全文获取类型
收费全文 | 1658篇 |
免费 | 321篇 |
国内免费 | 90篇 |
专业分类
航空 | 1350篇 |
航天技术 | 159篇 |
综合类 | 158篇 |
航天 | 402篇 |
出版年
2024年 | 19篇 |
2023年 | 61篇 |
2022年 | 79篇 |
2021年 | 99篇 |
2020年 | 82篇 |
2019年 | 99篇 |
2018年 | 41篇 |
2017年 | 65篇 |
2016年 | 96篇 |
2015年 | 54篇 |
2014年 | 81篇 |
2013年 | 87篇 |
2012年 | 90篇 |
2011年 | 119篇 |
2010年 | 96篇 |
2009年 | 101篇 |
2008年 | 89篇 |
2007年 | 86篇 |
2006年 | 93篇 |
2005年 | 70篇 |
2004年 | 52篇 |
2003年 | 57篇 |
2002年 | 52篇 |
2001年 | 44篇 |
2000年 | 33篇 |
1999年 | 27篇 |
1998年 | 24篇 |
1997年 | 26篇 |
1996年 | 28篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 28篇 |
1993年 | 12篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 13篇 |
1990年 | 12篇 |
1989年 | 13篇 |
1988年 | 1篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 5篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有2069条查询结果,搜索用时 468 毫秒
911.
欧洲民航将空中交通流量管理系统作为ATC辅助系统,为有限的空中交通管制容量提供一种科学、合理的管理机制,以防止潜在的具有危害性的过载,这与国际民航组织有关定义是相符的。欧洲流量管理系统的具体目标有两个:1.防止ATC超负荷;2.通过充分利用可用容量来优化空中交通流量。欧 相似文献
912.
美诺斯罗普。格鲁门公司电子系统分部弹药制导专家将帮助美国空军武器科研人员设计一种用于火箭推进式炸弹的精确制导组件,用于F-35闪电II隐形轰炸机,可以攻击并摧毁敌人的掩体、隧道以及其他关键深埋目标。 相似文献
913.
为了推动全球未来空管系统的发展,国际民航组织先后制定了《全球空中交通管理运行概念》、《全球空中航行计划》、《全球空管系统需求手册》和《全球航行系统绩效手册》等纲领性文件,确定了未来全球空管系统的发展方向。为了进一步细化未来全球空管系统在飞行和流量信息方面的运行和数据需求,国际民航组织航行委员会下辖的空中交通管理需求和绩效专家组(ATM RPP)经过数年的酝酿,提出了一个可替代现有国际民航组织飞行计划的机制——协作环境下飞行和流量信息(FF-ICE)概念。该概念对包括军民航在内的空中交通管理单位的需求作了通盘考虑,重点放在了飞行和流量信息的数据交换、数据共享、数据完整性和数据保密等 相似文献
914.
针对亚声速情况下飞机机动飞行过程中大攻角状态下进气道和发动机之间流量难以匹配而导致推进系统推力损失较大的问题,提出了一种进气道/发动机一体化多变量控制方法。基于进气道/发动机一体化模型推导出了带有辅助进气门的进气道/发动机共同工作方程,并分析了共同工作原理,选用进气道和发动机的共同工作点位置作为进气道反馈量,增广到状态量中以保证进气道和发动机流量匹配。为了抑制攻角等因素引起的推力瞬间损失,在控制回路中加入了进气道限制保护环节修正控制指令,基于H2/H∞算法设计了进气道/发动机多变量控制器。在发动机非线性部件级模型上开展了全数字仿真验证,仿真结果表明,与常规的进气道开环控制结构相比,所提出的进气道/发动机一体化多变量控制具有良好的动态性能,并且在攻角变化情况下推力损失更小。 相似文献
915.
916.
简要分析了氦气流量校准装置的工作原理和结构,对系统的软、硬件及校准流程进行了讨论,提出并详细阐述了其计量容积的标定技术和计算方法,并在主标准器的结构设计上提出了新的思路,使装置的流量测量扩展不确定度可达0.03%(k=2)。 相似文献
917.
918.
叶潮流 《北华航天工业学院学报》2010,20(5)
通过介绍ASP技术的工作原理和环境配置,然后分析了ASP技术的关联知识和主要功能,并应用案例讨论了ASP如何处理表单和数据库,实现信息在前后台之间的交流和互动。 相似文献
919.
针对马赫数0~6的预冷涡轮+冲压组合多热力循环发动机的宽范围工作要求,提出了一种在马赫数2~6范围内流量系数为1.0的宽范围轴对称进气道变几何调节方案,通过中心锥与分流板的协同平移运动,可在满足涡轮与冲压两通道流量分配要求的同时,实现两通道压缩量的匹配调节。对起始半锥角分别为20°和13°的两种变几何进气道方案开展了设计与对比研究。结果表明:起始半锥角对最终方案设计影响最大,起始半锥角为13°的进气道方案较起始半锥角为20°的方案,冲压通道和涡轮通道在来流马赫数为6时临界总压恢复分别提高了16%和14%,最大迎风面积减小了12.4%,但中心锥和分流板平移调节距离分别增加84%和91%。 相似文献
920.