首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   1959篇
  免费   934篇
  国内免费   123篇
航空   1527篇
航天技术   115篇
综合类   70篇
航天   1304篇
  2024年   6篇
  2023年   18篇
  2022年   70篇
  2021年   68篇
  2020年   67篇
  2019年   48篇
  2018年   30篇
  2017年   75篇
  2016年   58篇
  2015年   77篇
  2014年   72篇
  2013年   84篇
  2012年   110篇
  2011年   132篇
  2010年   102篇
  2009年   142篇
  2008年   155篇
  2007年   152篇
  2006年   149篇
  2005年   135篇
  2004年   118篇
  2003年   110篇
  2002年   101篇
  2001年   84篇
  2000年   81篇
  1999年   113篇
  1998年   84篇
  1997年   89篇
  1996年   77篇
  1995年   61篇
  1994年   61篇
  1993年   61篇
  1992年   62篇
  1991年   30篇
  1990年   42篇
  1989年   37篇
  1988年   38篇
  1987年   16篇
  1984年   1篇
排序方式: 共有3016条查询结果,搜索用时 15 毫秒
981.
水喷雾冷却器在主动引射高空模拟试车台中具有重要作用,其出口处温度的有效控制是保障试车正常运行的关键。针对某型号火箭发动机常压试验的喷雾冷却器,建立了等效热力系统模型,并在Simulink平台上建立了相应的动态仿真模型,计算结果与试车测试结果对比证明所建等效热力系统模型正确,从而为实现其出口处温度的有效控制提供依据。  相似文献   
982.
固体火箭发动机可靠性评定的影子理论及应用   总被引:1,自引:1,他引:0  
首次提出可靠性评定的影子问题,证明了影子定理,并用影子定理对固体火箭发动机的结构可靠性进行了评定,表明其具有应用价值。  相似文献   
983.
陈曦 《火箭推进》2006,32(4):48-50
归纳了喷管后段内壁在铣槽加工中容易出现的问题,从技术上进行了分析,结合机床特点,介绍了采取的一系列措施,重点阐述了解决问题的方法和注意事项。解决了长期困扰在生产中的难题,大副降低了加工中的误差幅度。  相似文献   
984.
长征系列火箭为中国航天运载火箭的统称。文章讨论了该系列火箭的组成和航天发射情况。  相似文献   
985.
以复合固体推进剂为主,概述了制造过程中多种实时分析和相对快速分析方法,包括色谱法、极谱法、红外光谱法、X-射线萤光光谱法。详细比较了HPLC和流动注射分析(FIA)之间的差异,提出了FIA的优点及其在推进剂中应用的潜力。  相似文献   
986.
《中国航空学报》2020,33(3):805-825
Aeroacoustic pressure oscillation is one of the important challenges in segmented solid rocket motors with high slenderness ratio. The reason for these oscillations can be searched in vortex shedding due to grain burning surfaces, holes and slots. In this paper, a novel sub-scaled motor was used for evaluation of aeroacoustic pressure oscillations. First, the related parameters to scale down using Buckingham’s Pi-theorem were determined and then the sub-scaled motor was designed and manufactured. After this, Strouhal number in various grain forms and vortex shedding prediction criteria have been discussed. Then, one-dimensional linear and non-linear solution approaches have been presented. To understand the motor internal flow and vortex shedding formation, steady state computational fluid dynamic performed for seven regression steps and finally, two static tests have been performed. Results show that various definitions for Strouhal number are useful only for primarily glance on vortex shedding and pressure oscillations and so CFD solution and the test program are inevitable for a correct understanding of the ballistic operational condition of the motor. Experimental results demonstrated the existence of such oscillations with frequencies nearly equal to axial modes. It seems that non-linear parameters have small effects on aeroacoustic pressure oscillation and therefore the linear solution is acceptable to obtain approximate data. Of course, it should be emphasized that linear solution represents oscillations on overall motor action time, whereas the output of non-linear solution depends on thermochemistry properties of solid propellant and combustion products. Therefore, with a non-linear solution, oscillations maybe occur in some intervals of action time. FFT (Fast Fourier Transformation) results demonstrated that although both first and second acoustic modes have been excited, the position of longitudinal oscillation has an important role on which one is dominant.  相似文献   
987.
新型固体火箭对提升运载效率的需求日益强烈,由此发展出一些以提升载荷设计精度为目标的载荷优化方法,可有效实现结构的减载减质。现有优化方法仅考虑单项偏差,未考虑各项偏差间的匹配性和传递过程的合理性,很大程度上限制了载荷设计精度的进一步提升。梳理和分析了载荷计算过程涉及的多项参数偏差,提炼出原始偏差和过程偏差的概念,指出了传统方法在偏差使用及传递过程中的不合理。在此基础上,充分结合新型固体火箭的研制特点,改进了偏差的使用方法,降低了过程偏差对载荷计算精度的影响。结果表明该方法可有效提高载荷设计精度、准确性和效率。  相似文献   
988.
知识驱动飞机翼面结构快速设计   总被引:1,自引:1,他引:0  
为提高飞机翼面结构初步设计阶段的质量和效率,对飞机翼面结构的建模过程进行研究.定义了结构布局坐标系及构件位置参数引用规则,提出了基于模板的翼面结构快速建模的方法.选择适合的参数化工具开发了知识驱动的飞机翼面结构的快速设计系统,将设计方法、规则及专家经验等知识进行封装,实现了翼面结构的自动布局并生成布置模型.在此基础上针对模型不同单元的生成逻辑,分别进行了实体模型的建立,通过用户自定义特征(UDF,User-Defined Features)技术进行几何特征体的参数化建模,在布置模型基础上自动实例化.最后通过飞机机翼翼盒结构实例验证了方法的可行性和有效性.  相似文献   
989.
对液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性进行了数值仿真研究,比较分析了甲烷喷射温度对其燃烧稳定性的影响规律.结果表明:在222 K,224 K,226 K,228 K,230 K和234 K时,发动机燃烧稳定性较好.  相似文献   
990.
瞬态时域数据合成冲击响应谱算法研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
某液体火箭发动机的部件采用振动台进行模拟冲击环境试验,冲击控制谱的冲击时域波形由软件采用基本波形合成,基本波形有正弦波、合成小波、Chirp波形,而国内常用正弦波合成冲击谱进行冲击环境试验。给出了瞬态冲击数据合成法的算法过程,提取某液体火箭发动机试车过程中的冲击时域数据来合成冲击控制谱的冲击时域波形,计算结果表明算法有效,所合成的冲击时域数据能够满足冲击响应谱的精度要求。  相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号