全文获取类型
收费全文 | 588篇 |
免费 | 87篇 |
国内免费 | 117篇 |
专业分类
航空 | 328篇 |
航天技术 | 171篇 |
综合类 | 124篇 |
航天 | 169篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 2篇 |
2022年 | 2篇 |
2021年 | 4篇 |
2020年 | 11篇 |
2019年 | 4篇 |
2018年 | 11篇 |
2017年 | 6篇 |
2016年 | 9篇 |
2015年 | 15篇 |
2014年 | 34篇 |
2013年 | 31篇 |
2012年 | 37篇 |
2011年 | 42篇 |
2010年 | 56篇 |
2009年 | 46篇 |
2008年 | 38篇 |
2007年 | 32篇 |
2006年 | 36篇 |
2005年 | 32篇 |
2004年 | 17篇 |
2003年 | 14篇 |
2002年 | 14篇 |
2001年 | 15篇 |
2000年 | 24篇 |
1999年 | 37篇 |
1998年 | 26篇 |
1997年 | 32篇 |
1996年 | 22篇 |
1995年 | 25篇 |
1994年 | 25篇 |
1993年 | 22篇 |
1992年 | 8篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 12篇 |
1988年 | 8篇 |
1987年 | 4篇 |
1986年 | 3篇 |
1985年 | 2篇 |
1983年 | 2篇 |
1965年 | 2篇 |
1900年 | 1篇 |
排序方式: 共有792条查询结果,搜索用时 203 毫秒
131.
本文根据人体的热调节机制建立了二维人体热调节的有限元模型,并设计了相应的实验对该模型进行了验证,实验结果与计算结果吻合较好,本模型对于以人体-环境热交换为内容的工程实践和理论研究有较高的应用价值。 相似文献
132.
133.
新机研制中的复合材料结构装配关键技术 总被引:1,自引:1,他引:0
复合材料的特点决定了其结构的装配连接难度大、技术要求高.与国外飞机制造公司相比,我国复合材料结构制造装配方面的基础差、技术水平低. 相似文献
134.
135.
Baolin Wu Qiang Shen Xibin Cao 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2018,61(3):927-934
The problem of spacecraft attitude stabilization control system with limited communication and external disturbances is investigated based on an event-triggered control scheme. In the proposed scheme, information of attitude and control torque only need to be transmitted at some discrete triggered times when a defined measurement error exceeds a state-dependent threshold. The proposed control scheme not only guarantees that spacecraft attitude control errors converge toward a small invariant set containing the origin, but also ensures that there is no accumulation of triggering instants. The performance of the proposed control scheme is demonstrated through numerical simulation. 相似文献
136.
Fen Cao XuHai Yang ZhiGang Li BaoQi Sun Yao Kong Liang Chen Chugang Feng 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2014
In order to establish a continuous GEO satellite orbit during repositioning maneuvers, a suitable maneuver force model has been established associated with an optimal orbit determination method and strategy. A continuous increasing acceleration is established by constructing a constant force that is equivalent to the pulse force, with the mass of the satellite decreasing throughout maneuver. This acceleration can be added to other accelerations, such as solar radiation, to obtain the continuous acceleration of the satellite. The orbit determination method and strategy are illuminated, with subsequent assessment of the orbit being determined and predicted accordingly. The orbit of the GEO satellite during repositioning maneuver can be determined and predicted by using C-Band pseudo-range observations of the BeiDou GEO satellite with COSPAR ID 2010-001A in 2011 and 2012. The results indicate that observations before maneuver do affect orbit determination and prediction, and should therefore be selected appropriately. A more precise orbit and prediction can be obtained compared to common short arc methods when observations starting 1 day prior the maneuver and 2 h after the maneuver are adopted in POD (Precise Orbit Determination). The achieved URE (User Range Error) under non-consideration of satellite clock errors is better than 2 m within the first 2 h after maneuver, and less than 3 m for further 2 h of orbit prediction. 相似文献
137.
138.
139.
140.
机身大迎角气动力的控制实验 总被引:3,自引:0,他引:3
本文研究了圆锥机身模型在迎角0°~90°范围内的气动力特性。采用边条控制技术,可获得所需要的控制力与控制力矩。通过边条的对称或单侧布局和匹配边条不同的大小与安装位置,可以找到非对称力的最优控制方案。对对称布局,可以使对称现象得到控制,虽然侧力还微小产生,但侧力起始迎角却明显增大,且变化峰值可降低到原来的25%;对单边条控制,可以获得理想平稳的控制力与控制力矩。 相似文献