全文获取类型
收费全文 | 489篇 |
免费 | 78篇 |
国内免费 | 173篇 |
专业分类
航空 | 457篇 |
航天技术 | 60篇 |
综合类 | 111篇 |
航天 | 112篇 |
出版年
2024年 | 5篇 |
2023年 | 7篇 |
2022年 | 12篇 |
2021年 | 30篇 |
2020年 | 30篇 |
2019年 | 36篇 |
2018年 | 34篇 |
2017年 | 24篇 |
2016年 | 25篇 |
2015年 | 32篇 |
2014年 | 34篇 |
2013年 | 30篇 |
2012年 | 44篇 |
2011年 | 50篇 |
2010年 | 35篇 |
2009年 | 30篇 |
2008年 | 31篇 |
2007年 | 32篇 |
2006年 | 29篇 |
2005年 | 19篇 |
2004年 | 28篇 |
2003年 | 14篇 |
2002年 | 14篇 |
2001年 | 18篇 |
2000年 | 12篇 |
1999年 | 8篇 |
1998年 | 18篇 |
1997年 | 8篇 |
1996年 | 4篇 |
1995年 | 9篇 |
1994年 | 6篇 |
1993年 | 8篇 |
1992年 | 4篇 |
1991年 | 2篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有740条查询结果,搜索用时 15 毫秒
81.
82.
83.
84.
85.
航空发动机叶片高频模态阻尼的实验测试方法 总被引:2,自引:0,他引:2
以NASA Rotor37叶片为对象,研究了航空发动机叶片的高频模态阻尼比的实验测试方法.实验分析和数值计算均说明:在随机声激励下获得频响曲线将包含由支撑结构振动造成的峰值.基于此提出在支撑结构上布置多个传感器的实验方案,并以支撑结构的振动峰值位置和能量相对大小来判定叶片振动主导的振动峰值.用小波阈值收缩法和曲线拟合法对这些振动峰值进行了降噪和模态阻尼比识别,给出了实测模型在10kHz内“叶片主导振动”的模态阻尼比.结果表明:一般的结构金属材料条件下,叶片结构的高频模态阻尼比的数量级小于1%,且随频率增加呈下降趋势. 相似文献
86.
87.
直升机旋翼非线性等效阻尼的识别 总被引:1,自引:3,他引:1
带黏弹减摆器的直升机自激振动具有非线性特性。为了识别摆振后退型的非线性等效阻尼,并提高阻尼的识别精度,提出了一种新的阻尼识别方法,根据多桨叶坐标变换得到后退型摆振的余弦和正弦分量的自由衰减响应,直接形成其衰减包络线,利用该包络线来识别等效阻尼的非线性特性。通过精度分析和实例计算表明,该方法避免了频率因素对阻尼识别的影响,因而提高了摆振后退型等效阻尼的识别精度。最后根据直升机地面共振模拟数据,对摆振后退型等效阻尼进行了识别。 相似文献
88.
89.
计及随机噪声的频域多输入多输出模态参数识别 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种计及随机噪声的多输入多输出频域模态参数识别方法。该方法基于连续时间域的频率响应函数有理分式模型,利用Forsythe正交多项式改善求解性态,属频域的极大似然类估计方法。在最小二乘估计的基础上,利用"先验"的随机噪声信息进行优化迭代的极大似然估计,得到更优的模态参数识别结果。根据Cramer Rao下界不等式,在几乎不增加计算量的情况下获得所识别结果的不确定性信息,提高了模态参数识别的可靠性。采用GARTEUR飞机模型作为仿真算例,对本算法进行了仿真验证。 相似文献
90.
叶片盘的旋转失速振动响应分析 总被引:6,自引:0,他引:6
稳定气动力状态下的叶片盘的模型由连续系统组成。利用弹性和波动理论以获得叶片盘响应。响应是带有波动模态阻尼的模态解。由模态解,可以得到共振相对转速的表示方法和解释试验中的某些现象,此外,讨论了在气流稳定和失速状态下的广义共振情况。最后得出的结论是:在均匀稳定气流中不出现波动响应,但在失速流动下,波动响应呈随机的波动振动,而此时不产生驻波共振。 相似文献