全文获取类型
收费全文 | 4187篇 |
免费 | 951篇 |
国内免费 | 949篇 |
专业分类
航空 | 4485篇 |
航天技术 | 450篇 |
综合类 | 688篇 |
航天 | 464篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 60篇 |
2022年 | 155篇 |
2021年 | 176篇 |
2020年 | 168篇 |
2019年 | 159篇 |
2018年 | 168篇 |
2017年 | 191篇 |
2016年 | 236篇 |
2015年 | 229篇 |
2014年 | 259篇 |
2013年 | 220篇 |
2012年 | 292篇 |
2011年 | 326篇 |
2010年 | 258篇 |
2009年 | 282篇 |
2008年 | 234篇 |
2007年 | 244篇 |
2006年 | 199篇 |
2005年 | 186篇 |
2004年 | 144篇 |
2003年 | 152篇 |
2002年 | 171篇 |
2001年 | 133篇 |
2000年 | 167篇 |
1999年 | 128篇 |
1998年 | 120篇 |
1997年 | 124篇 |
1996年 | 162篇 |
1995年 | 113篇 |
1994年 | 129篇 |
1993年 | 99篇 |
1992年 | 82篇 |
1991年 | 80篇 |
1990年 | 71篇 |
1989年 | 69篇 |
1988年 | 82篇 |
1987年 | 11篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有6087条查询结果,搜索用时 125 毫秒
991.
采用喷射电沉积方法在45钢基体表面制备了纳米结构镍涂层,研究了激光重熔工艺对涂层性能的影响。用扫描电镜和X射线衍射仪对涂层表面形貌和晶粒尺寸进行分析,并对涂层做表面显微硬度测试和耐腐蚀性试验。结果表明:在优化的工艺参数下,喷射电沉积制备的镍涂层表面比较平整、结合较致密,由平均尺寸为13.7 nm的纳米晶颗粒组成,但涂层中仍存在一些孔隙及其它缺陷;经过激光重熔后,熔融区内的晶粒尺寸明显减小,涂层致密化程度有所提高并使涂层与基体由机械结合变为冶金结合,因此涂层的表面显微硬度和耐腐蚀性能得到明显的提高。 相似文献
992.
993.
994.
柔性扑翼非定常流场的数值计算方法 总被引:4,自引:1,他引:3
提出一种将Delaunay图映射网格变形技术和非结构嵌套网格方法结合使用的策略,解决网格变形和嵌套网格单独用于柔性扑翼流场计算时需要网格再生的问题。该方法为嵌套网格中的每个嵌于背景网格的贴体非结构网格生成Delaunay背景图;每个时间步,根据扑翼的运动和变形规律移动背景图,再根据网格点和背景图的映射关系移动网格点,之后自动完成嵌套边界的定义和插值关系的建立。为方便嵌套关系的建立,嵌套网格进行分层管理。也研究了一种内存消耗少、效率较高的搜索算法,以及格心格式和格点格式统一的边界拓宽算法。非定常可压缩Navier-Stokes方程在非结构的动态网格上用有限体积法离散,并用预处理的双时间步推进、隐式LU-SGS迭代求解。几个扑翼算例的结果表明,该方法充分利用了Delaunay图映射网格变形方法的高效率,同时也发挥了嵌套网格处理大幅运动的优势;用于既有整体大幅扑动又有局部小变形的柔性扑翼流场计算,可取得令人满意的精度和效率。 相似文献
995.
996.
等离子体气动激励抑制压气机叶栅角区流动分离的仿真与实验 总被引:9,自引:4,他引:5
进行了等离子体气动激励抑制低速压气机叶栅角区流动分离的数值仿真研究,并进行了实验验证.小攻角情况下,叶片吸力面角区流动分离导致显著的尾迹总压损失.来流速度为50 m/s(雷诺数为223 000)时,等离子体气动激励可以有效的抑制角区流动分离,降低总压损失.激励电压、频率分别为10 kV和22 kHz时,50%叶高处的尾迹压力分布基本不变,60%和70%叶高处的最大总压损失分别减小了13.83%和10.74%.增加激励电极组数或激励电压,可以增强抑制效果. 相似文献
997.
998.
999.
双级离心压气机回流器流动特点分析 总被引:1,自引:0,他引:1
设计了高负荷的双级离心压气机回流器,采用数值模拟的方法,分析了回流器内部主要流动结构,及其流动机理.基于对流动机理的认识,进一步对比分析了进口流场,叶片数,负荷分布形式对回流器流动结构和性能的影响.结果表明,改善进口流场、增加叶片数能够抑制回流器内部的二次流,增加回流器出口流场均匀性;负荷分布形式对回流器流动结构和性能影响较大,前加载的负荷分布形式能够得到更好的性能. 相似文献
1000.
冲角变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
航空发动机涡轮工作效率的损失很大程度在于涡轮叶尖间隙损失,而叶尖区域泄漏流动的形成机理强烈地依赖于叶栅的运行工况,因此有必要研究来流冲角的变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响。为此在低速风洞中对三套不同叶片积迭线形状的矩形叶栅进行了实验,测量了间隙内以及沿流动方向8个横截面的气动参数。通过对实验结果的分析和讨论,认为随着冲角的增加叶顶压差与端壁流道横向压力梯度增大,同时叶栅的总流动损失也随之增加。 相似文献