全文获取类型
收费全文 | 770篇 |
免费 | 656篇 |
国内免费 | 36篇 |
专业分类
航空 | 1445篇 |
航天技术 | 5篇 |
综合类 | 10篇 |
航天 | 2篇 |
出版年
2024年 | 38篇 |
2023年 | 54篇 |
2022年 | 60篇 |
2021年 | 83篇 |
2020年 | 74篇 |
2019年 | 65篇 |
2018年 | 36篇 |
2017年 | 60篇 |
2016年 | 59篇 |
2015年 | 70篇 |
2014年 | 77篇 |
2013年 | 80篇 |
2012年 | 44篇 |
2011年 | 60篇 |
2010年 | 52篇 |
2009年 | 50篇 |
2008年 | 37篇 |
2007年 | 48篇 |
2006年 | 28篇 |
2005年 | 20篇 |
2004年 | 38篇 |
2003年 | 37篇 |
2002年 | 48篇 |
2001年 | 37篇 |
2000年 | 28篇 |
1999年 | 34篇 |
1998年 | 42篇 |
1997年 | 31篇 |
1996年 | 31篇 |
1995年 | 30篇 |
1993年 | 3篇 |
1992年 | 5篇 |
1991年 | 3篇 |
排序方式: 共有1462条查询结果,搜索用时 31 毫秒
511.
为研究风扇叶片飞失情况下结构保险装置设计,总结了国内外相关研究的手段和方法。为了能够从正向设计的角度认识结构保险的设计过程,回顾了结构保险的设计理论,分析了风扇叶片飞失典型适航条款要求和物理过程及该在过程中大涵道比发动机的受力情况。讨论了6种可能布置结构保险装置的位置,并从中总结出2种比较合适的布置方案,包括主要结构保险和次要结构保险的形式。研究结果表明:结构保险必须基于发动机结构和载荷的特点;单一的结构保险往往不能起到良好的效果,需要多个保险配合作用才能发挥效用;结构保险布置方案的选择不仅会影响其是否有效,还会产生其他连带的危险故障模式,必须在保险结构方案设计中仔细研究。 相似文献
512.
使用CFD仿真分析的方法,研究了带有导流管式减涡器的盘腔内空气流动和损失特性,重点阐明了导流管的减阻机理,特别是不同结构下管口处的流动与局部损失特性,并提出了一个数学模型来预测导流管盘腔内的压力。研究表明:管口处的流动及损失特性与管口之前的流动状态密切相关,且管口处发生的静压损失不容忽视,约占具整个盘腔损失的11%;合适的导流管长度可以有效的改善管口处的损失,在当前研究工况下具有最佳导流管长度的结构可以降低约25%的管入口处局部压降,约10%的整体静压降;建立了可以精确计算盘腔内压力分布的数学模型,模型计算结果与CFD结果相比平均误差约为53%。 相似文献
513.
为了使高级波束成形中的函数波束成形、压缩感知波束成形、正交波束成形在旋转声源定位中获得广泛应用,对3种高级波束成形在旋转声源定位中的应用进行了研究,从声源空间分辨率,动态范围以及声源功率积分上与传统旋转波束成形和DAMAS(deconvolution approach for the mapping of acoustic sources)反卷积作对比。仿真与实验结果表明:3种高级波束成形均可以应用到旋转声源定位中,并且均能显著提升旋转声源空间分辨率和动态范围以及拥有较高的计算效率。函数波束成形在低频段的空间分辨率低于DAMAS并且容易产生较高的声源功率积分误差。压缩感知波束成形整体性能与DAMAS相近,并且在低频段的空间分辨率比DAMAS有优势。正交波束成形在低频段容易产生声源定位位置误差,抗干扰能力较弱,并且声源功率积分整体低于DAMAS。 相似文献
514.
515.
考虑材料性能分散性的航空发动机结构安全系数确定方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对材料性能分散性与航空发动机关重件可靠性之间关系的定量表征问题,结合正态分布和威布尔分布参数特点,研究了不同变异系数和形状参数条件下累积失效概率与安全系数确定方法,获取了材料性能分散性对结构可靠性的影响,给出了不同分散性条件下的安全系数。数值计算结果表明:结构设计选材应充分考虑材料性能分散性的影响;对于分散性较大的材料,单纯增大安全系数并不能保证结构具有足够的可靠性裕度,应采取措施有效降低材料性能分散性,才能从根本上控制结构失效概率水平。 相似文献
516.
为了研究大涵道比涡扇发动机风扇叶片飞失仿真中网格尺度与时间步长对于瞬态显式动力学分析结果的影响,采用有
限元法中单元计算理论分析的方法分析了网格尺度和时间步长在计算稳定性方面的理论联系。采用多因素试验设计方法组织了
针对叶片应力分布、转子轴心轨迹和支点外传振动应力3个风扇叶片飞失的典型输出参数的网格尺度和时间步长的影响研究方
案,开展了典型物理过程、模型简化和数值计算无关性研究。针对时间步长为7×10-7、5×10-7、3×10-7和2×10-7s,网格尺度为40 、30、
20和15 mm的计算结果进行分析,结果表明:对于给定物理过程和目标时长,存在着网格尺度和时间步长的门槛值,如:2×10-7 s 时间
步长和30 mm网格尺度,超过该值进一步细化网格和减小时间步长对于精度提升不明显;显式动力学的计算原理决定了目标时间
越长偏差累计越大,所需的网格精度就越高;碰摩过程对于风扇叶片飞失仿真的应力和外传振动偏差影响较大。 相似文献
517.
航空涡扇发动机是军民用飞机的主要动力装置,航空发动机结构强度试验目的是验证发动机整机及零部件结构的强
度、变形、振动、疲劳、蠕变、损伤容限、寿命及结构可靠性等是否满足设计规范、标准和实际使用需求。目前,中国开展的相关结构
强度试验种类主要有零部件振动、转子件、结构静力与疲劳、热强度等试验。从航空涡扇发动机对强度试验的需求分析出发,对其
强度试验技术进行概述,归纳了研制规范和技术发展方面对强度试验的需求,简述了强度试验技术国内外专业发展现状,分析认
为中国与国外先进水平在试验硬件设备、适航性专用试验技术和能力、先进试验技术的自研能力方面存在差距与不足,提出夯实
现有强度试验相关的技术基础、紧跟先进的强度试验技术发展、提升围绕发动机极端工况需求的研制能力的强度试验技术的发展
思路和方向。 相似文献
518.
519.
徐智珍 《航空标准化与质量》2010,(2)
结合产品研制过程,从国内、外焊接设计标准现状研究、焊接设计标准差异分析、应用分析、结果及解决办法等方面阐述了焊接设计标准在产品研制中的使用。 相似文献
520.