全文获取类型
收费全文 | 919篇 |
免费 | 170篇 |
国内免费 | 370篇 |
专业分类
航空 | 887篇 |
航天技术 | 171篇 |
综合类 | 141篇 |
航天 | 260篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 22篇 |
2022年 | 43篇 |
2021年 | 49篇 |
2020年 | 72篇 |
2019年 | 54篇 |
2018年 | 79篇 |
2017年 | 76篇 |
2016年 | 70篇 |
2015年 | 60篇 |
2014年 | 75篇 |
2013年 | 59篇 |
2012年 | 84篇 |
2011年 | 91篇 |
2010年 | 67篇 |
2009年 | 60篇 |
2008年 | 52篇 |
2007年 | 86篇 |
2006年 | 48篇 |
2005年 | 46篇 |
2004年 | 20篇 |
2003年 | 34篇 |
2002年 | 19篇 |
2001年 | 16篇 |
2000年 | 26篇 |
1999年 | 24篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 17篇 |
1996年 | 14篇 |
1995年 | 10篇 |
1994年 | 6篇 |
1993年 | 6篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 5篇 |
1988年 | 5篇 |
1987年 | 1篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有1459条查询结果,搜索用时 14 毫秒
91.
对于小球撞击欧拉-贝努利梁问题,应用撞击力模型,给出预报撞击力的两种方法。方法1基于位移协调方程,分别考虑碰撞发生阶段结束和恢复阶段结束两个时刻的位移协调方程。方法2基于梁的动力微分方程,利用撞击系统的动量守恒原理和恢复系数概念。两种方法均得到撞击过程中撞击力随时间变化的曲线。分析结果与已有结果进行比较,结果符合较好。其中方法1大幅简化计算量,可推广到小球与板撞击问题中去;方法2能够较好地描述撞击力,同时可分析各种因素对接触撞击力的影响。 相似文献
92.
飞机整体结构件加工变形的有限元模拟与试验研究 总被引:1,自引:3,他引:1
在模拟淬火、拉伸过程获得含有初始残余应力的预拉伸板材以及模拟单齿切削过程获得切削载荷的基础上,提出并采用接力算法,对一航空整体结构件的材料铣削过程进行有限元仿真,同时进行了试验研究.结果表明,有限元模拟的整体结构件的变形与试验具有一致性,从而证明提出的整体结构件加工仿真关键技术的可行性,避免了为研究加工变形而进行的繁琐的试错法. 相似文献
93.
94.
95.
研究了不同固溶及回火温度对高Co-Ni超高强度钢23Co 14Ni12Cr3Mo的Charpy V型缺口试样冲击功AKV和硬度HRC的影响,并用扫描电镜观察分析不同处理状态下的冲击断口形貌,用透射电镜对未溶碳化物进行了分析.结果表明,在850~930 ℃范围内固溶,随温度的提高,冲击功升高,硬度先升高后降低;在454~510 ℃范围内回火,随温度的提高,冲击功也增加,硬度降低.断口形貌观察结果表明,试验用钢冲击断口形貌均呈韧窝状,为韧性穿晶断裂,随固溶温度升高韧窝变大变深.韧窝中发现M23C6型碳化物颗粒,随固溶温度的升高而逐渐减少,提高固溶温度对改善试验用材料综合性能有利. 相似文献
96.
采用流固耦合方法的整级叶片鸟撞击数值模拟 总被引:6,自引:3,他引:6
利用MSC.DYTRAN软件建立了鸟撞航空发动机叶片转子级瞬态动力学有限元模型,采用流固耦合算法,模拟受气动和离心载荷作用并稳定旋转的发动机转子叶片,遭受不同鸟体撞击的瞬态响应过程.计算结果表明:鸟体撞击会使叶片产生巨大的瞬时冲击应力;鸟体速度、密度和尺寸的增加,将迅速增加叶片的冲击应力峰值,当叶片硬化和变形能力达到充分发展后,冲击应力峰值的增加速度会变慢;同时,叶片材料静态硬化模量的增加也会提高冲击应力峰值,而静态屈服强度的增加则会减小冲击峰的作用时间.最后还进一步模拟了鸟撞使叶片发生失效破坏的过程. 相似文献
97.
航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。 相似文献
98.
99.
针对传递对准中机翼挠曲变形建模方法适用性差的问题,提出了一种基于有限元分析的不同挂点处弹载子惯导系统的机翼挠曲变形建模方法。以柔性较大的大展弦比机翼为研究对象,建立了薄蒙皮、双翼梁、多肋板式机翼模型。通过绕流分析得到的机翼上、下表面压力分布云图,在此基础上对机翼结构进行气动载荷的加载。根据ANSYS瞬态动力学分析,获取了机翼挠曲变形角的随机过程序列,并利用AR(n)模型代替ARMA(p,q)模型进行建模。采用一种改良卡尔曼滤波算法对模型参数进行估计,并利用信息准则对模型的适应性进行检验。根据参数辨识的结果,最终得到了机翼的挠曲变形模型。 相似文献
100.