全文获取类型
收费全文 | 3732篇 |
免费 | 643篇 |
国内免费 | 565篇 |
专业分类
航空 | 2754篇 |
航天技术 | 504篇 |
综合类 | 591篇 |
航天 | 1091篇 |
出版年
2024年 | 28篇 |
2023年 | 146篇 |
2022年 | 174篇 |
2021年 | 194篇 |
2020年 | 185篇 |
2019年 | 196篇 |
2018年 | 148篇 |
2017年 | 163篇 |
2016年 | 174篇 |
2015年 | 183篇 |
2014年 | 178篇 |
2013年 | 181篇 |
2012年 | 231篇 |
2011年 | 190篇 |
2010年 | 191篇 |
2009年 | 197篇 |
2008年 | 201篇 |
2007年 | 182篇 |
2006年 | 162篇 |
2005年 | 157篇 |
2004年 | 134篇 |
2003年 | 125篇 |
2002年 | 124篇 |
2001年 | 128篇 |
2000年 | 102篇 |
1999年 | 90篇 |
1998年 | 95篇 |
1997年 | 90篇 |
1996年 | 87篇 |
1995年 | 80篇 |
1994年 | 74篇 |
1993年 | 66篇 |
1992年 | 82篇 |
1991年 | 40篇 |
1990年 | 53篇 |
1989年 | 57篇 |
1988年 | 18篇 |
1987年 | 22篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 2篇 |
1983年 | 2篇 |
1982年 | 2篇 |
1979年 | 1篇 |
排序方式: 共有4940条查询结果,搜索用时 15 毫秒
61.
机动飞行时安装角对转子叶片振动的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
提出旋转转子叶片在轴线发生平面偏转时的振动问题。在非线性曲杆理论的基础上,建立了在陀螺力作用下叶片振动的微分程及其求解方法,并进行了数值分析。结果表明,安装角在不同取值范围和不同转速范围对叶片振动的影响是完全不同的。对于无扭向叶片在低转速下,安装角对振动的影响是显著的;而在高转速下则是很微弱的。当安装角在某个较大的范围取值时,可有效地减弱该运动状态所导致的振动。 相似文献
62.
陀螺加速度表在高精度三轴转台上的测试方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
本文提出了在三轴转台上标定陀螺加速度表的新方法,分离了加速度表外环轴的摩擦力矩及交叉加速度引起的交变力矩对加速度表精度的影响,通过新的加速度表输入轴不对准试验方法,减小了加速度表失调角,提高了加速度表标定精度。 相似文献
63.
三翼面战斗机以及三翼面翼身融合战斗机建模后,运用曲面像素法进行隐身性能分析,结果表明三翼面翼身融合飞机比三翼面飞机侧面隐身大幅度下降,并根据计算结果提出了改进措施。 相似文献
64.
对某型航空涡扇发动机在试车中出现的振动过大现象进行了测量和分析。在对发动机进行时域、频域和三维谱阵等分析后,发现发动机的振动与转频变化密切相关。根据发动机转子不平衡和不对中等故障的振动特征,发现不平衡振动是导致01号发动机在试车中振动异常的原因;02号发动机试车振动中不对中特征明显。所得出的结论对该型航空发动机的故障诊断有一定的参考价值。 相似文献
65.
66.
<正> 军用飞机机炮附近区域,最严重的振动环境主要是射击时传递到飞机主要结构上的冲击压力脉冲所诱导的强烈振动场所引起的。这种环境,随着距炮口距离的增加,其作用明显减弱。距炮口2 m半径范围内敏感的机载设备受炮击振动影响较大,2 m半径以外炮击振动的量值衰减很快。炮击振动试验谱一般是根据炮击实测数据经分析归纳后提供的。对于新研制的飞机来说,在方案论证阶段和初步设计阶段,在无实测数据的情况下,只能根据有关规范进行估算和参考原准机的经验修正,给出初步的炮击振动试验谱。 相似文献
67.
68.
本文以三翼面局为载体,着重介绍了改善低速大迎角纵横向气动性能的措施;给出了机头,前升力面,后升力面及立尾等部件的气动布局设计特征及参数规律;指出带前翼延伸边条的前体布置和中等后体边条/大后掠小平尾/后体边条上双立尾的后体布局是既有利于改善低速大迎角性能又有利于减小超音速阻力的布局形式。 相似文献
69.
一种分析轮式起落架直升机“舰面共振”的方法 总被引:3,自引:0,他引:3
针对轮式起落架直升机,提供了一种“舰面共振”动力稳定性分析方法。首先,针对直升机在舰面上随舰船一起摇晃时左右起落架受载不对称的状况,近似采用受对称载荷产生对称变形、受非对称载荷产生非对称变形的方法计算了直升机的平衡状态;其次,根据轮式起落架轮胎和缓冲支柱刚度和阻尼共同作用的特点,结合轮式起落架的几何关系,采用复刚度的方法得出起落架作用于机体的刚度与阻尼;最后,用桨叶振动模态法对轮式起落架的直升机进行了不同旋翼升力卸载以及鱼叉系留与否的“舰面共振”动力稳定性计算分析,并通过算例得到验证。 相似文献
70.