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1.
《低温与超导》2021,49(3):43-48
具有优良环保特性的CO_2制冷系统在全球范围内正成为研究的热点,但是其跨临界制冷循环中高系统运行压力带来的安全性和成本较高等问题目前仍是应用过程存在的技术挑战。采用CO_2压缩吸收式耦合制冷循环可以降低CO_2制冷系统运行压力。为了研究CO_2压缩-吸收式耦合制冷循环中各个部件在系统参数变化时对于系统不可逆损失(熵产)分布的影响,针对课题组之前提出的CO_2-离子液体压缩-吸收式耦合制冷系统,采用熵分析法建立了熵产分析模型,基于实验数据分析了冷却水进水温度与载冷剂进口温度对系统各部件熵产分布情况的影响。结果表明:系统熵产主要来源于冷凝吸收器与压缩机;冷却水进水温度从30℃上升至36℃时,系统各部件熵产与系统总熵产均有降低,其中系统总熵产从1.38 W·K~(-1)下降至1.18 W·K~(-1);载冷剂进口温度从21℃上升至27℃时,系统总熵产从1.23 W·K~(-1)上升至1.31 W·K~(-1);冷凝吸收器中熵产为系统总熵产的40%以上。研究结果为新型CO_2-离子液体压缩-吸收式耦合制冷系统的后续改进指明了方向。 相似文献
2.
近年来以低温室效应(GWP)的制冷剂的蒸汽压缩式高温热泵一直是余热回收领域的研究热点。为获得更高的输出温度,本课题组搭建了一台采用自然工质水作为循环冷媒的超高温热泵样机并进行了实验测试。实验结果表明蒸发温度为80℃,冷凝温度从115℃升至145℃时,热泵的COP从4.88降至1.89。在85℃蒸发,117℃冷凝时,最高COP为6.1,制热量为285 kW,同时在85℃蒸发时,该热泵的最高冷凝温度可达到150℃,此时COP为1.96。在相同的温升下,热泵的COP和卡诺效率都随着输出温度的升高而增加,因此我们认为该热泵更适合高温输出的应用场合。 相似文献
3.
坝前淤泥面与新填筑坝体接触面是"坝前淤泥面加坝"技术的薄弱环节。为了探究不同工况下淤泥坝基、新填筑坝体,以及淤泥土-新填土接触面的剪切强度特性,以宁夏南部山区西吉县南川水库坝前淤泥面加坝工程为研究对象,通过常规应变式直剪仪、改进常规应变式直剪仪分别进行剪切试验,分析了淤泥土含水率和压实度变化时,淤泥土、新填土、淤泥土-新填土接触界面的抗剪强度、黏聚力、内摩擦角的变化规律。试验结果表明:新填土抗剪强度最大,不同工况下淤泥土-新填土接触界面的抗剪强度介于淤泥土和新填土的抗剪强度之间;淤泥土含水率在12%~16%之间存在最优含水率,超过该含水率后,淤泥土及淤泥土-新填土接触界面之间的抗剪强度均显著降低;当淤泥土含水率从8%增加至12%、16%时,黏聚力减小8%左右后迅速减小至22%,具有明显的阶段性,而淤泥土-新填土接触界面的黏聚力呈现先增加后减小的趋势;当含水率相同时,随着压实度的增加,淤泥土、淤泥土-新填土接触面的黏聚力、内摩擦角总体呈增大趋势。最后根据试验结果对"坝前淤泥面加坝"工法的工程应用提出了相关建议。 相似文献
4.
针对圆柱形膨胀腔消声器三维建模及声学性能分析问题, 提出一种基于切比雪夫变分原理的耦合声场建模方法, 建立三维圆柱形膨胀腔消声器理论模型并搭建试验台架, 传递损失试验结果验证了理论模型的准确性. 将膨胀腔消声器内部声场分解为多个子声场, 基于子声场间压力与质点振速连续性条件, 推导声场耦合变分公式, 构建子声场拉格朗日泛函. 将子声场声压函数展开为切比雪夫-傅里叶级数形式, 通过瑞利-里兹法求解膨胀腔消声器频率、声压响应及传递损失. 计算并对比分析扩张比、扩张腔长度、进出口管偏置对膨胀腔消声器消声性能的影响. 结果表明: 扩张比增大会有效提高消声器在低频段的消声性能, 进出口管的偏置对消声器消声性能影响很小. 相似文献
5.
