全文获取类型
收费全文 | 3960篇 |
免费 | 951篇 |
国内免费 | 612篇 |
专业分类
航空 | 3732篇 |
航天技术 | 466篇 |
综合类 | 597篇 |
航天 | 728篇 |
出版年
2024年 | 45篇 |
2023年 | 190篇 |
2022年 | 215篇 |
2021年 | 278篇 |
2020年 | 237篇 |
2019年 | 278篇 |
2018年 | 167篇 |
2017年 | 225篇 |
2016年 | 217篇 |
2015年 | 201篇 |
2014年 | 233篇 |
2013年 | 237篇 |
2012年 | 263篇 |
2011年 | 267篇 |
2010年 | 264篇 |
2009年 | 229篇 |
2008年 | 219篇 |
2007年 | 176篇 |
2006年 | 142篇 |
2005年 | 157篇 |
2004年 | 136篇 |
2003年 | 137篇 |
2002年 | 106篇 |
2001年 | 127篇 |
2000年 | 84篇 |
1999年 | 89篇 |
1998年 | 83篇 |
1997年 | 72篇 |
1996年 | 84篇 |
1995年 | 56篇 |
1994年 | 61篇 |
1993年 | 50篇 |
1992年 | 56篇 |
1991年 | 38篇 |
1990年 | 38篇 |
1989年 | 34篇 |
1988年 | 9篇 |
1987年 | 16篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 2篇 |
1983年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有5523条查询结果,搜索用时 31 毫秒
51.
非线性气动模型结构确定是飞行器参数辨识中极其重要的问题。首先给出了非线性气动模型的数学描述,在此基础上,以导弹纵向及侧向运动方程为例,首次系统地分析了有控飞行器非线性气动模型结构确定中必然存在的共线性问题。频域分析过程清晰地表明在通常的试验情况下,m_z~α及m_z~(ω_z)是不可单独辨识的,从理论上解释了国内外一直不单独辨识它们的原因所在。指出原有的模型结构确定方法,如AIC准则,逐步回归等已不再适用于非线性气动模型结构的确定。同时对参数的可辨识性也作了一定的讨论。 相似文献
52.
53.
54.
55.
本文以三翼面局为载体,着重介绍了改善低速大迎角纵横向气动性能的措施;给出了机头,前升力面,后升力面及立尾等部件的气动布局设计特征及参数规律;指出带前翼延伸边条的前体布置和中等后体边条/大后掠小平尾/后体边条上双立尾的后体布局是既有利于改善低速大迎角性能又有利于减小超音速阻力的布局形式。 相似文献
56.
本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0~7.00、高度H=0~40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数据进行了比较.给出了总温、总压的相对误差δ_T、δ_P随Ma数及H的变化规律.计算表明,热力计算法与气动函数法相比较,在Ma>3.0之后有显著的差别. 相似文献
57.
大迎角下导弹气动耦合控制系统分析 总被引:1,自引:0,他引:1
工程设计中,基于三通道自独立的前提来设计导弹控制器的常用方法,一般是将耦合项作为随机干扰来处理,这种方法不但具有一定的盲目性和不确定性,而且还丰厚明显的理论缺陷:耦合的存在改变了原系统的性能,严重时甚至会影响系统的稳定性。因此,只有当耦合影响很微弱时,这种方法才有实际应用价值。现分别从稳定裕度和气动参数两个方面,论述了气动交连耦合是造成大迎角飞行导弹控制系统不稳定的重要原因,并由此得出结论:对于大迎角下气动耦合强烈的导弹,其控制系统需考虑采用解耦控制,以便行这有效地变不稳定系统为稳定系统。 相似文献
58.
59.
60.