首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   295篇
  免费   107篇
  国内免费   55篇
航空   282篇
航天技术   39篇
综合类   44篇
航天   92篇
  2024年   5篇
  2023年   5篇
  2022年   19篇
  2021年   28篇
  2020年   30篇
  2019年   18篇
  2018年   20篇
  2017年   21篇
  2016年   16篇
  2015年   19篇
  2014年   14篇
  2013年   16篇
  2012年   17篇
  2011年   21篇
  2010年   25篇
  2009年   23篇
  2008年   31篇
  2007年   28篇
  2006年   8篇
  2005年   16篇
  2004年   20篇
  2003年   21篇
  2002年   4篇
  2001年   15篇
  2000年   6篇
  1999年   1篇
  1998年   2篇
  1997年   2篇
  1996年   1篇
  1995年   4篇
  1989年   1篇
排序方式: 共有457条查询结果,搜索用时 15 毫秒
161.
通过对捷联惯性导航系统(SINS)静基座初始对准物理特性的深入分析,针对传统静基座初始对准方法对方位角和陀螺漂移可观测度低的不足,提出了一种基于惯性测量单元(IMU)信息的SINS静基座自主对准方法,该方法不需要进行SINS力学编排,而是充分利用IMU输出的角速度和比力信息。文中给出了静基座粗对准算法,推导了静基座精对准的动力学模型,并对该模型进行了可观测性分析,最后采用改进的Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器进行SINS静基座初始对准仿真计算。数字仿真结果表明:该方法具有对准精度高、对准时间短、自主性强、计算量小、易于工程实现等特点。  相似文献   
162.
星载激光高度计能够获取高精度的地面高程信息,可作为卫星光学遥感影像三维测图的补充。星载激光高度计的高程测量精度很高,但是平面精度较低。为了能够更有效的利用星载激光测高数据,需要研究星载激光高度计几何定位的误差源及其对定位精度的影响。文章从星载激光高度计几何定位模型出发,推导了星载激光高度计定位误差传播模型,得到影响星载激光高度计测高数据定位精度的主要误差源,并分析了各误差源对定位精度的影响,可以为星载激光高度计的设计和应用提供一定参考。  相似文献   
163.
吸气式高超声速飞行器气动热试验研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
徐大军  蔡国飙  乐川 《宇航学报》2006,27(5):1004-1009,1095
为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。  相似文献   
164.
The composition of the modern aerospace system becomes more and more complex. The performance degradation of any device in the system may cause it difficult for the whole system to keep normal working states. Therefore, it is essential to evaluate the performance of complex aerospace systems. In this paper, the performance evaluation of complex aerospace systems is regarded as a Multi-Attribute Decision Analysis (MADA) problem. Based on the structure and working principle of the system, a new Evidential Reasoning (ER) based approach with uncertain parameters is proposed to construct a nonlinear optimization model to evaluate the system performance. In the model, the interval form is used to express the uncertainty, such as error in testing data and inaccuracy in expert knowledge. In order to analyze the subsystems that have a great impact on the performance of the system, the sensitivity analysis of the evaluation result is carried out, and the corresponding maintenance strategy is proposed. For a type of Inertial Measurement Unit (IMU) used in a rocket, the proposed method is employed to evaluate its performance. Then, the parameter sensitivity of the evaluation result is analyzed, and the main factors affecting the performance of IMU are obtained. Finally, the comparative study shows the effectiveness of the proposed method.  相似文献   
165.
飞机风挡结构抗鸟撞动响应数值模拟   总被引:1,自引:0,他引:1  
建立了包括玻璃骨架、弧框和垫片在内的飞机风挡结构抗鸟撞动响应分析三维有限元模型,建立了风挡材料的破坏准则,利用非线性有限元分析程序LS-DYNA模拟了风挡结构的抗鸟撞动响应过程,结果表明玻璃骨架和弧框对鸟撞后其结构特征参数的影响较大。利用区间逐次分半法,确定了风挡结构的安全临界速度和弧框开始屈服的临界速度,模拟结果为该风挡的改进和鸟撞试验提供了依据。  相似文献   
166.
采用试验和有限元相结合的方法对不同温度下薄壁圆筒拉伸试样的颈缩问题进行了研究。试验结果表明,薄壁圆筒试样颈缩时,其内外径均有变化,并且外径的变化比内径的变化要大。采用有限元法对薄壁圆管拉伸试件进行应力应变分析,对最小颈缩面上的应力分布的分析表明:沿着薄壁圆筒的内壁到外壁的径向方向,应力呈减小的趋势,这与试验中薄壁圆筒首先从内壁开始破坏的结果是相符合的。比较试验所得的不同温度下的拉伸曲线与采用计算机模拟的方法得到不同温度下的应力应变关系,二者符合性较好,得出了试样在特定温度下的真实应力-应变曲线。  相似文献   
167.
M.Shinozuka方法在风荷载模拟中的应用   总被引:2,自引:1,他引:1  
通过分析现有的风荷载数值模拟方法,认为M.Shinozuka方法得到的脉动风荷载样本的统计特征值能较好的符合理论值。系统阐述了这种方法的分析过程,其中涉及到脉动风压规格化功率谱的推导以及脉动风荷载功率谱的计算。采用MATLAB可以方便有效的进行编程,其中的矩阵函数能够容易的实现Cholesky分解以及随机数的求取等。  相似文献   
168.
圆棒拉伸试样蠕变过程中的应力应变分布分析   总被引:3,自引:0,他引:3  
对光滑及切口圆棒试样进行有限元蠕变分析,得到了蠕变过程时的应力应变分布。在相同的平均净拉伸蠕变应力下,切口的存在使得最小截面上的平均Mises应力和平均轴向应力小于光滑试样。切口还导致蠕变时的应力松弛并使得试样的最大应力不再发生在切口根部。这可以用来简单解释切口对试样断裂寿命的影响。  相似文献   
169.
应用ADI格式模拟下行重力波在二维可压大气中非线性传播。结果显示,重力波能量向下传输,波振幅明显衰减,与线性方程的数值模拟结果的比较表明,在非线性情况下,重力波仍可保持线性传播的某些特征,蜚 线性效应随波振幅的衰减对波包传播速度的修正作用很快变弱。  相似文献   
170.
随着社会的不断发展,市场由原来的以现金交易为主导逐渐进入到以信用交易为主导的阶段。企业信用管理是企业适应信用交易环境的必要工具。企业信用管理包括企业授信管理与企业受信管理,而全过程控制方法是进行企业信用管理的有效方法,它包括前期信用管理阶段、中期信用管理阶段和后期信用管理阶段。  相似文献   
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号