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991.
未来航空发动机材料面临的挑战与发展趋向 总被引:49,自引:1,他引:48
根据发动机材料基本服役环境的特点,提出将先进的结构概念与材料概念、发动机的先进性、可靠性与材料组织和缺陷的可控性与稳定性结合起来开展材料研究的论点。从使用温度、高温比强、抗氧化性、韧性、导热性与加工性方面分析了传统材料与新材料体系的特点,并针对我国航空发动机材料中存在的问题,提出了若干建议。 相似文献
992.
化学镀Ni—Sn—P合金的结构和耐蚀性 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了操作条件对沉积速度的影响,确定了最佳工艺条件。试验证明,用化学沉积法获得的Ni_Sn_P合金具有非晶态结构,常温下,在酸性和碱性介质中的耐蚀性均优于Ni_P合金镀层和不锈钢。 相似文献
993.
探究超声处理温度、超声处理时间及超声功率密度对Mg-Gd-Y-Zr合金晶粒和力学性能的影响。结果表明:超声高温熔体处理可有效细化Mg-Gd-Y-Zr合金晶粒,提高其力学性能;在660~750 ℃范围内,随着处理温度的升高,合金晶粒尺寸逐渐增大;相较于未处理合金,处理温度在750 ℃时,合金晶粒的细化效果更为显著。当超声功率密度为0~2.31 W/cm3或处理时间为0~90 s时,随着超声功率密度的提高或处理时间的增加,合金晶粒尺寸先减小后增大,转折点分别为1.29 W/cm3和60 s。合金的力学性能与其晶粒尺寸基本对应,合金的晶粒尺寸越小,其抗拉强度和伸长率越高。当处理温度为750 ℃、超声功率密度为1.29 W/cm3、处理时间为60 s时,与未处理的合金相比,合金晶粒尺寸减小53%,其抗拉强度和伸长率分别提高了31%和79%。 相似文献
994.
铸造TiAl合金疲劳寿命统计分布 总被引:1,自引:0,他引:1
对铸造Ti-47.5Al-2.5V-1.0Cr-0.2Zr(原子分数/%)合金层片组织进行了疲劳测试,获得了单一应力下的疲劳寿命数据,通过断口观察和数据统计处理,分析了疲劳寿命的分布特点及其控制因素.结果表明:实验合金的疲劳寿命具有显著波动,波动范围为103~ 106周;并集中分布在长、短两个寿命区间内.这一现象和导致疲劳试样失效的疲劳裂纹源的类型有关;其中,短寿命试样的疲劳裂纹起源于疏松孔洞,长寿命试样的疲劳裂纹源为弥合界面和软取向层片界面.建立了三种裂纹源对疲劳寿命的影响的两参数威布尔分布模型,可进行对应于某一失效概率的疲劳寿命预测.三种疲劳裂纹源中,疏松孔洞对疲劳寿命不利影响的程度最为严重. 相似文献
995.
996.
采用拉伸性能测试、电子背散射衍射分析(EBSD)、扫描电子显微镜(SEM)和透射电子显微镜(TEM),研究了固溶前退火处理(300℃/4 h,400℃/2 h)对2050铝锂合金冷轧薄板T8时效后力学性能、晶粒组织和析出相的影响。研究结果表明:固溶前退火处理导致2050铝锂合金冷轧薄板固溶态不完全再结晶数量增多,晶粒长厚比增大,小角度晶界比例增加,同时使合金Goss织构密度增大。T8时效后主要强化相为T_1相和θ′相。固溶前退火处理可导致后续T8时效时T_1相在不同{111}_(Al)面上析出差异,其中部分{111}_(Al)面上T_1相析出减少,而预拉伸变形时承受高分切应力{111}_(Al)面上T_1相析出增加,从而影响合金的力学性能。固溶前300℃/4 h退火处理可使T8时效后合金屈服强度和抗拉强度提高,伸长率基本保持不变。 相似文献
997.
998.
高熵合金及其他高熵材料研究新进展 总被引:1,自引:0,他引:1
高熵材料是一类由多种元素以等摩尔比或近等摩尔比组成的新型多主元材料,打破了传统的材料设计理念。高熵材料以其独特的晶体结构特征,表现出许多不同于传统材料的组织和性能特点。目前国内外已经研发出多种高熵材料,在力学、物理和化学性能等方面具有独特的优势,在很多领域具有巨大的应用潜力,已经成为国际材料学术界的重要研究热点之一。本文从高熵材料的设计理念出发,主要综述了高熵合金、高熵陶瓷、高熵金属间化合物等高熵材料的最新研究进展,总结了不同高熵材料的结构特征、组织性能及强化机制,并对高熵材料的发展趋势进行了展望。高通量计算与制备将成为设计这类多主元材料的重要快捷手段,随着材料的进步,高熵材料成形加工技术必将快速发展以满足其多元化应用需求。 相似文献
999.
熔模精密铸造在航空航天领域的应用现状与发展趋势 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了熔模精密铸造技术在航空航天军工装备、民用航空以及商业航天领域的应用,详细介绍了国内外高温合金、钛合金、铝合金与镁合金熔模精密技术的研究现状与发展情况,侧重介绍了北京航空材料研究院近年来在该领域取得的研究成果,对比阐述了熔模精密铸造技术与增材制造、半固态成形、注射成形等新型工艺技术,展望了熔模精密铸造技术的未来研究方向与热点。 相似文献
1000.
为了将激光选区熔化(SLM)这项技术推广到液体火箭发动机高温合金复杂结构件的成形,满足其使用要求,对SLM成形K4202高温合金力学性能及其强化机理进行研究。沉积态室温下拉伸试验力学性能指标表现出了很强的各向异性,但均接近或超过GH4202锻件标准值,通过光学显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)、X射线衍射(XRD)、透射电镜(TEM)等理化分析手段揭示了其强化机理主要为细晶强化、应变硬化、沉淀硬化和过饱和的固溶强化。同时研究了固溶、固溶时效、直接时效三种热处理制度对K4202力学性能的影响,结果表明直接时效后的综合力学性能最佳。 相似文献