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331.
用Xe和Kr作为霍尔电推进工质的比较 总被引:1,自引:3,他引:1
氪气作为一种惰性气体,其在地球上的资源相对于氙气要丰富很多,因此,作为氙气替代物的氪气研究,对于霍尔电推进系统的全面空间应用具有重要的意义。对亚千瓦级霍尔推力器使用氪气作为推进剂的性能、羽流进行了研究,并与氙气推进剂进行了比较。通过氪/氙气推进剂性能的比较,得出亚千瓦级霍尔推力器使用氪气作为推进剂时,性能有较大的下降,但是在大阳极流量、高功率工况下性能有变好的趋势。通过对氪/氙气羽流电子温度、电子密度、离子电流密度、离子能量的比较分析,找出了影响氪气推进剂性能的部分因素,为下一步氪气的应用研究工作提出了改进的方向。 相似文献
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333.
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为了测量航空发动机高温部件表面温度,利用离子束溅射镀膜技术制备了拥有多层薄膜结构的Pt-PtRh13薄膜热电偶,包括Ni基合金基底、Ni Cr Al Y黏结层、Al2O3过渡层、Al2O3绝缘层、Pt/Pt Rh13薄膜热电偶和Al2O3保护层。研究了热处理对Pt-PtRh13薄膜热电偶绝缘层性能的影响,并利用扫描电子显微镜(SEM)、X射线衍射分析(XRD)等手段对薄膜热电偶绝缘层性能下降的机理进行了分析。研究结果表明:利用Al2O3绝缘薄膜开发的Pt-PtRh13薄膜热电偶只用于900℃以下测温,在900℃以上长时间应用可能会出现测温不稳定问题,高温诱发Al2O3绝缘层发生晶型转变是主要原因。 相似文献
336.
针对刚体航天器存在未知惯量参数、推力器故障以及控制受限的姿态控制问题,提出了一类自适应变结构容错控制方法,显式地引入推力器输出的饱和幅值,以确保控制输出在其要求界的范围内;同时,引入控制参数在线自适应调整技术,提高了控制律对参数、干扰以及故障变化的自适应能力;对设计者而言,推力器故障信息不需要进行在线检测和分离。此外,进一步考虑存在推力偏差对系统性能的影响,设计控制器参数使得闭环系统对这类推力偏差具有L2增益稳定性。最后,将设计的控制器应用于航天器的姿态机动控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、参数不确定性和推力器各种故障的约束,在完成姿态机动的同时,保证其控制输出满足饱和受限界的要求。 相似文献
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霍尔推力器典型效率在50%左右,其余能量在电离、加速、耦合等过程中耗散掉,为了明确推力器优化设计的重点方向,需要定量地研究各个物理过程中损失的能量。因此,本文从能量损失分析的角度入手研究影响霍尔推力器效率的典型物理过程及机理,建立了针对霍尔推力器能量损失的系统性评价方法,为霍尔推力器设计及优化提供理论支撑。从霍尔推力器能量转化过程入手,并以能量的最终作用对象及性质作为分类的标准,建立了新的能量损失体系,认为霍尔推力器损失的能量主要有:径向羽流动能、阳极沉积热能、壁面沉积热能、电离能、阴极耦合损失。针对各项损失能量建立了实验评估方法,实验结果显示,阳极热沉积、壁面热沉积、羽流发散导致的能量损失是制约霍尔推力器效率的主导因素,其占比分别达到5.2%、24.7%、6.1%。实验测得所有输出功率占输入阳极放电功率比例达到102.1%,经不确定度分析,认为是阳极热沉积、电离能、阴极耦合损失的高估导致的,但该方法诊断得到的各项损失相对数量级关系是确定的,利用实验校核了方法的可行性,为霍尔推力器性能以及设计水平的评价提供了新的视角。 相似文献
339.
硝酸羟胺基(简称HAN)推进剂要比肼类推进剂稳定,将相同质量的HAN基推进剂完全分解,HAN基推进剂所需的时间要比肼推进剂要长。为了增大推进剂与催化剂的初始接触面积,使推进剂在催化床内均匀分布,开展了发动机喷注器的均匀分配方式研究。通过采用VOF模型对新型喷注器结构的喷注过程和雾化效果进行数值仿真研究,为喷注器结构优化提供理论支持。同时通过三维PDA(Phase Doppler Anemometry)测量系统,获得了两种喷注器结构雾化液滴空间上的密度分布、直径大小以及轴向速度等对比情况。最后,通过地面热试车试验,对两种喷注器结构的发动机在脉冲温启动、稳态工作性能及燃烧反应特性等方面进行了对比,带喷注芯体的喷注器结构在开机响应特性和燃烧性能方面都更好。 相似文献