全文获取类型
收费全文 | 612篇 |
免费 | 48篇 |
国内免费 | 52篇 |
专业分类
航空 | 214篇 |
航天技术 | 117篇 |
综合类 | 38篇 |
航天 | 343篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 17篇 |
2022年 | 12篇 |
2021年 | 31篇 |
2020年 | 19篇 |
2019年 | 17篇 |
2018年 | 19篇 |
2017年 | 10篇 |
2016年 | 24篇 |
2015年 | 35篇 |
2014年 | 46篇 |
2013年 | 24篇 |
2012年 | 32篇 |
2011年 | 40篇 |
2010年 | 31篇 |
2009年 | 20篇 |
2008年 | 33篇 |
2007年 | 20篇 |
2006年 | 21篇 |
2005年 | 19篇 |
2004年 | 11篇 |
2003年 | 12篇 |
2002年 | 20篇 |
2001年 | 18篇 |
2000年 | 17篇 |
1999年 | 8篇 |
1998年 | 10篇 |
1997年 | 31篇 |
1996年 | 21篇 |
1995年 | 15篇 |
1994年 | 13篇 |
1993年 | 6篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 11篇 |
1990年 | 16篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 7篇 |
排序方式: 共有712条查询结果,搜索用时 125 毫秒
71.
模型及弹托设计是开展弹道靶试验研究的基础。对用于再入物理特性研究的泰氟隆锥模型,采用了钨、铝作芯体配重的鞘套结构,而弹托采用了四瓣不封底和八瓣全包覆两种结构并选用了聚碳酸酯和超韧尼龙两种材料。发射试验结果表明:用此方法设计的泰氟隆锥模型和选用超韧尼龙做成八瓣全包覆弹托能实现泰氟隆锥模型的超高速发射,模型的发射速度达到5.7km s,且模型与弹托分离满足再入物理试验研究的要求。 相似文献
72.
73.
74.
75.
针对载人探月飞船高速再入返回问题,提出了一种短航程低过载的再入解析预测校正制导方法。引入大升阻比航天器滑翔式再入的概念,通过设定再入过程中滑翔段轨迹形式,利用轨迹参数描述滑翔段轨迹,推导出预测航程的解析公式。为使终端误差满足要求,通过试位法校正轨迹参数,并换算得到倾侧角制导指令。在偏差条件下进行仿真,实现了飞船2100km任务航程下400~450s内以低于6.5g 0的过载再入,结果表明,所提制导方法具有较高的精度和较强的鲁棒性,为载人探月飞船应急快速返回提供了参考思路。 相似文献
76.
77.
可重复使用运载器的再入制导(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种针对可重复使用运载器的再入制导算法。算法可分为轨迹规划算法和轨迹跟踪算法。较之经典的规划阻力的航天飞机制导方法,此算法最显著的特点在于轨迹规划与轨迹跟踪都直接在高度-速度空间里进行。在规划算法中,所有的轨道不等约束都可用高度-速度空间里的上下边界来表示,之后基于此边界采用线性化插值的方法来产生标称轨迹族,最后根据末端约束(末端能量管理)和航程约束来选择所需的标称轨迹。跟踪算法则采用反馈线性化来跟踪此标称轨迹进而满足所有的约束条件。此算法另一有别于传统方法的特点在于算法可使用一个航迹角控制器来增加航程,以满足大航程需要。适当地结合规划-跟踪算法和航迹角控制器可给再入制导带来极大的灵活性和适应性。另外,算法对各种建模误差与噪声的鲁棒性经验证也是符合要求的。 相似文献
78.
类IXV飞行器初期再入制导与姿态控制方法研究 《空间控制技术与应用》2018,44(3):22
摘要: 针对类IXV飞行器无翼式升力体构型及采用RCS/尾襟翼组合控制特点,研究其初期再入段的高精度制导与姿态控制方法.设计带过程约束的数值预测 校正制导律以提高制导系统的鲁棒性及精确性;根据其执行机构配置特点,设计基于RCS的航向控制律及基于RCS/气动舵的纵、横向复合控制律,并采用鲁棒伺服LQR技术进行控制参数快速设计.通过蒙特卡洛打靶仿真来验证算法的精度及鲁棒性. 相似文献
79.
80.