全文获取类型
收费全文 | 2855篇 |
免费 | 666篇 |
国内免费 | 287篇 |
专业分类
航空 | 2195篇 |
航天技术 | 492篇 |
综合类 | 291篇 |
航天 | 830篇 |
出版年
2024年 | 32篇 |
2023年 | 103篇 |
2022年 | 120篇 |
2021年 | 147篇 |
2020年 | 159篇 |
2019年 | 157篇 |
2018年 | 108篇 |
2017年 | 125篇 |
2016年 | 128篇 |
2015年 | 152篇 |
2014年 | 135篇 |
2013年 | 151篇 |
2012年 | 176篇 |
2011年 | 173篇 |
2010年 | 173篇 |
2009年 | 170篇 |
2008年 | 150篇 |
2007年 | 146篇 |
2006年 | 154篇 |
2005年 | 139篇 |
2004年 | 114篇 |
2003年 | 101篇 |
2002年 | 104篇 |
2001年 | 107篇 |
2000年 | 83篇 |
1999年 | 75篇 |
1998年 | 57篇 |
1997年 | 38篇 |
1996年 | 45篇 |
1995年 | 32篇 |
1994年 | 40篇 |
1993年 | 28篇 |
1992年 | 25篇 |
1991年 | 27篇 |
1990年 | 36篇 |
1989年 | 36篇 |
1988年 | 24篇 |
1987年 | 20篇 |
1986年 | 8篇 |
1985年 | 4篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 2篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 2篇 |
排序方式: 共有3808条查询结果,搜索用时 656 毫秒
851.
孔德兟 《世界航空航天博览》2005,(9):52-59
Zhuk(“甲虫”)雷达为一种多模式脉冲多普勒雷达,由Phaxotion NJJR设计局针对Mia-29M所研发,于1987年发展完成装在一架Mia-29上测试,为获联的第一部可程序化的多模式雷达,能籍由新增软件程序来扩弃其功能,此雷达的衍生型众多,可说是目前城国衍生型最多,最重要的雷达系统。Zhuk雷达总重250千克,采用一个机械扫描的平面数组天线,天线直径680毫米,垂直方向的扫描范围为-40-+60度,水平方向则为&;#177;90度,工作波段为X频段,峰值功率5kw,平均功率1kw。 相似文献
852.
853.
涡轮流量计转子内完全三元流场的变域变分有限元解 总被引:1,自引:0,他引:1
以变分原理作为理论基础,结合有限元方法,提出了涡轮流量计转子内部完全三元流场的速度分布。根据所求流场,应用边界层理论,给出了叶片和轮毂表面的阻力矩,计算了转子所受的各个力矩,最后得出了理论特性曲线,它与实验结果吻合良好。所建立的方法改善了传统的用平面叶栅势流理论来处理转子内部流场所存在的缺陷。 相似文献
854.
讨论了跟踪式干扰机干扰卫星跳频通信的设计极限条件 (即跳频通信抗跟踪干扰的几何地理保护条件等 )。跟踪式干扰机使用“测频器”电路来确定跳频信号的驻留频率 ,然后再产生包含有该跳频频率在内的窄带干扰来干扰之。对几何地理保护条件的分析结果表明 ,这种跟踪干扰受到空间条件的限制而难以实现。跟踪式干扰机的最小测频时间和正确测量的概率Phc都是接收SNR及测频器分辨力的函数。分析了快跳频 (指的是一跳或多跳每信息字符 )和慢跳频这两种情况 ,还讨论了使用跟踪式干扰机干扰卫星通信FDMA系统的性能 ,给出了最基本的干扰机设计诀窍 相似文献
855.
856.
本文首先介绍速率捷联制导系统工具误差分析的主要内容,接着使用一种新的方法建立了数学模型,并通过一个范例进行了数学仿直.仿真结果证明,本文提出的算法是可信的. 相似文献
857.
858.
固体燃料冲压发动机自持燃烧的影响因素 总被引:1,自引:1,他引:0
采用试验和仿真方法,研究了固体燃料冲压发动机(SFRJ)自持燃烧的主要影响因素。研究结果表明:SFRJ内为典型的扩散火焰,化学反应特征时间与反应物停留特征时间的比值是影响发动机自持燃烧的关键参数,该值越小,扩散火焰越稳定;本文研究工况下,较小的后台阶高度即可保证发动机实现自持燃烧,后台阶稳定火焰的物理原因是在固体燃料表面附近形成一个低速区,保证了固体燃料的分解燃烧,当台阶高度为0时,由于化学反应特征时间与反应物停留特征时间的比值迅速增加,SFRJ无法自持燃烧;台阶高度较小时,点火过程会对SFRJ的稳定燃烧产生影响,SFRJ可能会出现熄火复燃现象。 相似文献
859.
水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计 总被引:3,自引:0,他引:3
为改善某型水陆两栖飞机的起降性能,提高其抗浪能力,需设计高性能吹气襟翼以满足其性能要求。本文在国内外已有的吹气襟翼研究基础上,结合飞机气动综合优化设计框架及计算流体力学(CFD)的优势,以设计出高气动效率及工程实用性的内吹式襟翼方案作为设计目标,对内吹式襟翼的基本形式、吹气缝道位置及喷缝参数等进行综合优化设计,最终通过风洞试验来验证优化设计方案的有效性。从分析及验证结果来看,通过本优化设计方法所设计的内吹式襟翼,能在使用相同吹气动量系数的条件下,明显推迟襟翼上的气流分离,实现最大升力系数20%左右的提升,显著提升了内吹式襟翼的气动效率,为进一步实现内吹式襟翼的工程应用奠定了基础。 相似文献
860.
东方航空公司一架A340-600飞机在着陆滑跑时,四台发动机中三台同时自动停车,飞机电力系统一度瘫痪.构成一起地面严重事件征候。事件的调查以机载维护系统提供的大量数据报告为切入点,通过分析飞机多个系统的控制逻辑及不同系统问的关联响应,揭示了其隐含的逻辑关系缺陷。这种缺陷在特定条件下,辅之以客观因素和偶发因素的影响.导致... 相似文献