全文获取类型
收费全文 | 574篇 |
免费 | 104篇 |
国内免费 | 64篇 |
专业分类
航空 | 363篇 |
航天技术 | 109篇 |
综合类 | 67篇 |
航天 | 203篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 17篇 |
2022年 | 38篇 |
2021年 | 28篇 |
2020年 | 24篇 |
2019年 | 27篇 |
2018年 | 23篇 |
2017年 | 24篇 |
2016年 | 24篇 |
2015年 | 19篇 |
2014年 | 31篇 |
2013年 | 27篇 |
2012年 | 41篇 |
2011年 | 51篇 |
2010年 | 30篇 |
2009年 | 32篇 |
2008年 | 33篇 |
2007年 | 34篇 |
2006年 | 39篇 |
2005年 | 25篇 |
2004年 | 24篇 |
2003年 | 19篇 |
2002年 | 12篇 |
2001年 | 12篇 |
2000年 | 11篇 |
1999年 | 8篇 |
1998年 | 11篇 |
1997年 | 9篇 |
1996年 | 12篇 |
1995年 | 8篇 |
1994年 | 11篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 4篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 3篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有742条查询结果,搜索用时 296 毫秒
721.
722.
钛合金铣削刀具/工件接触区域温度预测 总被引:2,自引:2,他引:0
钛合金(Ti-6Al-4V)因其优良的综合性能广泛应用于航空航天领域中,然而由于其导热系数低、弹性模量低等特性,铣削加工过程中刀具/工件接触区域温度过高,从而导致刀具磨损严重,影响已加工表面质量。因此研究切削过程中刀具/工件接触区域温度具有重要意义。从切削机理出发,将切削区域的3个热源等效为螺旋线热源,其中热流密度计算类比铣削力预测模型中铣削力计算方法,提出包含铣削热系数的热流密度计算模型,并通过实验标定铣削热系数,结果表明热流密度随切削厚度增加接近于线性增加。建立刀具/工件接触区域温度预测模型,通过半人工热电偶测温实验对模型的可行性与准确性进行了验证,实验值与预测值的相对误差在10%之内。提高了刀具/工件接触区域温度的计算精度,并为切削参数的合理选择提供理论基础。 相似文献
723.
为提高试验精度,减小电磁兼容(EMC)半电波暗室中被试品(EUT)的电磁辐射发射试验点位对测试结果的影响,研究了不同试验点位对半电波暗室典型谐振频率电磁信号辐射发射的影响规律。采用几何光学、一致性绕射理论和多路径效应算法对不同试验点位,暗室典型谐振频率电磁信号的传输过程进行数学建模,剔除直射场强影响,综合考虑信号传输过程中产生的反射、折射、绕射和多径等电磁传播效应,给出了数学模型和计算公式。将数学传播模型与剔除直射场影响的试验实测模型计算结果进行比对,验证了数学模型的有效性。该研究为修正被试品在暗室内不同点位进行辐射发射试验的测试结果提供了理论依据,有助于提高被试品电磁辐射发射试验的测试精度。 相似文献
724.
为了厘清半开式向心涡轮转子轮背间隙内的流动机理及轮背间隙泄漏流动对涡轮性能的影响,以某半开式向心涡轮为研究对象,采用数值模拟的方法对轮背间隙泄漏流动进行分析,深入剖析了封严气、泄漏流及主流的运动轨迹,并明确了轮背泄漏损失分布。针对轮背间隙内泄漏流动的特点,对轮背结构进行了改进设计,并研究了轮背凹槽的形状、长度、宽度和深度对泄漏损失的影响。结果表明:半开式向心涡轮轮背存在横向泄漏流动,并与主流和封严气进行掺混,造成流动损失,恶化了涡轮性能,采用轮背凹槽结构后,可有效抑制轮背的泄漏流,降低流动损失。凹槽的形状、长度、宽度和深度对泄漏流的影响程度不同,椭圆形凹槽可使涡轮效率提高0.2%,矩形凹槽可使涡轮效率最大提高0.23%。 相似文献
725.
726.
500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、使用维护便捷等特点,发动机研制需突破分级启动、健康管理、泵后摇摆、大功率高效涡轮泵、高压大流量高性能燃烧组件、高压大流量调节组件及低温阀门、发动机新工艺与热试验等多项关键技术。目前已完成发动机的方案设计和生产,开展了大量试验验证,完成半系统试车和首台整机装配,关键技术取得重大突破,为发动机后续工程研制奠定了基础。 相似文献
727.
对高精度气浮台半物理仿真系统控制问题进行了研究,提出了一个基于DDFC(direct Direct dynamics Dynamics feedback Feedback compensationCompensation)的台体姿态控制方法.该方法使得系统的输入量为执行机构的转速.也就是使得执行机构工作在速率模式,这样可以避免高频噪声对控制系统的影响.提高系统的可靠性.这种方法物理概念清晰、数学过程简明,便于工程实现.仿真结果表明,台体的姿态角以较高的精度快速跟踪目标值,最终偏差满足要求.系统性能良好. 相似文献
728.
为实现降低惯性仪表在大量级半正弦冲击下响应幅值的目标,开展惯组减振系统抗冲击性能优化方法的研究,建立半正弦冲击下的本体加速度幅值方程,通过有限元仿真分析进一步得出减振系统频率与本体加速度幅值的关系,并进行了试验验证,为后续惯组产品的减振系统设计提供了依据。 相似文献
729.
730.
内窥技术与粒子图像测速技术(Particle Image Velocimetry,PIV)相结合为航空发动机等受限空间内部流场测量提供了可能,本文针对内窥式PIV测量系统中激光内窥镜和相机内窥镜分别进行了详细介绍与探讨,并在现有的PIV基础上自主搭建了一套内窥式PIV测量系统,在解决系统存在的成像圈小、分辨率低、示踪粒子图像不相关、系统标定等难题后获得了较好的测量结果,在对同一稳态流场开展对比性实验研究后发现与常规PIV测量结果相比最大相对误差为1.6%。表明该测量技术具有较高的测量精度可应用于发动机实际工程研制中。 相似文献