全文获取类型
收费全文 | 1063篇 |
免费 | 289篇 |
国内免费 | 204篇 |
专业分类
航空 | 953篇 |
航天技术 | 177篇 |
综合类 | 73篇 |
航天 | 353篇 |
出版年
2024年 | 17篇 |
2023年 | 31篇 |
2022年 | 85篇 |
2021年 | 78篇 |
2020年 | 76篇 |
2019年 | 66篇 |
2018年 | 62篇 |
2017年 | 74篇 |
2016年 | 59篇 |
2015年 | 79篇 |
2014年 | 81篇 |
2013年 | 76篇 |
2012年 | 95篇 |
2011年 | 102篇 |
2010年 | 82篇 |
2009年 | 53篇 |
2008年 | 48篇 |
2007年 | 69篇 |
2006年 | 70篇 |
2005年 | 48篇 |
2004年 | 39篇 |
2003年 | 40篇 |
2002年 | 34篇 |
2001年 | 24篇 |
2000年 | 15篇 |
1999年 | 18篇 |
1998年 | 3篇 |
1997年 | 4篇 |
1996年 | 5篇 |
1995年 | 4篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 2篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 1篇 |
1988年 | 1篇 |
1987年 | 3篇 |
排序方式: 共有1556条查询结果,搜索用时 281 毫秒
971.
输流管道的参数共振及系统参数对共振区域的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了两端铰运输一流管道在脉动内流作用下的参数共振问题,腹泻趺同分析方法导出了三种参数共振区域的边界曲线方程,并据此讨论了阻尼,平均流速,质量比,重力系数,预紧力,脉动流频率和振幅等系统各种参数对不稳定区域的影响。 相似文献
972.
973.
提出了巡航导弹采取隐身技术是一种必然的趋势,着重指出巡航导弹隐身技术中的反雷达技术,总结了针对反巡航导弹隐身方法中运用到的雷达技术. 相似文献
974.
孔小东%朱梅五%郑家燊 《宇航材料工艺》2004,34(3):34-38
采用溶胶一凝胶法制备NiFe2O4纳米粉末,胶凝剂分剐采用柠檬酸和PEG200,测定了样品的TG-DTA曲线、红外吸收光谱、X射线衍射谱和磁性能。结果表明,采用不同的胶凝剂,NiFe2O4纳米粉末制备过程中出现明显不同的物理和化学变化;200℃以上的热处理促进粉末的长大和晶化过程,随着温度的升高,晶化程度增强,粉末粒径增大;NiFe2O4纳米粉末的磁性能与热处理温度、粉末的粒径大小及磁性测量样品装载条件等密切相关。 相似文献
975.
为研究网状电极形状对GH4169高温镍基合金电解加工的影响规律,采用电极"抬刀+摇动"的方式,进行了0. 5、0. 8和1. 0 mm孔径的平面网状电极对比实验以及曲面网状电极和平面网状电极对比实验。结果表明,当孔径为0. 5 mm时,不足以将加工屑有效排除,加工不能持续进行;随着电极孔径的增大,加工稳定性增强,速度增大,但精度降低。采用曲面网状电极加工时,由于摇动平面与所需加工面不平行,造成工件表面不平整。在实际加工中,应当根据对稳定性、速度以及精度的具体要求合理选择网状电极形状参数。 相似文献
976.
977.
为了研究涡轮动叶的气膜冷却特性,在短周期跨声速换热风洞中测量了静止条件下压力面和吸力面气膜孔的冷却效率,分析了主流雷诺数、马赫数和吹风比对气膜孔冷却效率分布的影响规律。实验结果表明:无论压力面孔和吸力面孔,整体冷却效率均随着吹风比的增大而降低;压力面孔在高雷诺数工况下的冷却效率要更高,而吸力面孔在2.0的大吹风比工况时,低雷诺数下的冷却效率在近孔区域(30倍孔径距离内)高于高雷诺数工况。改变马赫数对压力面冷却效率几乎无影响,而在Ma=0.913工况下,在吸力面孔后28倍孔径位置处冷却效率突然降低至0.05以下。 相似文献
978.
979.
对于盘片分离的航空发动机转子,叶片排序影响初始不平衡量,容易导致振动超限。在转子装配环节,精准、高效的叶片排序优化对于提高装配质量和效率有重要意义。针对此问题,基于单个叶片的质量矩模型,建立单级转子初始不平衡量模型,提出叶片排序优化的目标函数,研究一种基于“等概率随机”的搜索算法,实现在资源、时间消耗和优化效果之间取得平衡。仿真和验证结果表明,该研究方法可以精准、高效地优化叶片装配排序。与传统方法相比,单级转子的初始不平衡量大幅降低,转子的装配品质得到极大提高,已在实际生产中取得显著的应用效益。 相似文献
980.
针对中国民用航空规章第25部25.331(c)条规定的两种俯仰机动情况(非校验机动和校验机动),本文首先对两种俯仰机动条款进行理解,然后对比分析了中国民用航空规章第25部与欧洲的适航认证规范对校验机动情况存在的差异,最后对两种俯仰机动考虑控制律前后分别进行机动仿真计算,进而对飞机响应及平尾载荷计算结果进行对比分析。 计算分析结果表明:1)考虑控制律后,飞机舵面偏度变化较大,进而导致整个机动过程中飞机响应姿态以及最后的机动载荷变化较大;2)对于急剧移动操作器件的非校验机动,考虑控制律后飞机的响应姿态有所缓减,最后导致平尾载荷有所降低;3)对于相对缓慢移动操作器件的校验机动,考虑控制律后飞机的响应更为剧烈,最后导致平尾载荷有所增加。 相似文献