全文获取类型
收费全文 | 1173篇 |
免费 | 201篇 |
国内免费 | 375篇 |
专业分类
航空 | 1235篇 |
航天技术 | 126篇 |
综合类 | 238篇 |
航天 | 150篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 15篇 |
2022年 | 33篇 |
2021年 | 53篇 |
2020年 | 46篇 |
2019年 | 59篇 |
2018年 | 60篇 |
2017年 | 68篇 |
2016年 | 73篇 |
2015年 | 71篇 |
2014年 | 78篇 |
2013年 | 77篇 |
2012年 | 82篇 |
2011年 | 84篇 |
2010年 | 80篇 |
2009年 | 78篇 |
2008年 | 74篇 |
2007年 | 78篇 |
2006年 | 70篇 |
2005年 | 61篇 |
2004年 | 45篇 |
2003年 | 38篇 |
2002年 | 35篇 |
2001年 | 30篇 |
2000年 | 22篇 |
1999年 | 22篇 |
1998年 | 35篇 |
1997年 | 27篇 |
1996年 | 41篇 |
1995年 | 31篇 |
1994年 | 42篇 |
1993年 | 27篇 |
1992年 | 25篇 |
1991年 | 25篇 |
1990年 | 15篇 |
1989年 | 30篇 |
1988年 | 11篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 4篇 |
排序方式: 共有1749条查询结果,搜索用时 31 毫秒
101.
102.
103.
确定微动疲劳寿命的附加应力法 总被引:8,自引:0,他引:8
通过引进新的微动疲劳参数 ,对微动疲劳寿命进行定量分析。将微动作用的效果作为一种附加应力 ,与普通力学分析中得到的宏观应力一起作为总应力作用于构件。用这个总应力按疲劳寿命计算公式或对照疲劳寿命S -N曲线得到疲劳寿命 ,这个疲劳寿命就是微动疲劳寿命。这种方法称为附加应力法。 相似文献
104.
105.
应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用,然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费,而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节,根据相应材料特性数据,采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单,精度较好,便于工程应用。 相似文献
106.
107.
108.
当航空器结构在航线使用过程中出现疲劳裂纹损伤时,通常在裂纹尖端打止裂孔进行临时性修理。通过理论分析和计算及试验分析,研究了止裂孔尺寸对止裂效果的影响。结果表明,当航空器结构出现疲劳裂纹损伤时,采用5.57~7.14mm直径的止裂孔进行止裂修理,止裂效果较好;当止裂孔直径为6.35mm时,止裂效果最好。 相似文献
109.
锪窝孔边扇形角裂纹应力强度因子的三维有限元分析 总被引:2,自引:0,他引:2
根据航空等领域内锪窝铆接及锪窝锣接构件的典型结构特征,采用三维的十节点四面体等参有限单元模型,分别对无裂纹及孔边含裂纹锪窝孔 /直通孔结构进行了模拟分析;得到了锪窝孔构件的危险部位及90°,120°锪窝孔边扇形角裂纹的应力强度因子,给出了覆盖面广的计算曲线;通过对计算结果的分析,讨论了裂纹长度、孔径以及板厚等因素对应力强度因子的影响。和已有的文献比较表明,本文数值结果精确,方法可靠。 相似文献
110.
含孔边裂纹板的弯曲断裂计算 总被引:1,自引:0,他引:1
采用复变函数理论和边界配置方法 ,对含孔边裂纹板的弯曲断裂进行了分析计算。首先假设挠度的复变函数式 ,进而可以求板的内力。它们能满足一系列的基本方程和支配条件 ,仅板的边界条件需要考虑 ,并且可用边界配置法和最小二乘法近似满足。对孔双边裂纹问题进行了应力强度因子计算。数值算例表明 ,本文方法精度较高 ,计算量小 ,是一种有效的半解析、半数值计算方法。 相似文献