全文获取类型
收费全文 | 976篇 |
免费 | 45篇 |
国内免费 | 35篇 |
专业分类
航空 | 180篇 |
航天技术 | 282篇 |
综合类 | 17篇 |
航天 | 577篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 12篇 |
2022年 | 8篇 |
2021年 | 15篇 |
2020年 | 12篇 |
2019年 | 18篇 |
2018年 | 12篇 |
2017年 | 5篇 |
2016年 | 10篇 |
2015年 | 17篇 |
2014年 | 82篇 |
2013年 | 61篇 |
2012年 | 153篇 |
2011年 | 162篇 |
2010年 | 40篇 |
2009年 | 36篇 |
2008年 | 33篇 |
2007年 | 27篇 |
2006年 | 20篇 |
2005年 | 21篇 |
2004年 | 15篇 |
2003年 | 16篇 |
2002年 | 17篇 |
2001年 | 8篇 |
2000年 | 12篇 |
1999年 | 14篇 |
1998年 | 18篇 |
1997年 | 15篇 |
1996年 | 15篇 |
1995年 | 26篇 |
1994年 | 26篇 |
1993年 | 36篇 |
1992年 | 35篇 |
1991年 | 27篇 |
1990年 | 10篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 9篇 |
1987年 | 4篇 |
排序方式: 共有1056条查询结果,搜索用时 951 毫秒
191.
192.
大厚度机翼整体壁板成形工艺技术创新 总被引:1,自引:0,他引:1
事实证明,以铣代压创新之路是非常正确的,它既是替代压弯成形工艺的有效途径,也完全符合现代航空制造技术的发展方向。众所周知,大型固定翼硬壳式飞机机翼翼盒原来都是由蒙皮、长桁、肋、对接接头组成,再加上前、后梁等许多处于分离状态的零、组件装配而成的。随着用户对飞机的飞行品质及其使用的安全性、耐久性和低成本 相似文献
193.
研究在轨服务航天器逼近与捕获目标航天器的相对轨道姿态耦合动力学建模问题。考虑航天器姿态与对接位置的运动耦合,建立目标运行在任意轨道下的相对轨道姿态耦合动力学模型,并对模型中的运动耦合进行深入分析。设计一种非线性的输出反馈姿态控制律,将建立耦合动力学模型与CW方程进行仿真比较,验证轨道与姿态的运动耦合对两航天器对接点之间相对位置的运动影响。 相似文献
194.
由于进行了充分的技术准备工作,并制定了科学的交会对接方案,以及各系统精确无误的操作实施,天宫-1与神舟-8在2011年11月1—3日实施的首次空间交会对接过程十分完美,一次对接成功。我国首次空间交会对接分为远距离导引段、自主控制段、对接段、组合体飞行段、再度对接段和分离撤离段实施,可以说既步步惊心,又步步放心。 相似文献
195.
从20世纪60年代至今,全世界已经进行了300多次空间交会对接活动。空间交会对接技术在美国、苏联/俄罗斯发展了很多年,已经成为相对成熟的技术;而我国的空间交会对接技术还处于起步阶段。 相似文献
196.
197.
198.
航天器空间交会对接难度大,GNC软件对任务的完成起到重要作用.由于交会对接控制软件功能复杂,时序要求严格,这对软件测试提出了很高的要求.基于黑盒测试环境,利用FPGA设计方法和时序分析技术,实现了对交会对接软件重要数据运行时序的捕获和对上下行信号相位关系的跟踪,完善了故障触发和上行注入手段.该测试环境在交会对接软件研制过程中起到重要作用. 相似文献
199.
交会对接是空间站任务中一项非常重要的技术。基于C—W方程,推导了用直角坐标和轨道根数描述的远程导引段多冲量变轨段策略的方程,同时给出了求解方程组的迭代算法。随着冲量的施加,剩下的变轨量不足以瞄准交会时刻目标的全部状态时,给出了瞄准部分变量的方法。通过算例验证发现,存在定轨误差的情况下,部分变量瞄准法能精确地瞄准任务所关心的变量。 相似文献
200.
根据辐射传热基本原理和计算对象的几何物理特点,采用节点热网络方法 ,提出空间实验室尾部变轨发动机组和对接机构组合系统的热分析数学模型。利用龙格-库 塔法,求得变轨飞行期间变轨发动机瞬态温度的变化历程和对接机构主体结构——对接框 架周向、轴向温度的变化规律,着重分析对接机构组件表面辐射特性εd、液体发动 机倾角β和间距R对对接机构温度分布的影响,指出两个高温发动机热辐射对尾部 对接机构造成的热影响范围,大致在周向角θ=90°±30°和θ=270°±
30°区域,最高温度位于对接框底部,其值介于30~90℃之间,温度随发射率的变化率
ΔT/Δεd≈96℃,表明发射率εd和发动机间距R是影响对接机构温度水平 的重要因素。热分析工作是提出并改进对接机构热控设计方案的技术依据,具有十分重要的 工程应用价值。 相似文献
30°区域,最高温度位于对接框底部,其值介于30~90℃之间,温度随发射率的变化率
ΔT/Δεd≈96℃,表明发射率εd和发动机间距R是影响对接机构温度水平 的重要因素。热分析工作是提出并改进对接机构热控设计方案的技术依据,具有十分重要的 工程应用价值。 相似文献