全文获取类型
收费全文 | 379篇 |
免费 | 69篇 |
国内免费 | 34篇 |
专业分类
航空 | 244篇 |
航天技术 | 80篇 |
综合类 | 25篇 |
航天 | 133篇 |
出版年
2024年 | 6篇 |
2023年 | 14篇 |
2022年 | 23篇 |
2021年 | 34篇 |
2020年 | 18篇 |
2019年 | 20篇 |
2018年 | 17篇 |
2017年 | 15篇 |
2016年 | 15篇 |
2015年 | 19篇 |
2014年 | 30篇 |
2013年 | 21篇 |
2012年 | 17篇 |
2011年 | 29篇 |
2010年 | 21篇 |
2009年 | 19篇 |
2008年 | 16篇 |
2007年 | 29篇 |
2006年 | 12篇 |
2005年 | 15篇 |
2004年 | 9篇 |
2003年 | 11篇 |
2002年 | 10篇 |
2001年 | 7篇 |
2000年 | 8篇 |
1999年 | 6篇 |
1998年 | 6篇 |
1997年 | 4篇 |
1996年 | 6篇 |
1995年 | 5篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 6篇 |
1992年 | 1篇 |
1991年 | 2篇 |
1990年 | 3篇 |
1989年 | 1篇 |
1986年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有482条查询结果,搜索用时 78 毫秒
211.
针对现行的JJG 292-2009《铷原子频率标准检定规程》中采用时差法测量得出相对平均频率偏差的方法在两种特殊情况下可能会出现错误的问题,从原理上分析了产生错误的原因,推导得到了满足各种情况的计算公式,并通过具体数值例子说明本文讨论的必要性。 相似文献
212.
采用CNES发布的实时相位偏差数据,实现包含模糊度固定的实时精密单点定位.对全球10个IGS测站10天观测数据进行RTPPP解算,分别统计模糊度首次固定时间和定位精度,结果显示利用实时相位偏差数据能在平均30min内实现模糊度首次固定,模糊度固定时水平位置误差由6cm迅速降低至2cm左右,三维位置误差由10cm迅速降低至5cm左右,同时RTPPP模糊度固定在3h观测内可保持水平3cm、三维5cm左右的定位精度.通过分析得出,基于相位偏差的RTPPP模糊度固定技术具有较高的定位精度和定位稳定性,能够快速实现cm级定位. 相似文献
213.
变化风场对舰载飞机着舰安全性影响 总被引:3,自引:1,他引:2
建立了复杂环境下舰载机进舰着舰的数学仿真模型,并通过大量的仿真计算,研究了舰尾流和侧风风场对舰载机进舰着舰安全性的影响,给出了一定进舰条件下舰载机所能抗御的最大侧风强度.研究结果表明,舰载机在进舰过程中必须通过驾驶员操纵抑制舰尾流扰动,否则将引起较大的着舰偏差,影响着舰安全;对于一定的进舰初始条件,舰载机只能抗御一定强度的侧风,超出允许侧风强度时舰载机将不能成功着舰. 相似文献
214.
215.
高压压气机出口级叶型加工偏差特征及其影响 总被引:2,自引:0,他引:2
以高压压气机出口级叶片叶中截面作为研究对象,获得了实际压气机叶片加工偏差的分布特征,并分析了实际加工偏差对叶型气动性能的影响。以此为基础,研究了加工偏差对叶型性能的影响机理。研究结果表明,实际叶型加工偏差存在一定的系统性偏差,从而导致实际叶型气动性能的平均值偏离设计值。叶型偏差对叶型气动性能的影响存在一定的非线性效应,这在前缘区域更为明显,从而导致了平均叶型的气动性能与实际叶型平均性能出现了明显偏差。前缘附近的几何偏差对吸力面和压力面的速度峰值有较大的影响,因此前缘附近的偏差是使叶型的气动性能产生系统性偏差和增大不确定度的主要因素。根据对流动机理的分析,进口几何角偏差是导致叶型性能出现系统性偏差的主要原因;可以近似用均匀偏差来估计叶身加工偏差对正负攻角范围和损失的影响。 相似文献
216.
217.
218.
基于自由变形技术的分流叶片形状优化设计 总被引:1,自引:1,他引:0
基于自由变形技术(FFD)和计算流体力学(CFD)建立了离心压缩机叶片形状优化设计的方法,从而避免了对复杂的实体造型本身进行参数化,提高了优化效率。首先基于自由变形技术建立分流叶片外形的参数化表示,根据优化拉丁超立方试验设计方法构建控制点变化的样本空间,接着通过CFD数值仿真获得各样本的性能参数并建立响应面分析法(RSM)模型,以压缩比与等熵效率最大化目标构建多目标优化模型,进一步采用最小偏差法转化为单目标优化模型并进行求解,最后分析比较了形状优化对压缩机性能和流道内流体流动的影响。结果表明形状优化后压缩机的压缩比提升0.46%,等熵效率提升0.84%,同时减少了流道内低速区域,降低了流动损失。 相似文献
219.
基于误差空间的航天器姿态反步容错控制 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种基于误差空间的航天器姿态反步容错控制方法,以反作用飞轮作为航天器的执行器,在考虑反作用飞轮存在安装偏差及故障的情况下,仍可保证航天器姿态的稳定性。首先,基于Lyapunov稳定性原理,根据系统机械能变化构造了具有普遍性的Lyapunov方程。通过反步递推方法,得到了适用于航天器存在执行器偏差及故障情况的普遍性的容错控制方法;然后,通过误差空间拓扑所得的误差函数描述了势能误差。从几何层面上看,这是描述势能误差的最短路径选择,从而得到了基于误差空间的反步容错控制方法。因此,在对航天器进行姿态控制时,该方法可以迅速调整增益,使得系统姿态误差迅速收敛至零,从而有效减少系统响应时间;最终,通过对考虑执行器偏差及故障情况的航天器姿态控制系统使用不同的控制方法进行数值仿真,验证了该方法能够在执行器故障情况下依然保持系统姿态的稳定,且具备良好的响应速度。 相似文献
220.
利用相对可达区(RRD)的概念对航天器在脉冲闭环控制方式下相对运动的轨迹偏差进行了分析。相对可达区是对航天器可能出现位置集合的一种几何描述。当航天器的状态误差服从高斯分布时,相对可达区可表示为随时间变化的误差椭球的集合。考虑航天器飞行过程中存在的不确定性因素,基于闭环控制系统下线性化的相对运动动力学模型,采用协方差分析描述函数法(CADET)对定义航天器误差椭球的协方差矩阵进行了分析,给出了根据协方差矩阵求解相对可达区包络的计算方法。通过将开环和闭环控制系统下的相对可达区包络与1 000次的Monte Carlo仿真结果进行比较,证明了偏差分析方法的适用性与有效性。 相似文献