全文获取类型
收费全文 | 1096篇 |
免费 | 172篇 |
国内免费 | 248篇 |
专业分类
航空 | 1159篇 |
航天技术 | 75篇 |
综合类 | 136篇 |
航天 | 146篇 |
出版年
2024年 | 9篇 |
2023年 | 31篇 |
2022年 | 44篇 |
2021年 | 46篇 |
2020年 | 47篇 |
2019年 | 54篇 |
2018年 | 21篇 |
2017年 | 39篇 |
2016年 | 40篇 |
2015年 | 36篇 |
2014年 | 47篇 |
2013年 | 38篇 |
2012年 | 49篇 |
2011年 | 53篇 |
2010年 | 42篇 |
2009年 | 52篇 |
2008年 | 46篇 |
2007年 | 63篇 |
2006年 | 48篇 |
2005年 | 39篇 |
2004年 | 37篇 |
2003年 | 40篇 |
2002年 | 47篇 |
2001年 | 31篇 |
2000年 | 33篇 |
1999年 | 35篇 |
1998年 | 41篇 |
1997年 | 46篇 |
1996年 | 53篇 |
1995年 | 50篇 |
1994年 | 46篇 |
1993年 | 52篇 |
1992年 | 45篇 |
1991年 | 35篇 |
1990年 | 30篇 |
1989年 | 31篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 12篇 |
排序方式: 共有1516条查询结果,搜索用时 593 毫秒
771.
772.
前减速板梁是减速板传递载荷的重要部位,一旦受损,轻则使飞机的寿命下降,重则影响飞行安全。本文对某型飞机前减速板左支撑梁出现的裂纹进行分析,经过精确核算、强度校核后,采取了对裂纹进行修铣的方式进行处理,可以满足使用要求。 相似文献
773.
4种典型航空钛合金材料高温裂纹扩展性能对比试验 总被引:2,自引:1,他引:1
试验测定了4种典型航空钛合金材料(即TC18、TC21、TC4 DT、Ti 6Al 4V/ELI)在两种温度(25℃和250℃)下裂纹扩展性能,在试验数据的基础上,进行裂纹扩展性能对比分析,并对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析,研究了高温和载荷联合作用对裂纹扩展的影响机理,结果表明:不同温度下,不同钛合金材料裂纹扩展速率之间存在很大的差异性;与室温断口相比,高温断口表面呈现浅黄色,并伴有大量二次裂纹;钛合金的裂纹扩展性能是受温度和载荷的联合作用影响,裂纹闭合和氧化作用共同决定了其扩展历程。 相似文献
774.
通过了解使用情况、复查设计制造过程、断口金相分析技术、对比试验对飞机制动缸渗漏问题研究.结果表明,渗漏是由于制动缸活塞孔底破裂,刹车时液压油被挤出附着在制动缸表面.断口提示裂纹为多源疲劳断裂,疲劳源为内壁R2转角表面铬酸阳极化孔洞聚集处.制动缸端面内圆处承受较大弯矩是制动缸疲劳开裂的促成因素.采取改进机加和表面处理工艺... 相似文献
775.
赵鑫 《民用飞机设计与研究》2021,(2):94-99
民用飞机气密腹板主要承受机舱内部的气密载荷,气密腹板在面外气密载荷循环作用下可能发生疲劳破坏,产生裂纹,为研究气密腹板的疲劳性能,提出了一种裂纹预测分析方法,并通过疲劳试验验证方法的可行性。根据飞机气密腹板结构的传力特征和试验测量结果,确定了气密腹板疲劳典型部位和循环受载严重工况。选取疲劳典型部位腹板格子(包含连接紧固件),以六面体单元为最小单元建立精细有限元模型,进行仿真分析,分析得到裂纹发生位置以及裂纹发生机理和实际检测结果一致。基于细节疲劳额定值(detailed fatigue rating,简称DFR)法和疲劳检查表,进行气密腹板疲劳寿命分析,采用NASGRO软件进行气密腹板裂纹扩展寿命分析,裂纹萌生并扩展到临界裂纹长度的疲劳试验循环次数接近裂纹发现时次数,且理论分析偏保守。 相似文献
776.
777.
778.
大塑性变形时裂纹稳定扩展的有限元模拟计算 总被引:2,自引:0,他引:2
采用8结点等参元并在裂纹尖端采用三角形奇异元对三点弯曲试样在单调加载过程中的裂纹扩展进行了有限元模拟计算。并与实验结果进行了对比。 相似文献
779.
780.