全文获取类型
收费全文 | 2383篇 |
免费 | 331篇 |
国内免费 | 221篇 |
专业分类
航空 | 1659篇 |
航天技术 | 364篇 |
综合类 | 284篇 |
航天 | 628篇 |
出版年
2024年 | 17篇 |
2023年 | 72篇 |
2022年 | 80篇 |
2021年 | 77篇 |
2020年 | 81篇 |
2019年 | 107篇 |
2018年 | 64篇 |
2017年 | 74篇 |
2016年 | 72篇 |
2015年 | 78篇 |
2014年 | 108篇 |
2013年 | 101篇 |
2012年 | 139篇 |
2011年 | 127篇 |
2010年 | 112篇 |
2009年 | 115篇 |
2008年 | 127篇 |
2007年 | 125篇 |
2006年 | 116篇 |
2005年 | 108篇 |
2004年 | 86篇 |
2003年 | 95篇 |
2002年 | 101篇 |
2001年 | 135篇 |
2000年 | 83篇 |
1999年 | 68篇 |
1998年 | 41篇 |
1997年 | 33篇 |
1996年 | 41篇 |
1995年 | 41篇 |
1994年 | 49篇 |
1993年 | 27篇 |
1992年 | 35篇 |
1991年 | 48篇 |
1990年 | 51篇 |
1989年 | 84篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 2篇 |
1982年 | 3篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
1979年 | 1篇 |
排序方式: 共有2935条查询结果,搜索用时 93 毫秒
911.
Wan Dawei Guo Rongwei 《中国航空学报》2007,20(4):304-312
A fixed-geometry two-dimensional mixed-compression supersonic inlet with sweep-forward high-light and bleed slot in an inverted "X"-form layout was tested in a wind tunnel. Results indicate: (1) with increases of the free stream Mach number, the total pressure recovery decreases, while the mass flow ratio increases to the maximum at the design point and then decreases; (2) when the angle of attack, a, is less than 6°, the total pressure recovery of both side inlets tends to decrease, but, on the lee side inlet, its values are higher than those on the windward side inlet, and the mass flow ratio on lee side inlet increases first and then falls, while on the windward side it keeps declining slowly with the sum of mass flow on both sides remaining almost constant; (3) with the attack angle, a, rising from 6° to 9°, both total pressure recovery and mass flow ratio on the lee side inlet fall quickly, but on the windward side inlet can be observed decreases in the total pressure recovery and increases in the mass flow ratio; (4) by comparing the velocity and back pressure characterristics of the inlet with a bleed slot to those of the inlet without, it stands to reason that the existence of a bleed slot has not only widened the steady working range of inlet, but also made an enormous improvement in its performance at high Mach numbers. Besides, this paper also presents an example to show how this type of inlet is designed. 相似文献
912.
一种基于广义逆的无人机鲁棒控制分配方法 总被引:3,自引:0,他引:3
针对无人机广泛采用先进操纵面带来的控制分配问题,提出了基于闭环广义逆的鲁棒控制分配新方案。在基于广义逆的控制分配方法基础上,加入了控制量对应状态的反馈,分析了新方案的可行性,给出了采用新方案后闭环系统稳定的充分必要条件,提出了新的控制分配律设计方法,并研究了闭环系统的稳态特性。数值仿真验证结果表明该方案能够解决先进布局无人机飞行控制系统的控制分配问题,可推广至广义的控制分配领域。 相似文献
913.
914.
915.
H型截面细长杆件颤振稳定性试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过节段模型与气弹模型风洞试验,研究了不同腹板开孔率的H型细长结构的风致颤振失稳特性.试验中H型杆件的腹板与翼板宽的比值为2.4,试验研究均在均匀流中进行,来流风为横桥向时定义为0°风偏角.节段试验研究发现,腹板开孔的细长H型截面杆件在20°风偏角附近较低风速下即可发生扭转颤振失稳,发生扭转颤振失稳的风偏角区间受腹板开孔大小影响明显.腹板开孔率38%的模型在0°附近及10°<β<30°偏角区间存在扭转颤振失稳,开孔率27%的模型颤振失稳区间为10°<β<30°,而14%开孔率的模型颤振失稳区间仅为15°<β<25°.腹板无开孔的模型在0°≤β<10°偏角内较低风速下即可发生弯曲驰振,风偏角增大后,个别偏角下会发生扭弯颤振.腹板开孔为14%与27%的模型试验中没有观测到弯曲驰振现象,而开孔率为38%的模型在80°≤β≤90°偏角内可发生弯曲驰振,可见适度的腹板开孔可有效改善细长H型截面杆件的弯曲驰振稳定性.开孔率为27%的气弹模型试验验证了节段模型扭转颤振失稳及驰振稳定性的结果. 相似文献
916.
917.
918.
疲劳小裂纹的断裂力学参数及试验方法的研究进展 总被引:7,自引:0,他引:7
介绍了小裂纹试验的通用试样和表征小裂纹特性的断裂力学参数。评述了最新发展的SENT试样的表面裂纹和角裂纹的应力强度因子方程。描述了小裂纹数据的表达准则和实验技术 相似文献
919.
920.