全文获取类型
收费全文 | 2810篇 |
免费 | 512篇 |
国内免费 | 300篇 |
专业分类
航空 | 2422篇 |
航天技术 | 230篇 |
综合类 | 225篇 |
航天 | 745篇 |
出版年
2024年 | 15篇 |
2023年 | 66篇 |
2022年 | 91篇 |
2021年 | 101篇 |
2020年 | 76篇 |
2019年 | 81篇 |
2018年 | 43篇 |
2017年 | 66篇 |
2016年 | 85篇 |
2015年 | 75篇 |
2014年 | 83篇 |
2013年 | 82篇 |
2012年 | 147篇 |
2011年 | 156篇 |
2010年 | 91篇 |
2009年 | 129篇 |
2008年 | 141篇 |
2007年 | 159篇 |
2006年 | 106篇 |
2005年 | 120篇 |
2004年 | 125篇 |
2003年 | 141篇 |
2002年 | 121篇 |
2001年 | 146篇 |
2000年 | 103篇 |
1999年 | 60篇 |
1998年 | 87篇 |
1997年 | 90篇 |
1996年 | 111篇 |
1995年 | 123篇 |
1994年 | 101篇 |
1993年 | 89篇 |
1992年 | 91篇 |
1991年 | 78篇 |
1990年 | 81篇 |
1989年 | 103篇 |
1988年 | 25篇 |
1987年 | 22篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 2篇 |
1983年 | 3篇 |
1981年 | 2篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有3622条查询结果,搜索用时 0 毫秒
991.
992.
993.
为了实现航空航天等领域高温大热流燃烧装置的有效冷却,研究了不同材料和工艺制成的发汗冷却结构在高温高热流密度下,氢的发汗冷却性能。模拟高压推力室的结构特点和高热流设计发汗冷却试验件,用电弧加热主流空气模拟高温燃气、以氢气为发汗冷却剂对多孔陶瓷、烧结多孔不锈钢和多孔层板材料进行了33次172 s热试验研究。试验的材料设计孔隙率为10%~40%,燃烧室压力为2.7~8.4 MPa,主流燃气温度约为3 600 K,主流空气流量为220~1 490 g/s,冷却氢气流量为9.6~57 g/s,注入率为0.005~0.029。试验结果表明:当冷却剂氢注入率为1%时,主流与多孔陶瓷材料壁面和粉末冶金多孔结构壁面之间的换热分别减少了30%和70%以上;当注入率为3%时,主流与光刻多孔层间结构壁面之间的换热也能降低60%。证明氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。最后还总结得出了常温氢气对高压大热流环境进行发汗冷却的性能关联式。 相似文献
994.
995.
赵丕智 《北京航空航天大学学报》1997,23(2):257-262
利用Reynolds和Laplace方程以及Darcy定律,导出了可渗透各向同性动静压窄轴承的计算方程。计算结果显示出这种轴承具有承载力高和姿态角小的特点,并指出设计参数之间存在优化组合。 相似文献
996.
王家胜 《中国空间科学技术》1987,(6)
本文从点源的Sommerfeld型积分表达式出发,给出了计算在部分烧蚀介质层中或附近的水平线天线辐射场的公式。也给出了一些具有实用意义的计算例,卉-进行了有关讨论。 相似文献
997.
LU Hai-jun 《中国航空学报》2006,19(B12):41-46
Fibrous organic sepiolites (OSEP) and novel epoxy/OSEP nanocomposites were prepared, and different methods were investigated to produce an intercalated/exfoliated structure of OSEP. Experimental results show that the modifier molecules can be easily adsorbed by the sepiolite, but the layer space (d001 of the sepiolite, linked by means of covalent bond, remains unchanged. A proper method to solve this problem appears to exert large shearing force on the original sepiolite followed by its organic modification (OSEP2). The morphology observation shows that there are formed an even dispersion of nano-sized OSEP2 fibers in epoxy resin and a structure intercalated by epoxy molecules, which lead to significantly improved mechanical properties. Impact strength of the epoxy/OSEP2 nanocomposite increases from 32.1 kJ/m^2 to 44.4 kJ/m^2, 38.3% higher than that of pristine matrix with 3 wt% OSEP2 content. It is also noted that the flexural strength of the OSEP/epoxy composites has risen by about 3% higher than that of the pure epoxy resin. 相似文献
998.
高速飞行器热防护技术概述 总被引:1,自引:0,他引:1
热防护系统是保护高速飞行器不受气动加热影响的主要手段,是高速飞行器不可或缺的重要组成部分。概括介绍了高速飞行器热防护系统的类型,主要包括五种类型的热防护结构和五种类型的热防护材料。对作用于高速飞行器热防护系统的多种因素进行了分析,阐明了高速飞行器热防护技术的发展方向。 相似文献
999.
1000.
张骞%陆兴煜%程淑芬 《宇航材料工艺》2003,33(2):58-61
为评估三向碳/碳材料的烧蚀性能,在北京空气动力研究所研制的FD—04F电弧加热器上对三向碳/碳材料进行了滑行试验,测出了三向碳/碳材料的转接压力。试验结果表明:滑行试验在测量转接压力方面是有效的,并给出了三向碳/碳模型的转授压力数据和最终外形形状。 相似文献