全文获取类型
收费全文 | 2644篇 |
免费 | 687篇 |
国内免费 | 571篇 |
专业分类
航空 | 2008篇 |
航天技术 | 422篇 |
综合类 | 278篇 |
航天 | 1194篇 |
出版年
2024年 | 37篇 |
2023年 | 143篇 |
2022年 | 167篇 |
2021年 | 191篇 |
2020年 | 140篇 |
2019年 | 174篇 |
2018年 | 116篇 |
2017年 | 134篇 |
2016年 | 146篇 |
2015年 | 140篇 |
2014年 | 159篇 |
2013年 | 165篇 |
2012年 | 213篇 |
2011年 | 177篇 |
2010年 | 170篇 |
2009年 | 177篇 |
2008年 | 163篇 |
2007年 | 162篇 |
2006年 | 124篇 |
2005年 | 104篇 |
2004年 | 100篇 |
2003年 | 84篇 |
2002年 | 84篇 |
2001年 | 69篇 |
2000年 | 58篇 |
1999年 | 59篇 |
1998年 | 61篇 |
1997年 | 70篇 |
1996年 | 43篇 |
1995年 | 46篇 |
1994年 | 40篇 |
1993年 | 37篇 |
1992年 | 30篇 |
1991年 | 27篇 |
1990年 | 23篇 |
1989年 | 31篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 11篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 10篇 |
1984年 | 1篇 |
1983年 | 2篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有3902条查询结果,搜索用时 312 毫秒
951.
热时效对普通灰铸铁件去应力的效果并不明显,通过选择适当的化学成分和合理的结构设计,保证了零件的强度和结构刚度,有效地防止了变形和保持了尺寸的稳定性,通过分析与实践,证明了普通灰铸铁件取消热时效是可行的。 相似文献
952.
以返回式卫星冷气喷气推进系统用电磁阀七批次的真空热试验结果为例,说明真空低温对电磁阀密封性能有较大的影响,其泄漏率不合格达24%。这说明空间环境模拟试验是有效的,地面上充分的空间环境模拟试验是提高卫星可靠性的重要途径之一。 相似文献
953.
954.
955.
高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。 相似文献
956.
957.
958.
959.
高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析 总被引:5,自引:0,他引:5
针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。 相似文献
960.