全文获取类型
收费全文 | 6016篇 |
免费 | 1407篇 |
国内免费 | 1247篇 |
专业分类
航空 | 5983篇 |
航天技术 | 982篇 |
综合类 | 946篇 |
航天 | 759篇 |
出版年
2024年 | 13篇 |
2023年 | 104篇 |
2022年 | 261篇 |
2021年 | 295篇 |
2020年 | 312篇 |
2019年 | 282篇 |
2018年 | 306篇 |
2017年 | 327篇 |
2016年 | 334篇 |
2015年 | 321篇 |
2014年 | 379篇 |
2013年 | 345篇 |
2012年 | 439篇 |
2011年 | 456篇 |
2010年 | 347篇 |
2009年 | 406篇 |
2008年 | 332篇 |
2007年 | 308篇 |
2006年 | 271篇 |
2005年 | 292篇 |
2004年 | 199篇 |
2003年 | 194篇 |
2002年 | 204篇 |
2001年 | 162篇 |
2000年 | 194篇 |
1999年 | 158篇 |
1998年 | 140篇 |
1997年 | 157篇 |
1996年 | 193篇 |
1995年 | 133篇 |
1994年 | 163篇 |
1993年 | 128篇 |
1992年 | 105篇 |
1991年 | 104篇 |
1990年 | 94篇 |
1989年 | 92篇 |
1988年 | 97篇 |
1987年 | 18篇 |
1986年 | 3篇 |
1984年 | 2篇 |
排序方式: 共有8670条查询结果,搜索用时 156 毫秒
51.
在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。 相似文献
52.
53.
研究了超音速气流中正规反射波加一正激波结构下的参数优化特性,给出了求解这种优化结构的方法,通过计算得到了优化条件存在的区域和优化解的特性,它用可于指导超音速飞行器的进气道及相关装置的设计。 相似文献
54.
55.
根据气动布局的基本原理,结合低RCS要求,设计了一种鸭式布局、带边条的翼身融合无人飞行器外形,实验结果表明,该外形不仅具有低RCS特征,而且具有良好的气动特性,升阻比达到8左右。 相似文献
56.
冲压发动机点火前内流场数值仿真研究 总被引:1,自引:3,他引:1
冲压发动机在点火前由于燃烧室的压力较低,内通道流场状态与发动机正常工作时的差别很大。因此,在发动机设计时,必须要考虑形成正常点火条件对发动机结构的约束。本文利用有限体积法对N-S方程进行空间离散,对发动机点火前的不同内通道结构下的冷流场进行了数值模拟,结果表明稳定器和喷油装置对形成合理的点火条件很重要,稳定器的布局对点火状态有很大影响。 相似文献
57.
一种新型级间分离技术研究 总被引:7,自引:0,他引:7
本文对一种含固体燃气发生器的级间分离技术进行了研究。首先给出了分离的总体方案,建立了级间段气体压强瞬变的数学模型和导弹两级的运动模型,并利用流体动力学软件对级间段充气过程进行了模拟。简要介绍了固体燃气发生器的设计,并给出燃气发生器装药的选取原则。最后通过对某型号导弹的计算,证明这种级间分离方案是可行的。 相似文献
58.
59.
本文系统地总结了我们在旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究方面的某些成果,其中包括含铝丁羟推进剂的试片实验和装药发动机实验以及燃速敏感性预示和内弹道预示,得出了一些有益的结论,可供发动机设计及推进剂配方设计参考。 相似文献
60.
尺寸参数对气动液阀启动特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为气动液阀的启动过程建立了数学模型,分析了尺寸参数对该阀启动特性的影响。计算结果表明:在保证必要的工作寿命的前提下,适当地增大控制腔气孔的直径或增大靠近控制腔的活塞端面直径有利于提高该阀的响应能力。本文所得的结论有利于此类阀门的设计。 相似文献