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371.
主要分析了在MD90飞机尾段装配过程中的新工艺——销棒压印工艺和要求,以及在有无衬套挤压情况下的使用寿命,论述了通过冷加工方法,在不改变结构件尺寸和不增加重量的前提下,在高应力区对孔壁进行挤胀销棒应力压印,使孔周围材料产生塑性变形,改变应力,并在反复拉伸载荷作用下降低孔边应力峰值,从而提高结构件疲劳寿命。 相似文献
372.
袁观明%李轩科%张铭金%吕早生%张光德 《宇航材料工艺》2005,35(2):38-41
用浇铸成型法制备了碳纳米管/环氧树脂复合材料,研究了其力学性能,并探讨了该材料的微观结构与性能之间的关系。结果表明,碳纳米管对环氧树脂具有明显增强增韧作用。在碳纳米管加入量为3.0%(质量分数)时,复合材料的综合性能较好,拉伸强度、拉伸模量及断裂伸长率较纯树脂分别提高了90%-100%、60%-70%、150%-200%。 相似文献
373.
简述了金属连接件断裂的几种模式和机理,详细分析了某型飞机平尾对接螺栓断裂的原因。提出了预防应力腐蚀断裂的措施。 相似文献
374.
WP8发动机铝叶片断裂故障分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对WP8发动机铝叶片在外场多次发生断裂的情况,对其故障形式及机理进行分析并提出相应的改进措施。 相似文献
375.
采用试验和数值的方法对30层芳纶织物复合材料的抗冲击性能进行了研究。首先对30层芳纶织物复合材料进行了子弹打靶冲击试验,得到芳纶复合材料在子弹冲击下的鼓包、穿透、纤维断裂等信息;其次,建立复合材料冲击有限元模型,并基于Hashin断裂准则模拟了织物在冲击载荷作用下的失效和断裂行为,采用Cohesive单元模拟材料的变形和层间开裂失效,得到了材料在冲击作用下的位移场、应变场、界面分层、纤维断裂以及子弹的冲击速度变化等信息。最后,对试验测量和有限元分析结果进行对比,分析了复合材料在冲击载荷作用下的能量吸收、能量耗散等抗冲击性能,为材料的工程应用提供参考。 相似文献
376.
总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 总被引:1,自引:1,他引:0
总结分析了多种寿命预测方法,给出了总应变寿命方程的4个材料参数:疲劳强度系数、疲劳延性系数、疲劳强度指数和疲劳延性指数的表达形式,从而提出了一种新的具有很好物理意义、工程意义和普适性的总应变寿命方程,并以6种典型的航空材料光滑试样(TC4(室温)、TC11(室温)、TC11(500℃)、GH901(300℃)、GH901(500℃)和GH4133B(600℃))的对称循环疲劳数据进行验证,获得了很好的疲劳寿命预测结果,其寿命预测结果大都在2倍分散带以内。对比分析了多种寿命预测方法所确定的4个疲劳参数,并且分析了5种断裂真应力表达形式所确定的疲劳强度系数,发现所提出确定断裂真应力的方法获得了较好的精度,与试验值相比,不超过其误差的15%,并且准确确定断裂真应力将会显著提高对中高寿命段的寿命预测精度。 相似文献
377.
378.
采用单自由度振动系统构建定频激励作用下的飞行器结构振动模型,利用有限元分析获取飞行器结构的一阶弯曲固有频率,求解稳态位移响应的二阶导数,获得的各级定频激励在结构一阶弯曲固有频率处加速度响应的共振放大趋势与试验现象一致。利用结构加速度响应放大系数结合定频激励频次,编制疲劳载荷谱;运用材料力学基本原理建立套接端面螺栓载荷分配关系,以及螺栓头根部应力简化计算公式;获得螺栓断裂部位交变应力,并利用Miner线性累积损伤模型,获得的螺栓疲劳寿命与螺栓快速失效现象吻合。采用所提方法指导结构开展优化设计,实现了长寿命指标。 相似文献
379.
以某项目研制过程中,减速伞提前分离故障为切入点,探讨了吊带在非正常位置受力导致的吊带断裂问题.根据相关视频资料及落地现场的检查情况,以及采集到的测试数据,对故障机理进行了全面分析,并结合减速伞下吊带静态拉伸试验及动态冲击试验结果,借鉴国内外吊带系统的相关设计经验,提出了从工作程序、结构及强度3方面采取措施,解决吊带在非... 相似文献
380.
基于统一强度理论的修正M准则及其在药柱裂纹预测中的应用 总被引:2,自引:1,他引:1
针对脆性材料,提出了最大应力三维度准则(M准则).为了将其推广到延性材料,引入俞茂宏统一强度理论定义裂尖塑性区,并修正了M准则中临界载荷的判据.采用WDN-10 kN材料实验机,在20 ℃和加载速率2 mm/min下,对含Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹的HTPB推进剂进行了单轴拉伸试验,得到了不同裂纹倾斜角下裂纹的启裂角和临界载荷.结果表明,与其他准则进行比较,推进剂裂纹的启裂角和修正的M准则预测的结果较为接近,说明可借助修正的M准则预测推进剂裂纹的初始启裂角. 相似文献