全文获取类型
收费全文 | 778篇 |
免费 | 172篇 |
国内免费 | 156篇 |
专业分类
航空 | 620篇 |
航天技术 | 133篇 |
综合类 | 158篇 |
航天 | 195篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 9篇 |
2022年 | 22篇 |
2021年 | 29篇 |
2020年 | 26篇 |
2019年 | 24篇 |
2018年 | 27篇 |
2017年 | 39篇 |
2016年 | 52篇 |
2015年 | 29篇 |
2014年 | 47篇 |
2013年 | 38篇 |
2012年 | 55篇 |
2011年 | 52篇 |
2010年 | 59篇 |
2009年 | 49篇 |
2008年 | 40篇 |
2007年 | 57篇 |
2006年 | 47篇 |
2005年 | 33篇 |
2004年 | 39篇 |
2003年 | 34篇 |
2002年 | 40篇 |
2001年 | 26篇 |
2000年 | 29篇 |
1999年 | 30篇 |
1998年 | 30篇 |
1997年 | 25篇 |
1996年 | 19篇 |
1995年 | 11篇 |
1994年 | 17篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 12篇 |
1991年 | 6篇 |
1990年 | 8篇 |
1989年 | 10篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有1106条查询结果,搜索用时 25 毫秒
51.
In situ formed TiB2 particle reinforced aluminum matrix composites (TiB2/Al MMCs) have some extraordinary properties which make them be a promising material for high performance aero-engine blade. Due to the influence of TiB2 particles, the machinability is still a problem which restricts the application of TiB2/Al MMCs. In order to meet the industrial requirements, the influence of TiB2 particles on the machinability of TiB2/Al MMCs was investigated experimentally. Moreover, the optimal machining conditions for this kind of MMCs were investigated in this study. The major conclusions are: (1) the machining force of TiB2/Al MMCs is bigger than that of non-reinforced alloy and mainly controlled by feed rate; (2) the residual stress of TiB2/Al MMCs is compressive while that of non-reinforced alloy is nearly neutral; (3) the surface roughness of TiB2/Al MMCs is smaller than that of non-reinforced alloy under the same cutting speed, but reverse result was observed when the feed rate increased; (4) a multi-objective optimization model for surface roughness and material removal rate (MRR) was established, and a set of optimal parameter combinations of the machining was obtained. The results show a great difference from SiC particle reinforced MMCs and provide a useful guide for a better control of machining process of this material. 相似文献
52.
针对非线性大系统内部过程参数的检测估计,采用连续模糊大系统模型,利用lyapunov定理和分布式处理方法,给出了模糊大系统的H2/H∞混合滤波器设计方法。该方法在保证滤波误差系统全局稳定的同时,具备了H2/H∞性能。通过求解线性矩阵不等式,可以得到滤波器参数。最后,用一个数值例子验证了该方法的正确性和有效性。 相似文献
53.
从细观力学角度分析并建立了纤维增韧陶瓷基复合材料从制备温度冷却到室温过程中产生的残余热应力与复合材料的比例极限应力的关系模型。该模型表明,减少复合材料的残余热应力或提高复合材料的纤维与基体的模量比,均可提高复合材料的比例极限应力。通过单调拉伸实验测试了先驱体浸渍裂解法(PIP)制备的2D SiC/SiC复合材料的比例极限应力,并采用文中建立的比例极限应力与残余热应力关系模型,计算出复合材料SiC基体的残余热应力为-19.5 MPa。分析表明,该结果是合理的。此外,引用了公开文献报道的5种复合材料体系数据,用于验证文中所建立的比例极限应力与残余热应力关系模型的适应性和可靠性,计算结果与实验结果最大误差为18.6%,表明该模型具有较好的适应性和可靠性,可为纤维增韧陶瓷基复合材料的研究提供新思路。 相似文献
54.
目的将三标度的层次分析法运用到评价学生宿舍设计方案中;方法通过构建比较矩阵,并运用极差法构造一致性判断矩阵,从而得到组合权重;结果通过组合权重进行再次讨论、对比得出最佳宿舍设计方案;结论此方法比其他方法显得更加简洁、明了,计算量明显减少。 相似文献
55.
56.
57.
先进复合材料国防科技重点实验室的航空树脂基复合材料研发进展 总被引:1,自引:0,他引:1
归纳先进复合材料国防科技重点实验室在航空先进树脂基复合材料方面的应用和研究进展.研制出超薄热塑性无纺织物层间增韧技术以实现提高复合材料的CAI性能.设计出的多夹层结构具有多层吸收拓展频带的作用,使多夹层隐身复合材料的吸收频宽达1 ~ 18GHz.高韧性树脂基复合材料和耐高温复合材料技术得到发展,并形成预浸料-热压灌成型、液态成型和自动化制造技术体系.发展复合材料固化、树脂流动、固化变形等模拟优化技术,并建立复合材料数据库技术.建立先进复合材料国防科技重点实验室可在支撑航空装备研制,在航空复合材料创新引领、体系主导、基础支撑和保障应用方面发挥作用. 相似文献
58.
针对高超声速飞行器非线性、多约束、快时变等特点,提出了一种基于线性矩阵不等式的滑模预测控制方法.首先设计系统的滑模面,然后对滑模面进行预测并将其作为优化性能指标,通过Schur补引理将控制律的设计转化为一个优化问题.该方法避免了常规滑模控制的高频切换,有效地克服了抖振现象.此外,相对于传统的滑模预测控制方法,该方法不需要额外计算终端约束条件和终端代价函数,只需要通过选取合适的李雅普诺夫函数即可保证系统的稳定性,且其加权矩阵和控制律是同时进行优化设计的,简化了设计过程.仿真试验表明,相比于单纯的预测控制和滑模控制,所提出的方法具有更好的跟踪性能. 相似文献
59.
LI Long-biao 《航空动力学报》2016,31(3):527-538
An analytical methodology was developed to investigate the effect of fiber/matrix interface debonding on matrix multicracking evolution of fiber-reinforced CMCs(ceramic-matrix composites). The Budiansky-Hutchinson-Evans shear-lag model was adopted to analyse the micro-stress field of the damaged composites. The critical matrix strain energy criterion, which presupposes the existence of an ultimate or critical matrix strain energy with matrix, was obtained to simulate the matrix multicracking evolution of CMCs. With the increase of the applied stress, the matrix multicracking and fiber/matrix interface debonding occurred to dissipate the additional energy entered into the composites. The fiber/matrix interface debonded length under matrix multicracking evolution was obtained by treating the interface debonding as a particular crack propagation problem. The conditions for no-debonding and debonding during the evolution of matrix multicracking were discussed in terms of two interfacial properties, i.e., the interface shear stress and interface debonded toughness. When the fiber/matrix interface was bonded, the matrix multicracking evolution was much more intense compared with the interface debonding; when the fiber/matrix interface was debonded, the matrix crack density increased with the increasing of interface shear stress and interface debonded energy. The theoretical results were compared with experimental data of unidirectional SiC/CAS(calcium alumina silicate), SiC/CAS-Ⅱ and SiC/borosilicate composites. 相似文献
60.
基于自然激励技术的颤振边界预测 总被引:1,自引:1,他引:0
为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6%,阻尼比识别误差小于30%,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性. 相似文献