全文获取类型
收费全文 | 204篇 |
免费 | 53篇 |
国内免费 | 50篇 |
专业分类
航空 | 149篇 |
航天技术 | 64篇 |
综合类 | 23篇 |
航天 | 71篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 5篇 |
2022年 | 3篇 |
2021年 | 12篇 |
2020年 | 13篇 |
2019年 | 14篇 |
2018年 | 13篇 |
2017年 | 14篇 |
2016年 | 15篇 |
2015年 | 9篇 |
2014年 | 10篇 |
2013年 | 11篇 |
2012年 | 14篇 |
2011年 | 21篇 |
2010年 | 18篇 |
2009年 | 18篇 |
2008年 | 12篇 |
2007年 | 12篇 |
2006年 | 11篇 |
2005年 | 12篇 |
2004年 | 6篇 |
2003年 | 11篇 |
2002年 | 12篇 |
2001年 | 9篇 |
2000年 | 6篇 |
1999年 | 3篇 |
1998年 | 1篇 |
1997年 | 5篇 |
1995年 | 2篇 |
1994年 | 1篇 |
1993年 | 1篇 |
1992年 | 2篇 |
1991年 | 4篇 |
1990年 | 2篇 |
1989年 | 2篇 |
1988年 | 1篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有307条查询结果,搜索用时 31 毫秒
291.
292.
293.
介绍了发动机试车台推力秤中心加载校准方法,并与平面加载校准方法进行了试验比较,进而得出相应结论。 相似文献
294.
根据平移不变模式双基地合成孔径雷达的空间几何关系模型,分析了平移不变模式双基地合成孔径雷达点目标的距离徙动特性,并进一步推导出了平移不变结构双基地合成孔径雷达的距离聚焦深度计算公式。该式表明平移不变结构双基地SAR距离聚焦深度与双基地角、方位分辨力、收发分机波束指向和目标到飞机最近距离之比有关。最后通过仿真,验证了理论分析的正确性。 相似文献
295.
采用粒子网格方法对同轴微阴极电弧推力器μCAT工作过程进行了模拟研究, 并应用自相似方法对模型进行简化,获得了推力器羽流区的电子数密度分布、离子数密度分布、电势分布及离子轴向平均速度,通过改变磁感应强度和位形分析磁场对推力器内等离子体运动特性及推力器性能的影响。计算结果表明,电子被外加磁场捕获约束在磁力线附近,低速离子与高速电子形成的双极扩散电场加速离子喷出;在相同流量情况下,磁感应强度002T时,离子返流严重,磁感应强度005~030T时,磁感应强度变化对速度影响较小;磁场位形对离子运动和推力器性能有较大影响,磁力线与轴线夹角较小时离子速度下降明显,夹角较大时离子返流严重。 相似文献
296.
太阳电池阵铰链机构刚度等效方法 总被引:1,自引:1,他引:0
组成铰链机构的各铰链均为可活动的部件,给太阳电池阵的建模和分析带来很大难度。文章采取试验测定铰链机构刚度并直接代入太阳电池阵有限元模型的方法,通过与试验对比,确定等效的铰链机构刚度值,可大大提高太阳电池阵的建模和分析的精度 相似文献
297.
研究MEO轨道Si太阳电池在轨性能衰减规律,为太阳阵设计提供参考依据。利用位移损伤剂 量的方法,研究了电子辐照对Si太阳电池性能参数的影响,并分析了MEO轨道(高度20,000 km, 倾角56°)的电子和质子辐射环境,及其穿过不同厚度的石英玻璃盖片后的 衰减谱。研究发现,在没有玻璃盖片的情况下,MEO轨道一年期质子通量会造成电池最大输 出功率严重衰退,约为初始值的28%,而一年期电子通量影响很小,仅造成约7%的下降。 使用100μm的石英玻璃盖片几乎可以完全阻挡MEO轨道质子辐射的影响,但是对电子辐 射的阻挡作用很小。石英玻璃盖片对于屏蔽低能质子对电池辐照损伤是极其重要的。
相似文献
相似文献
298.
从分析透镜不同入射高处小棱镜在最小偏向角时具有面形形变容差大的特点出发,给出了柱面菲涅耳太阳聚光透镜对称折射设计的基本原理,并比较了对称折射设计透镜和常规设计透镜的透射特性和会聚特性。采用对称折射设计,菲涅耳透镜柱面形变容差通常可高达15°~20°,且具有比常规设计高的光学效率;对称折射设计透镜虽存在散焦问题,但只要参数选择合理,出射光线均可会聚在太阳电池片上。 相似文献
299.
针对某武器装备发射环节对能量吸收提出的要求,并结合当前薄壁金属管件的研究背景以及能量吸收的性能指标,分析了多细胞管件在受径向冲击时的吸能特性。结合实际工况,制定了传统多胞管和夹层多胞管两方面共5种方案,并运用ANSYS/LS-DYNA程序,对其进行逐一建模仿真。最后的结论分析显示,在工艺允许的情况下,夹层多胞管的4板Ⅰ向方案在能量吸收特性方面表现更加优越。 相似文献
300.
柔性太阳电池翼国内首次在中国空间站成功应用,是空间站系统最复杂、难度最大的机电产品之一,而约束释放机构作为柔性太阳电池翼系统的关键构成,用于实现太阳翼上升段压紧保护和在轨段解锁释放,其成败直接影响航天器任务成败。基于任务需求,本文介绍了柔性电池翼约束释放机构的构成、工作原理、详细设计以及仿真验证和在轨应用情况,分析其技术特点及关键技术。地面验证及在轨飞行试验验证了约束释放机构设计的正确性与合理性,为我国航天器多点大面积可重复压紧及解锁方面提供了一种新颖且可靠的解决方案。 相似文献