全文获取类型
收费全文 | 1392篇 |
免费 | 207篇 |
国内免费 | 177篇 |
专业分类
航空 | 619篇 |
航天技术 | 522篇 |
综合类 | 160篇 |
航天 | 475篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 32篇 |
2022年 | 39篇 |
2021年 | 45篇 |
2020年 | 44篇 |
2019年 | 56篇 |
2018年 | 35篇 |
2017年 | 56篇 |
2016年 | 50篇 |
2015年 | 55篇 |
2014年 | 71篇 |
2013年 | 68篇 |
2012年 | 103篇 |
2011年 | 97篇 |
2010年 | 84篇 |
2009年 | 76篇 |
2008年 | 81篇 |
2007年 | 67篇 |
2006年 | 72篇 |
2005年 | 53篇 |
2004年 | 56篇 |
2003年 | 38篇 |
2002年 | 45篇 |
2001年 | 57篇 |
2000年 | 41篇 |
1999年 | 36篇 |
1998年 | 37篇 |
1997年 | 36篇 |
1996年 | 33篇 |
1995年 | 27篇 |
1994年 | 25篇 |
1993年 | 30篇 |
1992年 | 31篇 |
1991年 | 35篇 |
1990年 | 23篇 |
1989年 | 19篇 |
1988年 | 5篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 1篇 |
排序方式: 共有1776条查询结果,搜索用时 156 毫秒
991.
本文根据近年来对太阳射电爆发与高能质子/γ射线谱线辐射等观测资料的统计分析,得出不同型别的太阳射电爆发中以微波爆发与γ射线辐射/质子事件发生过程中的高能质子共生率最高,趋近100%,这一结果,否定了以前认为米波Ⅱ型或米波Ⅳ型爆发拥有产生高能质子必要条件的看法;指出:上述微波爆发可以细分为脉冲型和微波Ⅳ型(Ⅳμ型),它们的物理条件不同,共生关系的表现特征也不尽相同;并且对上述共生现象的物理过程作了初步的解释和探讨. 相似文献
992.
应用作者前期工作给出的各向异性斜板横向弯曲一般解析解对承受均布载荷的各向异性简支斜形极进行弯曲分析。讨论了各向异性、斜角β、各向异性θ对板挠度的影响。计算表明,对于各向异性菱形板的各向异性角关于对称时,板最大挠度相同,并在各向异性角为时菱形最大挠度取最小值,θ为0时菱形挠度为最大。 相似文献
993.
针对嫦娥四号中继卫星动量轮频繁喷气卸载对其使命轨道Halo轨道的扰动问题,定性分析了卫星角动量累积规律和动量轮卸载对使命轨道构型的影响,给出了动量轮卸载前后角动量变化量与喷气卸载等效速度增量的关系,在角动量卸载预测的基础上,提出了一种使命轨道维持与动量轮卸载联合控制方法,通过偏置维持控制目标抵消控后动量轮卸载影响,达到延长轨道维持控制周期和节省推进剂的目的,给出了控制目标偏置量的求解方法。工程应用结果验证了方法的有效性。 相似文献
994.
分别采用基于Reddy简化高阶剪切理论、一阶剪切理论和经典理论的对称角铺设矩形板横向弯曲一般解析解,计算分析四边固支对称角铺设层合方板在均布载荷下弯曲问题,讨论了横向剪切、铺设层数、铺设角、板厚对层合板内力矩和挠度的影响,概略分析了不同理论适用范围。引入了横向剪切效应参数,以反映横向剪切影响程度。文中给出数值算例,计算表明横向剪切效应与弯扭耦合效应存在交联。 相似文献
995.
爆震或超级爆震发生时总会伴随着湍流火焰-冲击波相互作用,对其开展研究是揭示爆震或超级爆震机理的关键,研究火焰加速产生压力波的过程是火焰-压力波相互作用研究的基础性前提。基于自主设计的定容燃烧弹和Converge三维数值模拟方法,对封闭空间中火焰过孔板加速机理及影响因素开展了研究,讨论了初始压力对火焰过孔板加速的影响。依据火焰传播形态与速度,将火焰过孔板加速过程分为3个阶段:层流火焰阶段、射流火焰阶段和湍流火焰阶段。通过分析火焰过孔板过程中的流场情况,发现在火焰未到达孔板前,孔板附近存在强射流,火焰受强射流的驱动而急剧加速;但当火焰穿过孔板之后,火焰锋面前的流场速度沿着远离火焰的方向而逐渐下降,说明开始由火焰驱动未燃气体运动。比较不同压力下的火焰过孔板过程,发现湍流火焰传播速度和缸压振荡均随着初始压力的提高而升高。 相似文献
996.
导流板式减涡器总压损失特性数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:1
通过数值模拟的方法研究了不同形状的导流板式减涡器对总压损失特性的影响。结果表明,总压的损失主要由气体在减涡器中对导流板做功引起的平缓下降以及由于切向速度过大在转折处引起的迅速下降两部分组成。当导流板较长时,损失主要由气流对导流板做功导致,导流板较短时损失则主要由转折处突降导致。因此,应在起到限制切向速度以降低转折处的突降的同时,尽可能减少气流对导流板的做功。系统总压损失随导流板数量的增多和出口位置的提高呈现先减少后增大的趋势,导流板形状也会对总压损失造成影响。 相似文献
997.
为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。 相似文献
998.
999.
1000.