全文获取类型
收费全文 | 1004篇 |
免费 | 205篇 |
国内免费 | 112篇 |
专业分类
航空 | 805篇 |
航天技术 | 175篇 |
综合类 | 118篇 |
航天 | 223篇 |
出版年
2024年 | 17篇 |
2023年 | 33篇 |
2022年 | 49篇 |
2021年 | 55篇 |
2020年 | 53篇 |
2019年 | 48篇 |
2018年 | 38篇 |
2017年 | 40篇 |
2016年 | 52篇 |
2015年 | 55篇 |
2014年 | 83篇 |
2013年 | 75篇 |
2012年 | 62篇 |
2011年 | 56篇 |
2010年 | 70篇 |
2009年 | 55篇 |
2008年 | 53篇 |
2007年 | 54篇 |
2006年 | 26篇 |
2005年 | 37篇 |
2004年 | 28篇 |
2003年 | 27篇 |
2002年 | 23篇 |
2001年 | 29篇 |
2000年 | 19篇 |
1999年 | 18篇 |
1998年 | 19篇 |
1997年 | 16篇 |
1996年 | 33篇 |
1995年 | 8篇 |
1994年 | 15篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 12篇 |
1991年 | 10篇 |
1990年 | 14篇 |
1989年 | 15篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 5篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有1321条查询结果,搜索用时 424 毫秒
261.
测量精度的提高,是通过测量校准和误差修正来确定的。本文介绍了微波网络分析、测量中产生测量误差的主要误差源,及减小和消除由其引入的误差修正。 相似文献
262.
二维测量系统的测量误差主要由两个导轨的五个自由度误差和测头误差组成。给出了误差的数学模型,论述了误差的测量、修正及误差修正的误差。 相似文献
263.
潘家正 《南京航空航天大学学报》1991,(4)
本文对当今国外曾提出的紊流表面摩擦减阻新概念——“大涡破碎”(LEBU)进行了初步的风洞实验探索。将具有对称流线型剖面的二元小肋,沿垂直于气流的方向安置在平板表面的紊流附面层内某一高度处,收到了不同程度的减阻效果。实验中分别考察了小肋的安置位置L,安置高度H,迎角θ及相对厚度b等参数对减阻效果的不同影响。从紊流附面层涡结构的观点出发,提出紊流的“细化”作用是小肋对平扳减阻的根本原因,并认为改善紊流附面层的速度型是研究紊流减阻的一种手段。实验使用自制的高灵敏度摩擦天平,测得的减阻效果与Ludwieg—Tillman公式的计算结果基本一致。 相似文献
264.
利用有限元软件SAMCEF实现了圆形太阳翼模态仿真分析,探究了翼面预紧力、约束方式和悬吊弹簧重力卸载系统对太阳翼模态的影响。结果显示,翼面预紧力对太阳翼模态影响较大;支撑车约束方式微小影响太阳翼第一阶模态;有支撑车相比无支撑车,太阳翼第一阶模态频率差值可达32.89%,因此地面试验不能使用支撑车;含悬吊弹簧重力卸载系统可有效减轻重力作用对模态的影响;此外,当弹簧刚度小于7 N/m时,其对太阳翼模态的影响小于0.59‰。随后,采用工作模态法和双点激振方式,经预试验优化地面试验方案;采用正弦扫频方法进行模态测试,获得了圆形太阳翼的前四阶模态振型和固有频率。最后,通过有限元模型修正,使模态仿真结果误差保持在4.16%以内,符合测试相关标准的要求。 相似文献
265.
266.
提出了一种基于Windows环境下的活塞裙部外圆复杂型面在位检测的新方法,并设计了在位检测的软、硬件系统.同时,根据活塞裙部型面的特点,在现有常用误差处理算法的基础上进行了改进,新的误差处理方法具有更强的适用性. 相似文献
267.
低温风洞运行过程消耗大量液氮和电力,洞体结构产生附加热应力和热变形,建立可靠的低温风洞热力学模型对研究风洞运行安全性和经济性是必不可少的。以低温风洞扩散段为方法研究对象,建立有限元热力学模型,为提高热力学模型和实际模型的相关性,使用响应面法对有限元热力学模型多个参数进行修正。通过对比分析温度、应力监测点试验数据和仿真数据的差别,确定驻室锥形体内表面对流换热系数为待修正参数;使用中心复合试验设计生成有限元热分析样本空间,以温度、应力监测点试验数据和仿真数据的残差均方和为考核指标,在样本空间内对残差均方和进行非线性回归分析,建立残差均方和的响应面模型;以所有监测点残差均方和总和为目标函数,在样本空间内进行多目标非线性优化分析,得到最优解;验证修正后的热力学模型,结果表明:(1)基于响应面法的热力学模型修正是可行的;(2)修正后的热力学模型分析数据与试验数据吻合性提高,并且适用于其它降温试验。 相似文献
268.
269.
基于落点预测的高旋火箭弹弹道修正算法 总被引:1,自引:0,他引:1
高旋火箭弹的修正控制是基于等效力实现的二维弹道修正控制,由于弹体存在陀螺进动和马格努斯效应,在控制力作用下产生的附加攻角引起的升力与控制力的矢量合为等效力,其大小与方向在控制过程中不断变化,不能简单根据偏差量(修正量)的比例关系来确定控制力的方向。基于此,分析了控制力与等效力的关系,提出了一种基于弹道落点预测的控制算法。首先利用弹道落点预测模型实时预测落点与目标的偏差量,然后利用小扰动法构造偏差量对控制量的敏感系数矩阵,通过偏差量与敏感系数矩阵解算出纵、横两个方向的需用控制量。采用修正前后速度矢量的位置关系得到控制量的合矢量及其方位角,并利用控制量的合矢量与等效力计算出控制周期,在控制周期内按照等效力方位角调整控制力的方向实现对高旋火箭弹的精确控制,解决了非线性耦合问题。仿真结果表明该算法具有较高的控制精度,为工程应用提供理论依据。 相似文献
270.