全文获取类型
收费全文 | 1453篇 |
免费 | 526篇 |
国内免费 | 215篇 |
专业分类
航空 | 1479篇 |
航天技术 | 201篇 |
综合类 | 99篇 |
航天 | 415篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 33篇 |
2022年 | 125篇 |
2021年 | 116篇 |
2020年 | 102篇 |
2019年 | 89篇 |
2018年 | 103篇 |
2017年 | 113篇 |
2016年 | 105篇 |
2015年 | 95篇 |
2014年 | 96篇 |
2013年 | 112篇 |
2012年 | 122篇 |
2011年 | 156篇 |
2010年 | 122篇 |
2009年 | 122篇 |
2008年 | 113篇 |
2007年 | 94篇 |
2006年 | 82篇 |
2005年 | 74篇 |
2004年 | 75篇 |
2003年 | 34篇 |
2002年 | 37篇 |
2001年 | 22篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 9篇 |
1998年 | 2篇 |
1997年 | 4篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 1篇 |
排序方式: 共有2194条查询结果,搜索用时 31 毫秒
851.
852.
Oracle9iAS是构建Web应用的理想平台,如何在Omcle9iAS平台上快速、有效地构建和部署Web应用有其内在的复杂性。通过对一个实际Web应用的建模过程,介绍了如何运用基于RUP应用UML,以及Oracle9i JDeveloper构建Web应用的方法。实践证明,在基于RUP以体系结构为中心的建模方法指导下,应用UML丰富的可视化建模元素,可以快速、准确地构建面向对象的Web应用模型。 相似文献
853.
边界扫描技术是一种新型的VLSI电路测试及可测性设计方法,它提供了对电路板上元件的功能、互连及相互间影响进行测试的一种新方案。介绍了边界扫描技术的原理、结构,讨论了该技术在集成电路测试中的应用。 相似文献
854.
航天器再入大气层热力分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以OREX(orbital reentry experiment vehicle)的飞行试验数据和相关的CFD数值模拟结果为基础,采用传热理论及相关公式,分析计算了OREX再入大气层过程中的轨迹,驻点处热流密度非平衡假设和平衡假设下的换热问题.所计算的轨迹、热流密度非平衡假设下计算的驻点温度和热流密度值同试验数据及相关的CFD数值结果取得了很好的一致,相应的计算方法可作为航天器驻点热力分析的通式.然而在平衡假设条件下,尽管计算所得到的驻点热流密度与之前的CFD数值结果差别不大,但这种情况下计算得到的温度与试验数据不符,这应归结于计算的热流密度结果对驻点处温度变化的不敏感.比较非平衡假设和平衡假设下的换热计算结果表明,对于航天器再入过程中的热力探讨不能仅仅满足于热流密度分析,对温度的考察或许更重要. 相似文献
855.
不论是超燃冲压发动机推进性能评估,还是吸气式高超声速飞行器气动性能预测,冷态内流气动性能至关重要。为验证冷态内流测力新技术,以采用Nose-to-Tail力核算方法的圆截面超燃冲压发动机为试验对象,在马赫数6条件下开展了风洞试验,并将试验测量结果与基于动量定理的CV2预测方法的内阻评估值进行了对比。结果表明,采用天平直接测量发动机冷态内流气动力载荷的试验方法可行。测量结果可信度高;重复性好,进气道起动时的相对误差约4%;精度高,可控制在3%左右;试验信息丰富,能够直观真实地反映内流气动性能、进气道起动/不起动、溢流等物理现象。 相似文献
856.
为深入了解直流喷射过程中射流柱的细部结构以及其脱落过程,利用LES结合VOF的方法,对静止大气中垂直射流现象进行模拟。模拟得到的液相喷雾结构和试验结果能够很好地吻合。通过计算观察得到射流柱进入到大气中后由于Rayleigh-Taylor(RT)不稳定性迅速形成伞状的头部,头部的边缘在不断变薄失稳的过程中脱落形成液带,液带脱落产生的液滴具有等距性,间距为0.106mm,并在伞状边缘的下方形成一个气涡,气涡与上游的射流柱相互作用,促进射流柱表面的脱落。射流柱表面由于Kelvin-Helmholtz(K-H)表面波的作用呈现鱼鳞状的结构,并导致射流柱整体断裂、破碎,其表面波波长由初始的0.26mm迅速增长到0.78mm。 相似文献
857.
858.
为解决用反馈线性化方法实现卫星姿态滑模变结构控制(VSC)中病态时确定逆矩阵方法的参数导致的控制精度与控制能量间的矛盾,提出将广义逆矩阵用于求解控制律,并给出了广义逆矩阵的求解方法。计算和比较结果显示,该法不仅控制精度高,而且能大幅节约控制能量。 相似文献
859.
舵模型风洞颤振试验中亚临界技术的应用研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为降低模型和风洞设备的损坏率,用随机激励和频响函数分析法,测定进入颤振临界点之前舵面颤振试验模型在不同风洞气流动压下的模态频率和阻尼比,由阻尼外推法或稳定参数法确定颤振临界动压。数次进入颤振状态的试验结果证明,所获得的颤振临界参数有较高的精度。 相似文献
860.