全文获取类型
收费全文 | 1202篇 |
免费 | 205篇 |
国内免费 | 250篇 |
专业分类
航空 | 1266篇 |
航天技术 | 87篇 |
综合类 | 158篇 |
航天 | 146篇 |
出版年
2024年 | 10篇 |
2023年 | 39篇 |
2022年 | 44篇 |
2021年 | 50篇 |
2020年 | 46篇 |
2019年 | 66篇 |
2018年 | 27篇 |
2017年 | 45篇 |
2016年 | 50篇 |
2015年 | 46篇 |
2014年 | 57篇 |
2013年 | 51篇 |
2012年 | 54篇 |
2011年 | 58篇 |
2010年 | 53篇 |
2009年 | 53篇 |
2008年 | 56篇 |
2007年 | 86篇 |
2006年 | 45篇 |
2005年 | 49篇 |
2004年 | 33篇 |
2003年 | 45篇 |
2002年 | 60篇 |
2001年 | 37篇 |
2000年 | 36篇 |
1999年 | 42篇 |
1998年 | 38篇 |
1997年 | 41篇 |
1996年 | 48篇 |
1995年 | 46篇 |
1994年 | 52篇 |
1993年 | 43篇 |
1992年 | 47篇 |
1991年 | 34篇 |
1990年 | 27篇 |
1989年 | 28篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 7篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有1657条查询结果,搜索用时 843 毫秒
101.
102.
K417G涡轮整体叶盘叶片裂纹原因分析与验证 总被引:2,自引:0,他引:2
《燃气涡轮试验与研究》2017,(4):28-33
针对K417G合金铸造涡轮整体叶盘在发动机试车考核中出现的叶片裂纹问题,基于裂纹叶片断口宏观、微观分析及低倍组织检查结果,开展了粗晶铸造和表面细晶铸造试样的力学性能对比测试及叶片共振转速分析。结果表明,整体叶盘叶片裂纹产生的主要原因是高压涡轮导叶数24激起的3阶共振,同时粗晶铸造和叶片根部厚度偏薄也降低了叶片的疲劳抗力。为此,采取改变高压涡轮导叶数、增加叶片根部厚度和改用表面细晶铸造工艺等措施,有效避开了叶片危险共振并提高了叶片的疲劳抗力。经后续试验验证考核,叶片采取上述措施后不再出现裂纹问题。 相似文献
103.
C919飞机全机静力试验技术 总被引:2,自引:2,他引:2
介绍了C919大型客机全机静力试验的目的及任务需求,分析了试验特点和难点。从试验飞机支持、试验加载及控制、试验测量及监控、损伤检测及状态监测等方面制定了总体技术实现方案,验证结果表明试验系统可靠,技术实现方案满足任务要求。试验中采用了多项创新技术:试验综合加载平台设计技术优化了多系统集成,加快了试验准备速度,降低了试验准备风险;约束点误差转移控制技术将约束部位误差转移至非重点考核部位,提高了关键考核区域试验精度;机身双层地板双向加载技术优化了机身加载及扣重设计,改善了局部载荷的加载精度。技术成果为后续型号试验提供了较高参考价值。 相似文献
104.
105.
开口风洞中的相位传声器阵列测量,必须进行剪切层修正才能得到真实的噪声源位置信息。在0.55m×0.40m声学风洞中开展了剪切层修正的实验研究,得到了不同风速条件下的剪切层速度剖面、声波传播延迟时间和声源定位的结果。根据实验结果,对剪切层速度剖面的Gortler理论解进行了验证,并对比分析了4种剪切层修正方法。研究结果表明:选择自相似参数σ=9,ξ0=0.2时剪切层速度剖面测量值与理论值符合较好;剪切层厚度与轴向距离的关系为y=0.15x;马赫数Ma≤0.3、测量角θm在40°~140°范围内,不同剪切层修正方法对声波延迟时间计算结果的相对误差在1%以内。提出了射线追踪快速计算方法,该方法较常规射线追踪法的计算速度可提高2个数量级,从而使其适用于声阵列在线测量。 相似文献
106.
以含裂纹(边缘裂纹,内部裂纹,半无限裂纹)的半无限大板板面内受集中力为例,阐述了用交替迭代法求应力强度因子的过程,并将3种情况的应力强度因子的计算结果绘成曲线,以供参考。 相似文献
107.
Accurate determination of crack opening stress is of central importance to fatigue crack growth analysis and life prediction based on the crack-closure model. This paper studies the crack opening behavior for center- and edge-crack tension specimens. It is found that the crack opening stress is affected by the crack tip element. By taking the crack tip element into account, a modified crack opening stress equation is given for the center-crack tension specimen. Crack surface displace- ment equations for an edge crack in a semi-infinite plate under remote uniform tension and partially distributed pressure are derived by using the weight function method. Based on these displacements, a crack opening stress equation for an edge crack in a semi-infinite plate under uniform tension has been developed. The study shows that the crack opening stress is geometry-dependent, and the weight function method provides an effective and reliable tool to deal with such geometry depen- dence. 相似文献
108.
109.
110.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(6)
针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式,建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE(微动综合损伤参量),建立了微动疲劳特性的分析流程,对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型,对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测,通过比较不同损伤参量的预测结果,验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。 相似文献