全文获取类型
收费全文 | 1709篇 |
免费 | 333篇 |
国内免费 | 375篇 |
专业分类
航空 | 1457篇 |
航天技术 | 274篇 |
综合类 | 283篇 |
航天 | 403篇 |
出版年
2024年 | 19篇 |
2023年 | 81篇 |
2022年 | 81篇 |
2021年 | 120篇 |
2020年 | 97篇 |
2019年 | 113篇 |
2018年 | 65篇 |
2017年 | 74篇 |
2016年 | 95篇 |
2015年 | 76篇 |
2014年 | 108篇 |
2013年 | 103篇 |
2012年 | 106篇 |
2011年 | 82篇 |
2010年 | 91篇 |
2009年 | 98篇 |
2008年 | 85篇 |
2007年 | 78篇 |
2006年 | 60篇 |
2005年 | 58篇 |
2004年 | 54篇 |
2003年 | 57篇 |
2002年 | 51篇 |
2001年 | 62篇 |
2000年 | 45篇 |
1999年 | 45篇 |
1998年 | 43篇 |
1997年 | 49篇 |
1996年 | 39篇 |
1995年 | 39篇 |
1994年 | 43篇 |
1993年 | 35篇 |
1992年 | 52篇 |
1991年 | 35篇 |
1990年 | 24篇 |
1989年 | 33篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 11篇 |
1986年 | 1篇 |
1985年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
排序方式: 共有2417条查询结果,搜索用时 546 毫秒
731.
在恒幅和变幅两种加载条件下,对16Mn 钢原始焊态和经过超声冲击及TIG熔修处理的焊接接头进行了对比疲劳试验。结果表明: (1) 在恒幅载荷作用下,TIG熔修试件与焊态试件相比,疲劳强度提高37 %左右,疲劳寿命延长2.5 倍;而在变幅载荷作用下, TIG熔修试件与焊态试件相比,疲劳强度提高34 %左右,疲劳寿命延长1.7~1.9 倍。(2) 在恒幅载荷作用下,超声冲击处理试件与焊态试件相比,疲劳强度提高84 %左右,疲劳寿命延长3.5~27 倍;而在变幅载荷作用下,超声冲击处理试件与焊态试件相比,疲劳强度提高80 %左右,疲劳寿命延长2.5~17 倍。(3) 在低中应力水平、中长寿命区域内,无论是在恒幅载荷作用下还是在变幅载荷作用下,使用超声冲击法提高焊接接头疲劳强度较TIG熔修法的效果更好。 相似文献
732.
733.
关于新一代飞机的设计载荷 总被引:2,自引:0,他引:2
设计载荷是确定飞机结构重量和保证安全的重要因素。常规操纵系统飞机的设计载荷都是由现行的强度规范规定的。但是对于采用主动控制技术和复合材料的高机动飞机,现行的规范已不合适。在过去10年中,飞机界的专家对此问题进行了大量研究。本文根据北约公开的材料介绍这些研究工作。本文首先评述了现有规范并指出其不足,然后讨论了安全系数。为确定主动控制的新飞机的设计载荷,介绍了3种方法,即概率法、作战飞行参数法和飞行参数包线法及其在EF2000飞机设计中的应用;还介绍了飞机设计的各种动载荷;最后提出了确定我国新一代飞机设计载荷的建议。 相似文献
734.
γ-射线辐照对碳纤维表面结构以及强度的影响 总被引:5,自引:0,他引:5
利用高能射线对碳纤维(CF)表面进行改性是高效、节能和环保的一种技术。研究了60Coγ-射线辐照下,吸收剂量在0~1000kGy时,聚丙烯腈基CF表面形貌及结构的变化。利用原子力显微镜(AFM)观察处理前后CF表面形貌的变化。采用Ram an光谱分析了辐照对CF表面结构的影响,并测定了处理前后CF复丝拉伸强度和不同标距下单丝拉伸强度的变化。结果表明,在0~30kGy剂量处理后的CF表面轴向沟槽数量先增加,ID/IG逐渐增大,石墨微晶尺寸(La)减小;当剂量过大时,沟槽数量减少,沟槽变得又深又宽,ID/IG有所降低,La增加,碳纤维表面结晶度提高。结合双参数W e ibu ll理论,计算处理前后的模数m与La的变化趋势一致,说明小剂量辐照下,对碳纤维表面有细晶化作用,在一定程度上可以提高CF的拉伸强度。随着辐照剂量的增加,促进碳原子的排列更规整,向模量较高的方向转化。 相似文献
735.
针对航空发动机寿命监控,为弥补四峰-谷值雨流计数法的不足,提出了等效载荷循环雨流计数法。该算法按时间顺序再现了载荷发生的全部过程,计算精度高,抗随机噪声干扰能力强,使得对载荷谱的分析更加准确。 相似文献
736.
对惯性试验台现有的加载系统进行了详细的讨论,通过分析计算找出其中存在的弊端。并就惯性试验台加载系统的改造进行了探讨,提出了一套切实可行的改造方案。 相似文献
737.
一种新的自由涡尾迹计算方法 总被引:5,自引:0,他引:5
在使用自由涡理论进行旋翼气动计算时,尾迹几何结构的确定是计算旋翼气动载荷以及空间流场计算的关键。发展了一种新的自由涡尾迹结构计算方法,该方法能快速得到收敛的尾迹结构,能比较准确地计算桨叶载荷分布。算例与实验数据的比较验证了该方法的正确性。 相似文献
738.
为了研究复合材料层合壳在冲击荷载作用下的破坏始因、扩展机理及破坏模式,对一组20层对称正交铺设s的航空用复合材料UIN125B石墨/环氧树脂圆柱壳段进行了低速落重实验。试件按层合壳的曲率半径R不同分为4组,每组尺寸相同的试件7件,共完成28件试件在冲击荷载作用下的试验研究。观察并分析其破坏的发生和发展过程,通过热揭层对脱层损伤及其模式进行测试和测量,了解破坏的扩展机理及最后模式。讨论曲率半径不同对破坏区域的分布及破坏尺寸大小的影响。最后将实验测得的破坏域与计算模拟的结果作以比较,可以看到实测破坏模式与分析结果吻合较好,实测破坏面积略小于计算分析结果。 相似文献
739.
740.