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921.
922.
针对某型惯性测量单元高精度惯性参数输出需求,本文提出并实现了一种基于卡尔曼滤波的系统级标定算法。首先,在建立标定坐标系的基础上,分析了系统级标定误差模型,并对双轴转台标定方案设计及算法实现进行了论述。其次,进行了系统级标定全温试验并对标定结果进行了分析,最终在完成标定补偿的基础上进行了标定参数一致性验证和导航性能验证。试验结果表明,与传统标定方案相比,该系统级标定方案不受减振垫影响,无需北向基准,实现简单方便,可一次标定出惯性测量单元主要误差参数,重复性高、参数一致性好,具有良好的工程应用价值。 相似文献
923.
924.
针对国内对于高精度海空重力仪的迫切需求,自主研制了GIPS-1AM高精度惯性稳定平台式海空重力仪样机。突破了高精度重力敏感器设计、高精密温度控制、总体设计和自标定等关键技术问题,完成了样机的设计、调试和试验测试。试验测试结果表明,样机温控精度优于0.01℃,静态长时间工作稳定性、不同楼层重力测试精度均优于1mGal(1σ)。可满足大地测量学、地球物理学、地球动力学、海洋科学、资源勘探、空间科学以及现代军事等基础前沿领域的重力测量需求。 相似文献
925.
基于Hamilton原理在惯性系下建立叶片动力学方程。针对风力机预弯叶片,引入上反坐标系描述叶片的预弯变形。叶片结构动力学模型基于中等变形梁理论,引入Hartenberg-Denavit增广转换矩阵,应用5节点18自由度梁单元模型进行叶片离散。翼型气动力计算采用Pierce修正的风机Leishman-Beddoes非定常气动力模型,入流模型采用Suzuki广义动态尾迹入流模型。利用Newmark数值积分方法获得叶片气弹响应的稳态周期解。分别以美国国家可再生能源实验室Phase VI非定常空气动力学实验及其公开的1.5MW风力机叶片为算例计算了有/无预弯叶片的气弹响应,验证了本文所建模型的正确性。 相似文献
926.
飞机驾驶舱工效学综合评价是驾驶舱研制中一个极其重要的问题,以往在驾驶舱的研制过程中往往为其工程质量提出种种衡量标准而忽视工效学的综合评价,导致设计出的驾驶舱存在不少工效学方面的问题。为此,结合民机驾驶舱工效学的实际情况,本文提出一种将改进专家打分法、三标度层次分析法和模糊综合评判法集成的综合评价体系,给出了合适、可操作的评价指标和评价方法,能指导驾驶舱的工效学评价。该体系考虑了工效学评价的模糊性,实现了征求和提炼专家群体的意见,对飞机驾驶舱工效学进行了定量地综合评价,为比较相似设计方案的优劣提供了理论基础和方法。应用此方法,结合研究项目,对某民机驾驶舱尺寸设计的工效学进行了评价,证明了该方法的有效性。 相似文献
927.
整体式惯性粒子分离器是一种直升机进气防护装置,其性能优异、应用广泛,对于保护直升机发动机、延长其使用寿命具有重要意义。本文从4 个方面对整体式惯性粒子分离器的研究现状进行归纳总结,包括:总结了现有直升机进气防护装置的类型及相关气动参数,梳理了整体式惯性粒子分离器现有的研究方法及取得的相关成果,分析了影响整体式惯性粒子分离器工作性能的因素,并展望了整体式惯性粒子分离器未来的发展方向。研究成果可为今后开展整体式惯性粒子分离器研究及优化设计提供一定参考。 相似文献
928.
付佳伟;杨泽斐;蔡亚辉;聂祥樊;齐乐华 《航空学报》2024,(10):192-209
2024变形铝合金等轻质高强金属板材作为重要结构材料广泛应用于航空航天工业领域,其轧制生产过程引起的塑性各向异性和冲击载荷下表现出的应变率相关性显著影响着板材的变形行为,加大结构部件精确成形和极端工况服役行为准确预测的难度。当前,材料动态力学属性表征主要依赖于经典霍普金森压力杆法,该方法基于均匀变形和一维应力波假设前提,对于宽应变率范围各向异性动态力学属性,存在试验数量大、耦合效应表征难、部分参数难提取等缺点。针对此,提出一种基于高速冲击异形件诱导异质惯性场的金属各向异性-率相关塑性参数虚场同步表征新方法。通过设计开展双缺口异形试件高速冲击虚拟试验,实现试件非均匀应力应变状态调控,获取其惯性加速阶段的异质状态应变场、应变率场及加速度场;基于虚功原理构建动态本构参数识别算法,分析不同边界条件、冲击加载模式等状态条件变量对参数表征精度的影响规律,从单次冲击异质惯性场数据中实现试件动态各向异性-率相关塑性属性多参数一次准确表征,最大程度减少试验数量,简化测试过程,突破常规动态测试方法所受条件限制。 相似文献
929.
930.
传统惯性辅助GNSS欺骗信号检测方法对小于纯惯导误差漂移的逐步拉偏不敏感。针对这一问题,提出了一种基于INS/GNSS紧耦合组合的逐步诱导式欺骗信号检测方法。基于短时间内纯惯性导航结果和短时间惯导系统位置误差传播模型,利用惯导提供的位置和速度对伪距和伪距率时间序列进行预测估算,并结合伪距、伪距率实际测量结果,分别构造位置/伪距和速度/伪距率时间序列模型做参数拟合。基于真实信号得到的模型参数都是由惯导系统误差造成的,具有一致性;而基于逐步诱导式欺骗信号得到的模型参数还与欺骗策略的设定、载体飞行轨迹的观测以及干扰源的位置有关,具有不一致性。通过对比模型参数可判别欺骗信号的存在,对于真实信号,采用紧耦合组合导航修正INS输出;对于欺骗信号,继续惯性导航并采取相应措施。最后,根据逐步诱导式欺骗原理进行实验仿真,验证了算法的可行性和有效性。 相似文献