全文获取类型
收费全文 | 783篇 |
免费 | 154篇 |
国内免费 | 79篇 |
专业分类
航空 | 583篇 |
航天技术 | 109篇 |
综合类 | 75篇 |
航天 | 249篇 |
出版年
2024年 | 14篇 |
2023年 | 28篇 |
2022年 | 22篇 |
2021年 | 31篇 |
2020年 | 30篇 |
2019年 | 33篇 |
2018年 | 26篇 |
2017年 | 34篇 |
2016年 | 43篇 |
2015年 | 29篇 |
2014年 | 46篇 |
2013年 | 49篇 |
2012年 | 60篇 |
2011年 | 50篇 |
2010年 | 50篇 |
2009年 | 58篇 |
2008年 | 48篇 |
2007年 | 42篇 |
2006年 | 32篇 |
2005年 | 26篇 |
2004年 | 28篇 |
2003年 | 34篇 |
2002年 | 21篇 |
2001年 | 29篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 8篇 |
1998年 | 13篇 |
1997年 | 11篇 |
1996年 | 17篇 |
1995年 | 8篇 |
1994年 | 11篇 |
1993年 | 14篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 3篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 7篇 |
1986年 | 4篇 |
1985年 | 2篇 |
1984年 | 2篇 |
1983年 | 2篇 |
1982年 | 1篇 |
1981年 | 1篇 |
1980年 | 1篇 |
排序方式: 共有1016条查询结果,搜索用时 468 毫秒
771.
鞠振飞 《海军航空工程学院学报》2011,26(6):670-672
机载雷达在载机机动时,为保证天线视线空域指向范围不变,采用空域稳定的算法。当给定的方位和俯仰指令不在同一坐标系时,采用传统的算法会使得实际的空域与理想空域在载机机动幅度较大时有很大误差。文章提出一种算法,使得雷达扫描中心精度与期望值十分接近。同时,对于坐标转换中方位和俯仰的指令间覃相影响引起的俯仰指向精度降低问题,提出... 相似文献
772.
773.
774.
775.
P I控制器常用于主动队列管理中,但参数整定上的试凑法具有盲目性,算法的瞬态性能也不够理想。本文针对TCP网络系统的时滞特性,设计基于内模补偿控制器,提出了基于幅值与相位稳定裕度的控制参数整定方法。仿真实验表明,与P I算法相比较,该方法设计的控制器的稳定性与鲁棒性有显著的提高。 相似文献
776.
1引言 随着航天技术的快速发展和人类太空探索活动的不断深化,各种形式的人造地球卫星、空间探测器和载人航天器逐渐呈现出功能多样化、结构复杂化和任务长期化的特点.但是,由于太空环境的日益复杂和恶劣,如何保证航天器安全、长期、稳定地在轨工作已经成为空间技术的重点研究领域之一. 相似文献
777.
为了有效提高四轴陀螺稳定平台伺服系统全姿态控制精度,针对变结构分区控制过程中台体大角度晃动问题,提出一种优化的四轴陀螺稳定平台控制回路分区离散变结构控制策略。在分析四轴平台框架系统运动学方程的基础上,给出了随动式分区离散变结构控制策略,通过分析执行机构与被控角速度之间的相关程度,对随动式分区离散变结构控制策略进行优化。为了进一步减小变换区域时的切换扰动,在随动式分区离散变结构控制基础上提出一种稳定式分区离散变结构控制方法,对变结构区域进行了整合和优化,有效避免了运动状态在不同区域之间切换造成的台体晃动。仿真结果表明,随动式分区离散变结构控制策略优化前后相比,X 方向台体晃动角速度减小63.5%,Y 方向台体晃动角速度减小84.5%;稳定式分区离散变结构控制策略优化前后相比,X 方向台体晃动角速度减小29.0%,Y 方向台体晃动角速度减小57.3%,有效减小了平台台体在变结构控制切换过程中的晃动,提高了控制精度。 相似文献
778.
779.
The attitude control problem of a spacecraft underactuated by two single-gimbal control moment gyros (SGCMGs) is investigated. Small-time local controllability (STLC) of the attitude dynamics of the spacecraft-SGCMGs system is analyzed via nonlinear controllability theory. The conditions that guarantee STLC of the spacecraft attitude by two non-coaxial SGCMGs are obtained with the momentum of the SGCMGs as inputs, implying that the spacecraft attitude is STLC when the total angular momentum of the whole system is zero. Moreover, our results indi- cate that under the zero-momentum restriction, full attitude stabilization is possible for a spacecraft using two non-coaxial SGCMGs. For the case of two coaxial SGCMGs, the STLC property of the spacecraft cannot be determined. In this case, an improvement to the previous full attitude stabilizing control law, which requires zero-momentum presumption, is proposed to account for the singu- larity of SGCMGs and enhance the steady state performance. Numerical simulation results demonstrate the effectiveness and advantages of the new control law. 相似文献
780.