全文获取类型
收费全文 | 1436篇 |
免费 | 318篇 |
国内免费 | 331篇 |
专业分类
航空 | 1472篇 |
航天技术 | 153篇 |
综合类 | 187篇 |
航天 | 273篇 |
出版年
2024年 | 17篇 |
2023年 | 97篇 |
2022年 | 78篇 |
2021年 | 92篇 |
2020年 | 78篇 |
2019年 | 97篇 |
2018年 | 45篇 |
2017年 | 78篇 |
2016年 | 87篇 |
2015年 | 68篇 |
2014年 | 90篇 |
2013年 | 73篇 |
2012年 | 91篇 |
2011年 | 88篇 |
2010年 | 85篇 |
2009年 | 95篇 |
2008年 | 94篇 |
2007年 | 82篇 |
2006年 | 53篇 |
2005年 | 50篇 |
2004年 | 58篇 |
2003年 | 58篇 |
2002年 | 57篇 |
2001年 | 48篇 |
2000年 | 46篇 |
1999年 | 40篇 |
1998年 | 38篇 |
1997年 | 22篇 |
1996年 | 25篇 |
1995年 | 24篇 |
1994年 | 21篇 |
1993年 | 31篇 |
1992年 | 24篇 |
1991年 | 16篇 |
1990年 | 15篇 |
1989年 | 17篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 2篇 |
1985年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有2085条查询结果,搜索用时 15 毫秒
101.
102.
变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。 相似文献
103.
104.
根据飞机热除冰的物理过程,考虑外部空气动力和蒙皮表面加热的作用,建立了NACA 0012翼型前缘冰层应力计算模型。采用有限元方法和平面三角形单元对控制方程组进行了求解,获得了外部空气动力和蒙皮表面加热对冰层黏附界面应力的影响规律。研究表明:蒙皮表面不加热时,来流速度影响了黏附界面应力的强度,来流攻角影响了黏附界面应力的分布,冰-蒙皮间黏附界面切应力最大值随来流速度呈近似线性增大趋势,但外部空气动力很难造成冰层破坏。蒙皮表面加热时,冰-蒙皮间黏附界面的耦合应力和冰层内部的主应力随着热流密度的增大而增大,很容易超过剪切强度,这是造成冰破坏的关键因素。耦合冰-蒙皮剪切强度随界面温度的变化关系,初步建立了基于应力分析和热/力耦合作用的冰破坏判断准则。外部空气动力产生的界面应力和蒙皮表面加热产生的界面热应力之和,必须大于与蒙皮表面温度相关的剪切强度,则冰层发生破坏,破坏位置是耦合应力超过剪切强度的区域。 相似文献
106.
107.
应力强度因子(Stress intensity factor,SIF)分析是含多部位损伤(Multiple site damage,MSD)结构剩余强度和裂纹扩展寿命预测的基础和关键。考虑接触与摩擦,建立了含MSD搭接结构的三维有限元模型,研究了不同裂纹长度、铆钉类型以及损伤模式下裂纹尖端SIF分布情况和变化规律。结果表明,搭接件孔边裂纹Ⅰ型SIF起主导作用,Ⅱ型和Ⅲ型SIF可忽略不计。由于次弯曲、铆钉变形和板厚度等因素,SIF在外表面最小,接触面一侧较大,最大值多位于蒙皮内部。MSD会使裂纹间的干涉作用增强,SIF增大,且裂纹间距离越近干涉作用越强。裂纹长度相同时,埋头铆钉的孔边裂纹SIF积分均值大于平头铆钉,且接触面的SIF埋头铆钉大于平头铆钉,外表面则相反。 相似文献
108.
109.
110.
基于分频段加权的加速振动试验方法 总被引:1,自引:0,他引:1
振动环境工程研究现行采用的加速试验方法中,都只考虑了加速因子与频率无关这种情形,这不仅提高了试验设备的推力要求,也增加了位移指标要求。文章提出了一种分频段加权的加速振动试验方法,即通过对低频段加速因子的权重的优化设计,实现较小的位移指标要求,且疲劳损伤累积等效。给出了基于Dirlik方法和TB方法疲劳损伤等效的加速试验设计方法和工程实现流程。针对该方法开展了应用实例的计算,结果表明:在疲劳损伤等效的前提下,显著降低了振动台的位移,且推力基本维持不变。 相似文献