首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   616篇
  免费   31篇
  国内免费   65篇
航空   45篇
航天技术   17篇
综合类   494篇
航天   156篇
  2023年   27篇
  2022年   7篇
  2021年   1篇
  2020年   33篇
  2019年   30篇
  2018年   22篇
  2017年   13篇
  2016年   6篇
  2015年   13篇
  2014年   24篇
  2013年   26篇
  2012年   28篇
  2011年   37篇
  2010年   36篇
  2009年   23篇
  2008年   34篇
  2007年   21篇
  2006年   16篇
  2005年   15篇
  2004年   10篇
  2003年   17篇
  2002年   12篇
  2001年   17篇
  2000年   8篇
  1999年   6篇
  1998年   9篇
  1997年   11篇
  1996年   8篇
  1995年   11篇
  1994年   10篇
  1993年   13篇
  1992年   17篇
  1991年   15篇
  1990年   19篇
  1989年   30篇
  1988年   19篇
  1987年   23篇
  1986年   24篇
  1985年   18篇
  1984年   1篇
  1983年   1篇
  1982年   1篇
排序方式: 共有712条查询结果,搜索用时 15 毫秒
1.
整体油箱不但可以充分利用飞机空间结构,还可以减轻飞机总重量。而飞机整体油箱的口盖密封性能对飞机安全性和续航能力有很大影响,为了分析整体油箱口盖的密封失效,同时提高油箱口盖的密封性能,设计了一种新型的油箱口盖密封方式,对其进行极限承载能力试验,通过试验验证新型油箱口盖密封方式的密封性能是否提高。同时,利用有限元软件ABAQUS对试验进行了模拟计算,通过对比试验与有限元分析结果,验证了试验结果的有效性和有限元分析的可靠性,并对其密封失效进行了讨论。  相似文献   
2.
随着耐热承载一体化材料在新型高超声速飞行器上的应用,承力结构的工作温度不断提高,各类热模态特性逐渐得到关注。针对非平面形状的细长体飞行器自由边界条件下的热模态特性开展了研究。通过研究模拟气动加热条件的圆筒形加热笼、模拟自由边界的耐高温柔性支撑、非接触激光多普勒测振、耐高温激振杆激励等试验方法,获得了细长体结构自由边界条件下随温度变化的前3阶模态变化情况。结果表明:对此类薄壁长圆筒类结构,温度升高对模态频率影响可以超过6Hz。开展有限元仿真,并与试验取得的热模态结果的变化规律进行对比。结果表明:建立考虑温度对结构弹性模量、热应力影响的壳单元模型,能够较好地预测出前3阶模态频率在全部受热时间范围内的最大下降量,可为高超声速飞行器控制系统设计时的拉偏范围提供参考。  相似文献   
3.
本文试图建立非高斯随机振动综合的分析基础。分析了基于运载火箭外场振动环境的形成机理,用乘积模型关联了非高斯随机波形的表征、分解与重构。典型的振动载荷包括火箭噪声、压力振荡和路面不平引起的随机振动。时间历程的功率谱、峭度和跌宕周期作为形成非高斯随机波形的控制参数。通过以累积损伤为判据的数字仿真,比较了不同重构信号的模拟程度。结果表明基于β分布随机数排序生成非高斯振动的模拟效果与原信号的最接近。  相似文献   
4.
应力腐蚀(SCC)是一种易引起航天飞行器结构无征兆事故的多因素耦合作用失效类型。为厘清SCC机理,文章从基因角度解析SCC的应力因子和微观因素,探索SCC基因测取方法和无SCC事故内涵。分析表明,SCC应力基因位于远低于σ_S的量值区间,其微观基因包括溶解阳极、氢、电负性离子、滑移位错、钝化膜和晶体取向,可采用多尺寸断裂形貌、化学浓度、电位/电流、应力/应变等参数测取SCC基因组态和SCC敏感性。基于SCC基因分析,航天飞行器结构设计寿命内无SCC事故原则应包括合理设计、精准评价和正确失效分析三部分。  相似文献   
5.
惯组作为飞行器姿控系统的传感器,其局部安装结构的传递特性的测量精度直接关系到导航精度。目前,惯组普遍使用减振器进行隔振,而减振器都呈现出较强的非线性特征。为了考察惯组在不同工况下的传递特性,将惯组简化为六自由度Duffing模型,推导了基础激励下系统的运动微分方程,并用龙格-库塔法对方程进行求解,分析了自由衰减振动和强迫振动下不同工况的系统传递特性。结果表明,多自由度激励比单自由度激励工况得到的系统传递特性的频率和幅值都低。考虑到惯组真实的使用环境,应当在多自由度振动环境下进行传递特性试验。  相似文献   
6.
飞行器在大气层内长时间高马赫数飞行会面临极端严酷的热/振动/噪声等力热复合载荷环境,对传统单一环境下的结构动力学、强度分析与试验技术提出了挑战,本文分析了国内外在该领域进展及存在的技术难题,围绕工程及专业技术发展需求,针对飞行器薄壁结构在高温环境下的结构动特性演变规律、热噪声动态响应分析与试验技术、热噪声载荷下结构寿命预示与动强度评估等方面开展研究,对取得的最新研究进展进行了科学总结,提出了未来的发展建议,可为高超声速飞行器、可重复使用运载器等关键结构设计与试验考核提供技术支撑。  相似文献   
7.
采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值(温度比)对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H)方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。  相似文献   
8.
根据高温结构动力学特点,给出了复杂结构误差定位方法和模型修正方法,分别比较了振型差值法、力平衡法、COMAC法等误差定位方法的优缺点,给出了一种比较工程应用的修正参数确定方法。以典型壁板结构为研究对象,开展了热模态试验与修正方法研究,修正后的计算结果与试验结果吻合较好,验证了方法的有效性。  相似文献   
9.
高速飞行器流固界面热力载荷的快速高效转换是结构热气弹分析的重要前提。本文分别基于最小势能原理建立了流固界面热力载荷的转换方法,并编制了相应的转换软件,可实现不同单元类型、不同载荷类别、不同软件之间的双向热力载荷转换。测试算例表明,无论是定量分析还是定性分析,本文方法都能实现流固界面热力载荷的高精度快速转换。  相似文献   
10.
本文建立了两端简支梁在热载荷作用下的运动方程。通过Galerkin离散,得到系统的前二阶常微分方程,并对其进行了热屈曲计算,对屈曲后的平衡点进行了稳定性分析。计算了简支梁在简谐激励下的热振响应,分析了热载荷、外激励频率、外激励幅值等系统参数对系统动力学行为的影响,讨论了非线性因素对振动响应的影响。  相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号