全文获取类型
收费全文 | 808篇 |
免费 | 192篇 |
国内免费 | 185篇 |
专业分类
航空 | 493篇 |
航天技术 | 175篇 |
综合类 | 36篇 |
航天 | 481篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 16篇 |
2022年 | 40篇 |
2021年 | 31篇 |
2020年 | 52篇 |
2019年 | 42篇 |
2018年 | 36篇 |
2017年 | 33篇 |
2016年 | 56篇 |
2015年 | 48篇 |
2014年 | 51篇 |
2013年 | 33篇 |
2012年 | 48篇 |
2011年 | 71篇 |
2010年 | 52篇 |
2009年 | 41篇 |
2008年 | 55篇 |
2007年 | 68篇 |
2006年 | 43篇 |
2005年 | 39篇 |
2004年 | 35篇 |
2003年 | 27篇 |
2002年 | 37篇 |
2001年 | 22篇 |
2000年 | 35篇 |
1999年 | 16篇 |
1998年 | 25篇 |
1997年 | 21篇 |
1996年 | 21篇 |
1995年 | 14篇 |
1994年 | 17篇 |
1993年 | 13篇 |
1992年 | 10篇 |
1991年 | 14篇 |
1990年 | 9篇 |
1989年 | 9篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有1185条查询结果,搜索用时 15 毫秒
111.
针对导弹拦截机动目标时要求限制终端攻击角度的问题,提出了一种基于扩张干扰观测器(EDO)的有限时间收敛制导律.考虑拦截时弹目相对运动关系,将导弹速度的时变、未知的运动目标加速度视为扰动,采用EDO对干扰进行实时的观测和补偿.通过引入快速跟踪微分器解决制导律中所需期望视线角速率无法直接获取的问题.同时,在制导律性能分析中引入了滑模捕捉能力的概念,分别对不同攻击场景和不同运动形式的机动目标进行拦截仿真,结果表明该制导律有良好的制导性能和鲁棒性,并与其他的制导律进行仿真对比,其所需过载小,脱靶量小,易于工程实现. 相似文献
112.
113.
针对航天器双主动交会问题,以两航天器能量消耗之和最小为最优交会指标,建立了一种寻求远程导引可行飞行方案的算法模型,以满足远程导引对测控、日照和任务时间等要求。仿真结果表明,该算法可行。 相似文献
114.
针对侧滑转弯(STT)导弹带有攻击角度约束的机动目标拦截问题,提出一种基于自适应终端滑模动态面控制的三维部分制导控制一体化(PIGC)设计方法。首先,建立了针对机动目标拦截的侧滑转弯导弹三维部分制导控制一体化设计模型,且不需要导弹速度微分体轴系分量信息。然后,使用终端滑模控制理论构建误差向量与虚拟控制量,达成精确拦截与攻击角度约束的控制目的;引入有限时间非线性收敛扩张状态观测器(ESO)来在线估计系统不确定性;设计自适应算子与自适应更新律对观测器的估计误差进行补偿,以提高方法的鲁棒性。最后,三维空间拦截仿真校验了方法在提高拦截精度与增强角度约束收敛性能的有效性。 相似文献
115.
潜射导弹试验发射坐标系的原点一般应取在发射时刻(弹动时刻)导弹质心位置,这就需要高精度的水下定位测量系统。本文提出在不具备水下高精度测量能力的条件下,利用水上测量手段,对发射原点进行“靠近”测量并予以修正的方法。通过计算给出发射时刻导弹质心的大地坐标,应用于潜射导弹试验中。 相似文献
116.
117.
118.
119.
详细介绍了基于随动平台的天文-惯性复合制导系统的原理。研究了随动平台跟踪星体的机理;推导了控制随动平台转动所需的计算公式;讨论了星体跟踪器对平台误差角的观测过程;导出了星体跟踪器的测量输出与平台误差角之间的数学方程。仿真结果表明,天文-惯性复合制导系统可以有效地修正导弹的初始定位定向误差及初始对准误差。该系统精度高,可行性强,特别适合在机动发射的弹道导弹上使用。 相似文献
120.