全文获取类型
收费全文 | 10477篇 |
免费 | 1904篇 |
国内免费 | 2518篇 |
专业分类
航空 | 8972篇 |
航天技术 | 1973篇 |
综合类 | 1519篇 |
航天 | 2435篇 |
出版年
2024年 | 35篇 |
2023年 | 187篇 |
2022年 | 346篇 |
2021年 | 454篇 |
2020年 | 434篇 |
2019年 | 508篇 |
2018年 | 510篇 |
2017年 | 497篇 |
2016年 | 552篇 |
2015年 | 544篇 |
2014年 | 662篇 |
2013年 | 513篇 |
2012年 | 690篇 |
2011年 | 821篇 |
2010年 | 608篇 |
2009年 | 629篇 |
2008年 | 613篇 |
2007年 | 613篇 |
2006年 | 550篇 |
2005年 | 537篇 |
2004年 | 447篇 |
2003年 | 442篇 |
2002年 | 383篇 |
2001年 | 332篇 |
2000年 | 368篇 |
1999年 | 344篇 |
1998年 | 286篇 |
1997年 | 293篇 |
1996年 | 262篇 |
1995年 | 210篇 |
1994年 | 243篇 |
1993年 | 198篇 |
1992年 | 149篇 |
1991年 | 163篇 |
1990年 | 156篇 |
1989年 | 139篇 |
1988年 | 133篇 |
1987年 | 30篇 |
1986年 | 16篇 |
1985年 | 2篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 218 毫秒
801.
The variation of mass,and moment of inertia of a spin-stabilized spacecraft leads to concern about the nutation instability.Here a careful analysis on the nutation instability is performed on a spacecraft propelled by solid rocket booster (SRB).The influences of specific solid propellant designs on transversal angular velocity are discussed.The results show that the typical SRB of End Burn suppresses the non-principal axial angular velocity.On the contrary,the frequently used SRB of Radial Burn could amplify the transversal angular velocity.The nutation instability caused by a design of Radial Burn could be remedied by the addition of End Burn at the same time based on the study of the combination design of both End Burn and Radial Burn.The analysis of the results proposes the design conception of how to control the nutation motion.The method is suitable to resolve the nutation instability of solid rocket motor with complex propellant patterns. 相似文献
802.
803.
804.
使用GAO-YONG湍流方程组计算翼型分离流 总被引:1,自引:1,他引:0
采用SIMPLE方法求解GAO-YONG不可压湍流方程组, 对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟, 给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数.与实验数据以及大涡模拟结果的比较表明, GAO-YONG不可压湍流方程组能够对翼型绕流的分离点、分离涡形态、表面压力分布、升阻特性做出较好的预测, 能够模拟翼型大攻角分离流动, 计算结果优于FLU-ENT软件中的k-ε、k-ω、k-ωsst模型的计算结果. 相似文献
805.
806.
针对导弹落角控制和精度控制的矛盾,运用飞行力学原理和最优控制理论,以落地速度倾角作为终端约束,以脱靶量、最小能量为性能指标,给出了一种适用于攻击地面目标的最优导引律。设计了导弹三通道的PID控制器,最后进行了导弹的6DOF仿真研究,仿真验证了设计方法的有效性。 相似文献
807.
徐可君 《海军航空工程学院学报》2007,22(5):541-547
结合我国航空发动机可靠性和寿命管理的现状,借鉴西方经验,依托国内研究成果,阐述了单元体发动机寿命控制与管理的基本要素、程序和方法,重点就关键件安全寿命、单元体翻修寿命和最低放行寿命等寿命控制的核心问题进行了分析。指出对于采用单元体设计的发动机的寿命控制和管理的核心是从全寿命角度对发动机的工程应用进程进行控制和管理,以工程可行的方法保证发动机安全、经济的使用,及按标准化的程序执行合同,使与发动机及其附件、地面维修和使用支持有关的承包商在设计、研制、技术批准、制造和大修过程中能以管理有序的方式与用户进行配合,以取得可靠性、安全性、经济性和性能的最佳折衷。 相似文献
808.
809.
对低增压比微型涡扇的总体气动热力学有效性进行了基础性的研究.结果表明, 该类发动机仍可有效地降低耗油率, 因而有发展的必要.进一步, 为解决微型涡扇发动机的结构复杂性困难, 提出了一种微型高矮叶片单叶轮风扇压气机的压缩系统气动布局和结构设计方案.借助一个具体例子的设计研究和流场检验的结果, 陈述了该方案的转子、静子的气动设计和结构设计特点.最后拟出了相应的发动机主体结构. 相似文献
810.