全文获取类型
收费全文 | 3415篇 |
免费 | 582篇 |
国内免费 | 617篇 |
专业分类
航空 | 2242篇 |
航天技术 | 1107篇 |
综合类 | 508篇 |
航天 | 757篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 80篇 |
2022年 | 89篇 |
2021年 | 120篇 |
2020年 | 136篇 |
2019年 | 123篇 |
2018年 | 161篇 |
2017年 | 140篇 |
2016年 | 191篇 |
2015年 | 190篇 |
2014年 | 185篇 |
2013年 | 199篇 |
2012年 | 248篇 |
2011年 | 249篇 |
2010年 | 218篇 |
2009年 | 198篇 |
2008年 | 156篇 |
2007年 | 180篇 |
2006年 | 185篇 |
2005年 | 120篇 |
2004年 | 135篇 |
2003年 | 152篇 |
2002年 | 126篇 |
2001年 | 110篇 |
2000年 | 120篇 |
1999年 | 102篇 |
1998年 | 103篇 |
1997年 | 66篇 |
1996年 | 85篇 |
1995年 | 70篇 |
1994年 | 73篇 |
1993年 | 64篇 |
1992年 | 56篇 |
1991年 | 43篇 |
1990年 | 58篇 |
1989年 | 35篇 |
1988年 | 26篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 4篇 |
排序方式: 共有4614条查询结果,搜索用时 31 毫秒
991.
This study presents a novel impact time and angle constrained guidance law for homing missiles. The guidance law is first developed with the prior-assumption of a stationary target, which is followed by the practical extension to a maneuvering target scenario. To derive the closed-form guidance law, the trajectory reshaping technique is utilized and it results in defining a specific poly-nomial function with two unknown coefficients. These coefficients are determined to satisfy the impact time and angle constraints as well as the zero miss distance. Furthermore, the proposed guidance law has three additional guidance gains as design parameters which make it possible to adjust the guided trajectory according to the operational conditions and missile’s capability. Numerical simulations are presented to validate the effectiveness of the proposed guidance law. ? 2016 Chinese Society of Aeronautics and Astronautics. Production and hosting by Elsevier Ltd. This is an open access article under the CC BY-NC-ND license (http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/). 相似文献
992.
为航天运载器控制系统飞行试验外、遥测数据信息管理及数据处理而研制的一个大型智能化的计算机软件,为运载器飞行试验的结果分析及制导精度的鉴定工作提供了保障条件。 相似文献
993.
994.
为了解决编队航天器间相对位置的高精度测量,实现航天器编队自主飞行,提出基于激光实时跟踪测量航天器间相对位置的测量定位方法,建立了航天器间相对位置测量的数学模型。该测量方法在直角坐标系下用Hill方程建立编队航天器相对运动模型,得出航天器相对运动轨迹的解析解,在极坐标系下建立航天器间相对位置的激光跟踪测量模型,将激光跟踪测量系统的测量值转换到直角坐标系,对转换误差进行去偏差补偿,利用卡尔曼滤波方法进行数据处理,以提高航天器间的相对位置测量精度。仿真结果表明,若对于测距精度为5厘米,测角精度为0.1度的激光跟踪测量系统,采用去偏差转换测量卡尔曼滤波方法,航天器空间相对位置精度可达到厘米量级。 相似文献
995.
996.
997.
利用卡尔曼滤波快速确定GPS整周模糊度的研究 总被引:3,自引:0,他引:3
给出一种快速确定 GPS整周模糊度的方法 ,该算法根据载体运动特性 ,构造了卡尔曼 (Kalman)滤波器的状态方程 ,通过去相关处理 ,消除或减弱短时间内 GPS载波双差观测量的相关性 ,这不仅改善了 Kalman滤波器的稳定性 ,而且提高了确定 GPS整周模糊的可靠性 ,仿真结果表明 :对于短基线的情况 ,在较短的时间内 ,经过去相关处理有利于正确确定 GPS整周模糊度 相似文献
998.
999.
对浇注火箭固体推进剂,药浆固化升温是一个不稳定的传热过程。发动机尺寸愈大,固化升温时间愈长。本文用有限差分法计算传热时间,根据实验获得药浆固化时的热性质参数和温度之间的函数关系;并计算得到发动机尺寸、升温时间与温度变化的关系。 相似文献
1000.
应用计算机辅助分析(CAA)与计算机辅助绘图(CAD)方法,确定微型固体火箭发动机燃烧时间t_b。该方法自动化程度高、精度好,有可靠的理论依据。用它替代传统的没有任何理论根据的手工画角分线法,以提高小型固体火箭发动机内弹道数据处理的精度和速度是十分必要的。实践证明这是一种科学的可行的方法,值得推广。 相似文献