全文获取类型
收费全文 | 714篇 |
免费 | 121篇 |
国内免费 | 88篇 |
专业分类
航空 | 593篇 |
航天技术 | 82篇 |
综合类 | 94篇 |
航天 | 154篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 25篇 |
2022年 | 36篇 |
2021年 | 45篇 |
2020年 | 40篇 |
2019年 | 35篇 |
2018年 | 26篇 |
2017年 | 26篇 |
2016年 | 42篇 |
2015年 | 29篇 |
2014年 | 40篇 |
2013年 | 34篇 |
2012年 | 46篇 |
2011年 | 40篇 |
2010年 | 31篇 |
2009年 | 48篇 |
2008年 | 45篇 |
2007年 | 32篇 |
2006年 | 33篇 |
2005年 | 21篇 |
2004年 | 20篇 |
2003年 | 23篇 |
2002年 | 15篇 |
2001年 | 22篇 |
2000年 | 17篇 |
1999年 | 11篇 |
1998年 | 13篇 |
1997年 | 16篇 |
1996年 | 16篇 |
1995年 | 16篇 |
1994年 | 15篇 |
1993年 | 15篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 8篇 |
1990年 | 11篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 3篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 2篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有923条查询结果,搜索用时 15 毫秒
771.
772.
多控制面飞机的全机颤振主动抑制设计 总被引:1,自引:0,他引:1
以仿F/A-18A外形的全机模型为对象,研究多输入/多输出(MIMO)飞机颤振主动抑制(AFS)设计方法和特点。控制律采用线性二次型高斯(LQG)方法,结合平衡截断法降阶。首先,仅用机翼舵面对机翼部件和全机设计AFS控制律;然后,全动平尾参与AFS控制;最后,机身额外加装小翼,与机翼舵面联合控制,考察AFS效果。研究发现:单独机翼AFS效果显著,颤振速度提高28%;全机构型有机身模态参与颤振,仅用机翼舵面,低阶控制律颤振速度增量仅为4.6%;全动平尾参与控制可改善低频颤振,但存在低速的高频不稳定模态;机身小翼与机翼舵面联合控制,AFS控制效果可达14.9%。最终,筛选出机翼后缘内侧舵面与机身小翼两组控制面进行AFS设计,即可达到14.5%的颤振速度增量,是较为理想的AFS方案。 相似文献
773.
Newton型迭代法在求解烧蚀边界条件控制方程中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
对于采用烧蚀手段进行防热的高超声速飞行器而言,利用有限速率烧蚀条件下的防热层热响应与流场耦合计算,则可以更加准确地预测包括气体烧蚀产物在内的化学非平衡流场特性。基于稳态能量平衡假设(SSEB),本文对有限速率烧蚀边界数值处理方法进行了初步探索。采用Newton迭代法对表面质量和能量平衡方程进行迭代时,为了避免Jacobi矩阵求逆困难,发展了一种基于对角化Jacobi矩阵的Newton型迭代法。以碳基石墨防热材料有限速率烧蚀边界为例,通过与相关文献的壁面温度、热流以及流场不同组分质量分数等计算结果的比较,表明了这种Newton型迭代法在数值求解有限速率烧蚀边界方面的有效性。 相似文献
774.
燃气非平衡流再生冷却流动传热数值模拟 总被引:3,自引:6,他引:3
为准确预测液体火箭发动机推力室身部再生冷却换热状况,采用数值模拟方法,对燃气、推力室壁和超临界气氢进行三维流动和换热耦合计算。采用6组分9步反应动力学模型计算燃气的非平衡化学反应,采用DO模型计算燃气辐射换热,考虑超临界气氢物性随温度和压力的变化。获得了室壁温度场、燃气及冷却剂流场。结果表明,Redlich-Kwong方程、Peng-Robinson方程、Lucas法、TRAPP法能分别准确计算超临界氢的密度、定压比热容、粘度、导热系数,采用燃气非平衡流计算所得流场值更符合实际情况。 相似文献
775.
