全文获取类型
收费全文 | 657篇 |
免费 | 167篇 |
国内免费 | 178篇 |
专业分类
航空 | 453篇 |
航天技术 | 167篇 |
综合类 | 35篇 |
航天 | 347篇 |
出版年
2023年 | 15篇 |
2022年 | 35篇 |
2021年 | 28篇 |
2020年 | 50篇 |
2019年 | 39篇 |
2018年 | 35篇 |
2017年 | 33篇 |
2016年 | 53篇 |
2015年 | 45篇 |
2014年 | 49篇 |
2013年 | 28篇 |
2012年 | 45篇 |
2011年 | 64篇 |
2010年 | 47篇 |
2009年 | 36篇 |
2008年 | 45篇 |
2007年 | 58篇 |
2006年 | 30篇 |
2005年 | 34篇 |
2004年 | 23篇 |
2003年 | 20篇 |
2002年 | 25篇 |
2001年 | 15篇 |
2000年 | 24篇 |
1999年 | 13篇 |
1998年 | 14篇 |
1997年 | 18篇 |
1996年 | 16篇 |
1995年 | 6篇 |
1994年 | 12篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 7篇 |
1991年 | 12篇 |
1990年 | 7篇 |
1989年 | 6篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有1002条查询结果,搜索用时 15 毫秒
491.
利用规范化模型和加权自校正控制方法,对反坦克导弹提出了一种自校正控制器。并在广义最小方差自校正控制律中引入了能自动调整的加权因子,以兼顾系统的稳定性和动态性能指标及适应反坦克导弹快速时变对象的控制要求。数字仿真结果表明,这种控制器对反坦克导弹有很好的控制效果,而且控制器算法简单,对过程的非线性、阶次失配和未建模扰动均有较强的鲁棒性。 相似文献
492.
佘明生 《中国空间科学技术》1987,7(4):29
由于发射时熄火点产生的误差,需要有一种误差分析以便确定运载火箭的制导精度。本文介绍了飞行路径上的小误差对航天器轨道的影响,接着讨论了确定制导精度的方法并给出了圆轨道的简化公式。 相似文献
493.
494.
基于H∞ 控制的非线性末制导律设计 总被引:5,自引:1,他引:4
针对三维目标拦截问题,提出一种新的具有强鲁棒性的非线性H∞末制导律。基于三维弹目相对运动学的非线性关系,将目标机动作为系统扰动,建立了弹目相对运动的数学模型。同时,基于零化弹目视线角速率的思想,提出一种全局非线性H∞稳定控制策略,得到了连续的非线性末制导律。该方法利用Lyapunov稳定性理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性,并且无需求解哈密尔顿-雅可比-艾萨克斯(HJI)偏微分方程,同时也无需控制弹目相对运动速度。数字仿真表明,和比例导引律相比,这种制导律对高速大机动目标具有很强的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度。 相似文献
495.
提出了一种可实现的离散时间最优末制导律,该制导律在导弹导引头获取的目标加速度信息的基础上,以时间最优为设计指标,可动态调整最优控制量,能够适应目标末端机动,并采用变周期算法以提高收敛速度。仿真结果表明,该制导律能够满足给定脱靶量要求,成功拦截目标。 相似文献
496.
本文介绍惯性制导导弹工具误差中各误差因子的分析方法,重点考虑确定性误差部分,并且是线性分析,近似到一阶小量,二阶以上小量都略去。所得结论简明而易于实时补偿操作。 相似文献
497.
498.
对于一大类时间最省(单次推进)和燃料最省(多次推进)的中等推力水平持续推进地球轨道转移问题,本文给出了一种系统的直接优化方法。首先,对于具有倾角和偏心率的目标轨道,我们介绍了一种惯性坐标转换方法得到更具一般性的末端约束条件。这个转换避免了逆行赤道轨道对春分点轨道根数引起的奇异,同时也提高了求解优化问题的收敛性。多次打靶法在本文中也得到了应用,给出了针对不同形式的轨道转移如何分配多次打靶变量的方法。基于惯性坐标转换和多次打靶法,最优控制问题转换为利用非线性规划法求解的参数优化问题。本文给出了单次推进时间最省以及多达12次推进燃料最省的轨道转移仿真结果,所有收敛结果均以简单定义的初值迭代得到。最后,我们讨论了利用模型预测控制进行自主制导的潜在方案。 相似文献
499.
500.