全文获取类型
收费全文 | 983篇 |
免费 | 143篇 |
国内免费 | 91篇 |
专业分类
航空 | 752篇 |
航天技术 | 115篇 |
综合类 | 148篇 |
航天 | 202篇 |
出版年
2024年 | 13篇 |
2023年 | 30篇 |
2022年 | 46篇 |
2021年 | 44篇 |
2020年 | 29篇 |
2019年 | 42篇 |
2018年 | 19篇 |
2017年 | 28篇 |
2016年 | 34篇 |
2015年 | 36篇 |
2014年 | 39篇 |
2013年 | 45篇 |
2012年 | 89篇 |
2011年 | 54篇 |
2010年 | 44篇 |
2009年 | 44篇 |
2008年 | 56篇 |
2007年 | 40篇 |
2006年 | 47篇 |
2005年 | 42篇 |
2004年 | 34篇 |
2003年 | 43篇 |
2002年 | 28篇 |
2001年 | 21篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 16篇 |
1998年 | 20篇 |
1997年 | 24篇 |
1996年 | 25篇 |
1995年 | 22篇 |
1994年 | 24篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 20篇 |
1991年 | 13篇 |
1990年 | 15篇 |
1989年 | 25篇 |
1988年 | 17篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 1篇 |
排序方式: 共有1217条查询结果,搜索用时 0 毫秒
211.
基于典型飞行剖面分析计算,对目前电子设备吊舱所应用的各种环境控制系统进行了简要介绍,并分别分析了其优缺点.通过比较指出:动力涡轮驱动的逆升压式空气循环制冷系统是适用于电子设备吊舱冷却的有效方案之一.此系统在保证冷却涡轮处于设计工况的条件下,让部分冲压空气通过动力涡轮,因此,不会有非设计工况下冷却涡轮效率下降的问题,可以获得较大的制冷量.本文建立了该系统及各附件的数学模型,确定了系统设计计算方法,并分别以系统质量最小和性能系数最高为优化目标函数,提出了系统优化设计方法. 相似文献
212.
7月22日,航天科技集团公司新六院正式挂牌成立。这个新的航天液体动力技术研究院,给航天动力事业的发展带来了新机遇。近日,记者就航天液体动力重组的有关问题,采访了航天科技集团公司副总经理、航天液体动力重组领导小组组长雷凡培。 相似文献
213.
跨声速发动机短舱的设计过程十分复杂,其设计往往需要在相互矛盾的设计要求中进行权衡。本文针对带动力短舱多点气动设计问题,采用类别形状函数变换法(CST)进行几何外形参数化,结合Kriging代理模型、Pareto遗传算法和松散式代理模型管理框架,构建了动力短舱多点优化设计平台。在巡航状态,优化目标是降低短舱外表面最大马赫数使短舱阻力减小,提高外流性能;在最大推力状态,优化目标是降低进气道最大马赫数使进气品质提升,提高内流性能。与初始短舱相比,优化设计结果在两个设计点性能上均有所提高,最大马赫数在巡航状态最多降低5%,而在最大推力状态最多降低10%。参数影响规律表明,短舱头部参数对外流和内流性能影响较大,且影响规律不同,应作为短舱综合优化设计的主要参数,并采用不同的优化设计策略。Pareto前沿阵面可以给出满足不同工程设计要求的最优方案。研究结果表明,本文建立的优化设计平台为动力短舱设计提供了有效工具,优化设计结果具有工程参考价值。 相似文献
214.
215.
压电层合板振动的鲁棒控制 总被引:2,自引:2,他引:0
研究具有不确定系统参数的压电层合板,同时考虑压电层合板的稳态性能和暂态性能,在模型降阶的基础上,应用融合多性能指标的鲁棒控制理论设计控制器,使压电层合板的振动响应满足给定的期望性能指标集,并使压电层合板对参数摄动具有鲁棒性,对扰动输入具有良好的抑制作用.实现压电层合板的鲁棒控制,使振动幅度快速、准确地得到控制.为解决多指标下不确定压电层合板振动的控制问题提供一种代数方法. 相似文献
216.
动力匹配曲线在结构动力学设计中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
在论述了结构动力学设计的基本原则后,强调全面研究结构固有特性与干扰激励特性间匹配设计的重要意义,文中阐明了匹配曲线的制定方法,通过航炮设计和阻尼材料设计,说明了满足匹配曲线要求的动力学设计技术,航炮设计是被动的动力学设计走向主动设计的典型,阻尼材料的匹配设计是主动满足动强度要求的优化设计,都被实践所验证。 相似文献
217.
218.
219.
为获得机载系统轴功提取和引气一体化管控对发动机燃油经济性的影响机制,建立实现该功能的自适应动力与热管理系统模型,利用4阶龙格库塔法与牛顿迭代法耦合求解,分析了不同巡航高度H下轴功提取与引气能量转换效率比η、轴功提取与引气作功比λ、APTMS相对转速Nz等对系统燃油代偿损失的影响。仿真结果表明:轴功提取与引气能量转换效率比η大于临界值时,系统燃油代偿损失随着轴功提取与引气作功比λ的增大而减小,反之则燃油代偿损失增大,变化幅度最大可达20%;APTMS相对转速Nz越大,半闭式空气循环风扇涵道引气越小,动力涡轮低压级引气及功率提取量越大,则燃油代偿损失越大,增量最大可达1倍。说明通过轴功提取与引气一体化管控可有效提高发动机燃油经济性。 相似文献
220.
为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。 相似文献