全文获取类型
收费全文 | 1087篇 |
免费 | 263篇 |
国内免费 | 246篇 |
专业分类
航空 | 1047篇 |
航天技术 | 178篇 |
综合类 | 141篇 |
航天 | 230篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 18篇 |
2022年 | 50篇 |
2021年 | 41篇 |
2020年 | 79篇 |
2019年 | 65篇 |
2018年 | 63篇 |
2017年 | 65篇 |
2016年 | 85篇 |
2015年 | 80篇 |
2014年 | 96篇 |
2013年 | 78篇 |
2012年 | 80篇 |
2011年 | 97篇 |
2010年 | 69篇 |
2009年 | 81篇 |
2008年 | 67篇 |
2007年 | 62篇 |
2006年 | 54篇 |
2005年 | 46篇 |
2004年 | 29篇 |
2003年 | 35篇 |
2002年 | 36篇 |
2001年 | 34篇 |
2000年 | 28篇 |
1999年 | 25篇 |
1998年 | 18篇 |
1997年 | 16篇 |
1996年 | 9篇 |
1995年 | 14篇 |
1994年 | 14篇 |
1993年 | 9篇 |
1992年 | 10篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 12篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有1596条查询结果,搜索用时 15 毫秒
91.
92.
93.
为了解决飞行器在大航向角误差的情况下进行飞行中对准的难题,将一种线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准的过程.详细推导了线性大航向角误差模型,设计了飞行器在大航向角误差情况下进行飞行中对准的卡尔曼滤波模型,并进行了数字仿真.仿真结果表明,线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准,能够很好地解决飞行器在大航向角误差情况下进行对准的难点,并给出了适合于大航向角误差模型的机动方式.最后,提出了线性大航向角误差模型在工程应用中的几点建议 相似文献
94.
最佳传力特性的偏置曲柄滑块机构解析法设计 总被引:1,自引:0,他引:1
本文根据偏置曲柄滑块机构的运动特性和传力特性所建立的函数关系,运用极值理论推导出给定条件下传力特性最佳的计算公式,大大方便了设计应用,值得推广。 相似文献
95.
三叉杆式万向联轴器采用调心轴承时的运动分析 总被引:16,自引:0,他引:16
分析了三叉杆式万向联轴器采用调心轴承时输出转角和输入转角之间的关系式,并得出这种联轴器为准等角速传动万向联轴器的结论;讨论了轴偏转角大小对输出输入转角差值的影响,分析表明,这种联轴器中转角差值的变化周期是输入轴自转周期的3倍。 相似文献
96.
97.
本文以WM-80/φ273毫米火箭炮的扭力平衡机为背景,讨论了扭力平衡机的基本原理及其设计的一般情况。通过对Mp,Mq0和Mq等参数的确定,分析,为同类型产品的设计计算提供了理论指导。 相似文献
98.
99.
基于终端角度约束的二阶滑模制导律设计 总被引:1,自引:2,他引:1
针对空地导弹具有终端角度约束条件的制导律设计问题,提出了一种在有限时间内稳定的新型二阶滑模制导律。首先,在弹目相对运动学模型基础上,将终端弹道倾角约束转化为终端视线(LOS)角度约束,作为制导系统的终端控制目标。其次,通过选取一种新型二阶滑模面,结合螺旋控制算法的思想,设计了一种二阶滑模变结构制导律,来抑制系统中的不确定性因素,从而满足零化视线角速率和制导系统的终端角度约束条件的要求。采用一种新的Lyapunov函数,基于Lyapunov稳定性理论,严格证明了制导系统在有限时间内的稳定性。最后,对空地导弹制导系统进行数字仿真,通过和一阶传统滑模制导律以及基于超螺旋算法的二阶滑模制导律进行对比分析,验证了所设计的制导律在保证制导精度的同时,更能在有限时间内提高终端约束角度的精度,并且避免了超螺旋算法中参数选取较多的问题。 相似文献
100.
飞机稳定尾旋的预测研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在考虑各种影响因素的基础上,增加了交叉惯性积对稳定尾旋的影响,从而导出了分析稳定尾旋的有关公式。为了避免遗漏解的可能性,采用不需选择初值的求解方法,给出了稳定尾旋的判据。应用该方法对某型飞机的尾旋进行了预测计算,求出了一个陡尾旋解和一个平尾旋解,计算结果与该飞机尾旋试飞结果吻合较好,表明计算方法是正确的,计算结果可用于指导飞机的尾旋试飞。 相似文献