全文获取类型
收费全文 | 1271篇 |
免费 | 258篇 |
国内免费 | 541篇 |
专业分类
航空 | 1559篇 |
航天技术 | 208篇 |
综合类 | 187篇 |
航天 | 116篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 23篇 |
2022年 | 41篇 |
2021年 | 85篇 |
2020年 | 47篇 |
2019年 | 49篇 |
2018年 | 66篇 |
2017年 | 83篇 |
2016年 | 79篇 |
2015年 | 61篇 |
2014年 | 99篇 |
2013年 | 79篇 |
2012年 | 98篇 |
2011年 | 109篇 |
2010年 | 64篇 |
2009年 | 80篇 |
2008年 | 99篇 |
2007年 | 100篇 |
2006年 | 71篇 |
2005年 | 69篇 |
2004年 | 49篇 |
2003年 | 66篇 |
2002年 | 58篇 |
2001年 | 53篇 |
2000年 | 43篇 |
1999年 | 36篇 |
1998年 | 41篇 |
1997年 | 35篇 |
1996年 | 42篇 |
1995年 | 32篇 |
1994年 | 48篇 |
1993年 | 32篇 |
1992年 | 31篇 |
1991年 | 34篇 |
1990年 | 27篇 |
1989年 | 21篇 |
1988年 | 16篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有2070条查询结果,搜索用时 46 毫秒
911.
912.
《中国航空学报》2021,34(12):1-16
In order to facilitate the determination of the calendar life of mechanical parts, the author summarized his relevant research papers that had studied for many years as eight distinct topics: (A). The principle and method for compiling the equal-damage temperature and humidity spectrum; (B). The principle for preparing the high concentration medium solution; (C). The principle and method for determining the metal calendar life; (D). The principle and method for determining the protective coating calendar life; (E). The principle and method for determining the total calendar life; (F). The principle of the reliability processing; (G). The principle and method for determining the corrosion damage tolerance; (H). The principle and matching design method to ensure that the total fatigue life and the total calendar life of the mechanical part were safe simultaneously. The above contents established a complete set of theoretical systems and methods for determining the calendar life. 相似文献
913.
空间行波管是卫星通信系统中最重要的功率放大器,必须具有较长的工作寿命。空间行波管的寿命主要受阴极寿命的制约,因此为了保证空间行波管的长期在轨工作,需要开展大量的阴极寿命试验研究,并对阴极寿命进行预测。共投入50支电子枪进行寿命试验,累计进行寿命试验1823080h,最长单管寿命试验时间65411h。基于寿命过程中的逸出功变化,建立了空间行波管阴极寿命预测模型。预测空间行波管阴极在960℃b(℃b为亮度温度)支取1A/cm2发射电流密度时寿命超过43年;在980℃b支取1A/cm2时寿命超过22年;在1000℃b支取1A/cm2时寿命超过15年。预测结果表明,空间行波管阴极可以满足卫星通信系统应用的长寿命要求。 相似文献
914.
疲劳损伤导致的破坏是工程结构最常见的失效形式之一。利用不可逆热力学理论框架和损伤的微观力学,基于脆性损伤的机理,建立了一种新的脆性疲劳损伤模型。新模型推导严密,以应力幅和材料损伤参数为控制变量,考虑了材料的初始损伤,并以12Cr1Mo V钢为例进行实验验证。结果表明:新模型包含了初始损伤变量,可以用来估算材料的初始损伤;新模型在疲劳过程的初期,损伤很小时,相比同类型疲劳损伤模型具有显著优势,同时新模型能够应用于脆性材料疲劳损伤的寿命预测;新模型比同类型疲劳损伤模型形式简单、参数少,且与实验结果符合的更好。 相似文献
915.
为了研究航空发动机转子叶片的剩余寿命预测问题,提出了一种基于多传感器信号融合的深度长短期记忆网络(DLSTM)预测模型。首先利用深度学习和长短期记忆的组合来构造DLSTM网络。然后,将多个传感器信号数据进行融合处理,从而通过深度学习发现各个传感器时序信号之间隐藏的长期依赖关系。进一步在给定网格搜索策略的情况下,通过自适应矩估计算法调整DLSTM的网络结构和参数,并且在DLSTM模型中引入了一种随机丢失策略,以缓解过度拟合问题并使预测模型规范化。最后利用CMAPSS涡扇发动机进行了实验验证,在一种故障模式和两种故障模式条件下,DLSTM网络预测模型相对于其他传统方法的评价指标Score分别下降了17.19%和14.37%,其他两个评价指标相对来说也较优,结果表明本文提出的方法具有更高的准确性以及稳定性。 相似文献
916.
航空发动机的性能退化是影响飞机飞行安全的重要因素。准确预测发动机的退化过程,对于飞机安全飞行具有重要意义。针对航空发动机剩余寿命预测问题,本文提出了一种将卷积神经网络和长短期记忆网络相融合的数据驱动模型。与常规使用单一的神经网络不同,所提出的融合模型结合了两种神经网络的优点,利用卷积神经网络提取数据中的空间特征并采用长短期记忆网络提取时间特征。实验结果证实,在寿命预测中,所提出的数据驱动模型与已有的方法相比,评分和均方根误差分别下降了32%和6.4%,因此,所提出的数据驱动模型可对数据中所包含的信息进行充分挖掘,其对航空发动机寿命预测精度较高,并具有良好的稳定性。 相似文献
917.
某涡轮叶片热障涂层的寿命预测方法 总被引:5,自引:5,他引:0
基于NASA发展的CoatLife软件中推荐的应力 寿命建模方法,研究了某涡轮叶片热障涂层寿命预测方法。通过在寿命模型中引入氧化增质量,并考虑氧化动力学,实现了寿命模型与高温氧化效应的关联。由于寿命模型中的疲劳强度系数是时间和半径的函数,从而可以应用于实际结构中的不同几何形状,并考虑了时间相关的退化效应。计算结果表明,随着最高温度或疲劳强度系数的增加,涂层的循环寿命和时间寿命均会减少。通过对某涡轮叶片在设计温度场下的涂层寿命预测结果表明,循环时间为1h条件下叶片前缘1/2叶高处涂层剥落寿命大约336 h,与实际叶片涂层失效在300~400h之间吻合。 相似文献
918.
我国环形激光陀螺 (RLG)技术发展和应用已经取得巨大成就,作为惯导系统的核心仪表,激光陀螺的寿命很大程度上决定了惯导系统的寿命。介绍了激光陀螺组成,分析了其内部工作气压稳定性影响寿命的机理,给出了决定寿命的关键因素,提出了提高陀螺寿命的多项措施和方法,对我国激光陀螺的寿命提升具有较大的指导意义。 相似文献
919.
止裂带是民用运输航空类飞机机身蒙皮满足破损—安全设计要求的主要手段。针对机身蒙皮不同种类止裂带区域普遍存在的结构损伤,总结了损伤规律并分析了损伤形成原因,阐述了针对机身蒙皮止裂带区域不同损伤类型的检测技术。 相似文献
920.