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991.
姚树荣 《郑州航空工业管理学院学报(管理科学版)》2007,25(2):30-34
企业绩效本质上是人力资本与制度安排的函数,决定企业绩效的关键因素是创新型人力资本或企业人力资本的创新动力与能力。基于制度安排差异而导致的创新型人力资本缺乏、创新动力与能力双重不足,是转型期国有企业相对于非国有企业绩效低下的根本原因。从战略上改进国有企业绩效,应以创新型人力资本为核心重塑国有企业制度创新战略,促使一般型与专业型人力资本转变为创新型人力资本,充分调动经营者和职工的创新积极性,正确诱导经营者和职工的创新行为,从而提高企业团队的创新动力与能力。 相似文献
992.
世界垂直起降动力装置的演进和展望 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了半个世纪以来世界垂直起降动力装置发展的概况,阐述了垂直起降动力装置的类型、演进情况并展望了其发展前景. 相似文献
993.
根据未来先进战斗机发展的需要和飞机设计队伍的现状,指出了培养优秀飞机人才的紧迫性。论述了优秀飞机结构设计师应具备的基本素质、知识结构和专业技能。提高了改革人才培养机制,激励人才成长的建议。 相似文献
994.
在以往的小卫星设计中,构成卫星的最基本单元大都是由分立的元器件组成。本文采用SMIC 0.18μm Si CMOS工艺,设计了一种用于星载信息电子系统的高效率功率放大器,在3.3V电源电压下,输入功率为0dBm时,输出功率为21.4dBm,附加功率效率为60%,输入端反射系数S11=-35dB,可满足星载信息电子系统要求。 相似文献
995.
996.
将被测要素转换成现有三坐标可识别的几何要素,即用小平面代替不规则曲面,用与Ф3.175mm小斜孔相配合的圆器轴线代替该孔的中心线,这样就可以用现有三坐标测量软件编制测量程序,解决测量异型零件不规则曲面空间交点尺寸的技术问题。 相似文献
997.
飞机全电刹车系统设计与分析 总被引:5,自引:0,他引:5
飞机全电刹车与传统液压刹车的主要不同在于机电作动机构代替了原来的液压活塞机构,且具有带刹车力矩反馈的特点。论文分析了全电刹车系统机电作动器的结构和工作原理,建立系统整体数学模型;对机轮速度和刹车力矩两个反馈信号,分别采用PBM(压力偏调)和PID控制,仿真结果基本符合要求,体现了全电刹车系统的优越性。 相似文献
998.
介绍了针对低频噪声源三种参数的测试方法.讨论了低频噪声源的最大输出功率、噪声输出幅度以及噪声带宽测试的实现途径. 相似文献
999.
微型飞行器的仿生流体力学——昆虫前飞时的气动力和能耗 总被引:7,自引:2,他引:7
用数值模拟方法研究了昆虫前飞时的气动力和需用功率。由N S方程的数值解提供速度场和压力场,从而得到涡量、气动力和力矩 (惯性力矩用解析方法计算 )。基于流场结构,解释了非定常气动力产生的原因;基于气动力和力矩,得到需用功率。悬停飞行中揭示出的 3个非定常高升力机制 (不失速机制,拍动初期的快速加速运动,拍动后期的快速上仰运动 )在前飞时仍然适用 (即使在快速前飞时,V∞ =2~ 2.5m/s,失速涡也不脱落 )。在低速飞行时 (V∞ ≈ 0.5m/s)平衡重量的升力既来自于翅膀的下拍运动也来自于上挥运动,并主要由翅膀的升力贡献;克服身体阻力的推力主要来自于翅膀的上挥运动,由翅膀的阻力贡献。在中等速度下 (V∞ ≈ 1.0m/s),升力主要来自于下拍运动,其中一半由翅膀升力贡献,一半由翅膀阻力贡献;推力主要来自上挥运动,也是一半由翅膀升力贡献,一半由翅膀阻力贡献。在快速飞行时 (V∞ ≈ 2.0m/s),升力主要来自于下拍运动,主要由翅膀阻力贡献;推力来自上挥运动,主要由翅膀升力贡献。悬停时,下拍和上挥做功同样大;前飞时,下拍做功较上挥大得多 :V∞ =0.5,1.0和 2.0m/s时,下拍做的功分别是上挥的 1.6,2.6和 3.5倍。 相似文献
1000.
An analysis of the orbital evolution of the ESA's Hipparcos satellite is presented. Hipparcos operated between August 1989
and March 1993 in a highly elliptical orbit: a geostationary transfer orbit with increased perigee height. The requirements
of the scientific mission included high accuracy knowledge of the position and velocity vectors of the spacecraft as a function
of time. Through a study of the variations in the total orbital energy, the loss of energy during the mission as a result
of non-conservative forces is recovered. These are explained as largely due to atmospheric drag during perigee passages. Apparent
variations in the drag coefficient are in agreement with orientation variations of the satellite during those perigee passages.
Two different models used for calculating the atmospheric drag give significantly different results, confirming earlier findings
by other users of those models.
This revised version was published online in August 2006 with corrections to the Cover Date. 相似文献