全文获取类型
收费全文 | 1263篇 |
免费 | 210篇 |
国内免费 | 443篇 |
专业分类
航空 | 1143篇 |
航天技术 | 203篇 |
综合类 | 274篇 |
航天 | 296篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 26篇 |
2022年 | 40篇 |
2021年 | 65篇 |
2020年 | 54篇 |
2019年 | 74篇 |
2018年 | 78篇 |
2017年 | 81篇 |
2016年 | 80篇 |
2015年 | 79篇 |
2014年 | 87篇 |
2013年 | 85篇 |
2012年 | 94篇 |
2011年 | 97篇 |
2010年 | 72篇 |
2009年 | 70篇 |
2008年 | 73篇 |
2007年 | 78篇 |
2006年 | 77篇 |
2005年 | 59篇 |
2004年 | 48篇 |
2003年 | 51篇 |
2002年 | 56篇 |
2001年 | 53篇 |
2000年 | 37篇 |
1999年 | 36篇 |
1998年 | 39篇 |
1997年 | 38篇 |
1996年 | 21篇 |
1995年 | 21篇 |
1994年 | 34篇 |
1993年 | 19篇 |
1992年 | 24篇 |
1991年 | 12篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 16篇 |
1988年 | 10篇 |
1987年 | 8篇 |
1986年 | 2篇 |
排序方式: 共有1916条查询结果,搜索用时 171 毫秒
971.
多振动台随机振动实验中必须设置完整的参考谱矩阵。针对控制点之间互谱和自谱的关系,本文提出了将参考谱矩阵的正定性作为其能否物理可实现的判定条件,并为具有控制点之间完全相干要求的谱矩阵建立了类似Cholesky分解的方法。利用优化逆系统求解驱动信号,避开了传统控制方法中直接对频响函数矩阵求逆的过程。仿真算例表明对控制点之间互谱的控制效果令人满意。 相似文献
972.
NF-6风洞压缩机及驱动系统研制 总被引:2,自引:1,他引:2
NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速翼型风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。介绍了NF-6风洞轴流压缩机的运转性能要求、在风洞回路中位置的选取;压缩机驱动轴系的扭转振动分析;双电机串联主从驱动方式的关键技术等。通过2003年10月的试运转表明,压缩机以及驱动系统的研制是成功的。 相似文献
973.
Ni含量及超声振动对激光熔覆中裂纹的影响 总被引:12,自引:0,他引:12
增加熔覆粉末中N i含量可以减少熔覆层中的硬质相,使熔覆层脆性降低,韧性提高,因而提高熔覆层在冷却过程中对拉应力的承受能力,减少熔覆层裂纹;而在熔覆过程中施加超声振动,则可以打碎枝晶,细化晶粒,减少或消除拉应力产生的根源,并使熔池化学成分、温度分布趋于均匀,从而减少裂纹的产生几率。 相似文献
974.
弱刚度零件的超声波椭圆振动切削加工 总被引:1,自引:0,他引:1
根据弱刚度零件端面切削实验,研究了超声波椭圆振动切削对弱刚度零件的切削效果。与没加超声波椭圆振动的普通切削相比,超声波椭圆振动切削能显著地提高已加工表面光洁度和抑制颤振。并且基于超声波椭圆振动切削特性,分析了超声波椭圆振动切削对绝对稳定切削刚度的影响,结果表明:由于刀具前刀面与切屑之间的分离特性和摩擦力方向反转特性共同作用,增大了绝对稳定切削刚度,增强了抗颤振能力,提高了弱刚度零件表面的加工质量。 相似文献
975.
为提高铺设自由阻尼层的加筋板结构的减振降噪性能,以阻尼层厚度为设计变量,结构模态损耗因子最大为目标,阻尼材料用量为约束对阻尼材料分布进行了拓扑优化。推导了模态损耗因子对阻尼层厚度的灵敏度,在此基础上使用移动渐近线(MMA)算法对优化问题进行求解。并探讨了阻尼材料的弹性模量,损耗因子和加强筋截面尺寸对拓扑优化结果的影响。 相似文献
976.
卫星过渡支架附加约束阻尼层减振效果验证 总被引:1,自引:0,他引:1
某型号卫星过渡支架、卫星支架及卫星在进行轴向方向振动试验时,在一阶共振频率33.67Hz时,经过卫星过渡支架加速度响应放大4.24倍,从而导致提供给卫星的界面振动条件过高。为了降低星箭界面振动量级,对卫星过渡支架采用增加约束阻尼层的方法进行减振。通过试验的方法对附加约束阻尼层减振效果进行了验证,试验结果表明随着振动量级增加约束阻尼层减振效果越明显,在0.15g输入条件下,星箭界面加速度响应减少15.1%~16.1%。对于过渡支架本身,应变响应减振效果比加速度响应减振效果更加明显。 相似文献
977.
通过调整桨叶复合材料大梁的铺层角及其展向分布,提出了SA349直升机马赫数相似模型旋翼桨叶的3种挥舞弯曲-扭转弹性耦合方案并进行了弹性剪裁分析。在分析中采用19自由度弹性耦合中等变形梁单元模型,以SA349直升机飞行状态2的气动力作为桨叶预定气动载荷,计算并比较了不同耦合方案的桨根与桨毂振动载荷,验证了弹性剪裁在直升机减振设计中的有效性。 相似文献
978.
979.
众所周知,风洞试验中的飞机模型,尤其是带有大展弦比机翼的模型有时会出现翼梢振动现象,振动模式主要表现为翼梢沉浮和俯仰形式,以致影响实验结果的精度和可靠性.选取相对厚度较小的NACA0008翼型,在求解非定常Navier-Stokes方程的基础上,采用改进的无限插值理论和绕翼型的C型网格,模拟风洞实验中模型振动条件下的流场,研究振动模式及其不同耦合对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响.研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生;振动在不同的相位滞后条件下,对翼型流场的分离程度不尽相同. 相似文献
980.