全文获取类型
收费全文 | 2464篇 |
免费 | 368篇 |
国内免费 | 362篇 |
专业分类
航空 | 1581篇 |
航天技术 | 469篇 |
综合类 | 412篇 |
航天 | 732篇 |
出版年
2024年 | 20篇 |
2023年 | 82篇 |
2022年 | 97篇 |
2021年 | 111篇 |
2020年 | 106篇 |
2019年 | 112篇 |
2018年 | 83篇 |
2017年 | 84篇 |
2016年 | 116篇 |
2015年 | 106篇 |
2014年 | 130篇 |
2013年 | 130篇 |
2012年 | 131篇 |
2011年 | 146篇 |
2010年 | 119篇 |
2009年 | 145篇 |
2008年 | 135篇 |
2007年 | 105篇 |
2006年 | 96篇 |
2005年 | 88篇 |
2004年 | 88篇 |
2003年 | 94篇 |
2002年 | 81篇 |
2001年 | 98篇 |
2000年 | 63篇 |
1999年 | 54篇 |
1998年 | 62篇 |
1997年 | 67篇 |
1996年 | 79篇 |
1995年 | 77篇 |
1994年 | 59篇 |
1993年 | 53篇 |
1992年 | 39篇 |
1991年 | 24篇 |
1990年 | 35篇 |
1989年 | 47篇 |
1988年 | 26篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有3194条查询结果,搜索用时 218 毫秒
951.
952.
在气动中心低速所Ф3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0.49~1.3(×10°),迎角为0°~60°。研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°~37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完伞消失,前缘涡完伞破裂。 相似文献
953.
954.
955.
开展整机动力学的研究工作,是保证在役发动机安全使用和在研发动机成功设计的迫切需要。本文从整机动力学的角度,提出一种量化各种结构设计对整机性能收益的评估方法—结构效率,进一步揭示其内涵,建立初步分析方法。通过某转子/支承系统的结构优化算例,指出了结构效率在整机结构设计中的优越性,并对结构概率的进一步研究前景和研究重点进行了论述。 相似文献
956.
957.
直升机急拉杆机动飞行仿真建模与验证 总被引:1,自引:0,他引:1
针对直升机大机动飞行仿真,建立了一个非线性的飞行动力学模型,考虑了翼型非定常/动态失速、机动飞行引起的动态尾迹畸变、桨叶弹性变形效应和发动机动态特性。采用基于有限元分析的挥舞-摆振-扭转耦合的弹性桨叶模型,并利用一种新的数值方法将旋翼/机体耦合运动方程表示为显式形式,整个飞行动力学模型表示为状态空间格式。以UH-60A直升机在高速飞行条件下的急拉杆机动飞行为例进行仿真计算,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明,仿真结果与试验结果吻合,高速飞行条件下机体抬头过程中前行桨叶非定常气动载荷的计算误差是引起旋翼和机体运动仿真误差的主要原因。 相似文献
958.
偏转弹头控制是一种新型的导弹控制方式,精确动力学模型的建立对于导弹性能、稳定性和控制的分析是必不可少的。本文采用多体动力学建模方法中的凯恩(Kane)方法对偏转弹头导弹建立了动力学模型。首先建立合适的坐标系,选取8个变量的速率为广义速率,之后推导了弹身弹头的运动学方程,接着得到广义主动力和广义惯性力,其中将控制弹头偏转的作动力矩视为主动力矩而非理想约束考虑进广义主动力的计算中,最终得到导弹的8个标量动力学方程。推导过程显示凯恩方法比牛顿-欧拉方法推导过程更为简化。利用得到的精确动力学模型进行动态仿真,通过比较研究了采用弹头质心位于弹头偏转铰链中心假设下的简化模型对导弹动态响应的影响,结果显示,在弹头偏转较慢时简化模型会带来较大的动态响应误差。 相似文献
959.
建立基于二次型最优控制原理的半主动起落架动力学模型,利用Matlab软件的Simulink工具箱对被动式起落架和半主动起落架进行了动力学仿真,获得起落架上部质量和下部质量的位移、速度、加速度的时域动态特性,并对仿真结果进行了对比分析。结果表明,半主动起落架有效地减缓了飞机着陆过程中的冲击载荷。 相似文献
960.