全文获取类型
收费全文 | 3376篇 |
免费 | 441篇 |
国内免费 | 685篇 |
专业分类
航空 | 2709篇 |
航天技术 | 740篇 |
综合类 | 510篇 |
航天 | 543篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 71篇 |
2022年 | 79篇 |
2021年 | 124篇 |
2020年 | 128篇 |
2019年 | 124篇 |
2018年 | 112篇 |
2017年 | 142篇 |
2016年 | 193篇 |
2015年 | 164篇 |
2014年 | 209篇 |
2013年 | 136篇 |
2012年 | 226篇 |
2011年 | 271篇 |
2010年 | 205篇 |
2009年 | 182篇 |
2008年 | 214篇 |
2007年 | 207篇 |
2006年 | 193篇 |
2005年 | 186篇 |
2004年 | 143篇 |
2003年 | 161篇 |
2002年 | 141篇 |
2001年 | 128篇 |
2000年 | 97篇 |
1999年 | 81篇 |
1998年 | 76篇 |
1997年 | 82篇 |
1996年 | 49篇 |
1995年 | 63篇 |
1994年 | 69篇 |
1993年 | 53篇 |
1992年 | 32篇 |
1991年 | 42篇 |
1990年 | 43篇 |
1989年 | 28篇 |
1988年 | 21篇 |
1987年 | 4篇 |
1986年 | 8篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有4502条查询结果,搜索用时 453 毫秒
151.
152.
153.
构建了UH-60A直升机六自由度非定常、非线性气动力模型以及完整的直升机/涡轴发动机非线性综合仿真模型。使用增广LQR方法设计了直升机飞行控制器,包线内大量仿真结果及与 控制器效果的对比表明该控制器解耦性能、指令跟踪性能优越,鲁棒性强。此外,该控制器设计过程简单和调参方便。借助上述综合仿真模型研究了发动机闭环系统与直升机的功率匹配关系,数字仿真表明,发动机能够满足直升机机常规飞行任务下的功率需求,功率涡轮转速下垂量满足直升机飞行操纵品质规范(ADS-33E)的要求。 相似文献
154.
155.
为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指令和保持飞行速度基本不变,且对于气动参数的摄动具有较好的鲁棒性。 相似文献
156.
157.
分析航空行业技术发展对于高性能计算和海量数据处理的共性需求,综述国外相关行业高性能中心和我国高性能计算中心概况发展,指出航空行业对高性能计算的需求本身是有弹性的、不断增长的和永无止境的. 相似文献
158.
基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的增广LQR控制器设计 总被引:2,自引:4,他引:2
构建了UH-60A直升机六自由度非定常、非线性气动力模型以及完整的直升机/涡轴发动机非线性综合仿真模型.使用增广LQR方法设计了直升机飞行控制器,包线内大量仿真结果及与H∞控制器效果的对比表明该控制器解耦性能、指令跟踪性能优越,鲁棒性强.此外,该控制器设计过程简单和调参方便.借助上述综合仿真模型研究了发动机闭环系统与直升机的功率匹配关系,数字仿真表明:发动机能够满足直升机机常规飞行任务下的功率需求,功率涡轮转速下垂量满足直升机飞行操纵品质规范(ADS-33E)的要求. 相似文献
159.
160.
对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°~6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。 相似文献