全文获取类型
收费全文 | 5703篇 |
免费 | 1990篇 |
国内免费 | 110篇 |
专业分类
航空 | 2833篇 |
航天技术 | 857篇 |
综合类 | 127篇 |
航天 | 3986篇 |
出版年
2024年 | 24篇 |
2023年 | 126篇 |
2022年 | 166篇 |
2021年 | 176篇 |
2020年 | 110篇 |
2019年 | 145篇 |
2018年 | 77篇 |
2017年 | 96篇 |
2016年 | 94篇 |
2015年 | 145篇 |
2014年 | 173篇 |
2013年 | 195篇 |
2012年 | 357篇 |
2011年 | 356篇 |
2010年 | 330篇 |
2009年 | 324篇 |
2008年 | 331篇 |
2007年 | 271篇 |
2006年 | 313篇 |
2005年 | 274篇 |
2004年 | 224篇 |
2003年 | 256篇 |
2002年 | 208篇 |
2001年 | 215篇 |
2000年 | 221篇 |
1999年 | 230篇 |
1998年 | 193篇 |
1997年 | 237篇 |
1996年 | 228篇 |
1995年 | 200篇 |
1994年 | 188篇 |
1993年 | 181篇 |
1992年 | 196篇 |
1991年 | 168篇 |
1990年 | 177篇 |
1989年 | 172篇 |
1988年 | 114篇 |
1987年 | 121篇 |
1986年 | 48篇 |
1985年 | 39篇 |
1984年 | 24篇 |
1983年 | 24篇 |
1982年 | 25篇 |
1981年 | 21篇 |
1980年 | 10篇 |
排序方式: 共有7803条查询结果,搜索用时 15 毫秒
991.
火箭型单级入轨(SSTO)是今后的发展方向之一,从多方面分析了火箭型单级入轨(SSTO)方案的可能性,简要回顾了SSTO的发展历史,特别对三角快帆(DC-Clipper)作了分析,认为采取多项先进技术后是完全可以实现的。明确了单级入轨的两个基本方向:提高比冲和降低结构重量。分析了采用不同形式发动机的影响,列出了主要关键技术,最后提出了几个有参考价值的观点。 相似文献
992.
993.
为研究固体推进剂在中应变率条件下的压缩力学性能,在高应变率液压伺服试验机上开展了单轴压缩实验,并获取了温度范围为-40~25℃及0.40~85.71s-1应变率下HTPB推进剂的应力-应变曲线。结果表明,本文的实验方法是有效的,温度和应变率对HTPB推进剂的压缩力学性能影响显著。随温度降低和应变率升高,应力-应变曲线特性变得更加复杂,并与准静态下的应力-应变曲线特性有明显区别。压缩模量E和压缩应力σ0.17随温度的降低和应变率的升高而逐渐增加,且均与应变率具有相对较好的线性双对数关系。在低温和较高应变率的双重作用下,-40℃,85.71s-1条件下的压缩模量E和压缩应力σ0.17分别为25℃,0.40s-1条件下数值的10.64倍和4.25倍。基于时温等效原理,得到了HTPB推进剂的压缩力学性能主曲线,该主曲线能够对低温较宽应变率范围内推进剂的压缩力学性能进行预测。在朱-王-唐非线性粘弹性本构模型的基础上,构建了考虑温度和应变率效应的固体推进剂中应变率压缩本构模型,并采用遗传算法拟合了本构参数。通过不同温度和应变率下预测结果与实验数据的比较,验证了模型的有效性。所建模型能够较好地描述0.17应变以内HTPB推进剂的压缩变形,可为低温中应变率下固体火箭发动机药柱的结构完整性分析提供理论基础。 相似文献
994.
为了更好研究凝胶推进剂的雾化,采用时间分辨粒子图像测速(TR-PIV),研究了不同撞击角度(45°,60°,75°,90°和120°)和射流压差(0.4MPa~0.8MPa)对凝胶推进剂雾化速度的影响。实验结果表明:雾化液滴速度对于撞击轴线呈单峰对称分布,距离撞击点越远,雾化液滴速度越小且分布越均匀;增大撞击角和增大射流压差都可提高凝胶推进剂有效撞击速度,即增加撞击后液体动能转换液体破碎所需的能量,雾化质量提高;当有效撞击速度大于27.9m/s时,实验室配置的凝胶推进剂可充分雾化。 相似文献
995.
996.
997.
998.
6月18日,俄罗斯联邦航天局前任局长波波夫金因病去世,终年57岁。波波夫金2011年被任命为俄航天局长,2013年10月离任,由现任局长奥斯塔片科接任。波波夫金1957年出生在杜尚别,毕业于列宁格勒军事航天学院,并在拜科努尔航天发射场参加工作。在那里,他从普通工程师升至加加林上天时所用一号发射台的发射指挥。1986年,他加入战略火箭部队,由此开始了在国防部航天指挥部门的快速升迁。 相似文献
999.
据AIM-9X项目办公室负责人透露,美国海军正在寻求新的发动机技术,以保证雷锡恩公司AIM-9X导弹的最新型一远距Block Ⅲ在尺寸上与当前的Block Ⅰ和Block Ⅱ相一致。雷锡恩公司为这一新武器的独家承包商,但新型火箭发动机的研制需通过竞争来确定。 相似文献
1000.
相比传统固体火箭发动机,具有能量管理特性的双脉冲固体火箭发动机结构更为复杂,为了提高其工作可靠性,针对核心部件金属隔舱的破片运动过程开展了数值仿真与试验研究。首先基于LS-DYNA软件,分析中引入监测函数、逻辑开关函数和加载驱动函数,模拟燃气流对破片的连续作用力,计算得到了在不同时刻破片的空间分布规律、撞击点位置及发动机内部损伤情况,保证了破片运动过程的高保真还原。其次,为了验证仿真结果的准确性,进行了模拟二脉冲初始工况的热流试验,发现破片撞击位置及损伤程度的仿真结果与试验数据一致性较高,其中撞击位置的预示误差小于9%,试验结果充分验证了有限元模型的准确性。由此,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机金属隔舱破片运动过程的分析模型,实现了破片撞击位置及损伤程度的高精度预示。 相似文献