全文获取类型
收费全文 | 1027篇 |
免费 | 171篇 |
国内免费 | 53篇 |
专业分类
航空 | 633篇 |
航天技术 | 105篇 |
综合类 | 196篇 |
航天 | 317篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 26篇 |
2022年 | 18篇 |
2021年 | 24篇 |
2020年 | 26篇 |
2019年 | 22篇 |
2018年 | 21篇 |
2017年 | 15篇 |
2016年 | 21篇 |
2015年 | 26篇 |
2014年 | 59篇 |
2013年 | 33篇 |
2012年 | 34篇 |
2011年 | 37篇 |
2010年 | 52篇 |
2009年 | 52篇 |
2008年 | 50篇 |
2007年 | 41篇 |
2006年 | 43篇 |
2005年 | 43篇 |
2004年 | 42篇 |
2003年 | 50篇 |
2002年 | 37篇 |
2001年 | 55篇 |
2000年 | 37篇 |
1999年 | 36篇 |
1998年 | 40篇 |
1997年 | 37篇 |
1996年 | 37篇 |
1995年 | 15篇 |
1994年 | 27篇 |
1993年 | 25篇 |
1992年 | 22篇 |
1991年 | 22篇 |
1990年 | 22篇 |
1989年 | 26篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 13篇 |
1986年 | 8篇 |
1985年 | 6篇 |
1984年 | 4篇 |
1983年 | 6篇 |
1982年 | 9篇 |
1981年 | 5篇 |
1980年 | 5篇 |
1977年 | 1篇 |
1976年 | 2篇 |
1959年 | 1篇 |
1958年 | 1篇 |
1957年 | 1篇 |
排序方式: 共有1251条查询结果,搜索用时 15 毫秒
121.
本文以胶印机递纸机构为研究对象,该机构为一两自由度凸轮连杆复合机构。在建立该机构运动弹性动力学(KED)有限元分析模型和现场袂测固有频率的基础上,提出了一种利用实 固有频率数据修正复合机构有限元动力模型的方法。其基本思想是利用机构各个运动位置上的固有频率实测值与有限元模型的计算值之间的加权误差建立目标函数,然后利用优化方法使目标函数极小化,从而求出有限元模型参数的修正值。计算结果表明该方法是简便有 相似文献
122.
子空间迭代法是科学与工程计算中求解广义特征值问题的有效方法,针对向量机和共享内存的多处理机,前人已成功地作了并行处理。文中给出了适合MPP大规模并行计算机的并行子空间迭代法。该算法将广义特征值问题转换为一般特征值问题,其计算工作量主要体现在矩阵乘法,通过对该方法作并行处理,使矩阵求逆及一部分乘法运算转换为各结点机上三角形方程组的并行求解。在大规模并行计算机PAR95上结合J8-II机翼的动力特性问 相似文献
123.
将基因方法应用于网格结点位置的优化中。文中首先简单介绍了基因优化方法中基于达尔文进化论和Mendel基因理论的基本原理,其中包括插索空间表达、三个基因作用器(选择、交配和变异)等要点;然后着重阐述了相关偏微分方程的离散误差和三角形网格几何形状的适应度函数的定义、结点位置的二进制基因表达及基因方法的优化进程。离散误差是在二次非连续彭鼓包(bump)函数的空间中近似定义的,并且在点移动过程中相关解的二 相似文献
124.
125.
对W18Cr4V钢进行了稀土硫氮碳共渗研究。采用光学显微镜、X射线衍射仪、电子探针等对共渗层的组织和结构进行了分析,并对渗层的硬度和耐磨性进行了测量。结果表明:W18Cr4钢经稀土硫氮碳共渗后表面形成了FeS,Fe3(CN)等化合物,稀土共渗提高其硬度和耐磨等性能。 相似文献
126.
尹强周丽 《南京航空航天大学学报》2012,44(1):43-49
采用Bouc-Wen模型建立橡胶隔震支座的非线性动力学方程,基于已有研究成果,缩减模型参数简化模型,建立不同数量参数的迟滞模型模拟橡胶隔震支座的非线性特性。对橡胶隔震支座进行振动台实验,基于测得的加速度信号和广义卡尔曼滤波(Extended Kalman filter,EKF)方法在线识别橡胶隔震支座的参数和位移。对不同参数数量的Bouc-Wen模型在不同地震波激励下,EKF方法识别得到的橡胶隔震支座模型参数一致,且识别的位移和实际测量得到的位移曲线吻合良好,验证了本文所得模型参数的有效性和准确性及模型简化的合理性,也证明了EKF方法在橡胶隔震支座参数识别中的有效性。 相似文献
127.
128.
129.
本文讨论条件均值对正态-正态结构可靠性、幂律过程可靠性测度的Bayes可信限的应用。 相似文献
130.
针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角(FOV)约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。 相似文献