全文获取类型
收费全文 | 3107篇 |
免费 | 787篇 |
国内免费 | 620篇 |
专业分类
航空 | 2282篇 |
航天技术 | 832篇 |
综合类 | 423篇 |
航天 | 977篇 |
出版年
2024年 | 22篇 |
2023年 | 72篇 |
2022年 | 155篇 |
2021年 | 191篇 |
2020年 | 198篇 |
2019年 | 135篇 |
2018年 | 137篇 |
2017年 | 172篇 |
2016年 | 149篇 |
2015年 | 193篇 |
2014年 | 219篇 |
2013年 | 209篇 |
2012年 | 225篇 |
2011年 | 236篇 |
2010年 | 275篇 |
2009年 | 237篇 |
2008年 | 222篇 |
2007年 | 219篇 |
2006年 | 162篇 |
2005年 | 116篇 |
2004年 | 79篇 |
2003年 | 105篇 |
2002年 | 120篇 |
2001年 | 94篇 |
2000年 | 75篇 |
1999年 | 84篇 |
1998年 | 64篇 |
1997年 | 52篇 |
1996年 | 54篇 |
1995年 | 39篇 |
1994年 | 46篇 |
1993年 | 39篇 |
1992年 | 16篇 |
1991年 | 29篇 |
1990年 | 18篇 |
1989年 | 18篇 |
1988年 | 14篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 7篇 |
1985年 | 4篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 2篇 |
1966年 | 1篇 |
1900年 | 1篇 |
排序方式: 共有4514条查询结果,搜索用时 15 毫秒
121.
122.
连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。 相似文献
123.
124.
125.
在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。 相似文献
126.
为探索轻质化燃油系统结构,基于电调燃油变量泵的航空发动机转速控制系统,构建了柱塞泵斜盘位置电液伺服控制系统,油泵出口燃油直接输入电液伺服阀;建立了电液伺服阀线性化模型。通过数字仿真,研究了电液伺服阀工作特性,并得到了其适应性模型;在航空发动机特性半物理试验系统上,对斜盘位置电液伺服控制系统实物进行了验证试验,并与航空发动机模型一起构成了发动机转速闭环控制系统。结果表明:变输入压力的燃油电液伺服位置控制系统有效可行,变量泵工作稳定可靠,电液伺服阀模型能够准确反映实际工作状况;基于变参数PI控制算法的转速闭环控制初步取得成效。 相似文献
127.
工程估算是飞机概念设计阶段常用的气动力计算方法,其计算效率高,并且满足飞机概念设计的精度要求。工程估算过程涉及大量的图表查阅与数据插值,传统的手动计算存在工作量与人为误差较大的缺点。针对上述问题,在已有工程估算方法的基础上,搭建了气动工程估算数据库,提出了软件的系统架构与组成,设计并开发了基于民用飞机的气动估算软件。软件具有良好图形用户界面,提供了多种输入方式与自动多维插值算法,与手动计算相比,减少了计算工作量,提高了计算效率和精度。以某大型民用飞机为对象,利用软件进行气动工程估算,并与算例的计算流体力学法(CFD)结果进行比较。结果表明:二者结果基本相符,而且计算成本远低于CFD方法。这体现了软件在民机概念设计阶段具有较高的工程实用性。 相似文献
128.
129.
130.