全文获取类型
收费全文 | 4292篇 |
免费 | 939篇 |
国内免费 | 947篇 |
专业分类
航空 | 2978篇 |
航天技术 | 1224篇 |
综合类 | 602篇 |
航天 | 1374篇 |
出版年
2024年 | 26篇 |
2023年 | 52篇 |
2022年 | 128篇 |
2021年 | 171篇 |
2020年 | 165篇 |
2019年 | 113篇 |
2018年 | 136篇 |
2017年 | 148篇 |
2016年 | 132篇 |
2015年 | 184篇 |
2014年 | 277篇 |
2013年 | 271篇 |
2012年 | 309篇 |
2011年 | 329篇 |
2010年 | 374篇 |
2009年 | 325篇 |
2008年 | 317篇 |
2007年 | 258篇 |
2006年 | 223篇 |
2005年 | 179篇 |
2004年 | 146篇 |
2003年 | 129篇 |
2002年 | 119篇 |
2001年 | 120篇 |
2000年 | 158篇 |
1999年 | 172篇 |
1998年 | 209篇 |
1997年 | 151篇 |
1996年 | 139篇 |
1995年 | 120篇 |
1994年 | 105篇 |
1993年 | 102篇 |
1992年 | 78篇 |
1991年 | 72篇 |
1990年 | 57篇 |
1989年 | 48篇 |
1988年 | 51篇 |
1987年 | 36篇 |
1986年 | 18篇 |
1985年 | 7篇 |
1984年 | 8篇 |
1983年 | 7篇 |
1982年 | 3篇 |
1981年 | 2篇 |
1979年 | 1篇 |
1965年 | 3篇 |
排序方式: 共有6178条查询结果,搜索用时 31 毫秒
881.
Qi Li Guanyi Ma Weijun Lu Qingtao Wan Jiangtao Fan Xiaolan Wang Jinghua Li Changhua Li 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2018,61(6):1387-1397
This paper presents a method of deriving the instrumental differential code biases (DCBs) of GPS satellites and dual frequency receivers. Considering that the total electron content (TEC) varies smoothly over a small area, one ionospheric pierce point (IPP) and four more nearby IPPs were selected to build an equation with a convolution algorithm. In addition, unknown DCB parameters were arranged into a set of equations with GPS observations in a day unit by assuming that DCBs do not vary within a day. Then, the DCBs of satellites and receivers were determined by solving the equation set with the least-squares fitting technique. The performance of this method is examined by applying it to 361?days in 2014 using the observation data from 1311 GPS Earth Observation Network (GEONET) receivers. The result was crosswise-compared with the DCB estimated by the mesh method and the IONEX products from the Center for Orbit Determination in Europe (CODE). The DCB values derived by this method agree with those of the mesh method and the CODE products, with biases of 0.091?ns and 0.321?ns, respectively. The convolution method's accuracy and stability were quite good and showed improvements over the mesh method. 相似文献
882.
利用MCNP程序对450kV X光机建立模型,计算各参考辐射质下的原级谱、平均光子能量。对ISO 4037-1中已有范围的管电压与附加过滤片厚度关系曲线进行二次拟合,确定模拟厚度范围。利用MCNP计算各附加过滤组合下的平均光子能量值,并与外推法得出的平均光子能量值进行对比,将相对偏差最小时的附加过滤作为最终确定值。从部分能量点的模拟与测量结果的对比可看出,模拟得出的平均光子能量在2%以内与PTB及中国计量院测量结果保持一致,附加过滤最大相对偏差为18%。 相似文献
883.
张山 《南京航空航天大学学报》2018,13(1):114-124
对测氡仪器进行精确校准是氡测量工作中的重要环节,固体氡气源的稳定性、可靠性在校准中则显得至关重要。本文通过分析RN-FD型固体氡气源对闪烁室K值的稳定性实验结果,认为:RN-FD型固体氡气源标称的浓度值与实际浓度值不一致,标称浓度值只是理论浓度值而不是实际浓度值,需重新刻度才能使用;RN-FD型固体氡气源抽气循环时间不同则浓度不同,但抽气循环时间固定,观测结果比较稳定;对于没有α检查源的台站,RN-FD型固体氡气源可用于氡观测仪器坪区检查。 相似文献
885.
886.
888.
针对高超声速滑翔飞行器再入过程中面对的多约束问题,提出一种基于虚拟多触角探测的路航点规划机动制导策略。该机动制导策略通过飞行器最大转弯轨迹计算速度-剩余地面距离-航向角约束,在分段定点模式中发出多条粗略预测触角,引用触角末端反馈的信息计算优先级以确定临时路航点;同时在机动制导模式中发出精细探测触角,计算触角末端信息优先级,经倾侧角延时滤波器得出控制指令,对飞行器进行机动制导。基于多触角探测的路航点规划机动制导策略,降低了三触角机动制导方法中的计算时间;同时,4种典型禁飞区条件下的仿真结果表明,该策略能够有效稳定地解决机动制导过程中的多约束问题。 相似文献
889.
890.
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