全文获取类型
收费全文 | 1893篇 |
免费 | 294篇 |
国内免费 | 153篇 |
专业分类
航空 | 1287篇 |
航天技术 | 233篇 |
综合类 | 240篇 |
航天 | 580篇 |
出版年
2024年 | 15篇 |
2023年 | 59篇 |
2022年 | 56篇 |
2021年 | 72篇 |
2020年 | 67篇 |
2019年 | 69篇 |
2018年 | 54篇 |
2017年 | 43篇 |
2016年 | 47篇 |
2015年 | 47篇 |
2014年 | 78篇 |
2013年 | 59篇 |
2012年 | 71篇 |
2011年 | 90篇 |
2010年 | 91篇 |
2009年 | 103篇 |
2008年 | 76篇 |
2007年 | 89篇 |
2006年 | 75篇 |
2005年 | 83篇 |
2004年 | 89篇 |
2003年 | 74篇 |
2002年 | 69篇 |
2001年 | 60篇 |
2000年 | 67篇 |
1999年 | 47篇 |
1998年 | 46篇 |
1997年 | 71篇 |
1996年 | 53篇 |
1995年 | 55篇 |
1994年 | 66篇 |
1993年 | 54篇 |
1992年 | 39篇 |
1991年 | 32篇 |
1990年 | 46篇 |
1989年 | 38篇 |
1988年 | 12篇 |
1987年 | 18篇 |
1986年 | 8篇 |
1985年 | 5篇 |
1984年 | 9篇 |
1983年 | 7篇 |
1982年 | 9篇 |
1981年 | 12篇 |
1980年 | 3篇 |
1979年 | 3篇 |
1978年 | 1篇 |
1977年 | 1篇 |
1964年 | 1篇 |
1960年 | 1篇 |
排序方式: 共有2340条查询结果,搜索用时 218 毫秒
171.
172.
173.
采用基于第一性原理的赝势平面波法计算了新型热障涂层陶瓷材料La2Zr2O7的弹性常数和热力学性质。计算结果表明:优化后的La2Zr2O7的晶格常数为1.0934 nm,当O(48f)的位置参数为0.329时其晶胞总能量最低;由计算得到的三个弹性刚度张量C11,C12,C44、体弹性模量B和剪切模量G可知La2Zr2O7的结构非常稳定;La2Zr2O7的杨氏模量E=201.50GPa,泊松比为0.274,同性系数为0.733,具有一定的脆性;计算得到的La2Zr2O7德拜温度为619.4K,等容比热为274.3J.mol-1.K-1,最低热导率为1.31W.m-1.K-1,与利用激光脉冲法在1473K测得的热导率1.55 W.m-1.K-1相比,相差15.48%。 相似文献
174.
175.
针对野外复杂环境下的无人车自主导航需要,建立了一种基于多源融合定位、语义建图与运动规划的智能导航系统.首先,针对IMU、轮式里程计、视觉SLAM与激光雷达SLAM等测量子系统,设计了误差状态扩展卡尔曼滤波器进行融合定位.其次,基于改进的CNN语义分割网络生成环境的语义图像,与3D激光雷达点云融合,并使用最大概率更新算法构建语义3D地图.接着,在语义和几何信息投影获得可通行性代价的基础上,提出了一种语义动态窗口的局部路径规划方法.最后,将以上感知、定位与规划方法整合成完整的智能导航系统,在城市与野外典型场景的测试中,相对定位误差小于0.4%D,具备一定的韧性导航定位和智能感知规划能力. 相似文献
176.
177.
SiC纤维增强SiC陶瓷基复合材料(SiCf/SiC复合材料)在航空发动机热端部件方面具有重要应用。本文以第二代碳化硅纤维为增强材料,采用熔融渗硅工艺制备出SiCf/SiC复合材料,测试复合材料的基本物理性能及常规力学性能,并利用Micro-CT、SEM对试样的微观结构和断面进行了表征分析。结果显示:SiCf/SiC复合材料的体积密度为2.78 g/cm3,开气孔率小于2.0%,基体较为致密,1 200 ℃时热导率(厚度方向)为14.30 W/(m?K),室温~1 200 ℃厚度方向和面内方向的线胀率分别为0.59%、0.56%,平均热胀系数分别为5.02×10-6、4.73×10-6/K;室温面内拉伸强度典型值为317 MPa,SEM显示试样断面具有明显的纤维拔出效应,弯曲强度和层间拉伸强度典型值分别达794和49 MPa。 相似文献
178.
180.
为避免在航空发动机风扇鸟撞试验中弹托在剥离时发生破损而导致其碎片飞入试验舱,开展了鸟撞试验脱弹过程的冲
击动力学研究。采用LS-DYNA动力学仿真软件对鸟撞试验中弹托与脱弹器撞击过程进行了数值仿真分析。考虑到脱弹过程中
材料高应变率的影响,应用Johnson-Cook材料模型描述了弹托和脱弹器的本构关系,采用有限元分析获取了弹托的变形、位移、应
力、动能等参数的变化过程。采用压缩空气炮进行了鸟弹发射,并将弹托变形的仿真结果与试验结果进行了对比。结果表明:弹
托变形的仿真结果与试验结果相差4.4%,证明仿真方法有效;在脱弹过程中弹托前端会张开,产生喇叭口状变形;弹托中后部的
应力水平始终保持在80 MPa以下,不会因冲击作用发生破损而导致其碎片飞入舱体。 相似文献