全文获取类型
收费全文 | 1485篇 |
免费 | 250篇 |
国内免费 | 196篇 |
专业分类
航空 | 1094篇 |
航天技术 | 339篇 |
综合类 | 185篇 |
航天 | 313篇 |
出版年
2024年 | 8篇 |
2023年 | 52篇 |
2022年 | 57篇 |
2021年 | 66篇 |
2020年 | 68篇 |
2019年 | 92篇 |
2018年 | 80篇 |
2017年 | 71篇 |
2016年 | 66篇 |
2015年 | 59篇 |
2014年 | 62篇 |
2013年 | 68篇 |
2012年 | 67篇 |
2011年 | 84篇 |
2010年 | 72篇 |
2009年 | 70篇 |
2008年 | 89篇 |
2007年 | 86篇 |
2006年 | 77篇 |
2005年 | 56篇 |
2004年 | 61篇 |
2003年 | 49篇 |
2002年 | 50篇 |
2001年 | 48篇 |
2000年 | 54篇 |
1999年 | 35篇 |
1998年 | 22篇 |
1997年 | 28篇 |
1996年 | 31篇 |
1995年 | 35篇 |
1994年 | 34篇 |
1993年 | 28篇 |
1992年 | 30篇 |
1991年 | 14篇 |
1990年 | 18篇 |
1989年 | 34篇 |
1988年 | 1篇 |
1987年 | 5篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 2篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有1931条查询结果,搜索用时 15 毫秒
41.
为提高射弹尾拍载荷的预测精度,建立了一套基于计算流体动力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)双向耦合分析的计算方法和程序。射弹流体计算主控方程采用耦合SSTk-ω湍流模型和Schnerr-Sauer空化模型的Navier-Stokes方程,射弹结构计算采用基于模态叠加法简化的结构动力学方程,流固耦合界面插值采用径向基函数法,网格变形采用弹簧网格法。分别对泡型计算方法和流固耦合方法进行验证,在此基础上,计算对比1 000 m/s速度下射弹刚体和弹性体的尾拍泡型、结构变形和尾拍流体载荷特性差异。计算表明:弹性体尾拍过程,射弹泡型会产生弹身“二次拍击”、“局部沾湿”和沾湿面积增大等特殊现象,结构变形由弹性一弯模态主导,较大的变形引起流体载荷增大27%~105%,尾拍姿态角增大13%,尾拍频率增加20%,流固耦合效应对尾拍泡型、尾拍载荷和尾拍弹道均产生了较强的影响。 相似文献
42.
最近,俄罗斯监狱系统曝出一条新闻。在一次突击检查中,检察官发现,南部地区的一所监狱为了牟利,向囚犯提供豪华牢房,里面配备有等离子电视、藏酒柜以及互联网接入服务等各项奢侈服务。尽管监狱方面辩护称这些豪华牢房都是"心理辅导室",但这一行为已经违反了俄罗斯相关法律,监狱的狱长最终被免职。 相似文献
43.
44.
为了研究复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性的影响,建立了液氧煤油发动机尾焰冲击数值计算模型,并基于模型研究了喷管出口距离平板3m,5m两种工况下复燃对尾焰冲击特性的影响。结果表明:模型考虑了发动机内部燃烧对尾焰冲击特性的影响,计算得到了主射流区的激波结构;复燃增大了尾焰自由射流区和壁面射流区的高温区域,改变了自由射流区和滞止区的形状结构;平板壁面压力随着径向距离增大而逐渐减小,并且3m工况时在1.8m和2.5m处分别出现2.5倍环境压力和1.5倍环境压力的波动,5m工况时在2m处出现1.5~2倍环境压力的波动,在波动之后平板壁面上压力很快降为环境压力,复燃对5m工况的波动较3m工况影响大。 相似文献
45.
焊接在航空机体制造中处于至关重要的地位,焊接结构的可靠性很大程度上取决于焊接接头的性能,铝合金作为重要的轻量化航空材料,相关焊接技术对促进航空事业发展具有重要影响。提出了一种用于铝合金薄板连接的磁脉冲点焊技术,实现铝合金板–板固相焊接。通过改变焊件的焊接间隙工艺参数,研究工艺参数对铝合金点焊接头焊接质量的影响。通过光子多普勒速度测量(Photonic doppler velocimetry,PDV)系统获取飞板在变形运动过程中的信息,准静态剪切拉伸试验对接头进行了力学性能的评定,并采用光学显微镜、偏光显微镜和扫描电镜(SEM)分析了焊接接头的微观组织特性。结果表明,当焊接间隙从0.9mm增大到1.5mm时,焊件飞板速度和点焊接头的焊合长度都随之增加,对提升点焊接头性能具有积极作用。综合分析得出,1.2mm的焊接间隙为焊件提供了合适的碰撞速度,焊件力学性能表现最佳。 相似文献
46.
地面效应对尾涡消散的影响研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用大涡模拟方法可以分析和计算近地阶段尾涡消散和运动规律,但模型繁琐、计算复杂。本研究基于镜像涡方法建立了形式相对简单、计算迅速的近地尾涡运动模型和消散模型,计算结果与激光雷达测量数据和大涡模拟数据的偏差都不超过5%,满足动态尾涡间隔研究的需要。 相似文献
47.
通过射频磁控溅射法在Si(100)基片上沉积了La0.9 Ba0.1MnO3-δ(IJBMO)薄膜,并得到在不同温度下退火后的薄膜.采用X射线衍射(XRD),扫描隧道显微镜(STM),X射线光电子能谱(XPS),四探针法等手段对退火后薄膜的结构、微结构、表面化学态、磁电阻等性质进行了系统研究,结果表明,薄膜在800~850℃温度范围内退火,形成单相结构且晶粒与基片之间存在着相对固定的外延关系.退火温度不同会引起薄膜中含氧量的不同.在温度为300K,磁场为1.5T的条件下,退火温度为850℃的薄膜样品磁电阻可高达30%. 相似文献
48.
49.
50.
针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。 相似文献