全文获取类型
收费全文 | 1343篇 |
免费 | 192篇 |
国内免费 | 48篇 |
专业分类
航空 | 931篇 |
航天技术 | 119篇 |
综合类 | 121篇 |
航天 | 412篇 |
出版年
2024年 | 8篇 |
2023年 | 24篇 |
2022年 | 26篇 |
2021年 | 34篇 |
2020年 | 28篇 |
2019年 | 32篇 |
2018年 | 12篇 |
2017年 | 40篇 |
2016年 | 30篇 |
2015年 | 30篇 |
2014年 | 38篇 |
2013年 | 34篇 |
2012年 | 73篇 |
2011年 | 79篇 |
2010年 | 68篇 |
2009年 | 82篇 |
2008年 | 100篇 |
2007年 | 116篇 |
2006年 | 113篇 |
2005年 | 79篇 |
2004年 | 94篇 |
2003年 | 67篇 |
2002年 | 73篇 |
2001年 | 88篇 |
2000年 | 48篇 |
1999年 | 20篇 |
1998年 | 24篇 |
1997年 | 9篇 |
1996年 | 26篇 |
1995年 | 27篇 |
1994年 | 13篇 |
1993年 | 8篇 |
1992年 | 3篇 |
1991年 | 10篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 16篇 |
1988年 | 2篇 |
1986年 | 1篇 |
1982年 | 1篇 |
排序方式: 共有1583条查询结果,搜索用时 406 毫秒
101.
在"锥形体纤维单向缠绕技术"的基础上进行了碳纤维单向缠绕制备C/C扩张段成型工艺的探索,制备出了Φ180 mm C/C扩张段试验件,并对其进行了性能测试及整体探伤.测试结果为:超声探伤分贝差为15 dB的缺陷面积小于5%;沿母线方向层间剪切强度大于10 MPa,大端环向层间剪切强度偏小;内压爆破压强为0.6 MPa,破裂模式较好.试验结果表明,采用碳纤维单向缠绕技术制备C/C扩张段工艺可行. 相似文献
102.
103.
104.
105.
106.
107.
利用先驱体转化法制备C/C-SiC复合材料,对试样进行微观结构分析和性能测试,研究渗硅温度、保温时间、真空度和裂解周期对C/C-SiC复合材料致密度的影响。结果表明:随着渗硅温度的升高,材料的致密度呈先加速升高后快速下降趋势;随着保温时间的延长,材料的致密度先快速升高,保持一段时间稳定后再缓慢降低;随着烧结真空度的提高,材料的致密度加速升高;随着裂解周期的增加,材料的致密度不断增大,但增速逐步降低。经过11周期的“浸渍-固化-裂解”过程后,所制备的C/C-SiC复合材料获得最大密度2.09 g/cm3、最小孔隙率7.6%,其综合力学性能最为优异:弯曲强度468 MPa、拉伸强度242 MPa、断裂韧度19.6 MPa?m1/2、维氏硬度17.2 GPa。 相似文献
108.
测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。 相似文献
109.
为了研究C/SiC复合材料紧固件的拉-拉疲劳行为,在疲劳应力比为0. 1、加载频率为10 Hz的条件下对不同应力水平的疲劳寿命进行统计。采用断口分析和金相分析方法对C/SiC复合材料螺钉疲劳破坏的细观机制进行了研究。结果表明:C/SiC复合材料螺钉拉-拉疲劳包含拉断疲劳及拉脱疲劳两种失效形式;基于双参数幂指数形式的寿命模型,两种失效形式的疲劳寿命经验公式相似;C/SiC复合材料螺钉的疲劳极限约为拉伸强度的65%~70%,若最大疲劳应力大于0. 7σmax,其材料损伤随循环次数增多而明显增大。 相似文献
110.