全文获取类型
收费全文 | 2708篇 |
免费 | 625篇 |
国内免费 | 419篇 |
专业分类
航空 | 3188篇 |
航天技术 | 151篇 |
综合类 | 231篇 |
航天 | 182篇 |
出版年
2024年 | 31篇 |
2023年 | 123篇 |
2022年 | 164篇 |
2021年 | 172篇 |
2020年 | 150篇 |
2019年 | 132篇 |
2018年 | 92篇 |
2017年 | 138篇 |
2016年 | 162篇 |
2015年 | 135篇 |
2014年 | 149篇 |
2013年 | 146篇 |
2012年 | 153篇 |
2011年 | 187篇 |
2010年 | 125篇 |
2009年 | 167篇 |
2008年 | 133篇 |
2007年 | 136篇 |
2006年 | 98篇 |
2005年 | 97篇 |
2004年 | 101篇 |
2003年 | 102篇 |
2002年 | 95篇 |
2001年 | 69篇 |
2000年 | 73篇 |
1999年 | 68篇 |
1998年 | 85篇 |
1997年 | 55篇 |
1996年 | 64篇 |
1995年 | 61篇 |
1994年 | 55篇 |
1993年 | 71篇 |
1992年 | 42篇 |
1991年 | 37篇 |
1990年 | 28篇 |
1989年 | 46篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 4篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 1篇 |
1984年 | 1篇 |
排序方式: 共有3752条查询结果,搜索用时 109 毫秒
421.
对低增压比微型涡扇的总体气动热力学有效性进行了基础性的研究.结果表明, 该类发动机仍可有效地降低耗油率, 因而有发展的必要.进一步, 为解决微型涡扇发动机的结构复杂性困难, 提出了一种微型高矮叶片单叶轮风扇压气机的压缩系统气动布局和结构设计方案.借助一个具体例子的设计研究和流场检验的结果, 陈述了该方案的转子、静子的气动设计和结构设计特点.最后拟出了相应的发动机主体结构. 相似文献
422.
镍基单晶合金气冷叶片模拟试样的蠕变性能研究 总被引:2,自引:2,他引:0
对带孔和不带孔的某第二代镍基单晶合金平板试样进行了蠕变性能试验研究与有限元对比计算.高温蠕变试验表明, 平板试样的晶体取向和是否开孔对蠕变寿命有明显的影响.气膜孔导致蠕变寿命的降低, 对[001]取向的影响大于[111]取向.在高温低应力条件下, [001]取向的蠕变性能要优于[111]取向.有限元分析结果表明, 气膜孔改变了试样中的应力分布, 在孔附近产生了高应力, 导致模拟试验蠕变寿命的降低.有限元计算蠕变持久寿命与试验结果吻合, 说明采用基于分切应力的蠕变持久寿命计算模型是合理的. 相似文献
423.
424.
针对航空发动机叶片近年来出现的故障,进行力学分析;研究激光冲击强化的机制及其在航空发动机叶片上应用的可行性和关键技术. 相似文献
425.
426.
叶片是关系到发动机性能的高负荷零件.严格控制叶片的制造质量,是叶片制造中的关键问题.因此,叶片的检测技术非常重要,在叶片制造的总工作量中叶片检测工作量占相当大的比例. 相似文献
427.
在对激光冲击强化技术与喷丸表面强化技术比较分析之后,表明航空发动机叶片经过激光冲击强化后,能显著增加叶片表面残余压应力,提高疲劳性能,并且其效果优于喷丸表面强化技术。 相似文献
428.
建立了含初始矩形损伤的热防护系统(Thermal protection system,TPS)气动热分析的CFD数值模型,分析结果表明损伤区域侧壁出现了很高的热流密度峰值,并且迎风面侧壁峰值高于背风面,而损伤区域底部热流密度却很低。利用分析获得的热流密度建立了含损伤和无损伤TPS的有限元传热分析模型。分析结果表明:损伤的存在导致防热瓦最高温度急剧上升,超过其材料能承受的极限温度(1 500℃),防热瓦首先失效,而损伤对机体最高温度影响较小。最后进行了TPS损伤容限分析,在防热瓦极限温度约束下,外部热流密度最大值从100kW/m2增加到140kW/m2,矩形损伤宽度最大容许值从22.7mm减小到12.6mm,而弧形损伤宽度最大容许值从34.6mm减小到25.1mm,即随着外部热流密度最大值增加,损伤宽度的最大容许值降低,并且相同外部热流密度水平下弧形损伤宽度的最大容许值大于矩形损伤。 相似文献
429.
430.