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621.
地面等待策略中的时隙分配模型与算法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
机场拥塞是制约民航运输的瓶颈所在,地面等待策略(GHP)是解决机场拥塞的有效方法,其核心就是时隙分配问题。为适应我国空中交通持续发展需要,实现科学时隙分配的要求,对GHP已有的研究进行分析和归纳,重点论述了时隙分配的概念、属性、模型和算法,在此基础上总结了时隙分配的关键问题,即随机容量的影响、均衡模型的建立以及模型求解算法的研究。最后指出了时隙分配问题未来的研究方向。 相似文献
622.
单涡/贫油驻涡燃烧室的出口温度分布试验 总被引:4,自引:3,他引:1
采用试验方法对单涡贫油驻涡燃烧室的出口温度分布的影响因素进行了研究,通过分析试验数据得到如下结论:①凹腔气量对出口温度分布影响较大.随着凹腔气量的增加,出口温度分布系数(OTDF)先增加后减小,与掺混射流的穿透深度有关.②燃油掺混温度对出口温度分布的影响也较大.当燃油掺混温度较小时,出口温度分布系数较低.随着燃油掺混温度增加,出口温度分布系数随之先增加后减小.③燃油供油量对出口温度分布也有重要影响.当燃油量增加时,出口温度分布系数随之先增加后减小. 相似文献
623.
HAN Ji-ang 《航空动力学报》2010,25(6):1358-1365
A kind of three-dimensional flow-path of the ram-rotor was designed in this paper according to the design method of the typical supersonic intake of aircraft and missiles,especially the design method of the compression ramp,the throat and the subsonic diffuser.The design Mach number of the flow-path was based on the averaged relative Mach number,regardless of the change of incoming Mach number along radial direction of the flow-path.Then,the flowfield of the designed flow-path was simulated numerically with computational fluid dynamics software at design point.The purpose of simulation was to obtain the details of the flowfield,including the structure of the shock wave system,position of flow separation zone,and so on.The performance of the ram-rotor was also evaluated.The numerical results show the structure of the shock wave system in the flow-path is similar to that in the supersonic intake.To improve the overall performance of the ram-rotor,the reasonable compromise between the total pressure ratio and the isentropic adiabatic efficiency should be reached.The structure optimization of the flow-path and the configuration of the shock wave system have great influence on the performance of the ram-rotor. 相似文献
624.
研究了导弹视线角和视线角速度可测情况下的制导信息估计问题,给出了一种改进的CB观测器(Cost-Based Observer)设计算法。基于非线性平面拦截模型,将目标机动看作一阶马尔可夫过程建立了制导信息滤波的非线性状态方程并将其化为SDC模型。针对系统能观性不足问题,提出了多状态相关系数矩阵加权组合的方案对CB观测器进行改进。并将其用于估计弹目相对距离、相对速度和目标机动加速度,利用估计的制导信息进行制导计算并与制导信息完全可测情况进行比较研究。最后,采用比例导引律进行仿真,结果表明本文所设计的观测器估计精度较高,且能满足制导性能要求。 相似文献
625.
626.
RBCC发动机性能分析模型改进方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对已有RBCC发动机性能分析模型的改进方法进行了研究。采用最小吉布斯自由能法,建立了一次火箭燃烧室热力计算模型,并采用冻结流假设进行喷管热力计算;针对以H2O2(L)/JP-10(L)为推进剂的一次火箭进行了热力计算,并与CEA和CHEMKIN等化学热力学软件计算结果进行了对比校验,验证了所建模型计算结果的准确性。建立了采用CFD软件求解二维Euler方程的后体性能分析方法,并基于CFD软件提供的接口函数和PYTHON脚本技术设计了后体自动性能分析流程,自主实现了后体流场分析过程的几何造型、网格划分、边界定义、CFD求解器设置、CFD方程求解及性能参数计算。 相似文献
627.
628.
629.
随着广播式自动相关监视( ADS-B )技术的发展与广泛应用,国外涌现出许多 ADS-B 设备研制商,开发出多种应用于不同平台、具有不同功能构型的 ADS灢B 产品。从搭载平台与功能构型两个视角出发,对国内外机载 ADS-B 产品进行分类;分析航线飞机、通航飞机以及无人机载 ADS灢B 产品的功能与技术特点,并针对当前 ADS-B 系统面临航空器监视应用开发、安全性、密集干扰环境下接收增强、1090ES 链路扩容等难点问题,分析讨论技术途径并提出发展建议。 相似文献
630.
为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作。基于升力体和乘波体融合设计理念,提出了一种大容积率、高升阻比的乘波前体的扩容设计方法。对扩容设计的乘波前体进行了数值模拟,获得了典型设计参数对前体容积率、升阻比等气动性能参数的影响规律。基于本征正交分解理论和径向基函数建立了高超声速乘波前体流场结构和气动性能参数的快速预测模型,并对扩容设计的乘波前体流场开展了快速预测研究。研究表明:相比于未扩容之前,高度为5、10 mm时,容积增加8.00%和15.00%;基于本征正交分解理论的快速预测方法可精确、快速地获得不同几何设计参数下乘波前体的流场,预测误差不高于2.00%。 相似文献