全文获取类型
收费全文 | 1295篇 |
免费 | 225篇 |
国内免费 | 141篇 |
专业分类
航空 | 1201篇 |
航天技术 | 122篇 |
综合类 | 110篇 |
航天 | 228篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 71篇 |
2022年 | 71篇 |
2021年 | 66篇 |
2020年 | 46篇 |
2019年 | 48篇 |
2018年 | 32篇 |
2017年 | 45篇 |
2016年 | 75篇 |
2015年 | 30篇 |
2014年 | 54篇 |
2013年 | 52篇 |
2012年 | 69篇 |
2011年 | 73篇 |
2010年 | 70篇 |
2009年 | 68篇 |
2008年 | 66篇 |
2007年 | 68篇 |
2006年 | 49篇 |
2005年 | 54篇 |
2004年 | 53篇 |
2003年 | 47篇 |
2002年 | 46篇 |
2001年 | 41篇 |
2000年 | 30篇 |
1999年 | 25篇 |
1998年 | 46篇 |
1997年 | 37篇 |
1996年 | 41篇 |
1995年 | 30篇 |
1994年 | 33篇 |
1993年 | 33篇 |
1992年 | 25篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 13篇 |
1989年 | 16篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 9篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 1篇 |
排序方式: 共有1661条查询结果,搜索用时 46 毫秒
1.
实验研究了钛合金和高反射型陶瓷涂层材料抗连续型激光烧蚀的损伤及温度分布特性,并从热效应影响角度对比分析了二者在抗激光损伤效果方面的差异性。研究结果表明:相比于钛合金,高反射型陶瓷涂层材料能有效增强钛合金基底抗激光损伤的能力;在同等激光功率密度辐照下,陶瓷涂层材料能有效提升钛合金基底耐受激光辐照的时间长度。实验结果表明该陶瓷涂层材料的激光损伤阈值比钛合金高约5.8倍。实验发现陶瓷涂层温升速率高于钛合金,但由于陶瓷材料具有较高的反射特性,以及良好的热吸收和热传导特性,因此能使由激光辐照产生的热量在其表面较快地扩散,而降低向基底方向传导的程度,最终提升陶瓷涂层的抗激光损伤阈值。 相似文献
2.
3.
介绍美国和台湾用对流炉和沸腾床制备多孔高氯酸铵(PAP)及包覆法。同时介绍了用PAP部分取代HTPB体系推进剂中的AP和全部取代双基推进剂中的超细AP的燃烧性能研究。结果表明,用包覆的PAP取代超细AP是提高燃速的较好途径。 相似文献
4.
未来防空防天导弹体系结构与技术(上) 总被引:1,自引:0,他引:1
随着科学技术尤其是信息技术的发展,现代战争正在发生革命性变化,未来战争将进入信息化战争时代。信息化战争的特征主要体现在三个方面,即强化指挥控制功能、电子战能力及发展远程精确打击能力。它强调通过信息技术的利用提高武器系统和作战体系的整体作战能力。在这场现代军事技术革命中,各国都在竞相探讨信息技术对未来作战的影响。以美国为首的西方军事强国已形成了一系列新的作战概念和理论,并开始在“沙漠之狐”和科索沃行动中验证这些新概念和理论。在此基础上,为了实现这场军事技术革命,各国又进一步完成了适应未来战争的武器… 相似文献
5.
某型号导弹的防热结构设计是通过在舱段壳体表面喷涂烧蚀防热涂层来实现的,防热涂层厚度的测量值只能是单个单个点的厚度测量值。舱段壳体表面有无穷多个点,仅用几个测量点的厚度值来判断、描述速过壳体表面涂层的厚度情况是远远不够的。本文对该型号导弹舱段壳体表面防热涂层喷涂「完毕后,涂层厚度值在什么范围之内,其置信度如何,是否超差等情况,用一种概率统计的方法进行了分析、判断。本文可以作为检验涂层厚度、判别涂层厚 相似文献
6.
为了解决结构型吸波材料的分析和设计中所遇到的反射系数计算问题,从电磁场理论出发,导出了电磁波以任意角入射时多层雷达吸波材料(RAM)涂层的反射系数公式,此法简单易行,为结构型吸波材料的计算机辅助分析和设计提供了基础,同时给出了计算曲线的例子,通过实例计算分析了电磁波的入射角,极化状态等对反射特性和隐身效果的影响。 相似文献
7.
热控涂层与低压喷涂技术的应用和讨论 总被引:1,自引:0,他引:1
就热控涂料的基本成份和性能,以及它与底材结合后的热性能,用物理表达方式进行必要的讨论。并将低压喷涂的效果与空气压缩喷涂的效果进行比较,进一步阐述热控涂料的改进与国外在低压喷涂技术上的发展与应用。 相似文献
8.
9.
外防热涂料是导弹及航天器正常飞行和仪器仪表正常工作的必要保证。405-21C涂料是一种新型的高固分外防热涂料。本文着重介绍通过大量实验摸索出来的涂料喷涂工艺。该工艺在某型号研制、定型过程中运用,均满足设计要求。 相似文献
10.
研制了以室温硫化硅橡胶为基料并进行了改性的固体火箭发动机密封用隔热涂层。其性能满足工作压强40-50MPa,燃烧温度3000-3500℃,飞行过载6000g的工作条件下的某发动机要求,已得到成功应用。 相似文献