全文获取类型
收费全文 | 1598篇 |
免费 | 424篇 |
国内免费 | 186篇 |
专业分类
航空 | 1373篇 |
航天技术 | 229篇 |
综合类 | 161篇 |
航天 | 445篇 |
出版年
2024年 | 23篇 |
2023年 | 62篇 |
2022年 | 77篇 |
2021年 | 78篇 |
2020年 | 72篇 |
2019年 | 105篇 |
2018年 | 59篇 |
2017年 | 65篇 |
2016年 | 90篇 |
2015年 | 85篇 |
2014年 | 70篇 |
2013年 | 85篇 |
2012年 | 104篇 |
2011年 | 116篇 |
2010年 | 100篇 |
2009年 | 88篇 |
2008年 | 92篇 |
2007年 | 102篇 |
2006年 | 66篇 |
2005年 | 71篇 |
2004年 | 43篇 |
2003年 | 56篇 |
2002年 | 35篇 |
2001年 | 57篇 |
2000年 | 29篇 |
1999年 | 40篇 |
1998年 | 43篇 |
1997年 | 43篇 |
1996年 | 39篇 |
1995年 | 28篇 |
1994年 | 25篇 |
1993年 | 29篇 |
1992年 | 30篇 |
1991年 | 29篇 |
1990年 | 20篇 |
1989年 | 19篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 10篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 2篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 2篇 |
1980年 | 1篇 |
1979年 | 1篇 |
排序方式: 共有2208条查询结果,搜索用时 15 毫秒
951.
952.
《航天器工程》2016,(1):19-24
在卫星编队飞行中,编队重构等机动过程会导致整个编队卫星之间燃料消耗不均匀,甚至出现某一成员卫星燃料消耗完,而导致整个编队构型提前结束乃至任务失败。针对该问题,文章提出了在卫星编队轨道重构过程中可采用的一种燃料平衡方法,即基于连续推力控制,以燃料最优为控制目标,通过建立燃料消耗函数,推导了不同相位角及重构半径时的最优控制加速度,通过减小各从星之间的燃料消耗函数的差异,使得不同成员卫星燃料消耗差别最小。编队卫星燃料平衡程度取决于初始相位角,文章给出了最佳初始相位角的表达式。最后,对以一主二从的三星编队在从星轨道重构中的从星燃料平衡问题进行了仿真,分别验证了卫星编队连续推力控制方法和编队卫星燃料平衡方法的正确性和有效性。 相似文献
953.
针对采用太阳帆、太阳电混合小推力推进的航天器,研究了其在日心悬浮轨道的保持控制问题。为解决已有控制方法中未综合考虑内部未建模动态和外部未知扰动的问题,以及进一步提高系统控制性能,设计了一种高性能滑模控制策略。首先,考虑模型不确定性,建立了混合小推力航天器在日心悬浮轨道柱面坐标系的动力学方程;其次,基于改进型条件积分滑模面和径向基(RBF)神经网络设计了控制律,结合自适应方法在线估计不确定参数;接着,将求取的虚拟控制量在推进剂最优条件下转换成实际控制量,即太阳帆姿态角和太阳电推进力;最后,数值仿真验证了上述设计方法提高了系统鲁棒性,减小了轨道位置超调,并且混合推进相比于单一太阳帆推进,在更短收敛时间内控制精度提高了4个数量级,相比于单一太阳电推进,一年可以节省约89.6%的推进剂。 相似文献
954.
955.
956.
957.
《北华航天工业学院学报》2015,(5):8-11
本研究采用熔体混合法制备了Al-22wt.%Si合金,通过正交设计实验方法,研究了高温熔体过热温度、低温熔体过热温度及混合保温时间对合金显微组织和性能的影响。研究结果表明,高温熔体过热温度对初生硅相的平均直径影响最大,其次为混合保温时间,而低温熔体过热温度的影响最小。正交实验获得最佳制备工艺参数为:高温过热温度1000℃,低温过热温度850℃,混合保温时间30min,此时初生硅平均直径最小,为24.96μm,分布均匀,形态规整,合金布氏硬度最大为116.3HB,相对耐磨性提高近40%。 相似文献
958.
959.
在总结以往火箭射流数值模拟的基础上,采用多组分有限速率化学反应模型模拟气体在喷管后的复燃,并引入拉格朗日颗粒轨道模型来模拟由Al和Al2O3组成的混合颗粒.通过快速欧拉模型得到AlO3,烟尘的速度场,然后通过质量、动量、能量源项将气体相、颗粒相和烟尘相三者联立耦合计算来模拟铝颗粒的燃烧和燃烧产生的烟尘颗粒对整个射流结构的影响,为以后更准确地计算射流红外辐射特性提供了理论工具. 相似文献
960.