全文获取类型
收费全文 | 3292篇 |
免费 | 1777篇 |
国内免费 | 348篇 |
专业分类
航空 | 3999篇 |
航天技术 | 261篇 |
综合类 | 211篇 |
航天 | 946篇 |
出版年
2024年 | 20篇 |
2023年 | 33篇 |
2022年 | 155篇 |
2021年 | 191篇 |
2020年 | 156篇 |
2019年 | 151篇 |
2018年 | 115篇 |
2017年 | 185篇 |
2016年 | 206篇 |
2015年 | 176篇 |
2014年 | 219篇 |
2013年 | 240篇 |
2012年 | 239篇 |
2011年 | 265篇 |
2010年 | 212篇 |
2009年 | 239篇 |
2008年 | 186篇 |
2007年 | 204篇 |
2006年 | 194篇 |
2005年 | 227篇 |
2004年 | 183篇 |
2003年 | 202篇 |
2002年 | 175篇 |
2001年 | 141篇 |
2000年 | 113篇 |
1999年 | 138篇 |
1998年 | 113篇 |
1997年 | 119篇 |
1996年 | 94篇 |
1995年 | 89篇 |
1994年 | 75篇 |
1993年 | 64篇 |
1992年 | 68篇 |
1991年 | 49篇 |
1990年 | 52篇 |
1989年 | 57篇 |
1988年 | 50篇 |
1987年 | 18篇 |
1986年 | 4篇 |
排序方式: 共有5417条查询结果,搜索用时 15 毫秒
131.
132.
为了预测空载状态固体火箭发动机动态特性,对其进行了模态试验,并应用MSC.Marc进行了模态计算,然后对比两者的结果,进行了相关性分析和评估。计算得到了发动机250Hz以内的一阶弯曲模态和五阶呼吸模态。试验测得了发动机的三阶呼吸模态和一阶弯曲模态。比较试验测试模态和与之对应的计算模态:固有频率相对误差均在5%以内;振型相关图上的点大都分布在斜率为1(或 1)的直线周围;MAC(模态置信判据)值在0 9左右。说明计算与试验模态有较好的相关性,有限元计算模型比较准确的反映了实际情况。 相似文献
133.
应用经过校验的三维湍流有限体积数值算法,对引射模态下RBCC模型不同一次引射火箭结构和工作参数条件下的多种工作状态进行了模拟。结果发现:提高一次火箭燃烧室工作压强,二次流量增加,系统推力增加,混合效果增强;一次火箭喷管形状直接影响引射掺混效果,但在保证足够一次流量的前提下,方形管道中可以使用锥形一次喷管,不会带来性能上的较大差异;一次火箭喷管数目增加,掺混质量提高;一次喷管扩张半角的改变不会影响二次引入流量,但会影响掺混效果和一次火箭自身推力;一次喷管面积膨胀比的变化,不会影响二次引入流量.但会改变混合效果。 相似文献
134.
教练机发动机设计载荷谱推导方法 总被引:1,自引:3,他引:1
系统地研究了教练机航空发动机设计载荷谱的推导方法,主要包括:(1)基准机的选取与现役发动机载荷谱的空测、统计;(2)新机发动机飞行剖面的预测;(3)新机发动机设计任务循环的编制等三大步骤。提出的方法具有一定的通用性,可以推广到其它类型的发动机设计载荷谱研究。 相似文献
135.
介绍了飞航式导弹主要动力装置的弹用涡喷、涡扇发动机的发展概况,包括发展历史、特点、技术现状,并论述了发展趋势。 相似文献
136.
宋敏 《西安航空技术高等专科学校学报》2004,22(1):3-6
用正交法对斜齿圆柱齿轮传动进行参数优化设计 ,用方差分析法找出对质量影响最显著的因素 ,最后 ,由信噪比作为指标选出最佳参数组合 ,这是一种快速创新开发产品的设计方法。 相似文献
137.
Kanerva的稀疏分布存贮模型由于对寻址地址采用了稀疏编码,对数据采用了分布式存贮,从而解决了大维数向量的输入问题,SDM实际上是一个由输入层,中间层和输出层组成的三层前向网络,其中神经元间的互迦权值在输入层与中间层是预置的(用矩阵A表示),中间层与输出层的连接权阵C由外积法得到,文中假定在相同的学习规则下,就信噪比意义而言,A的均匀预置能使SDM获得最优性能,从而为A的预置提供了理论依据。 相似文献
138.
139.
For the problem that the plume flow field structure of a multi engine parallel rocket is complicated and the bottom thermal environment is extremely harsh, which may cause the failure of the engine structural components, the plume flow field and thermal environment at different altitudes are studied through numerical simulation. The result is compared with the measured results in flight which shows that when the rocket is flying at a low altitude, the plume of the engines do not interfere with each other. As the flight altitude increases, the plumes gradually expand and begin to interfere with each other, and finally there is an obvious backflow at the bottom of the rocket. The maximum heat flux at the moment of take off is basically the same as the measured value in flight. Before the backflow occurs, the heat flux mainly consists of radiant heat, the convective heat flow increases as the flight altitude grows, but it is also much smaller than the peak heat flow at takeoff. The result has certain guiding significance for the optimal design of engine structure thermal protection. 相似文献
140.