多可行方案。 相似文献
87.
根据最优控制理论设计最优控制模型,将求解最优变轨问题转变成求解两点边值问题(TPBVP);采用一阶梯度法进行粗略计算,得到近似结果;采用邻近极值算法进行精确计算,得到了满意的结果。 相似文献
88.
89.
90.
通过仿真研究了跨声速飞行状态下(Ma=1.2)一种带间隔式进气门的引射喷管流动特性,获得了二次流对三次流流动状态、喷管流动结构以及推力性能的影响规律。结果表明:带有间隔式辅助进气门的引射喷管内部存在显著的横向流动,诱导产生了多对流向涡结构,沿着流动方向流向涡的尺度逐渐减小。主流始终处于过膨胀状态,主导了引射喷管的内流流动,并和二次流之间形成了一道剪切层结构。随着二次流落压比的升高,二次流和三次流流量增加,其对主流的束缚作用增强,主流过膨胀现象得到有效抑制,推力性能从0.698增加至0.819。 相似文献