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41.
既有中心支撑钢框架结构采用约束屈曲支撑进行替换加固时,常需进行多次非线性时程分析,以获取约束屈曲支撑的承载力和刚度.为避免大量的非线性分析与迭代计算,通过计算各参数条件下单自由度中心支撑钢框架结构和约束屈曲支撑结构的延性需求谱,建立了在延性需求满足抗震加固要求条件下的约束屈曲支撑结构等效耗能(E)与延性需求(μ)之间的关系,即E—μ模型.基于该模型提出了一种约束屈曲支撑结构抗震加固设计与简化评估方法.最终通过对一个6层中心支撑钢框架结构采用约束屈曲支撑进行加固设计与评估,验证了所提方法的适用性. 相似文献
42.
为防治冲击地压危害,减小人员伤亡与经济损失,采用数值计算方法建立吸能让位防冲液压支架与围岩协同作用体系模型,计算支架和围岩组合体系在静载和冲击载荷作用下的受力状态。结果表明:静载条件下,受煤层影响巷道右侧拱肩位置应力值与塑性应变相对最大,此处最易发生破坏;吸能装置在静载条件下没有发生压缩变形,表明吸能装置不会影响支架正常工作;竖向冲击荷载条件下,受煤层结构影响巷道右侧拱肩处等效塑性应变值增大相对比较明显,吸能防冲支架中间液压柱与右侧液压柱水平位移变化相对最明显;冲击地压发生过程中,支架与围岩间相互作用力变化较大,总体可分为振动段、平稳段、上升段、波动段4个阶段。 相似文献
43.
总结了近5年来再入飞行力热环境预测与试验技术的研究进展。针对高速绕流流场引起的宽频声振环境和瞬态热环境,调研了国内外在上述环境的数值模拟预测、等效模拟试验和试验观测方面的最新研究情况和目前仍面临的难点问题。重点介绍了中物院总体所围绕再入飞行力热环境预测与试验方面开展的研究工作和已取得的部分研究成果。提出了后续研究方向和建议。再入飞行力热环境数值模拟预测技术和等效模拟试验技术在飞行器的设计、验证方面将发挥更加重要的作用,朝着再现实际飞行力热环境的终极目标继续迈进。 相似文献
44.
目的 通过开展激光对无人机用航空铝合金材料的缩比毁伤实验,为研究激光对无人机的毁伤特性及规律奠定基础,为激光武器的战技指标论证提供科学可靠的参考数据。方法 采用缩比模型法,利用激光对航空铝靶板进行毁伤实验,记录烧穿时间、光斑直径、激光功率等参数,并通过等效性修正实验对毁伤规律进行分析。结果 毁伤缩比实验中,随着尺度律cP的增加,航空铝板的平均击穿时间逐渐延长,击穿所需的激光能量密度基本符合线性增加规律。修正实验中,随着航空铝板厚度的增加,击穿时间逐渐延长,实验拟合曲线与理论曲线具有较好的一致性。结论 通过缩比实验与修正实验,可建立激光对航空铝合金材料的毁伤模型公式,根据激光参数推算毁伤阈值及击穿时间。 相似文献
45.
通过对样板钳工噪声的测定及分析,探索工作量不确定的非稳态,间断噪声的表达方式,方法:调查样板钳工的主要品怕源及年工时,测定相应噪 的日等效连续A声级,根据能量平衡原理计算年等效连续A声组(简称LeqA,Y),进行主要噪声的频谱分析,结果:该工种的主要品声源是平铁,切割,锉磨,其LeqA,d分别是95.7,98.2,90.4;计算LeqA,y为92.1,切割,锉磨属高频噪声,结论:LeqA,y是工作量不确定的非稳态噪声简单,实用的综合评价指标。 相似文献
46.
通过对样板钳工噪声的测定及分析,探索工作量不确定的非稳态、间断噪声的表达方式。方法:调查样板钳工的主要噪声源及年工时,测定相应噪声的日等效连续A声级(简称L eqA,d),根据能量平均原理计算年等效连续A声级(简称L eqA,y),进行主要噪声的频谱分析。结果:该工种的主要噪声源是平铁、切割、锉磨,其L eqA,d分别是95.7、98.2、90.4:计算L eqA,y为92.1;切割、锉磨属高频噪声。结论:L eqA,y是工作量不确定的非稳态噪声简单、实用的综合评价指标。 相似文献
47.
疲劳损伤等效在随机振动试验中的应用 总被引:5,自引:2,他引:5
以疲劳损伤等价为基础的随机振动试验是评价结构振动环境适应性能力的重要手段.将基于位移模态和应变模态的模态叠加方法分别应用于结构振动位移响应和应力响应的分析中,建立了随机振动试验不同激励条件下,结构振动响应的关系;将结构随机振动应力响应的峰值概率分布通用关系应用于疲劳损伤评估,导出了振动疲劳损伤等效关系.以一个试验为例介绍了疲劳损伤等效原则在随机振动试验中的应用. 相似文献
48.
天然河流的二维等效扩散模型 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对天然河流流带的拉伸或压缩处理,使之成为处处流速和水深均相等的理想河流,在此基础上建立了等效二维扩散模型。文中对建模方法和参数计算方法作了详细的介绍。 相似文献
49.
50.
本基于不同高度的大气环境容量,提出了等效大气污染物排放量的概念,并结合某开发区给出了等量换算公式。该公式形式简单,拟合效果极佳,使用方便,为环境管理提供了便捷快速科学的管理方法。 相似文献