全文获取类型
收费全文 | 7190篇 |
免费 | 1145篇 |
国内免费 | 1022篇 |
专业分类
航空 | 4995篇 |
航天技术 | 882篇 |
综合类 | 822篇 |
航天 | 2658篇 |
出版年
2024年 | 40篇 |
2023年 | 194篇 |
2022年 | 261篇 |
2021年 | 247篇 |
2020年 | 255篇 |
2019年 | 289篇 |
2018年 | 145篇 |
2017年 | 236篇 |
2016年 | 245篇 |
2015年 | 253篇 |
2014年 | 322篇 |
2013年 | 301篇 |
2012年 | 478篇 |
2011年 | 426篇 |
2010年 | 379篇 |
2009年 | 372篇 |
2008年 | 375篇 |
2007年 | 319篇 |
2006年 | 292篇 |
2005年 | 350篇 |
2004年 | 315篇 |
2003年 | 327篇 |
2002年 | 250篇 |
2001年 | 295篇 |
2000年 | 202篇 |
1999年 | 183篇 |
1998年 | 171篇 |
1997年 | 202篇 |
1996年 | 209篇 |
1995年 | 212篇 |
1994年 | 188篇 |
1993年 | 179篇 |
1992年 | 179篇 |
1991年 | 173篇 |
1990年 | 143篇 |
1989年 | 156篇 |
1988年 | 69篇 |
1987年 | 76篇 |
1986年 | 22篇 |
1985年 | 6篇 |
1984年 | 7篇 |
1983年 | 2篇 |
1982年 | 3篇 |
1981年 | 8篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有9357条查询结果,搜索用时 140 毫秒
551.
为了深入研究低排放燃烧室点火联焰规律,在全新的环形模型燃烧室中开展了点火模拟和试验研究。点火模拟采用随机粒子追踪方法,能够基于时均冷态流场的仿真结果快速模拟火焰传播过程。环形燃烧室包含16个中心分级旋流器,仅向预燃级通入丙烷,用于模拟航空发动机低排放燃烧室点火状态下的空气燃油分级。试验采用PIV技术测量3个头部区域流场,利用高速相机拍摄火焰CH*/C2*基团化学发光信号。对多个流量和当量比条件下的联焰过程、联焰时间和传焰速率进行了分析,试验和模拟的结果均表明:环形燃烧室内火焰双向传播,燃烧室内外环流速度差异导致了双向火焰传播速度差,传焰速率随燃烧室湍流速度和当量比的增加而增加。点火模型很好地捕捉了环形燃烧室点火动态,所得传焰速率也符合湍流火焰传播规律,表明该模型具有较强预测能力。 相似文献
552.
高超声速飞行器作为一种前沿科技武器装备,对国家安全和利益具有重要战略作用,目前已成为航空航天领域的研究热点,在世界范围内的竞争态势日趋激烈。先进材料与结构设计是支撑高超声速飞行器研制的基础关键技术,极端严酷服役环境下材料与结构的强度问题依然是制约该类飞行器研制的瓶颈。本文回顾了过去几十年来高超声速飞行器领域的结构强度问题和演化特点,结合当前型号发展需求与技术发展趋势,剖析了当前结构强度技术在支撑高超声速飞行器研制方面的现状与短板,探讨了未来该领域内强度问题将呈现出的新需求、新特点及新方法。总结提出了未来高超声速飞行器结构强度领域的前沿发展方向。 相似文献
553.
采用有限元分析与冲击试验相结合的方式对膨胀管与波纹管的吸能特性进行探究:通过数值仿真分析对吸能元件的试验过程进行初步掌握,同时根据冲击试验结果对试验设计的不合理之处进行修正;然后开展两种吸能元件的动态冲击试验,探究其吸能特性,最终比较分析有限元仿真分析与落锤冲击试验的试验结果,选择效果理想的吸能元件应用到襟翼交联机构上。结果表明:无论是从吸能行程、吸能稳定性还是吸能结构的设计考虑,波纹管都是最适合应用到交联机构中的吸能元件,该吸能元件比吸能大,吸能过程平缓稳定,吸收能量之后只有塑性形变但结构不发生破坏,同时吸能行程短,吸能结构简单,便于安装拆卸。 相似文献
554.
11月5日8点15分,长征二号丁运载火箭在酒泉卫星发射中心点火启程,以一箭双星的方式,成功地将创新一号02星和试验卫星三号送入太空。 相似文献
555.
根据飞机减速伞抛放系统工作原理,对减速伞抛不掉故障进行验证和试验,从原理上分析故障产生的可能原因,并提出了相应的解决措施。 相似文献
556.
针对国内军用航空修理行业系统级综合试验现状,根据航电集成验证环境中总控系统的特点和应具有的基本功能,结合视情维修需求及现代软硬件技术状态和成熟试验验证的手段,介绍了航电系统集成验证环境中总控系统的建设思路,给出了总控系统硬件及上位机测试软件的实现方案。该总控系统的应用将提升航电系统的修理验证能力。 相似文献
557.
民用飞机吊挂易燃液体排液地面试验用于对全机防火设计中易燃液体排液设计方案进行验证,从而表明对 CCAR 25. 863、25. 1182 条款的符合性。 梳理了吊挂易燃液体排液地面试验的试验件通用实物构型检查要求,分析了针对排液路径上内外部零部件的特殊实物构型检查要求,并针对用于确认特殊实物构型检查要求的研发试验方法进行了研究。 制定了试验点选取要求,并建议在试验点规划过程中通过数字样机空间分析和装配仿真确保试验点接近方式的操作可行。 给出了吊挂易燃液体排液地面试验程序,对于在完成注水和收集排液量后的积液检查和积液收集工作的注意事项进行了分析,并介绍了试验结果分析方法,从而完整论证了民用飞机吊挂易燃液体排液地面试验方法,对民用飞机吊挂易燃液体排液地面研发及符合性试验的策划与实施具有一定的指导意义。 相似文献
558.
定量分析空间稳定型捷联惯导系统的误差传播特性,以便实现惯导系统对战术技术指标及元部件对自身精度指标的设定要求.首先设计了一种用于地球表面导航的船用空间稳定型捷联惯导系统方案,然后通过求解静基座状态下的该种捷联惯导系统误差方程,分析了陀螺常值漂移以及加速度计零偏对空间稳定型捷联惯导系统的影响.理论分析以及实物试验表明陀螺常值漂移会造成经度误差随时间线性增长,其它导航信息按舒勒频率和地球频率等幅振荡传播. 相似文献
559.
以色列计划在近期进行箭-3武器系统的首次试验,以验证这种拦截导弹的效能。系统将进行一系列不同的试验,从而在短期内使其具备高度的可靠性。 相似文献
560.
复合材料尾减管发挥着支撑直升机尾减速器和尾桨的重要作用。由于受尾桨的推力作用尾减管在使用过程中会沿推力方向产生变形,若变形过大会影响尾桨的正常运行进而对直升机安全产生威胁。为掌握复合材料尾减管在限制载荷作用下的变形情况并评估仿真分析的准确程度,对尾减管变形状况进行了有限元仿真和试验验证,仿真与试验的边界条件设置均模拟产品的真实装机状态。研究表明,复合材料尾减管变形位移的试验结果最大值为9.22mm,仿真结果比试验结果的最小值相比高出0.69mm,仿真与试验结果的偏差较小,吻合程度较高。 相似文献