全文获取类型
收费全文 | 869篇 |
免费 | 122篇 |
国内免费 | 37篇 |
专业分类
航空 | 773篇 |
航天技术 | 42篇 |
综合类 | 67篇 |
航天 | 146篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 30篇 |
2022年 | 32篇 |
2021年 | 35篇 |
2020年 | 31篇 |
2019年 | 35篇 |
2018年 | 23篇 |
2017年 | 31篇 |
2016年 | 29篇 |
2015年 | 30篇 |
2014年 | 36篇 |
2013年 | 36篇 |
2012年 | 60篇 |
2011年 | 54篇 |
2010年 | 26篇 |
2009年 | 39篇 |
2008年 | 29篇 |
2007年 | 45篇 |
2006年 | 34篇 |
2005年 | 29篇 |
2004年 | 35篇 |
2003年 | 21篇 |
2002年 | 30篇 |
2001年 | 15篇 |
2000年 | 22篇 |
1999年 | 35篇 |
1998年 | 29篇 |
1997年 | 22篇 |
1996年 | 20篇 |
1995年 | 24篇 |
1994年 | 25篇 |
1993年 | 29篇 |
1992年 | 16篇 |
1991年 | 9篇 |
1990年 | 13篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 3篇 |
1983年 | 1篇 |
排序方式: 共有1028条查询结果,搜索用时 15 毫秒
931.
杨薇 《海军航空工程学院学报》2007,22(2):261-264
对某发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命进行了理论计算和试验研究。应用Ansys软件建立了该发动机风扇二级叶片振动分析有限元计算模型,并对其一阶弯曲共振时的应力分布进行有限元数值仿真分析,得到了叶尖振幅与叶背应力的关系;基于一阶弯曲共振模态,对叶片进行了疲劳寿命试验,获得了改型前后叶片的疲劳寿命。建立了轮盘应力分析有限元模型,计算得到了轮盘的应力分布,并以此应力分布为基础,计算得到了轮盘的疲劳寿命。研究结果表明:改型前后,叶片的疲劳寿命增大了4.1倍;叶片改型前后,无论是大间隙还是小间隙,改型后盘的疲劳寿命较改型前有所下降,但改型前后盘的疲劳寿命均满足设计要求。 相似文献
932.
933.
934.
935.
本介绍了涡喷6压气机九级盘单盘疲劳试验,其结果再现了整台彭稠疲劳试验转子中九级盘疲劳裂纹的起裂位置,裂纹走向及其扩展规律。本还介绍了光滑圆棒伴随试验结果及其与九级盘疲劳试验结果的对比。两种试验结果的对比分析表明:伴随试验法用于实际型号盘的低循环疲劳裂纹起始寿命的试验评估是有效的。其精度完全可以满足工程需要。 相似文献
936.
进行了高强钛合金Ti17 TIG焊接接头力学性能测试。结果表明,Ti17焊缝为针状组织,硬度低于母材;HAZ组织明显长大,硬度高于母材。接头拉伸时为韧性断裂,接头延伸率比母材高,接头拉伸强度达到母材的75%。 相似文献
937.
以高纯氧化铝(Al2O3)和氧化锆(3Y-ZrO2)粉末为原料,在1450℃下通过真空热压烧结制备3Y-ZrO2/Al2O3细晶复相陶瓷致密块料,随后在1500~1650℃温度范围内进行涡轮盘模拟件的超塑挤压。结果显示,3Y-ZrO2/Al2O3陶瓷在1600℃具有最佳挤压性能,最大单位挤压力小于25MPa,最大压头速率达到0.14mm.min-1,成形件质量良好,无明显缺陷。与变形前相比,尽管材料晶粒明显粗化,但是致密度有很大提高,断口SEM显示主要以穿晶断裂方式为主,所以成形件的弯曲强度、断裂韧度和维氏硬度并没有出现大的变化,甚至盘片部位还有所提高,分别由变形前的573MPa,7.1MPa.m1/2和17.7GPa提高到617MPa,8.1 MPa.m1/2和18.8GPa。 相似文献
938.
焊接方法对2219铝合金性能及组织的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
通过拉伸试验,利用扫描电镜与光学显微镜等手段,比较了搅拌摩擦焊(FSW)和变极性钨极氩弧焊(VPTIG)两种焊接方法对2219铝合金板材力学性能的影响.结果表明,无论何种焊接方法均使2219铝合金板材的强度和塑性下降,但是FSW焊接接头强度以及塑性等力学性能明显优于VPTIG焊熔焊接头.拉伸试样断口形貌以及显微组织分析显示,FSW焊核区组织均匀细密,断裂位置位于后退侧热影响区与焊核区的交界处.VPTIG焊接接头易出现气孔缺陷,熔合区是最薄弱环节. 相似文献
939.
电阻焊电极使用性能的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文详细介绍了国内几种电极合金寿命试验结果,对焊接几种不同的航空材料推荐了相应的电极合金,提出了高温合金、不锈钢、碳钢和铝合金电阻焊用电极合金的最佳性能范围. 相似文献
940.