全文获取类型
收费全文 | 5828篇 |
免费 | 1145篇 |
国内免费 | 655篇 |
专业分类
航空 | 5191篇 |
航天技术 | 446篇 |
综合类 | 448篇 |
航天 | 1543篇 |
出版年
2024年 | 46篇 |
2023年 | 203篇 |
2022年 | 261篇 |
2021年 | 258篇 |
2020年 | 233篇 |
2019年 | 264篇 |
2018年 | 146篇 |
2017年 | 233篇 |
2016年 | 266篇 |
2015年 | 229篇 |
2014年 | 246篇 |
2013年 | 234篇 |
2012年 | 373篇 |
2011年 | 378篇 |
2010年 | 253篇 |
2009年 | 298篇 |
2008年 | 304篇 |
2007年 | 387篇 |
2006年 | 285篇 |
2005年 | 252篇 |
2004年 | 225篇 |
2003年 | 250篇 |
2002年 | 188篇 |
2001年 | 231篇 |
2000年 | 172篇 |
1999年 | 108篇 |
1998年 | 112篇 |
1997年 | 114篇 |
1996年 | 141篇 |
1995年 | 134篇 |
1994年 | 135篇 |
1993年 | 122篇 |
1992年 | 123篇 |
1991年 | 109篇 |
1990年 | 112篇 |
1989年 | 129篇 |
1988年 | 31篇 |
1987年 | 28篇 |
1986年 | 5篇 |
1985年 | 3篇 |
1983年 | 3篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 2篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有7628条查询结果,搜索用时 46 毫秒
571.
为探究吸力面凹坑和凸起结构对涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的影响,在吹风比M=1.1时(雷诺数Re=2.5×10~5),采用数值模拟方法,通过在叶片尾缘吸力面上加入凹坑或凸起,对涡轮叶片尾缘的冷却性能和流动机理进行了详细分析。结果表明:与原始结构相比,叶片尾缘凹坑和凸起结构提高了劈缝出口下游远距离端X/H6 (H为劈缝宽度,为4.8mm)区域气膜冷却效率,对下游的X/H6区域气膜冷却效率影响较小;三种叶片尾缘结构,沿着流向方向会产生由二维展向涡到发卡涡,再到流向涡的变化过程,凹坑和凸起结构通过抑制流体的扰动,改变流体流动情况,提高了劈缝出口下游远距离端气膜冷却效率。 相似文献
572.
573.
针对C/C复合材料脆性问题,对密度为1.60 g/cm3的碳布叠层针刺C/C复合材料进行了1800、2 000、2 200和2 500℃的高温处理,研究了不同热处理温度对C/C复合材料微晶结构、力学和抗热震等性能的影响.结果表明,高温处理使针刺C/C复合材料的层间剪切和面内拉伸强度出现不同程度的降低,但材料的断裂伸长率和抗热震性能得到大幅度提高.其中,1 800℃高温处理后的C/C复合材料具有优异的力学和抗热震性能. 相似文献
574.
575.
庆祝《宇航材料工艺》创刊四十周年暨第九届编委会成立大会于2011年6月24日在北京召开,参会的代表有期刊第九届编委会成员、上级主管期刊领导、主办单位各部门代表及新老编辑部全体成员等,约50人。会议由主办单位副总工程师、期刊主编刘志华同志主持,主办单位所 相似文献
576.
C/C复合材料的宏观强度是由纤维束强度起主导作用,而纤维束强度受纤维/基体界面剪切强度影响.本文建立了界面剪切强度影响下的纤维束强度计算模型,用以计算纤维束或碳布强度.针对细编穿刺C/C复合材料利用其周期性结构单胞,纤维柬和碳布采用Tsai-Wu准则,基体采用最大应力准则,纤维束/基体界面采用内聚力单元,并对其采用二次应力准则,将单胞施加周期性边界条件,计算了纤维束/基体界面处于弱界面剪切强度并与纤维/基体界面剪切强度在一定比例协同变化时的材料宏观拉伸强度,分析了材料的破坏模式.通过计算结果表明:材料宏观拉伸强度会随两类界面剪切强度的协同增加而增加. 相似文献
577.
578.
579.
对于大型无人机系统来说,三余度电传飞控系统具有最合理的性价比。介绍某大型无人机三余度飞控计算机系统的总体设计和实现方案。系统采用相似三余度容错结构,通过高速交叉通道数据链和同步技术保证不同余度之间控制输出的时间和空间一致性。为增强系统处理能力,采用智能接口模块分担主CPU的工作,智能接口模块具有独立的BIT功能,采用双口存储器实现与处理器模块信息交互,硬件接口支持软件动态可配置。 相似文献
580.