全文获取类型
收费全文 | 1122篇 |
免费 | 279篇 |
国内免费 | 305篇 |
专业分类
航空 | 907篇 |
航天技术 | 318篇 |
综合类 | 114篇 |
航天 | 367篇 |
出版年
2024年 | 12篇 |
2023年 | 33篇 |
2022年 | 62篇 |
2021年 | 90篇 |
2020年 | 90篇 |
2019年 | 90篇 |
2018年 | 65篇 |
2017年 | 93篇 |
2016年 | 91篇 |
2015年 | 76篇 |
2014年 | 103篇 |
2013年 | 70篇 |
2012年 | 83篇 |
2011年 | 86篇 |
2010年 | 89篇 |
2009年 | 63篇 |
2008年 | 79篇 |
2007年 | 80篇 |
2006年 | 50篇 |
2005年 | 36篇 |
2004年 | 44篇 |
2003年 | 28篇 |
2002年 | 19篇 |
2001年 | 20篇 |
2000年 | 29篇 |
1999年 | 14篇 |
1998年 | 15篇 |
1997年 | 18篇 |
1996年 | 12篇 |
1995年 | 12篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 16篇 |
1992年 | 11篇 |
1991年 | 6篇 |
1990年 | 4篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 1篇 |
排序方式: 共有1706条查询结果,搜索用时 15 毫秒
121.
Tommaso Pino Christian Circi Giovanni Vulpetti 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2019,63(11):3675-3690
A good model of solar-radiation pressure induced thrust is one of the key points in sailcraft trajectory design. The sail membrane’s local topographic deformations, i.e. wrinkles and creases, are among the main aspects that such a model should include. We have analyzed the influence of wrinkles/creases, as a whole, by measuring the related deformations on small samples of sail membrane, 2.5?μm thick, consisting of CP1 and physical-vapor-deposition Aluminum. Experimental outcomes from our laboratory facility have been processed, statistically investigated, and inserted into the lightness vector formalism. We have used such formalism for accurate sailcraft trajectory computation via a non-ideal reflection sail thrust model. Finally, we computed the deviations of wrinkled-sail sailcraft final orbital states with respect to the no-wrinkle sail final orbital ones for a circular to circular 2D inward transfer. The radii of the orbits are 1?AU and the semi-major axis of Mercury, respectively. It appears that sail wrinkles and creases are no longer negligible in the sailcraft trajectory design. 相似文献
122.
针对复杂多变的战场环境,无人机(UAV)在执行任务遇到突发威胁时,提出了一种人机合作的实时航迹规划方法。由人决策和分析威胁信息,给出规避方向和任务紧急程度,无人机据此采用模糊推理的方法,自主解算得到引导点的位置,牵引无人机改变航向,规避突发威胁。仿真结果表明,采用人机合作的实时航迹规划可以将人的智能决策和无人机的快速计算能力有机结合起来,规划更加优化的航迹,能动态调整引导点的位置,可根据任务的紧急程度灵活选择规避路径。 相似文献
123.
针对探月任务多窗口发射需求和目标轨道受到明显月球引力摄动的特点,提出一种快速高效的发射轨道设计方法:在星箭分离前的发射段,各发射窗口对应的发射轨道的一、二级飞行段完全相同,仅调整三级工作段程序角和无动力滑行时间,以满足入轨要求;在末级排放段,微调末级速度方向,利用月球摄动抬高末级近地点高度,使之超过GEO受保护区。该方法可统一火箭一、二级飞行段状态,缩小子级残骸落区范围,增强入轨参数设计的灵活性,显著提高星箭入轨参数迭代和相关分析工作的效率,明显改善末级离轨效果,符合空间安全相关要求,可推广应用于其他深空探测任务的多窗口发射轨道设计。 相似文献
124.
针对环月轨道(Low Lunar Orbit,LLO)共面交会支持的"人货分离"载人登月任务,提出了一种任务窗口与轨道一体化规划方法。分析了基于LLO共面交会的"人货分离"载人登月任务的基本流程和工程约束;针对任务各阶段窗口与轨道求解问题,提出了以动力下降时刻为迭代初值的窗口规划策略,并建立了高精度模型下的环月轨道、双二体模型下的人员和货物运输轨道规划模型。以载人月球探测中国科学家命名的环形山为假想背景,给出仿真实例,仿真结果验证了文章所提方法的正确性,为探月工程任务提供了一种有效的窗口与轨道设计工具。 相似文献
125.
月球探测器转移轨道的特性分析 总被引:5,自引:0,他引:5
主要分析了月球探测器由近地点出发,在假定末端条件不变的情况下,其转移轨道的特性参数对初始条件和变轨所需的速度脉冲等的影响;考虑的特性参数的变化包括转移轨道倾角的变化,近地点高度的变化和转移时间的不同. 相似文献
126.
产品开发早期基于核心工艺框架的工艺设计 总被引:1,自引:0,他引:1
关于早期工艺设计理论方法的研究都是以特征信息为基础,不能利用早期阶段粗粒 度、非完备的产品信息.为此,采用关键特性表示粗粒度、非完备的产品信息,提出基于核 心工艺框架的工艺设计方法.核心工艺框架是对满足关键特性要求的工艺计划的抽象,可表 达产品族或零件族中各种变型的核心工艺内容,根据分支和存在规则快速配置工艺计划.基 于核心工艺框架的工艺设计过程包括4个步骤:确定产品族/零件族,检索核心工艺框架, 配置核心工艺和工艺路线设计,有效性规则、原理性规则和定制性规则确保工艺设计的准确 性.最后通过有翼导弹的弹翼主梁的加工工艺验证了此方法的可行性. 相似文献
127.
128.
129.
130.
载人飞船返回舱六自由度再入弹道仿真研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了综合研究和分析载人飞船返回舱制导导航控制(GNC)系统的性能,验证系统设计的正确性、合理性和可行性,提出了返回舱六自由度再入弹道仿真研究问题。根据返回舱GNC系统的任务,建立了适用于包括风在内的各种干扰作用下六自由度再入弹道仿真数学模型,为半实物仿真奠定了基础。提出了基于标准轨道的再入制导律,严格推导了再入段总升力方向控制中滚动通道姿态控制信号的形成,并给出了工程应用中简化的方法,开发了综合仿 相似文献