采用比容平移法修正原始的Peng-Robinson状态(VTPR)方程,提高三氟碘甲烷(CF3I)液相饱和区密度的计算精度。基于VTPR方程,结合经典的范德瓦尔混合规则,计算了N2作为增压介质时,CF3I充填1/2灭火瓶和2/3灭火瓶所需的N2质量,并与试验值和文献值进行对比。结果表明,不同充填工况的计算值与试验值基本吻合,并且优于PROFISSY软件的结果。获得了充填压力分别为2.5 MPa和4.2 MPa、CF3I不同充填密度下的总压力与温度的关系式,并计算了灭火剂热膨胀充满灭火瓶的临界温度和临界压力,该压力-温度关系式可用于以CF3I为灭火剂的机载灭火系统工程设计。 相似文献
776.
液氧甲烷发动机台阶型冷却通道的耦合传热特性 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究液氧甲烷发动机再生冷却通道中跨临界甲烷的流动和传热特性,以及冷却通道较大幅度的突扩突缩对冷却效果的影响,采用整场直接耦合的方法对推力室三维耦合传热进行了数值模拟,考虑了燃气的非平衡流动.通过计算得到了推力室三维温度场和流场.计算结果表明:由于喉部截面附近存在较强的二次流,燃气侧壁面温度的最大值出现在喉部上游.由于突扩突缩处存在较强的旋涡运动,冷却剂的湍流强度增强,冷却剂侧表面传热系数显著提高,燃气侧壁面温度出现局部极小值,同时也产生了较大的局部损失.由于铜内衬热阻比镍外套热阻小得多,从燃烧室进入的大部分热量在冷却通道底面和侧面被冷却剂吸收.冷却通道底面的温度和热流密度沿程变化比顶面更剧烈. 相似文献
777.
基于BOWA小脑模型的高精度稳定 电动加载系统 总被引:1,自引:0,他引:1
随着电动加载系统的不断发展,对控制精度、动态特性和稳定性提出了更高的要求,常规的小脑模型(CMAC)和PD控制相结合的复合控制策略难以满足加载指标要求。针对无人机舵机电动加载系统的控制需求,提出了一种基于平衡学习、最优权值和自适应学习率的新型小脑模型(BOWA-CMAC)复合控制策略,它在保留小脑模型算法正常学习过程的同时,避免了算法的过学习现象,保证了系统的稳定,同时提高了跟踪精度和动态特性。仿真和实验结果表明,BOWA-CMAC复合控制策略具有很强的鲁棒性,抑制了加载系统的多余力矩,保证了系统的稳定性,有效提高了系统的跟踪精度和动态特性,非常适合于实时控制。 相似文献
778.
考虑禁飞圆的滑翔式机动弹道与气动特性参数耦合设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为获得滑翔式再入飞行器最佳气动与弹道机动性能,针对规避禁飞圆的远程滑翔式再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法。耦合设计外环以气动特性参数为设计变量,基于抛物阻力极线模型提取最大升阻比和对应升力系数为气动特性参数;耦合设计内环以泛化升力系数和侧倾角为设计变量,获得给定升阻特性下能规避禁飞圆且满足再入走廊要求的滑翔式再入轨迹。耦合设计问题以再入驻点总热流最小为优化目标,以再入走廊、终端位置和速度为约束,求解满足弹道机动要求且目标函数最小的最佳气动特性参数。提出了一种规避禁飞圆的侧向几何制导逻辑用于内环轨迹设计。仿真算例得出禁飞圆半径越大,需要的滑翔式再入飞行器最大升阻比越大,且再入轨迹刚好能绕过禁飞圆。仿真结果验证了耦合设计方法和侧向制导逻辑的有效性,该方法可为飞行器方案设计时的气动布局选型等工作提供参考。 相似文献
779.
780.