针对Mach数8以上(Ma>8)冲压发动机地面试验能力不足问题,基于FD-21高能脉冲风洞,开展了吸气式推进试验技术探索,提升了FD-21风洞的重活塞驱动能力,获得了总压18.66 MPa、总温3 950 K、Ma=9.62、静压436.6 Pa、速度3 km/s的高焓大动压模拟流场,同时发展了高时间分辨率吸收光谱测量技术和基于重模型自由飞原理的发动机推阻测量方法.在此基础上,设计了弯曲激波压缩二元发动机,构建了燃料在线供应与喷注控制、模型悬挂与瞬态释放及相关测量一体的试验系统,在所建立的Ma=9.62风洞模拟环境中进行了集成验证试验,定量测得了有/无氢气射流与空气/氮气超声速气流作用下二元发动机的壁面压力、吸收光谱峰值吸收率、轴向力等数据,并利用纹影观测到了进气道唇口与燃烧室部位的波系特征.多次试验所得的壁面压力、峰值吸收率、轴向力随时间变化曲线均存在2 ms以上的平台,表明二元发动机建立了准定常流动.冷热态及氮气对照组对应的壁面压力分布、峰值吸收率、轴向力等数据呈现出了明显不同,且二者规律近似一致,一方面说明所建立的模拟流场、燃烧诊断技术、发动机推阻测量技术是有效的,另一方面也表明二元发动机实现了点火燃烧、获得有效热功转换,为后续相关研究奠定了良好的基础. 相似文献
6.
铯原子D1线的非经典光由于其波长接近于量子点的独特优势,在固态量子信息网络的发展中有着重要的应用前景.在之前的工作中,利用两镜连续简并光学参量振荡器中的参量下转换过程,制备出2.8 d B正交压缩真空态光场.然而,所产生光场的压缩度较低,对于对压缩光具有实用意义的可调谐性能也未做进一步探究.理论分析表明,光学参量振荡器后腔镜对信号光透射率的增加及内腔损耗的减小可以提高压缩度.因此,本文在该研究基础上,通过使用高光洁度腔镜及优化腔镜镀膜参数等方式对光学参量振荡器进行改良,降低了光学参量腔阈值,获得压缩度为3.3 d B的单模正交压缩真空光.当光学参量腔运转为参量反放大状态时,在系统稳定运行的情况下,制备的明亮压缩态光场能够连续调谐80 MHz,为其在量子信息网络中的应用奠定了良好的基础. 相似文献
7.
收缩扩张管内液氮空化流动演化过程试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
本文基于低温空化试验平台研究了收缩扩张流道内液氮非定常空化流动的演化过程. 试验采用高时空分辨率的高速摄像机对77 K液氮在不同空化数σ下空穴结构的演变进行了精细化的分析和研究. 利用试验得到的空穴长度和面积等数据, 定量分析了液氮空化流动的非定常特性与时空演变规律. 研究结果表明: (1)在相似来流速度和温度条件下, 随着空化数的减小, 液氮空化流动呈现四种典型流型, 空穴长度在2.5 h以内为初生空化、空穴长度在2.5 h ~ 7.5 h之间为片状空化、空穴长度在7.5 h ~ 15 h之间为大尺度云状空化, 空穴长度超过15 h为双云状空化, 且在大尺度云状空化和双云状空化阶段均捕捉到了回射流现象; (2)液氮空化流动从初生空化到双云状空化, 脱落空穴的尺度逐渐增大, 空穴面积脉动的幅值和准周期均有所增加. 同时, 在大尺度云状空化与双云状空化阶段, 喉口处堵塞效应对空化流动的影响显著增强; (3)相比于初生空化, 片状空化、大尺度云状空化以及双云状空化中脱落空穴的移动距离依次增加了0.97倍、2.65倍与2.68倍, 溃灭时间依次增加了1.18倍、3.59倍与4.47倍, 但溃灭速度依次减小了0.10倍、0.20倍与0.30倍. 除此之外, 对于双云状空化阶段, 存在两种显著不同的脱落空穴演化过程. 相似文献
8.
