全文获取类型
收费全文 | 149篇 |
免费 | 41篇 |
国内免费 | 8篇 |
专业分类
航空 | 127篇 |
航天技术 | 10篇 |
综合类 | 8篇 |
航天 | 53篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 8篇 |
2022年 | 5篇 |
2021年 | 7篇 |
2020年 | 12篇 |
2019年 | 7篇 |
2018年 | 12篇 |
2017年 | 4篇 |
2016年 | 14篇 |
2015年 | 8篇 |
2014年 | 11篇 |
2013年 | 6篇 |
2012年 | 5篇 |
2011年 | 2篇 |
2010年 | 7篇 |
2009年 | 5篇 |
2008年 | 6篇 |
2007年 | 17篇 |
2006年 | 9篇 |
2005年 | 3篇 |
2004年 | 1篇 |
2003年 | 3篇 |
2002年 | 3篇 |
2001年 | 5篇 |
1999年 | 1篇 |
1998年 | 5篇 |
1997年 | 2篇 |
1996年 | 2篇 |
1995年 | 6篇 |
1994年 | 7篇 |
1993年 | 2篇 |
1992年 | 1篇 |
1991年 | 4篇 |
1990年 | 5篇 |
1988年 | 2篇 |
排序方式: 共有198条查询结果,搜索用时 15 毫秒
61.
镍基单晶高温合金DD6气膜孔热机械疲劳试验 总被引:4,自引:4,他引:0
涡轮冷却叶片气膜孔边存在大应力梯度,且服役时承受交变的机械载荷和热载荷,热机械疲劳(TMF)是其主要失效模式。通过开展带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试件TMF试验研究了气膜孔对镍基单晶高温合金TMF寿命的影响。结果表明最大循环应力在300~500 MPa应力范围内,循环应力幅值与镍基单晶高温合金TMF寿命呈现良好的对数线性关系,且气膜孔导致镍基单晶高温合金TMF寿命下降可达82.5%。继而完成了横向取向分别为〈010〉、〈110〉方向的气膜孔模拟件试验,结果表明气膜孔取向为〈110〉时寿命最短,仅为〈010〉取向的40.0%。最后开展了不同制孔工艺下的气膜孔模拟件试验,结果表明激光制孔气膜孔模拟试件寿命仅为电液束制孔气膜孔模拟试件的54.0%。气膜孔模拟件断口分析表明:TMF裂纹均萌生于气膜孔边,源区氧化严重;裂纹沿着大致与气膜孔边垂直的方向扩展。 相似文献
62.
63.
通过DD6单晶薄壁管试样机械应变控制热机械疲劳(TMF)试验,获取温度交变、相位角以及载荷控制方式对单晶应力应变响应与疲劳寿命的影响规律。结果表明:温度交变会引起明显的应力不对称性并造成额外损伤,导致TMF寿命明显低于最高循环温度的等温疲劳(IF)寿命,并且反相(OP)循环寿命普遍要低于同等载荷的同相(IP)循环,这种寿命变化趋势与应力控制存在明显差异。采用Walker本构模型进行单晶材料在不同TMF循环下的滑移系黏塑性分析,构建单晶TMF损伤与滑移系细观应力应变参量的关联。在此基础上,选取最大Schmid应力、最大滑移剪应变率、滑移剪应变范围、循环Schmid应力比作为损伤参量,建立基于细观参量的TMF寿命模型,其对不同相位、不同载荷控制方式的TMF寿命预测精度均在2倍分散带内。 相似文献
64.
针对单晶气冷涡轮叶片的服役载荷特征,以镍基单晶高温合金DD6为对象,设计开展了薄壁圆管试样热机械疲劳(TMF)试验。结果表明:DD6变形响应呈现出明显的TMF棘轮效应,且与相位角、机械载荷水平等密切相关;在相同载荷条件下,同相(IP)TMF寿命总是明显短于反相(OP)。引入高温保载时间或增大机械载荷均会引起棘轮应变的明显增加,缩短结构寿命。结合断口和纵向切片分析,识别了不同载荷条件下影响单晶寿命的关键损伤因素,其中IP TMF主导损伤机理为蠕变和疲劳,而OP TMF主导损伤机理为氧化和疲劳。 相似文献
65.
66.
67.
雷华金马芳云王文胜董海平 《南京航空航天大学学报》2017,49(2):264-268
为了更有效地解决飞机弹射救生座椅可靠性评估的问题,考虑飞机弹射救生座椅子系统试验数据与系统试验数据之间既有联系又有区别的特点,采用继承因子描述这两种试验数据之间的相似性,建立了一种基于继承因子的飞机弹射救生座椅Bayes可靠性评估方法。采用该方法对某型飞机弹射救生座椅可靠性进行了评估,在置信度90%的情况下其可靠度下限达到了0.954。结果表明,在相同的系统级试验样本量情况下,评估结果比经典统计方法更合理。 相似文献
68.
为更好地利用地面试验数据预示飞行器在真实飞行状态下的动力学环境,考虑到复杂航天结构非线性动力学特性和响应数据中的不确定性,提出一种基于概率神经网络(probabilistic neural network, PNN)的响应映射预示方法。首先给出分布载荷下响应映射预示方法的理论基础,表明映射关系的建立与载荷源数目无关;然后分析引入PNN来建立映射关系的必要性,并重点介绍PNN方法进行响应预示的算法;最后利用某飞行器仪器舱噪声试验对所提方法进行验证,结果表明PNN方法在不同载荷量级、全频段均具有良好的预示精度。此外,分析了噪声激励下仪器舱结构的非线性动力学特性,结果表明PNN方法较矩阵映射法具有更加优异的预示精度。文章将确定性映射预示方法推广到概率映射预示方法,提高了映射预示方法的可信度和工程实用性。 相似文献
69.
飞行仿真获取气动力/力矩的传统方法主要是将气动力模型硬编码在仿真程序进行求解。由于气动力模型和求解程序耦合,一旦修正或更换气动力模型,需要花费大量代价来重新构建仿真过程,无法满足现代飞行器仿真的需求。根据气动力模型树形结构的特点,提出了气动力模型树的概念并基于XML语言的特点设计了一种模型存储格式(MBX)来存储气动力模型树。MBX存储格式不仅提高了飞行仿真系统更换和修正气动力模型的效率,而且提高了气动力/力矩解算的通用性,使得气动力/力矩的求解能够被标准化。MBX存储格式作为气动力模型交换标准不仅能把不同部门交换气动力模型的时间从几周/人缩短至几天/人,也能加快气动力模型逼近飞机真实气动特性的进程。 相似文献
70.