全文获取类型
收费全文 | 1795篇 |
免费 | 427篇 |
国内免费 | 666篇 |
专业分类
航空 | 2322篇 |
航天技术 | 243篇 |
综合类 | 281篇 |
航天 | 42篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 33篇 |
2022年 | 68篇 |
2021年 | 124篇 |
2020年 | 90篇 |
2019年 | 123篇 |
2018年 | 92篇 |
2017年 | 153篇 |
2016年 | 177篇 |
2015年 | 176篇 |
2014年 | 137篇 |
2013年 | 121篇 |
2012年 | 169篇 |
2011年 | 175篇 |
2010年 | 140篇 |
2009年 | 126篇 |
2008年 | 115篇 |
2007年 | 97篇 |
2006年 | 99篇 |
2005年 | 85篇 |
2004年 | 66篇 |
2003年 | 63篇 |
2002年 | 62篇 |
2001年 | 35篇 |
2000年 | 48篇 |
1999年 | 27篇 |
1998年 | 28篇 |
1997年 | 31篇 |
1996年 | 18篇 |
1995年 | 44篇 |
1994年 | 39篇 |
1993年 | 28篇 |
1992年 | 18篇 |
1991年 | 16篇 |
1990年 | 14篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 9篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 20篇 |
排序方式: 共有2888条查询结果,搜索用时 15 毫秒
901.
902.
903.
一种多径条件下的MLS接收机测角误差分析新方法 总被引:1,自引:0,他引:1
为了准确分析多径环境条件下微波着陆系统接收机测角误差,在深入分析微波着陆系统(MLS)测角原理的基础上,提出了一种基于扫描波束主瓣等效替代的误差分析方法。该方法通过把往返波束脉冲主瓣用高斯钟形替代,准确计算了接收的扫描脉冲-3dB门限前后沿误差,建立了多路径条件下统一实用的接收脉冲包络波峰位置偏移误差模型和锁住闸门测量误差模型。为验证模型准确性,以特定的多径环境条件为例,计算MLS接收机的测角误差,将计算结果与利用Mathias经典模型的计算结果进行对比,并通过计算机仿真进行验证。结果表明,采用主瓣替代方法能够较好地克服经典模型精确分析误差方面的使用不足和缺陷,且对多径条件下接收机测角精度的准确评定具有一定的实用价值。 相似文献
904.
基于混合并行多目标禁忌搜索算法的飞机总体优化设计研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
基于飞机总体设计中的多目标优化问题,采用了一种全新的混合并行多目标禁忌搜索算法。文章首先提出了一种创新的多目标禁忌搜索(MOTS)算法,该算法在传统的MOTS的基础上,增加了TS算法与"Pareto解"的融合机制、优秀解保留机制、"多方向搜索"策略等新的元素。随后又将该算法作了改进,创立了并行多目标禁忌搜索算法。最后在此基础上将并行多目标禁忌搜索与基于向量排序的多目标遗传算法相结合,提出了一种新的混合算法—混合并行多目标禁忌搜索算法。通过对以上各种算法运行结果的比较,得出如下结论:与改进前的多目标禁忌搜索算法相比,并行的MOTS运行结果更优,而混合的MOTS的结果又比前两者更胜一筹。 相似文献
905.
906.
飞机/发动机一体化评估系统研究 总被引:2,自引:0,他引:2
本课题研究了一种快速的飞机/发动机一体化评估方法和软件,其主要特点是根据飞机飞行任务要求,同时对飞机/发动机系统的主要设计变量(如飞机起飞推重比、翼载、机翼几何参数和发动机循环参数等)进行有约束多目标优选,求得最佳方案。优选的目标函数和约束条件由飞机战术技术要求和飞行任务确定。 应用此评估系统,曾对某型歼击机进行改型方案论证。计算结果表明:优选后的飞机性能有明显改善;飞行任务要求不同,最佳方案飞机的推重比、翼载、机翼外形和发动机循环参数也不同。使用本系统方便和快速,每计算一个方案在IBM4341计算机上,所需CPU时间在1min以内。本评估系统适用于战斗飞机/发动机的设计和改型,经扩充后也可推广到民用飞机/发动机的方案论证工作。 相似文献
907.
国外空中加油技术的发展和展望 总被引:3,自引:0,他引:3
在简要地回顾了空中加油技术产生的背景和发展过程之后,较详细地介绍了其在空战中的实际应用和海湾战争时期各参战国的加油机装备情况,然后着重叙述目前世界上使用的两种空中加油系统(伸缩套管式加油设备和插头锥管式加油设备);空中加油飞行技术和曾经进行的主要试验项目,未来空中加油机的发展趋势及尚待解决的问题。 相似文献
908.
国军标规范飞机气动载荷计算软件研制及其应用 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍在使用国军标规范《军用飞机强度和刚度规范》中对于急剧俯仰机动、滚转改出及滚转机动机翼载荷计算时所遇到的困难、解决办法及其软件研制。 相似文献
909.
轻型飞机翼梢减阻外形的风洞实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了三种翼梢减阻装置:后掠翼梢、分段后掠机翼和下弯翼梢。重点给出改变后掠翼梢的几何参数对减阻效果的影响。风洞实验表明,经优化设计的后掠翼梢可使诱导效率e提高4%~7%。后掠翼梢使飞机纵向静稳定性增大。水洞实验表明,后掠翼梢减阻的原因主要是在有迎角时,翼梢前缘涡和后缘涡共问作用削弱了翼梢涡,从而减小了飞机的诱导阻力。 相似文献
910.