全文获取类型
收费全文 | 2687篇 |
免费 | 445篇 |
国内免费 | 538篇 |
专业分类
航空 | 2733篇 |
航天技术 | 260篇 |
综合类 | 316篇 |
航天 | 361篇 |
出版年
2024年 | 17篇 |
2023年 | 74篇 |
2022年 | 101篇 |
2021年 | 148篇 |
2020年 | 125篇 |
2019年 | 123篇 |
2018年 | 83篇 |
2017年 | 123篇 |
2016年 | 107篇 |
2015年 | 100篇 |
2014年 | 136篇 |
2013年 | 103篇 |
2012年 | 136篇 |
2011年 | 147篇 |
2010年 | 137篇 |
2009年 | 150篇 |
2008年 | 158篇 |
2007年 | 168篇 |
2006年 | 117篇 |
2005年 | 119篇 |
2004年 | 99篇 |
2003年 | 111篇 |
2002年 | 104篇 |
2001年 | 81篇 |
2000年 | 88篇 |
1999年 | 69篇 |
1998年 | 77篇 |
1997年 | 74篇 |
1996年 | 85篇 |
1995年 | 70篇 |
1994年 | 93篇 |
1993年 | 75篇 |
1992年 | 83篇 |
1991年 | 70篇 |
1990年 | 49篇 |
1989年 | 51篇 |
1988年 | 10篇 |
1987年 | 9篇 |
排序方式: 共有3670条查询结果,搜索用时 15 毫秒
71.
小载荷删除方法是加速疲劳试验技术中的一种,现有的删除方法往往忽略了结构疲劳性能的随机性。本文将疲劳寿命看作连续的随机变量,采用概率距离定量描述小载荷删除前后疲劳寿命分布的差异程度,以删除谱与原始谱的疲劳寿命同分布为标准作为小载荷删除的方法。该方法考虑了结构疲劳性能的分散性,可根据结构的p-S-N曲线和载荷谱的应力分布函数计算相应的小载荷删除水平。对LC4CS铝合金缺口件在5种载荷谱下进行疲劳试验,结果表明,计算得到的删除谱与原始谱的疲劳寿命同分布,载荷循环数为原始谱的8.4%,节省了试验时间。 相似文献
72.
73.
《燃气涡轮试验与研究》2016,(2)
针对大涵道比涡扇发动机采用的圆弧形燕尾榫连结构,设计了缩尺的双榫头疲劳试验件及其试验夹具。开展了不同载荷水平下的低循环疲劳试验,并对比了表面强化对试验件疲劳特性的影响,给出了可初步用于设计的疲劳寿命S-N曲线。研究表明:圆弧形燕尾榫头试件的疲劳失效形式为微动磨损导致的疲劳断裂;相同疲劳载荷水平下,表面强化试验件的疲劳寿命比未强化试验件的高40%~65%;不同载荷水平下的试验结果基本符合Miner累积损伤准则。 相似文献
74.
孔挤压强化对2124铝合金疲劳寿命及微观组织的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用疲劳试验、透射电镜、扫描电镜及X射线衍射仪等方法研究了2124-T851铝合金厚板不同参数孔挤压强化后疲劳寿命与显微组织的变化。结果表明:孔挤压强化后试样的疲劳寿命先随挤压量的增大而升高,随后又迅速降低,挤压量为0.4 mm时疲劳寿命达到峰值,较未强化增加12.66倍;组织观察结果表明孔挤压强化后,在孔壁强化层内形成了位错胞状结构和残余压应力,并且随挤压量增大先迅速增加然后趋于平缓,强化层的形成可以有效延缓疲劳裂纹的扩展速率;同时,适当的孔挤压强化可改善表面粗糙度,降低裂纹萌生几率,从而提高材料的疲劳寿命。 相似文献
75.
《燃气涡轮试验与研究》2016,(2):43-46
对航空发动机新旧风扇工作叶片进行疲劳强度对比分析,通过扫频法测定其一阶共振频率,并在一阶共振频率下对叶片进行激振,测试其对应3×107次循环时的高周疲劳极限。采用单样本t检验的方法对试验结果进行统计分析,获得风扇工作叶片新叶片对应95%置信度的疲劳极限为432.38 MPa,旧叶片对应95%置信度的疲劳极限为353.18 MPa,旧叶片的疲劳极限相对于新叶片明显降低。 相似文献
76.
介绍了水平安定面内梁下蒙皮裂纹的成因以及发现裂纹后的修理方法,结合定检维修经验对裂纹损伤修理方案和经常出现的问题进行了分析总结,并给出了修理工期控制的建议。 相似文献
77.
78.
79.
80.