全文获取类型
收费全文 | 2099篇 |
免费 | 279篇 |
国内免费 | 255篇 |
专业分类
航空 | 1964篇 |
航天技术 | 293篇 |
综合类 | 106篇 |
航天 | 270篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 22篇 |
2022年 | 48篇 |
2021年 | 67篇 |
2020年 | 59篇 |
2019年 | 67篇 |
2018年 | 50篇 |
2017年 | 61篇 |
2016年 | 56篇 |
2015年 | 58篇 |
2014年 | 70篇 |
2013年 | 43篇 |
2012年 | 70篇 |
2011年 | 69篇 |
2010年 | 80篇 |
2009年 | 79篇 |
2008年 | 230篇 |
2007年 | 410篇 |
2006年 | 247篇 |
2005年 | 242篇 |
2004年 | 179篇 |
2003年 | 186篇 |
2002年 | 24篇 |
2001年 | 38篇 |
2000年 | 35篇 |
1999年 | 22篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 14篇 |
1996年 | 13篇 |
1995年 | 8篇 |
1994年 | 14篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 7篇 |
1990年 | 5篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 7篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有2633条查询结果,搜索用时 265 毫秒
41.
当辐照激光能量密度不是很高时,在分析水工质激光推进基本物理过程的基础上,只考虑汽化过程对冲量形成过程的贡献,用一维理论模型研究了辐照激光能量密度对冲量耦合系数、比冲、能量转化效率等推进性能参数的影响规律。结果表明,随着辐照激光能量密度的增加,存在一个获得最大冲量耦合系数的最优能量密度;比冲随着能量密度的增加而变大;对于透射率一定的工质而言,随着能量密度增大,能量转化效率趋于一个恒定值。这一理论研究结果对下一步的实验研究工作具有较好的指导意义。 相似文献
42.
为揭示液体烧蚀激光推进推力形成机理,提出了一种有效的实验方法,即建立推力加载过程与流场演化过程的时间关联性,寻找物理现象与推力特征之间的关系。为实现这种方法,建立了一套基于高速相机和高频响压电式力传感器的实验系统,并实现对激光器、闪光仪、高速相机和推力信号采集系统的工作时序的精确控制。实验结果表明,与国外相关文献提供的实验系统相比,依据本方法所建系统可以提高实验研究效率和精度,为分析液体烧蚀所形成推力的机理提供了一种可靠的实验方法。 相似文献
43.
在单脉冲冲量测量方法的基础上,增加激光脉冲提取和摆杆控制单元,提出了一种基于复摆模型的多脉冲冲量耦合系数测量方法。分析了多脉冲的两种测量模式及实现流程,解决了数据处理面临的新问题,并对该方法进行了检验,结果表明:所设计的激光脉冲提取和摆杆控制单元满足25Hz频率要求,可实现在40ms内提取多脉冲序列的任意一个脉冲;模拟多脉冲序列下测得两种模式15°锥形喷管的冲量耦合系数为371.0~375.3N/MW,具有很好的一致性。该方法可用于吸气式激光推进的多脉冲性能研究,并作为其他多脉冲研究方法的有效补充。 相似文献
44.
45.
46.
47.
磁激等离子体超声速气流的瞬态加速系统及其实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
研制了基于激波风洞的热电离系统,设计了马赫数Ma=1.5的喷管和分段法拉第型实验段,并选用了合理的磁场及电场方案。采用氦气驱动氩气模式,通过在激波管低压段注入电离种子K2CO3粉末实现气流的热电离;压缩后的高温氩气启动喷管,以瞬态超声速导电流体形式通过实验段。实验结果表明:当激波管高压段压力为1.1 MPa、低压段压力为500 Pa时,喷管出口的超声速导电气流温度约为4 185.91 K,压力约为0.037 MPa;当电容电压为400 V、磁感应强度为1.0 T时,由实验段中间位置电极的放电特性可以估算出气流电导率约为78.1 S/m,单对电极输入功率约为9.46 kW;用感应电压法对加速效果进行初步评估,出口气流速度增加了29.3%,电效率为26.1%。 相似文献
48.
49.
50.
Control-oriented Modeling for Air-breathing Hypersonic Vehicle Using Parameterized Configuration Approach 总被引:1,自引:0,他引:1
This article presents a parameterized configuration modeling approach to develop a 6 degrees of freedom (DOF) rigid-body model for air-breathing hypersonic vehicle (AHV). The modeling process involves the parameterized configuration design, inviscous hypersonic aerodynamic force calculation and scramjet engine modeling. The parameters are designed for airframe-propulsion integration configuration, the aerodynamic force calculation is based on engineering experimental methods, and the engine model is acquired from gas dynamics and quasi-one dimensional combustor calculations. Multivariate fitting is used to obtain analytical equations for aerodynamic force and thrust. Furthermore, the fitting accuracy is evaluated by relative error (RE). Trim results show that the model can be applied to the investigation of control method for AHV during the cruise phase. The modeling process integrates several disciplines such as configuration design, aerodynamic calculation, scramjet modeling and control method. Therefore the modeling method makes it possible to conduct AHV aerodynamics/propulsion/control integration design. 相似文献