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381.
高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向,但高超声速飞行工况的特殊性使其动力
系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详
细评述。热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响,但其目前在该领域研究技术的成熟度较低,飞发一体化是
解决问题的重要技术途径之一。通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比,概述了现有高超声速
动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等,在此基础上总结了能热(能源与热)管理的未来发展趋势为热电转换
等,为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。 相似文献
382.
复杂外形飞行器热流的NND有限元数值计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
有限元方法是一种加权积分的方法,其特点和权函数的特性使得有限元方法对于复杂外形的边界处理和计算诸如热流(与温度的一阶导数相关)等物理量时有其内在的优越性.本文采用张涵信的NND思想发展了复杂流场的NND有限元计算方法,算例表明,在相同的网格雷诺数下,采用积分的方法提高了物体表面热流的计算精度,对高超声速复杂外形飞行器的绕流获得了良好的数值模拟结果. 相似文献
383.
采用NASA兰利实验室开发的一种通用高超声速飞行器的改良非线性纵向模型,针对输入/输出线性化模型,以指数趋近律作为到达条件设计滑模变结构控制器,该方法能够较好地处理不确定性问题,而且对外界干扰不敏感.仿真在高超声速巡航条件下进行,通过对跟踪高度和速度阶跃指令的仿真验证,并与符号函数作为到达条件设计的滑模控制器进行对比,发现前者在速度阶跃和高度阶跃响应速度上较后者分别提高了50%和70%左右,并且以符号函数设计的滑模控制器存在稳态误差,而以指数趋近律作为到达条件设计的滑模控制器可以达到0误差的跟踪精度. 相似文献
384.
385.
高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究 总被引:6,自引:1,他引:5
飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点.简要介绍了高超声速秉波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速秉波体飞行器构型的进一步发展提出了设想--采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面. 相似文献
386.
387.
亚/超燃混合发动机模块间界面参数设计及数值仿真 总被引:1,自引:1,他引:0
对轴对称双燃烧室冲压发动机亚/超燃模块间界面进行了初步设计研究.模拟了两股平行气流掺混的冷态流场, 重点研究了台阶高度、台阶几何形状、亚燃模块流量比例等设计参数对掺混性能的影响规律, 并提出了参数选择建议.在此基础上, 给出了一个性能较优的设计方案, 性能如下:马赫数为4时掺混段出口马赫数为1.48, 总压恢复系数为0.765, 增压比为17.71, 温升比为4.05;马赫数为6时掺混段出口马赫数为2.08, 总压恢复系数为0.502, 增压比为28.03, 温升比为4.67. 相似文献
388.
采用二维耦合隐式N-S(Navier-Stokes)方程和标准k-ε湍流模型对具有哈克外形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流以及发动机点火状态下的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性以及升阻比特性进行了数值模拟,考察了机身头部长细比对其气动性能的影响,结果发现,在第一种定义方式下的飞行器构型气动性能改良程度明显高于第二种定义方式,同时,随着机身头部长细比的增加,一体化高超声速飞行器的气动性能得到明显提高,可以满足飞行器巡航时的气动要求. 相似文献
389.
以高超声速飞行器GHV(Generic Hypersonic Vehicle)的俯仰通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了滑模控制律.为了便于应用滑模控制理论,首先对该模型进行了输入输出反馈线性化,将原模型转换成为仿射型.设计好滑模控制律结构以后,基于遗传算法完成了滑模控制律参数设计.该过程利用了随机鲁棒思想,即在随机均匀分布的参数不确定性作用下,通过遗传算法优化滑模控制律参数,使得飞行控制系统失去稳定性和鲁棒性的概率达到最小.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和参数优化过程收敛性的要求. 相似文献
390.