全文获取类型
收费全文 | 14655篇 |
免费 | 4096篇 |
国内免费 | 506篇 |
专业分类
航空 | 12694篇 |
航天技术 | 1143篇 |
综合类 | 582篇 |
航天 | 4838篇 |
出版年
2024年 | 133篇 |
2023年 | 409篇 |
2022年 | 514篇 |
2021年 | 552篇 |
2020年 | 467篇 |
2019年 | 509篇 |
2018年 | 272篇 |
2017年 | 426篇 |
2016年 | 493篇 |
2015年 | 453篇 |
2014年 | 656篇 |
2013年 | 679篇 |
2012年 | 915篇 |
2011年 | 852篇 |
2010年 | 702篇 |
2009年 | 786篇 |
2008年 | 819篇 |
2007年 | 645篇 |
2006年 | 607篇 |
2005年 | 633篇 |
2004年 | 579篇 |
2003年 | 605篇 |
2002年 | 539篇 |
2001年 | 507篇 |
2000年 | 495篇 |
1999年 | 444篇 |
1998年 | 410篇 |
1997年 | 489篇 |
1996年 | 440篇 |
1995年 | 524篇 |
1994年 | 449篇 |
1993年 | 371篇 |
1992年 | 397篇 |
1991年 | 342篇 |
1990年 | 326篇 |
1989年 | 373篇 |
1988年 | 146篇 |
1987年 | 136篇 |
1986年 | 50篇 |
1985年 | 33篇 |
1984年 | 19篇 |
1983年 | 16篇 |
1982年 | 18篇 |
1981年 | 15篇 |
1980年 | 12篇 |
排序方式: 共有10000条查询结果,搜索用时 0 毫秒
141.
贵州安吉航空精密铸造有限责任公司(简称安吉精铸)是中国航空工业集团公司下属唯一的专业化铸造企业,是我国航空发动机基础产业的成员之一。 相似文献
142.
143.
144.
针对GTF发动机低压转子系统突加不平衡瞬态响应问题,基于有限元法建立了考虑啮合单元、行星架单元、膜盘联轴器单元的多体接触、多转子耦合动力学模型,介绍了考虑非线性因素下突加不平衡瞬态响应计算方法,求解了低压转子系统的突加不平衡瞬态响应,并分析了关键部件刚度对突加不平衡的影响规律。结果表明:当风扇转子发生突加不平衡时,各部件均表现为振动幅值突增,后迅速趋于稳定,低压涡轮转子发生明显拍振,突加不平衡载荷主要由行星架结构和第1.5支点刚性支承承担;行星架刚度主要影响风扇转子突加不平衡响应、第1.5支点和行星架处的外传力;膜盘联轴器刚度主要影响增压级突加不平衡响应、转子在突加不平衡之后稳定运转情况。 相似文献
145.
在航空发动机机匣安装边装配过程中,不同位置螺栓之间会产生弹性交互作用,不同加载方案会使装配后的螺栓预紧力存在一定的分散度。针对这一问题,建立了3层带止口机匣安装边3维接触有限元模型,研究不同加载方案下螺栓预紧力的施加方法。基于有限元模型数值模拟了3层机匣安装边分别在顺序加载方案、交叉加载方案和正反顺序2轮加载方案下螺栓预紧力的分散度。搭建了相应的试验装置,分别对3种加载方案的预紧力分散度进行试验验证。结果表明:采用正反顺序2轮加载后的螺栓预紧力分散度最小,在3层止口机匣安装边上采用正反顺序2轮加载方案后的螺栓预紧力分散度较小,在有限元仿真中螺栓预紧力分散度为2.43%,在试验中螺栓预紧力分散度为4.98%。采用此方案加载后,止口机匣安装边能达到更好的密封效果和较好的刚度对称性。 相似文献
146.
147.
针对航空发动机中叶盘结构的共振分析问题,通过研究气体激励力和叶盘节径型振动在转子坐标系下的数学表达形式,利用叶盘结构共振时,气体激励力需要对叶盘系统做正功的条件,推导了叶盘发生共振时,节径数与转/静子叶片数应满足的关系式dm=kNv-nNb。通过3个数值算例对上述关系式进行了阐述:从气动功和谐响应分析的角度验证了当上述关系存在时,且激励频率等于结构固有频率时,叶盘系统会发生危害共振;同时指出,当上述变量不满足上述关系时,若激励频率等于叶盘结构的固有频率,也会引起部分叶片发生较大振动的可能。 相似文献
148.
149.
本文对国内某型现役航空发动机的完全寿命数据进行了收集整理,并通过假设检验得到了用威布尔分布模型处理这些数据优于采用其它模型的结论。接着采用三参数威布尔分布混模法对该型发动机317起故障的故障间隔时间进行了计算分析,得到了其MTBF的分布均值和给定置信度下的置信区间。结果表明,威布尔分布能够较好地反映该型发动机故障间隔时间的实际分布规律。通过本文研究,建立了对外场使用发动机MTBF统计评估的基本思路和方法。 相似文献
150.
对一类非线性不确定导弹控制系统,采用自适应方法进行了基于滑模理论的变结构控制器设计。该方案使得采用反演手段产生的微分爆炸问题得到较好的回避,同时构造自适应律,消除了不确定性对系统的影响,最后通过构造Lyapunov函数方法,确保了系统的鲁棒稳定性。文末仿真结果表明了该方案的有效性。 相似文献