全文获取类型
收费全文 | 2810篇 |
免费 | 568篇 |
国内免费 | 352篇 |
专业分类
航空 | 2091篇 |
航天技术 | 443篇 |
综合类 | 293篇 |
航天 | 903篇 |
出版年
2024年 | 30篇 |
2023年 | 103篇 |
2022年 | 116篇 |
2021年 | 126篇 |
2020年 | 132篇 |
2019年 | 130篇 |
2018年 | 92篇 |
2017年 | 104篇 |
2016年 | 115篇 |
2015年 | 129篇 |
2014年 | 128篇 |
2013年 | 114篇 |
2012年 | 158篇 |
2011年 | 149篇 |
2010年 | 147篇 |
2009年 | 164篇 |
2008年 | 143篇 |
2007年 | 157篇 |
2006年 | 145篇 |
2005年 | 127篇 |
2004年 | 108篇 |
2003年 | 100篇 |
2002年 | 107篇 |
2001年 | 114篇 |
2000年 | 81篇 |
1999年 | 69篇 |
1998年 | 82篇 |
1997年 | 69篇 |
1996年 | 83篇 |
1995年 | 60篇 |
1994年 | 79篇 |
1993年 | 56篇 |
1992年 | 65篇 |
1991年 | 22篇 |
1990年 | 36篇 |
1989年 | 31篇 |
1988年 | 25篇 |
1987年 | 19篇 |
1986年 | 7篇 |
1985年 | 4篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 2篇 |
排序方式: 共有3730条查询结果,搜索用时 546 毫秒
301.
表贴式永磁同步电机直接转矩控制变角度预测控制 总被引:3,自引:2,他引:3
基于以电压矢量相角为变量的表贴式永磁同步电机(SPMSM)磁链和转矩方程,采用预测控制计算得出施加不同电压矢量相角的下一时刻磁链和转矩值,选择使磁链和转矩误差目标函数最小的电压矢量相角作为最优值,从而确定下一时刻施加的电压矢量。仿真结果表明:在电压矢量变角度预测下,SPMSM直接转矩控制系统运行良好,定子磁链轨迹为理想圆,磁链和转矩均符合控制要求,转速跟踪良好,定子电流波形为正弦。研究了不同等分电压矢量相角选择区域方式下变角度预测控制系统的控制效果。综合考虑控制效果和计算负担,变角度预测控制下将相角选择区域四等分比较理想。 相似文献
302.
303.
比例与非比例加载下30CrMnSiA钢多轴高周疲劳失效分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了分析比例与非比例加载下,30CrMnSiA钢的多轴高周疲劳的失效规律。通过对30CrMnSiA钢材料开展比例与非比例(δ=90°)加载下的多轴高周疲劳试验,研究了应力幅比和相位差对疲劳寿命、断口特征及裂纹起裂角度的影响。试验结果表明,对于比例与非比例加载,随着应力幅比的增大,多轴疲劳寿命逐渐增加。对疲劳断口分析发现,裂纹萌生于试件表面,断口有明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,不同加载路径下的试件断口形式有明显差异。通过对起裂角度的分析发现,应力幅比大于0.25时表面裂纹有明显的第Ⅰ阶段向第Ⅱ阶段的转变,且第Ⅰ阶段沿着接近最大剪应力幅值平面方向扩展,第Ⅱ阶段沿着接近最大正应力平面方向扩展。此外,对典型试件的疲劳断口及表面扩展路径进行了分析,研究表明多轴疲劳试验试件裂纹的特征比值在0.3~0.5之间,且裂纹沿深度方向扩展至300 μm时占总寿命的85%以上。 相似文献
304.
一种基于方钢管骨架的壁板成型模具 总被引:1,自引:0,他引:1
针对大型飞机机身复合材料壁板试验件,从模具的刚度要求、使用要求、成本要求等方面确定了模具设计边界条件;为了满足模具设计的边界条件要求,提出了一种基于方钢管骨架的壁板成型模具。在进行模具设计时,首先对比各种常用模具材料的优缺点并最终确定模具采用“INVAR”钢材料;然后介绍了模具的结构布局和结构尺寸参数,并通过有限元模拟的方法,对模具的整体刚度和起吊工况的强度进行了模拟计算。计算结果表明模具的整体刚度较好,能够满足设计要求。从模具整体刚度和模具重量两方面与框架式隔板模具对比,方钢管骨架的壁板成型模具具有更大的优势。 相似文献
305.
为了研究复合材料构件成型模具温度场,本文以某型飞机壁板的热压罐固化工艺为例,通过模型简化,利用FLUENT等仿真软件建立模具温度场的数值模拟模型,并将模拟数据与实验数据进行对比。结果表明二者平均相对误差为7. 4%。此外通过仿真模拟一组以支撑板厚度为变量的实例,两组以U、V两个方向的支撑板厚度为变量的对照组,通过判断模具型板表面温度方差大小,研究了支撑板厚度对模具温度场分布的影响规律。结果表明,模具温度场的均匀性随着支撑板厚度的增加而逐渐降低,其中U向支撑板厚度的变化对温度场均匀性的影响比V向大。 相似文献
306.
307.
针对点燃式航空重油活塞发动机低温起动困难问题,采取了空气辅助缸内直喷技术手段,开展了冷起动控制策略研究及试验验证研究,解决了-10 ℃发动机低温顺利起动问题。提取了影响冷起动的关键控制参数,并对其进行了规律研究,获得了环境温度对各参数的最优匹配结果及试验验证;定义了点燃式重油发动机的冷起动阶段,根据匹配和试验结果获得了关键参数与缸体温度的映射关系,设计了冷起动策略并进行了试验验证。结果表明:缸体温度在-10~20 ℃之间,最佳喷油提前角在上止点前50°~85°范围,最佳点火提前角为上止点前45°可以保证重油发动机平稳起动,起动时间小于3 s。 相似文献
308.
基于UKF的共轴式无人直升机模型辨识 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了共轴式无人直升机系统非线性模型,并针对其非线性强,不同飞行模态下气动参数差异等问题,将无迹卡尔曼滤波(UKF)引入共轴式直升机系统非线性模型辨识,不但避免了直升机线性模型仅仅适用于悬停模态的局限性,同时为直升机系统在线自适应控制提供了基础条件,使得共轴式无人直升机自主全包线飞行成为可能.以北京航空航天大学FH-1共轴式无人直升机为例进行了仿真辨识实验.实验结果表明基于该方法的共轴式直升机在线非线性模型辨识不依赖于参数初值的选取,模型参数能在10s内收敛,各状态量辨识精度达到80%以上,明显高于传统的预报误差法(PEM),具有一定的实用性. 相似文献
309.
以垂直/短距起降飞机过渡飞行状态为背景,针对机翼内埋式风扇布局的自由来流/风扇喷流混合型流动,基于结构/非结构混合网格使用CFD方法进行了非定常数值模拟和分析.首先使用滑移网格技术对NASA涵道螺旋桨进行算例验证,其时均计算结果与实验值的误差为5.3%,证明了计算方法的可靠性和准确性,然后数值模拟了机翼内埋式风扇布局在不同迎角下的气动性能.结果表明:风扇喷流在机翼上产生了特有的“抽吸”和“堵塞”效应,引起了机翼总升阻力的显著增加,升力最大增量达到干净机翼升力的2.6倍,阻力最大增量为干净机翼阻力的3.2倍,混合流场在机翼后缘引起了升力损失并卷起对涡. 相似文献
310.
吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。 相似文献