全文获取类型
收费全文 | 12060篇 |
免费 | 1590篇 |
国内免费 | 339篇 |
专业分类
航空 | 12338篇 |
航天技术 | 423篇 |
综合类 | 687篇 |
航天 | 541篇 |
出版年
2024年 | 90篇 |
2023年 | 278篇 |
2022年 | 339篇 |
2021年 | 344篇 |
2020年 | 351篇 |
2019年 | 342篇 |
2018年 | 165篇 |
2017年 | 252篇 |
2016年 | 337篇 |
2015年 | 302篇 |
2014年 | 577篇 |
2013年 | 536篇 |
2012年 | 807篇 |
2011年 | 730篇 |
2010年 | 462篇 |
2009年 | 684篇 |
2008年 | 797篇 |
2007年 | 816篇 |
2006年 | 552篇 |
2005年 | 608篇 |
2004年 | 574篇 |
2003年 | 522篇 |
2002年 | 364篇 |
2001年 | 327篇 |
2000年 | 319篇 |
1999年 | 193篇 |
1998年 | 227篇 |
1997年 | 233篇 |
1996年 | 267篇 |
1995年 | 353篇 |
1994年 | 268篇 |
1993年 | 220篇 |
1992年 | 225篇 |
1991年 | 184篇 |
1990年 | 158篇 |
1989年 | 164篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 9篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 1篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 0 毫秒
911.
912.
913.
为了厘清叶片脱落诱发的失衡载荷及瞬时冲击对航空发动机转子系统动特性的影响,以转子- 盘片系统为研究对象,
考虑弹性支承的影响,基于ANSYS/LS-DYNA 软件建立系统的有限元模型,模拟叶片脱落对转子- 盘片系统振动响应的影响,分析转
子转速、不平衡量、盘偏置量及支承刚度对系统不平衡振动响应的影响规律。结果表明:轴承支承总反力的变化趋势与系统不平衡
量的变化趋势相同;盘片结构越靠近轴承支承端,轴承支承总反力越小;刚性支承(≥107 N/m)下轴承支承总反力较柔性支承(<107
N/m)下的偏大。该研究可为转子- 盘片系统的结构设计提供参考。 相似文献
914.
航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹
故障分析与思考 总被引:1,自引:0,他引:1
针对航空发动机涡轮整体叶盘叶片发生的高周疲劳裂纹故障,及排故初期受动应力测试条件限制,主要采取增强结构抗力的排故措施使裂纹位置集中于叶片尾缘根部。后经高温、高转速、小尺寸整体叶盘叶片动应力测试技术攻关,明确故障主要为涡轮导叶尾流激起的叶片振动应力超限所致。采取增加导叶数避开共振的改进措施,并经整机高周疲劳试验考核验证了其有效性。认识到叶片振动特性设计时需关注的几个问题,及先进动应力测试技术在发动机研制过程中的不可或缺,形成了一套经过实践验证的叶片高周疲劳排故工作流程,对国内航空发动机研制起到一定的参考借鉴作用。 相似文献
915.
916.
针对热障涂层在热循环载荷下陶瓷层表面和氧化层/黏结层界面形成裂纹而导致涂层失效的问题,采用扩展有限元和内聚力单元建立陶瓷层表面裂纹与氧化层/黏结层界面裂纹相互作用的有限元模型,得到不同裂纹附近应力分布和开裂程度,分析了这2种裂纹之间的相互影响,结果表明:表面裂纹对界面裂纹影响较大,而界面裂纹对表面裂纹影响较小;氧化层几何参数以及材料参数对2种裂纹演变的影响研究结果表明:氧化层正弦幅值和厚度主要影响界面裂纹,在热载荷下,氧化层越粗糙,界面裂纹扩展速度越快。黏结层弹性模量主要影响界面裂纹扩展程度,而陶瓷层弹性模量主要影响表面裂纹扩展程度,对界面裂纹间接地产生较大影响。 相似文献
917.
转速导数(N-dot)和换算燃油流量加速控制计划是航空发动机加速过程安全、快速的重要保障,但各自分别易受到功率提取、性能衰退和传感器、燃油计量装置误差的影响导致失速喘振或加速性的下降。为了提高所控制加速过程的鲁棒性,使用这两种控制计划所获燃油流量的偏差大小对N-dot控制计划的控制目标进行调节修正的融合控制方法获得实际的加速燃油流量。以双转子加力涡扇发动机为对象的仿真验证表明,该控制方法可以适应全包线加速控制的需要;相比其余两种控制计划在受功率提取、误差影响下保持正常工作的范围更广;相同工作条件下,该方法比N-dot控制计划更不易发生喘振,比换算燃油流量控制计划的加速时间更小。 相似文献
918.
针对航空发动机复杂构件加工领域,智能加工技术是关键构件加工过程的重要技术保障.通过分析目前航空发动机智能加工技术中存在的问题,揭示智能加工技术的内涵、意义和特点;阐明智能加工过程中的关键技术及发展现状和进展,指出对应的科学问题和实现方法,从而为航空发动机高品质、高可靠、高效率制造提供技术支撑. 相似文献
919.
军用航空发动机主轴疲劳寿命的试验验证 总被引:2,自引:0,他引:2
本文介绍国内、外军用航空发动机规范有关主轴疲劳寿命的要求,国外航空发动机公司对主轴疲劳寿命进行试验验证的情况和方法。同时推荐可用的主轴疲劳寿命试验验证方法。 相似文献
920.