全文获取类型
收费全文 | 1207篇 |
免费 | 313篇 |
国内免费 | 391篇 |
专业分类
化学 | 482篇 |
晶体学 | 81篇 |
力学 | 502篇 |
综合类 | 23篇 |
数学 | 37篇 |
物理学 | 786篇 |
出版年
2024年 | 27篇 |
2023年 | 54篇 |
2022年 | 54篇 |
2021年 | 76篇 |
2020年 | 44篇 |
2019年 | 63篇 |
2018年 | 34篇 |
2017年 | 59篇 |
2016年 | 53篇 |
2015年 | 58篇 |
2014年 | 106篇 |
2013年 | 104篇 |
2012年 | 81篇 |
2011年 | 93篇 |
2010年 | 77篇 |
2009年 | 108篇 |
2008年 | 98篇 |
2007年 | 66篇 |
2006年 | 76篇 |
2005年 | 58篇 |
2004年 | 68篇 |
2003年 | 59篇 |
2002年 | 51篇 |
2001年 | 44篇 |
2000年 | 53篇 |
1999年 | 43篇 |
1998年 | 34篇 |
1997年 | 34篇 |
1996年 | 30篇 |
1995年 | 22篇 |
1994年 | 28篇 |
1993年 | 15篇 |
1992年 | 12篇 |
1991年 | 6篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 10篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 4篇 |
排序方式: 共有1911条查询结果,搜索用时 31 毫秒
41.
带热障涂层高温导叶复合冷却数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文以采用复合冷却方式的重燃一级静叶为研究对象,采用CFX软件求解雷诺时均N-S方程,应用标准K-Epsilon模型,考虑燃烧室不均匀出口温度、工质变物性、端壁冷却等因素,对加涂层静叶进行气热耦合计算,从整体和局部对比分析了热障涂层与其他冷却方式的复合冷却效果。结果表明,采用复合冷却方式,设置0.5 mm热障涂层可降低叶片金属表面温度100~350 K,满足合金使用要求。针对前缘气膜孔上游的小尺度高温热斑,本文指出其形成源于局部存在高温漩涡,通过合理匹配几何与气动参数可将之消除. 相似文献
42.
43.
为了提高材料表面的耐磨性和高温抗氧化性,利用激光熔覆技术在Q235钢表面制备了MoFeCrTiW高熵合金涂层,并采用X射线衍射仪(XRD)、扫描电镜(SEM)和磨损试验机等研究了Si,Al添加对高熵合金涂层组织、相结构、耐磨性和高温抗氧化性能的影响。结果表明:激光熔覆MoFeCrTiW高熵合金涂层组织为等轴晶,单独添加等物质的量的Si或Al时,涂层分别为共晶组织或树枝晶,同时添加等物质的量的Si和Al时,涂层组织为细小的等轴晶。各高熵合金涂层的主体相均为BCC相,随着Si,Al的添加,BCC相的晶格常数减小。添加等物质的量的Al有助于抑制涂层中金属间化合物的形成,使涂层耐磨性降低;添加等物质的量的Si则会形成含Si的金属间化合物和一些未知相,提高涂层耐磨性。激光熔覆MoFeCrTiW高熵合金涂层在800℃的抗氧化性较高,Si、Al的添加可使涂层的高温抗氧化性进一步提高。 相似文献
44.
46.
平面叶栅气动试验传统上是验证压气机、涡轮的基元性能的主要手段, 近年来国内外研究人员利用平面叶栅开展了大量的流动测量试验, 以揭示叶栅内部复杂流动现象的本质和规律、探索减小叶栅内流动损失的方法. 本文从试验装置、测试技术和研究内容三个方面, 综述了近年来平面叶栅气动试验研究的进展情况. 首先介绍了平面叶栅试验装置的发展及提高平面叶栅试验段流场品质的措施; 其次介绍了叶栅气动试验采用的部分流场测试技术, 包括叶片表面压力场、叶片表面温度场、内流速度场及流场可视化等测试技术, 分析了这些测试技术的进展和存在的问题; 然后梳理了近年来平面叶栅试验研究的相关科学问题及进展, 包括跨音速叶栅中的激波研究, 叶顶间隙泄漏流动研究, 叶型优化研究, 多尺度非定常旋涡结构研究, 振动环境下叶栅流场研究等; 最后对平面叶栅气动试验研究方向进行了展望. 通过了解叶栅内复杂流动现象及本质, 为进一步探索和提高压气机、涡轮的气动性能提供技术支撑. 相似文献
47.
48.
49.
50.
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