全文获取类型
收费全文 | 545篇 |
免费 | 129篇 |
国内免费 | 34篇 |
专业分类
航空 | 324篇 |
航天技术 | 76篇 |
综合类 | 38篇 |
航天 | 270篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 14篇 |
2022年 | 22篇 |
2021年 | 19篇 |
2020年 | 23篇 |
2019年 | 22篇 |
2018年 | 26篇 |
2017年 | 19篇 |
2016年 | 17篇 |
2015年 | 25篇 |
2014年 | 24篇 |
2013年 | 13篇 |
2012年 | 36篇 |
2011年 | 22篇 |
2010年 | 34篇 |
2009年 | 35篇 |
2008年 | 34篇 |
2007年 | 14篇 |
2006年 | 33篇 |
2005年 | 18篇 |
2004年 | 26篇 |
2003年 | 20篇 |
2002年 | 19篇 |
2001年 | 18篇 |
2000年 | 16篇 |
1999年 | 16篇 |
1998年 | 11篇 |
1997年 | 23篇 |
1996年 | 10篇 |
1995年 | 12篇 |
1994年 | 11篇 |
1993年 | 14篇 |
1992年 | 6篇 |
1991年 | 9篇 |
1990年 | 11篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 2篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有708条查询结果,搜索用时 359 毫秒
101.
洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化 总被引:2,自引:1,他引:2
分析了考虑路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区等实际问题的洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道,给出了弹道分段准则。建立了三自由度运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型。针对其弹道优化问题,在同时考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、热率、壁温、路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区内机动等约束条件下,建立了全程突防弹道的多约束多阶段弹道优化模型。利用直接打靶法,将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算。结果表明,文中研究方法适合于解决洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化问题,所得最优弹道更有利于满足实际作战需求。 相似文献
102.
103.
104.
105.
采用打靶法研究固体运载火箭弹道优化设计问题。针对打靶法中智能优化算法效率、优化问题中约束条件提法等方面的不足,引入序列近似优化算法,提出算法中径向基函数高斯核宽度的高效确定方法。数值仿真实验表明,提出的方法可在基本不带来计算量增加的前提下,显著提高代理模型精度,使序列近似优化算法得到改进,提高优化效率。设计固体运载火箭飞行程序。建立弹道优化设计问题数学模型,并将模型中相关等式约束合理转化为不等式约束,降低优化问题求解难度;基于改进后的序列近似优化算法完成某固体运载火箭弹道优化,原始计算模型调用308次之后便搜索到最优解,较传统智能优化算法显著提高了优化效率,优化方案末助推级液体推进剂消耗比原方案减少25.7%。 相似文献
106.
低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对某低温燃气式弹射装置,建立简化二次燃烧物理模型,采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动,数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下,燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231,且随着总温的增加,二次反应时间和导弹出筒时间减小,导弹出筒速度增加;发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30,且随着氧气质量分数的增加,二次反应发生时间和导弹出筒时间提前,导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础. 相似文献
107.
双脉冲发动机能够降低火箭弹飞行阻力,增加射程。为了研究中远程火箭弹采用双脉冲发动机对弹道性能的影响,针对单助推和双脉冲发动机建立了发动机模型,编制了外弹道计算程序,对比分析了分别采用这两种发动机的中远程火箭弹的射程覆盖范围和末端速度等弹道性能。研究表明,对比单助推方案,采用双脉冲发动机的火箭弹最小射程减小34.24%,最大射程增加24.63%,即通过合理选择初始射角和脉冲间隔时间,能够有效拓宽火箭弹的射程覆盖范围;采用双脉冲方案的中程火箭弹增程效果更为明显,与之相比,采用双脉冲方案的远程火箭弹增程仅5.89%;对比单助推方案,在相同射程下,双脉冲发动机还能大幅提高火箭弹在小射程下的末端速度,提升火箭弹的末端突防能力。 相似文献
108.
导弹在高空中作机动飞行时易出现内弹道异常现象,严重时可能导致飞行任务失败。为了了解横向过载对固体火箭发动机内弹道性能的影响,对飞行过载下发动机内弹道性能进行更好地预示,建立了一种非均匀燃面退移离散坐标求解方法。从简单的内孔燃烧管型装药到常用的复杂星孔药型,利用离散坐标求解方法模拟横向过载下推进剂的燃面退移,得出了不同过载下的燃面退移规律,计算了燃面面积的变化情况;同时,将不同微元处的面积和燃速相对应,预示了横向过载下发动机的内弹道特性。结果表明,横向过载导致推进剂燃烧发生偏心,燃烧室压强提高,绝热层提前暴露。100g横向过载下,燃烧室压强增加4%,压强峰值出现时间0.4 s,绝热层暴露时间增加1.6 s;星孔药型燃面的下降段数等于星角数N/2+1。分析了横向过载对燃面退移及发动机内弹特性的影响,对发动机设计具有指导意义。 相似文献
109.