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六联体导向叶片无余量精铸技术研究 总被引:1,自引:1,他引:0
对六联体叶片组无余量精铸研制过程中出现的欠铸、疏松和裂纹等缺陷,进行了研究和探索.通过对制模、制壳、浇注系统组合方案的设计、叶片组熔注、脱壳、叶片组的检测等工艺进行试验,摸索出了六联体叶片合理、可行的工艺方法和参数,成功研制出了满足使用要求的六联体导向叶片铸件,积累了多联体叶片的精铸经验. 相似文献
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采用圆波和三角波两种扫描模式,在不同的扫描幅度下对高温合金GH4169进行电子束焊接试验,分析焊接接头的成形情况、焊缝尺寸、接头横截面的宏观形貌和显微组织。结果表明,圆波比三角波扫描模式焊缝成形差,随着扫描幅度的增加,两种扫描模式下焊缝成形均变差。当扫描幅度超过2 mm时,容易产生咬边缺陷。随着扫描幅度的增加,焊缝的成形系数增加。非扫描情况下,焊缝中心两侧柱状晶夹角接近180°,而在扫描情况下,焊缝中心两侧柱状晶夹角接均小于180°,圆波模式比三角波模式柱状晶夹角大。 相似文献
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激光冲击强化TC17钛合金室温和高温拉伸性能研究 总被引:2,自引:2,他引:0
目的分析激光冲击强化对钛合金室温和高温拉伸性能的影响。方法用YAG纳秒脉冲激光器对TC17钛合金板状拉伸试样表面进行双面激光冲击强化,脉冲能量为25 J,脉冲宽度为15 ns,光斑尺寸为4.2 mm×4.2 mm,搭接率为10%,强化1次。通过室温及400℃下拉伸试验,获得强化前后试样的抗拉强度、屈服强度和断裂伸长率,利用X射线衍射法测试拉伸前后试样表面的残余应力,并在扫描电镜下观察拉伸试样断口微观形貌。结果室温拉伸试验时,激光冲击强化对TC17钛合金的室温抗拉强度和伸长率几乎无影响,但强化后的室温屈服强度下降约6.1%,有/无强化试样均没有明显的屈服点,距离强化试样断裂位置10 mm的表面残余压应力较拉伸前下降约12%。400℃拉伸试验时,激光冲击对TC17钛合金的高温抗拉强度和屈服强度均影响较小,有/无强化试样均出现明显的屈服点,距离强化试样断裂位置10 mm的表面残余压应力较拉伸前下降约44%。结论激光冲击强化在TC17钛合金表面引入显著的残余压应力分布,对屈服强度具有一定程度的影响。强化后试样的屈服强度与拉伸过程中残余压应力松弛速率有关,室温拉伸过程的残余应力松弛较高温拉伸过程慢,试样内部的平衡拉应力区更容易先发生屈服。这是造成室温拉伸屈服强度小幅降低的主要原因。 相似文献
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采用冷压成型、自由烧结工艺分别制备了青铜粉、聚酰亚胺、二硫化钼和石墨填充改性的聚四氟乙烯复合材料,在改装的M-2000型摩擦磨损试验机上考察了材料的二次转移摩擦学性能;用扫描电子显微镜对磨损表面进行观察和分析。结果表明:增加载荷有利于提高转移膜与基底的结合强度;填料种类对PTFE复合材料二次转移膜的摩擦学性能有影响,在本实验条件下(干摩擦、室温、滑动速度为0.42m/s、接触载荷为30N),以PTFE复合材料作为润滑剂提供源使用时,PTFE/MoS2、PTFE/Graphite复合材料形成的二次转移膜最好,PTFE/Bronze复合材料二次转移膜次之,PTFE/PI复合材料形成二次转移膜的能力最差。 相似文献
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本文针对这种情况论述采用钢带尺指示直径数值、双层气缸利用有效空间解决结构和较大调整量测量夹具结构设计过程。 相似文献
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利用喷丸再结晶方法提高K417合金的疲劳寿命 总被引:2,自引:0,他引:2
K417镍基高温合金是我国广泛应用于制造航空发动机涡轮叶片的材料。研究了采用喷丸再结晶方法提高K417合金疲劳寿命的可行性。实验结果表明,该方法可以有效提高K417合金在650℃大气条件下的疲劳寿命。利用扫描电镜对试样断口进行了观察和分析,并对疲劳寿命提高机制进行了讨论。 相似文献
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