全文获取类型
收费全文 | 412篇 |
免费 | 108篇 |
国内免费 | 19篇 |
出版年
2024年 | 10篇 |
2023年 | 18篇 |
2022年 | 12篇 |
2021年 | 24篇 |
2020年 | 32篇 |
2019年 | 11篇 |
2018年 | 5篇 |
2017年 | 13篇 |
2016年 | 12篇 |
2015年 | 16篇 |
2014年 | 33篇 |
2013年 | 28篇 |
2012年 | 37篇 |
2011年 | 30篇 |
2010年 | 21篇 |
2009年 | 23篇 |
2008年 | 33篇 |
2007年 | 22篇 |
2006年 | 18篇 |
2005年 | 11篇 |
2004年 | 15篇 |
2003年 | 14篇 |
2002年 | 13篇 |
2001年 | 6篇 |
2000年 | 6篇 |
1999年 | 12篇 |
1998年 | 11篇 |
1997年 | 8篇 |
1996年 | 14篇 |
1995年 | 3篇 |
1994年 | 5篇 |
1993年 | 5篇 |
1992年 | 4篇 |
1991年 | 7篇 |
1990年 | 3篇 |
1989年 | 4篇 |
排序方式: 共有539条查询结果,搜索用时 15 毫秒
251.
为了降低导弹行进间发射时车体的强烈振动,提出了利用磁流变阻尼器进行半主动控制的方法。首先,对采用垂直发射方式的导弹发射车悬架系统进行了简化,建立了四自由度振动模型,推导出悬架系统的状态方程。然后分别考虑发射车在恶劣路况下的行驶以及行进间发射2种工况,利用磁流变阻尼器提供控制力进行了线性最优二次型振动控制。最后编写了控制程序并进行了仿真计算。结果表明,实施半主动控制后,2种工况下车身的振动得到了较好的抑制。 相似文献
252.
253.
高空长航时太阳能飞机是当前的前沿热点方向,可实现月量级的长期驻空,并形成“时间持久+区域保持”的新型应用能力。系统总结了高空长航时太阳能飞机三阶段发展历程,包括初期探索阶段、快速发展阶段、实用能力验证与应用示范阶段,重点阐述国外典型发展计划,深入分析气动布局设计、储能电池、高空推进、大尺度结构、飞行控制等面临的主要技术挑战,并提出重点攻关方向建议,为高空长航时太阳能飞机创新发展提供参考。 相似文献
254.
正2013年已经结束,回首这一年,"生活"收获颇丰。这一年,"生活"加页提价了;这一年,"生活"发行量又涨了;这一年,"生活"走进了边海防;这一年,"生活"荣获期刊奖了;这一年,"璇美人"也嫁人了……年终总少不了总结,但这次大家的总结颇具感染力。"今年外婆去世,家里各种事情比较多,孩子又小,但我还是尽最大努力不让家里的事情影响编辑部的工作,完成了领导交付的各项工作。""李鲜花"的总结令人感动。"回顾这一年的工作,挺累的,但是很充实。为《边海防纪事》这样的栏目奔走在边防线上,非常有成就感和满足感。我入伍虽然是‘学生兵',但从进军校以来一直没间断过下部队,能在一年时间中这么频繁地接触部队,看到部队跨越式的进步、变化,让我们这些穿军 相似文献
255.
256.
曹颖 《武警工程学院学报》2014,(1):25-28
坚持和发展中国特色社会主义,全面建成小康社会,离不开社会主义初级阶段这个最大实际。同样,全面深化改革,实现中华民族伟大复兴的中国梦,也离不开当前中国的“最大实际”。我们必须坚持“最大实际”的社会主义原则,必须把握“最大实际”的崭新成就基础,必须注重“最大实际”的时代诉求,在新的历史起点上全面深化改革。 相似文献
257.
吕岩松 《海军工程大学学报》2014,26(5)
基于轴对称截锥壳单元,以单元横截面峰值应力为等效应力,建立了弹性模量调整有限元方法,应用Fortran语言编制了有限元软件用于计算环肋轴对称组合壳的塑性极限载荷.该方法根据组合壳的应力分布情况调整轴对称壳单元和肋骨单元的弹性模量,并进行一系列的弹性迭代计算,计算收敛后即可以得到环肋轴对称组合壳的塑性极限载荷.通过对算例的计算证明:该方法具有良好的收敛性和较高的效率,计算结果与试验结果吻合较好. 相似文献
258.
第24次环太平洋军事演习于6月26日在夏威夷海域正式开演,共有来自23个国家的47艘水面舰艇、6艘潜艇、超过200架飞机以及超过2.5万名军人参与此次演习。中国和文莱均属首次参加,而参加了2012年环太军演的俄罗斯缺席了此次演习。本次军演除了是史上最大规模的一次环太军演外,中国的首次参演也让此次演习格外引人关注。对此,外国主流媒体也给予了高度的关注,尤其是对中国的参演更是评论纷纷。 相似文献
259.
为研究扭曲尾翼对飞行器气动特性的影响,引入扭曲率与平均攻角来表示尾翼的几何特征,通过求解旋转坐标系下的定常状态N-S方程,对十字型布局扭曲尾翼飞行器气动特性进行了数值仿真。结果表明:扭曲尾翼可以增加飞行器的滚转力矩和平衡转速,其平衡转速与扭曲率呈正比关系;随着扭曲率的增大,扭曲尾翼飞行器未转动时的阻力系数增大、平衡转速时阻力系数减小;在临界扭曲率以内,随着扭曲率的增加,飞行器平衡转速时翼面压力分布得到了有效改善,研究结果对于飞行器的气动构型设计及其飞行稳定性分析具有参考价值。 相似文献
260.