全文获取类型
收费全文 | 3219篇 |
免费 | 562篇 |
国内免费 | 226篇 |
专业分类
航空 | 2207篇 |
航天技术 | 457篇 |
综合类 | 341篇 |
航天 | 1002篇 |
出版年
2024年 | 18篇 |
2023年 | 101篇 |
2022年 | 103篇 |
2021年 | 113篇 |
2020年 | 121篇 |
2019年 | 142篇 |
2018年 | 102篇 |
2017年 | 125篇 |
2016年 | 145篇 |
2015年 | 118篇 |
2014年 | 179篇 |
2013年 | 172篇 |
2012年 | 227篇 |
2011年 | 200篇 |
2010年 | 194篇 |
2009年 | 216篇 |
2008年 | 194篇 |
2007年 | 193篇 |
2006年 | 149篇 |
2005年 | 183篇 |
2004年 | 132篇 |
2003年 | 116篇 |
2002年 | 104篇 |
2001年 | 108篇 |
2000年 | 87篇 |
1999年 | 53篇 |
1998年 | 59篇 |
1997年 | 54篇 |
1996年 | 47篇 |
1995年 | 35篇 |
1994年 | 28篇 |
1993年 | 24篇 |
1992年 | 27篇 |
1991年 | 19篇 |
1990年 | 23篇 |
1989年 | 35篇 |
1988年 | 17篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 8篇 |
1985年 | 6篇 |
1984年 | 5篇 |
1983年 | 5篇 |
1982年 | 6篇 |
1981年 | 4篇 |
1980年 | 2篇 |
排序方式: 共有4007条查询结果,搜索用时 250 毫秒
121.
通过实验比较了几种超声速喷流啸声的控制方法,包括附加三角凸台和开V形槽的收敛喷嘴。实验结果表明,带三角凸台和V槽的喷嘴对啸声幅值有明显的抑制,尤其是凸台喷嘴对啸声的模态也产生了明显的影响,但是啸声成分仍然存在,并且在上游方向依然占主导地位。在此基础上提出了一种新的控制方法——凸台加V槽的组合喷嘴,实验结果表明,组合喷嘴完全抑制了啸声,而且对于其它超音速喷流噪声成分的幅值也有一定程度的降低。最后还对各种结构喷嘴的气动推力损失进行了综合评估,结果表明组合喷嘴的推力损失介于V槽喷嘴和三角凸台喷嘴之间,平均推力损失在3%左右。 相似文献
122.
为分析活动目标的随机飞行状态和减小导弹的脱靶量,提出了数学模拟打靶的一种新方法。其中包括卡尔曼滤波理论结合最大似然法的应用,以及建立相对运动的离散化模型和灵敏度矩阵。为改善飞行状态的估计精度,论述了确立飞行弹道修正协方差矩阵的概念。除此之外,还讨论了导引敏感器静态误差影响脱靶量的估计问题。 相似文献
123.
飞机大气数据系统提供主用参数外,同时也给相关系统提供备用参数,以及为空中交通管制系统提供高度报告参数;飞机各系统参数之间存在着相互传输和应用,在维护和排故中应对相关系统全面检查和检测。本文则是由于其他系统的故障而引起本系统失效的典型排故事例。 相似文献
124.
CS-01高空台推力测量和校准装置研制 总被引:3,自引:1,他引:3
推力是涡喷涡扇发动机高空模拟试验的重要测量参数之一。CS-01高空台原推力测量采用杠杆、砝码、测力秤系统,现采用原位校准,液压加载、应变式推力传感器来测量和校准,从而消除了“高度差”的影响,降低了稳态推力测量系统的测量不确定度。 相似文献
125.
126.
为了进一步了解瓦状塞式喷管的性能,采用NND差分格式求解三维N S方程和空气冷流对6单元瓦状特征型面塞式喷管进行了数值模拟和实验研究。研究模型的内喷管面积比为4,总面积比为40,设计压强比为1047。计算得到了流场马赫数和塞锥表面压强分布、喷管推力系数效率,以及不同压强比下中心平面、过渡平面和边缘平面的塞锥表面压强变化规律。计算结果与实验数据吻合得较好,效率数值最大相差1%。实验塞式喷管最大的推力系数效率为0 995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,效率在0 93~0 995之间变化。和以前简化型面的4单元瓦状塞式喷管相比,实验和数值模拟均说明塞锥特征型面的优化设计提高了喷管性能,更充分体现了塞式喷管的高度补偿特性,可以成为未来工程应用的选择方案。 相似文献
127.
128.
磨损是引起运动机构失效的重要失效模式之一。介绍了一种磨损试验设备;给出了一些试验和数据处理结果;探讨了磨损线性累积规律;并通过算例简单地说明了磨损可靠性分析方法。 相似文献
129.
130.
飞机在大迎角下进近可以减小飞机进近着陆的速度,从而减小飞机着陆时的滑跑距离。本文根据国外大迎角短距着陆的研究[1,2]给出了一种大迎角自动短距着陆方案。该方案应用了飞行与推进协调控制的方法设计了自动着陆控制系统和一套控制律,实现了进近飞行时的低速稳定和精确的航迹控制。对于反旋机动,利用全状态反馈,实现了机尾高度的精确控制。仿真结果表明该方案切实可行。 相似文献