全文获取类型
收费全文 | 1953篇 |
免费 | 330篇 |
国内免费 | 817篇 |
专业分类
航空 | 2132篇 |
航天技术 | 286篇 |
综合类 | 378篇 |
航天 | 304篇 |
出版年
2024年 | 7篇 |
2023年 | 34篇 |
2022年 | 62篇 |
2021年 | 115篇 |
2020年 | 76篇 |
2019年 | 91篇 |
2018年 | 115篇 |
2017年 | 130篇 |
2016年 | 117篇 |
2015年 | 112篇 |
2014年 | 146篇 |
2013年 | 126篇 |
2012年 | 142篇 |
2011年 | 156篇 |
2010年 | 104篇 |
2009年 | 128篇 |
2008年 | 131篇 |
2007年 | 124篇 |
2006年 | 127篇 |
2005年 | 103篇 |
2004年 | 81篇 |
2003年 | 95篇 |
2002年 | 91篇 |
2001年 | 81篇 |
2000年 | 59篇 |
1999年 | 51篇 |
1998年 | 64篇 |
1997年 | 59篇 |
1996年 | 42篇 |
1995年 | 39篇 |
1994年 | 68篇 |
1993年 | 39篇 |
1992年 | 44篇 |
1991年 | 43篇 |
1990年 | 36篇 |
1989年 | 28篇 |
1988年 | 24篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有3100条查询结果,搜索用时 62 毫秒
61.
62.
63.
64.
65.
<正> 军用飞机机炮附近区域,最严重的振动环境主要是射击时传递到飞机主要结构上的冲击压力脉冲所诱导的强烈振动场所引起的。这种环境,随着距炮口距离的增加,其作用明显减弱。距炮口2 m半径范围内敏感的机载设备受炮击振动影响较大,2 m半径以外炮击振动的量值衰减很快。炮击振动试验谱一般是根据炮击实测数据经分析归纳后提供的。对于新研制的飞机来说,在方案论证阶段和初步设计阶段,在无实测数据的情况下,只能根据有关规范进行估算和参考原准机的经验修正,给出初步的炮击振动试验谱。 相似文献
66.
屈服强度与裂纹形成寿命的关系 总被引:3,自引:0,他引:3
一般认为材料的疲劳损伤和裂纹形成是由循环局部塑性应变引起的。因此,提高材料对微量塑性变形的抗力(为屈服强度、比例极限),将有利于提高其疲劳形成门槛值,延长裂纹形成寿命,从而延长疲劳总寿命。然而,材料的微量塑性变形抗力对疲劳性能的影响,仍未予以足够的重视。所以在一些单位的产品设计和生产检验中,似未规定对屈服强度的明确要求。 相似文献
67.
68.
干涉对复合材料叠层板螺栓连接疲劳强度的影响 总被引:5,自引:0,他引:5
本文对复合材料层合板干涉配合连接结构的疲劳特性进行了试验研究。结果表明,适量干涉能有效地提高连接区的疲劳寿命。对被研究的材料和铺层情况,在2%干涉量配合中,疲劳寿命比滑配合情况提高2~3倍。文中分析了产生该结果的原因,强调了试件加工和装配方法,并对疲劳寿命限的定义和最佳干涉量的选取给予了解释。 相似文献
69.
一种分析轮式起落架直升机“舰面共振”的方法 总被引:3,自引:0,他引:3
针对轮式起落架直升机,提供了一种“舰面共振”动力稳定性分析方法。首先,针对直升机在舰面上随舰船一起摇晃时左右起落架受载不对称的状况,近似采用受对称载荷产生对称变形、受非对称载荷产生非对称变形的方法计算了直升机的平衡状态;其次,根据轮式起落架轮胎和缓冲支柱刚度和阻尼共同作用的特点,结合轮式起落架的几何关系,采用复刚度的方法得出起落架作用于机体的刚度与阻尼;最后,用桨叶振动模态法对轮式起落架的直升机进行了不同旋翼升力卸载以及鱼叉系留与否的“舰面共振”动力稳定性计算分析,并通过算例得到验证。 相似文献
70.
应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用,然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费,而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节,根据相应材料特性数据,采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单,精度较好,便于工程应用。 相似文献