全文获取类型
收费全文 | 5758篇 |
免费 | 1989篇 |
国内免费 | 102篇 |
专业分类
航空 | 2863篇 |
航天技术 | 885篇 |
综合类 | 151篇 |
航天 | 3950篇 |
出版年
2024年 | 23篇 |
2023年 | 116篇 |
2022年 | 165篇 |
2021年 | 189篇 |
2020年 | 114篇 |
2019年 | 140篇 |
2018年 | 75篇 |
2017年 | 101篇 |
2016年 | 97篇 |
2015年 | 146篇 |
2014年 | 171篇 |
2013年 | 205篇 |
2012年 | 347篇 |
2011年 | 355篇 |
2010年 | 333篇 |
2009年 | 316篇 |
2008年 | 330篇 |
2007年 | 277篇 |
2006年 | 301篇 |
2005年 | 279篇 |
2004年 | 231篇 |
2003年 | 266篇 |
2002年 | 204篇 |
2001年 | 219篇 |
2000年 | 225篇 |
1999年 | 231篇 |
1998年 | 204篇 |
1997年 | 246篇 |
1996年 | 228篇 |
1995年 | 199篇 |
1994年 | 183篇 |
1993年 | 186篇 |
1992年 | 199篇 |
1991年 | 175篇 |
1990年 | 178篇 |
1989年 | 173篇 |
1988年 | 117篇 |
1987年 | 120篇 |
1986年 | 45篇 |
1985年 | 39篇 |
1984年 | 24篇 |
1983年 | 24篇 |
1982年 | 24篇 |
1981年 | 19篇 |
1980年 | 10篇 |
排序方式: 共有7849条查询结果,搜索用时 703 毫秒
891.
采用水下声发射法测试了推进剂静态燃速,用线性回归法计算了推进剂燃速压强指数;研究了GAP/CL-20高能固体推进剂中增塑比及固体组分AP、CL-20、Al粉粒度等配方组成因素对燃烧性能的影响。研究结果表明,增塑比一定范围内的变化不会对推进剂燃烧性能产生显著影响,其燃速和燃速压强指数基本不变;CL-20粒度减小或AP粒度增加均会导致燃速不同程度的降低,Al粒度减小也会使燃速减小,但在达到一定程度后,燃速又增加;推进剂燃速压强指数随CL-20、Al粉粒度减小和AP粒度增加而减小,并对其燃烧性能的影响机制进行了简单分析。 相似文献
892.
采用热重分析仪( TG)、差示扫描量热仪( DSC)以及加速量热仪( ARC)研究了一种以高氯酸铵( AP )为氧化剂的新型改性双基推进剂GATo-3的热安全性,并将实验结果与双基发射药SF-3进行了比较。通过TG/DSC实验得到了GA-To-3的热分解过程,并初步分析了AP等组分对其热稳定性的影响。 DSC的测试结果显示,GATo-3的2个分解峰温分别为180.5℃和187.7℃,低于SF-3的分解峰温;ARC的测试结果显示,GATo-3在理想绝热条件下的起始分解温度为129.1℃,绝热温升为1177.8℃,最大温升速率为58053.5℃/min,最大压力上升速率为52.5×105 Pa/min,单位质量生成气体的最大压力为112.4×105 Pa/g,用速率常数法计算活化能E=116.8 kJ/mol和指前因子A=5.1×1011 s-1,最大反应速率达到时间为24 h时,所对应起始温度TD24=74.0℃。研究结果表明,与双基发射药SF-3相比,GATo-3的热安全性较差,爆炸性较强。 相似文献
893.
用分子动力学( MD)方法,对( PEG/NG/BTTN)/NPBA/HMX/AP/PEG/N-100//HTPB/TDI复杂的推进剂/衬层模型体系进行295 K-NVT模拟研究,展示了组分分子的浓度分布和迁移状况,发现HMX和NPBA分子有向界面层迁移趋势,而AP则呈平均分布态势。以RDX等量取代HMX后所得新配方的MD模拟研究表明,前者拉伸模量( E)、体模量( K)和剪切模量( G)、柯西压( C12-C44)和K/G值均有明显下降,表明新配方的刚性、强度和延展性均有下降;新配方中引发键(N—NO2)最大键长(1.528?)明显大于原配方中相应值(1.503?),预示新配方感度增大、安全性将下降;比较RDX、HMX与其他组分之间的结合能,前者小于后者,预示新配方的相容性较差。 相似文献
894.
时下,“探火”是一个非常热门的话题。前不久,印度PSLV-XL火箭发射的“曼加里安”火星轨道探测器顺利进入火星椭圆轨道一事,引起了世界各国的广泛关注。根据深空探测发展路线图,我国在加紧实施月球探测任务的同时,即将踏上全面探索深空奥秘的历史征程,包括火星在内的多个深空探测任务将逐步推进。随着我国探月工程的圆满实施,中国运载火箭研究院研制的运载火箭已经具备了深空探测能力,能够执行火星探测任务。 相似文献
895.
896.
897.
嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
嫦娥三号推进系统推进剂剩余量是探测器每次变轨前需要确认的重要数据,液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,需要对轨道进行修正,导致在轨推进剂消耗量额外增大.因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障。通过比较各种推进剂剩余量测量技术的测量精度、测量可靠性及使用成熟度,同时考虑嫦娥三号推进系统的实际产品配置情况和研制试验情况,嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和薄记法进行综合估算.其中,轨道机动时主要采用加速度计法进行计算,其他时段主要采用薄记法进行计算。飞行试验数据分析表明,该方法有效且精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算。 相似文献
898.
899.
900.
发动机喷管外露于火箭尾部是常见情形,但在火箭气动设计过程中却经常不予考虑。利用数值计算方法,研究喷管外露部分对火箭气动静稳定及控制特性的影响。计算结果表明:在超声速Ma=2~12、攻角30°范围内,外露喷管对火箭气动静稳定性有1%~2%的增加,且气动控制效率明显,喷管±3°摆角产生的气动控制力矩约为头部空气舵±20°摆角的1~2倍。因此,对于确实存在喷管外露的火箭,在气动特性设计过程中需充分考虑喷管对静稳定性的影响,甚至可以考虑将喷管作为气动控制面,用于火箭无动力滑行段的姿态控制。 相似文献