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1.
本文采用SST湍流模型模拟了类前缘通道内蒸汽射流阵列冲击冷却的流动与传热特性,分析了雷诺数(Re=10000~50000)、孔径比(d/H=0.5~0.9)和孔间距比(S/H=2~6)对流动及传热性能的影响规律,得到了相应的传热和摩擦关联式。结果表明:在不同雷诺数下,d/H从0.5到0.9变化时,通道压力损失系数降低了76%~79%,靶面平均努塞尔数降低了45%~49%;S/H从2增至6时,通道压力损失系数增加了1.64~1.92倍,靶面平均努塞尔数增加了54%~64%;增大d/H、减小S/H可有效提高类前缘通道蒸汽冲击冷却的综合热力系数。本文研究结果可为未来先进燃气轮机高温涡轮叶片蒸汽冷却结构的设计提供参考和借鉴。 相似文献
2.
高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性, 选取圆锥?圆台机体组合捕获翼概念构型, 在马赫数0.3 ~ 3速域范围内, 选取典型状态点, 采用数值模拟在 0°攻角条件下进行了计算和分析. 结果表明, 在整个速域范围内, 由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小, 因此二者之间的气动干扰最为明显, 且沿展向逐渐减弱. 同时, 随马赫数增大, 机体与捕获翼间的流场结构明显不同, 具体表现为: 当Ma<0.5时, 未出现流动分离现象, 当Ma>0.5时, 机体后段开始出现明显的流动分离, 由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道, 捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大; 进入跨声速速域后, 在捕获翼的影响下, 流动分离更加明显, 机体与捕获翼之间开始出现激波, 并且与分离区相互作用, 同时出现激波串, 捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时, 通道内激波位置基本到达机体尾部, 分离区基本消失; 当Ma>2以后, 整个流场呈现以激波为主导的结构形式, 捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓. 相似文献
3.
采用格子玻尔兹曼方法对有三种恒温热源(圆形、三角形、方形)参与的圆管内纳米流体(铜-水)自然对流进行数值研究。主要研究瑞利(Ra)数,纳米颗粒体积分数以及热源几何形状等控制参数对纳米流体的流动与传热的影响。结果发现纳米颗粒体积分数的增加有利于强化传热,且在Ra数较小时,平均努塞尔(Nu)数增加的幅度要优于Ra数较大的情况。在所研究的控制参数范围内,方形热源的平均Nu数最大。根据数值结果给出不同热源表面的平均Nu数、纳米颗粒体积分数、Ra数三者之间的函数关系式,该函数关系可为此类工程的设计提供理论指导。 相似文献
4.
低雷诺数俯仰振荡翼型等离子体流动控制 总被引:2,自引:2,他引:0
针对低雷诺数翼型气动性能差的特点, 通过介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体激励控制的方法, 提高翼型低雷诺数下的气动特性,改善其流场结构. 采用二维准直接数值模拟方法求解非定常不可压Navier-Stokes方程,对具有俯仰运动的NACA0012翼型的低雷诺数流动展开数值模拟.同时将介质阻挡放电激励对流动的作用以彻体力源项的形式加入Navier-Stokes方程,通过数值模拟探究稳态DBD等离子体激励对俯仰振荡NACA0012翼型气动特性和流场特性的影响.为了进行流动控制, 分别在上下表面的前缘和后缘处安装DBD等离子体激励器,并提出四种激励器的开环控制策略,通过对比研究了这些控制策略在不同雷诺数、不同减缩频率以及激励位置下的控制效果.通过流场结构和动态压强分析了等离子体进行流场控制的机理. 结果表明,前缘DBD控制中控制策略B(负攻角时开启上表面激励器,正攻角时开启下表面激励器)效果最好,后缘DBD控制中控制策略C(逆时针旋转时开启上表面激励器,顺时针旋转时开启下表面激励器)效果最好,前缘DBD控制效果会随着减缩频率的增大而下降, 同时会导致阻力增大.而后缘DBD控制可以减小压差阻力, 优于前缘DBD控制,对于计算的所有减缩频率(5.01~11.82)都有较好的增升减阻效果.在不同雷诺数下, DBD控制的增升效果较为稳定, 而减阻效果随着雷诺数的降低而变差,这是由流体黏性效应增强导致的. 相似文献
5.
与传统铸造技术相比, 基于金属粉末的增材制造技术因其生产周期短、可操作性强而在航空航天、生物医学等领域具有很好的优越性. 尤其是激光直接沉积技术, 因其自由度高, 在复杂构件制造、部件修复中有着广泛的运用. 但是该激光直接沉积过程涉及多物理场、跨尺度、极端高温高压环境和相变问题, 仅靠实验不能很好地研究其中的机理. 已有数值模拟技术一般通过预设或者射入拉格朗日点作为颗粒输入, 不能做到同时考虑环境气体、颗粒碰撞和相变过程. 本文在近期发展的基于核函数近似背景流场的半解析CFD-DEM耦合方法中引入了流体体积分数法(VOF), 发展了可以同时模拟含热、刚体颗粒、相变和自由液面及相变界面的半解析VOF-DEM (或半解析CFD-DEM-VOF)方法, 从而首次实现了真实物理环境下激光直接沉积技术的数值模拟. 其中, VOF中的气相为环境气体, 液相为熔融和凝固的金属相, 界面通过iso-Advector重构, DEM为未熔化的金属粉末, 且流体网格可解析离散元颗粒形状. 这一模拟框架可以有效复现颗粒之间的碰撞、粘结、熔化、融合, 以及熔池熔道的形成, 为激光直接沉积技术的数值模拟提供了开拓性的范式, 并可以被应用到其他带相变的颗粒系统中. 相似文献
6.
7.
8.
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
9.
边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望. 相似文献
10.
格栅-空腔流动会引发流场自激振荡现象,产生结构振动及噪声问题.研究此类现象的形成机理对相关设备的减振降噪设计具有重要意义.目前已知这种现象是在流场正逆向两种扰动的耦合作用下形成的,但上述两种扰动的形成机理尚未明确.针对该问题,建立了格栅-空腔流动数值模型,并进行非稳态数值模拟.通过分析压力振荡数据及流场结构演化过程,对两种扰动的形成过程进行了研究.研究结果表明,正逆向两种扰动的形成均与格栅间隔中形成的小尺度涡团有关.上游小尺度涡团从格栅间隔中依次脱离并聚集演化为大尺度涡团,形成该流动系统的正向扰动.下游小尺度涡团脱离格栅间隔激发的逆向扰流构成该流动系统的逆向扰动,并对正向扰动产生持续的正反馈作用. 相似文献