全文获取类型
收费全文 | 1378篇 |
免费 | 238篇 |
国内免费 | 277篇 |
专业分类
航空 | 1264篇 |
航天技术 | 164篇 |
综合类 | 208篇 |
航天 | 257篇 |
出版年
2024年 | 21篇 |
2023年 | 75篇 |
2022年 | 93篇 |
2021年 | 95篇 |
2020年 | 74篇 |
2019年 | 82篇 |
2018年 | 37篇 |
2017年 | 49篇 |
2016年 | 63篇 |
2015年 | 59篇 |
2014年 | 67篇 |
2013年 | 65篇 |
2012年 | 70篇 |
2011年 | 63篇 |
2010年 | 64篇 |
2009年 | 66篇 |
2008年 | 60篇 |
2007年 | 82篇 |
2006年 | 50篇 |
2005年 | 57篇 |
2004年 | 40篇 |
2003年 | 47篇 |
2002年 | 47篇 |
2001年 | 34篇 |
2000年 | 35篇 |
1999年 | 38篇 |
1998年 | 37篇 |
1997年 | 37篇 |
1996年 | 43篇 |
1995年 | 38篇 |
1994年 | 37篇 |
1993年 | 42篇 |
1992年 | 39篇 |
1991年 | 23篇 |
1990年 | 24篇 |
1989年 | 26篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 7篇 |
排序方式: 共有1893条查询结果,搜索用时 109 毫秒
991.
幂硬化材料平面应力裂纹稳定扩展的有限元模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
对幂硬化材料中平面应力Ⅰ型裂纹的稳定扩展进行了有限元模拟。计算中采用了逐步释放裂尖节点力法和子结构方法并配合裂尖附近高密度的网格划分,获得了有关裂尖应力变形场、塑性区尺寸、裂纹开口位移、裂纹扩展阻力等大量资料。计算结果还证实了部分已有的裂尖场渐近解。 相似文献
992.
采用基于当量裂纹扩展法的结构破坏危险性分析计算程序,对L11飞机机翼第1肋壁板对接区进行了结构破坏危险性分析,结果表明,该对接区能满足L11飞机设计寿命指标要求。 相似文献
993.
994.
995.
碳化硅/铝复合材料热循环损伤的初步研究 总被引:6,自引:2,他引:6
本文描述了空间热环境及热循环模拟试验装置,介绍了碳化硅/铝复合材料热循环损伤的初步研究结果。试验结果表明:在-122℃至+122℃热循环100次,对SiC_p/LY12和正交SiC_f/Al材料的性能都没有显著影响,但是正交的SiC_f/Al板出现了少量微裂纹。45°角铺层的SiC_f/Al板也产生了微裂纹而且弹性模量下降约11%,个别试样热循环前就存在微孔缺陷,成为裂纹源加速了热循环损伤,性能下降更为严重, 相似文献
996.
杜洪增 《中国民航学院学报》1992,10(2):1-9
在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。 相似文献
997.
用非线性分析方法对航空发动机等高速旋转机械常见振动故障:突发不平衡、转子裂纹、静动部件碰摩进行研究。用三维边界元法, 分析含开闭裂纹的转子刚度随转角变化的关系。用作用力模型来模拟动、静部件的碰摩。采用传递矩阵和有限元结合的方法建立系统运动方程。用Wil-son-θ积分法数值求解非线性方程。经过分析, 得出了一些有助于故障诊断的振动特征。 相似文献
998.
999.
本文叙述了材料为9Cr18的三极管封装模具磨削裂纹产生的原因,通过对模具的裂纹形态、表面组织结构、硬度、残余奥氏体含量、表面残余应力等进行测试与分析,指出模具产生裂纹及其表面变质层的主要原因是模具的磨削规范不合理,其次是模具的基体组织内残余奥氏体含量偏高。改进模具的磨削工艺参数、改善模具的磨削冷却条件、提高模具的回火温度是降低模具基体组织中的残余奥氏体含量的有效途径。9Cr18钢缺口敏感性极大,易发生脆化而产生应力裂纹;对于超高强度钢、新型不锈钢磨削产生的表面变质层的问题,人们日益重视起来。 相似文献
1000.