压缩条件下,不同形状玄武岩柱的强度和变形存在差异,且其破裂机理和破坏模式亦存在区别。本文构建不同形状的玄武岩柱图像,然后将细观损伤力学、统计强度理论、连续介质力学相结合,基于RFPA3D-CT软件的数字图像处理,将玄武岩柱图像转化为有限元网格模型,并分别赋予节理、岩石的材料力学参数,其中,考虑节理及岩石的非均质性。进一步开展不同侧压条件下的玄武岩柱数值试验,以研究其强度和变形特性,及其破裂机理与破坏模式。研究表明:对于侧压0 MPa的情况,尺寸1.5 m×3 m,3 m×3 m,6 m×3 m的玄武岩柱的抗压强度随柱体倾角的增加大致呈U型分布;对于侧压6 MPa的情况,尺寸1.5 m×3 m,3 m×3 m,6 m×3 m的玄武岩柱的抗压强度随柱体倾角的增加大致呈V型分布。分别以尺寸1.5 m×3 m,6 m×3 m,柱体倾角β为15°和45°的玄武岩柱为例,研究其在不同侧压条件下的破裂机理及破坏模式,分析了加载过程中应力集中、裂纹萌生、扩展、破碎带形成的全过程,以及声发射特征。 相似文献
9.
蜂窝结构作为一种多孔材料具有轻质、高强度、高刚度的优点, 兼具隔声降噪、隔热等优良性能, 被广泛应用于交通运输、航空航天等领域. 传统直壁蜂窝在受力后容易出现应力集中的问题, 这将导致蜂窝夹层产生裂纹破坏, 缩短夹层板的使用寿命. 针对此问题本文设计了一种以圆弧曲壁蜂窝作为芯层的蜂窝夹层板, 基于单位载荷法推导了蜂窝芯的等效参数, 建立曲壁蜂窝夹层板的动力学模型, 利用Chebyshev-Ritz方法求解悬臂边界下曲壁蜂窝夹层板的固有频率, 并用有限元方法进行对比验证, 发现前5阶固有频率的误差均在5%以内, 每阶固有频率对应的振型一致. 通过3D打印聚乳酸(PLA)制备了曲壁蜂窝夹层板, 使用万能试验机对PLA拉伸试件进行准静态拉伸测定了打印材料的杨氏模量, 搭建振动试验平台对制备的曲壁蜂窝夹层板进行正弦扫频试验、定频谐波驻留试验和冲击试验. 对比发现3D打印模型振动试验获得的前5阶固有频率与理论模型和有限元模型的计算结果三者一致, 试验发现曲壁蜂窝芯在特定频段内具有一定的抗冲击性能. 研究结果将为曲壁蜂窝在振动和隔振方面的应用提供理论支持. 相似文献
10.
基于局部偏转吻切方法的多级压缩乘波体设计 总被引:1,自引:0,他引:1
乘波体因优异的气动特性, 被认为是突破现有“升阻比屏障”的有效途径之一, 已成为高超声速飞行器气动设计的研究热点. 针对常规单级压缩乘波前体压缩量不足的问题, 基于局部偏转吻切方法提出一种多级压缩乘波体设计方法, 实现了多道非轴对称激波的逆向乘波设计. 通过引入多道非轴对称激波, 可充分发挥乘波前体的预压缩效果, 并为复杂外形条件下的高超声速飞行器设计提供新的思路. 以基于非轴对称椭圆锥激波的两级压缩乘波体为例阐述了该多级设计方法, 并在相同条件下设计了3种不同长短轴比的两级椭圆锥压缩乘波体. 设计状态下的数值模拟结果表明, 无黏条件下, 该设计方法得到的壁面压力分布与CFD结果基本一致, 且对应气动力参数的最大误差仅为0.3%左右, 证明了该方法的可靠性. 相较于两级圆锥压缩乘波体, 长短轴比大于1的两级压缩乘波体拥有更好的压缩性能和升阻特性, 但总压恢复系数和容积特性有所下降, 而长短轴比小于1的两级压缩乘波体性能恰好与之相反. 黏性条件下, 此类乘波体的激波系结构变化不大, 两道椭圆锥激波在底部截面基本相交, 仍具备较佳的乘波特性. 相似文献