全文获取类型
收费全文 | 605篇 |
免费 | 87篇 |
国内免费 | 119篇 |
专业分类
航空 | 441篇 |
航天技术 | 109篇 |
综合类 | 82篇 |
航天 | 179篇 |
出版年
2024年 | 4篇 |
2023年 | 23篇 |
2022年 | 26篇 |
2021年 | 32篇 |
2020年 | 27篇 |
2019年 | 37篇 |
2018年 | 35篇 |
2017年 | 32篇 |
2016年 | 34篇 |
2015年 | 25篇 |
2014年 | 30篇 |
2013年 | 27篇 |
2012年 | 34篇 |
2011年 | 37篇 |
2010年 | 35篇 |
2009年 | 31篇 |
2008年 | 24篇 |
2007年 | 23篇 |
2006年 | 25篇 |
2005年 | 30篇 |
2004年 | 26篇 |
2003年 | 23篇 |
2002年 | 17篇 |
2001年 | 27篇 |
2000年 | 17篇 |
1999年 | 15篇 |
1998年 | 22篇 |
1997年 | 14篇 |
1996年 | 14篇 |
1995年 | 8篇 |
1994年 | 13篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 7篇 |
1991年 | 7篇 |
1990年 | 6篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 4篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有811条查询结果,搜索用时 15 毫秒
691.
在船体变形测量领域,惯性量匹配法凭借其高精度、易实现的优点成为了时下的研究热点。详细介绍了角速度匹配法进行船体变形角估计的原理,针对算法中动态变形模型(二阶Markov)参数难以确定的问题,推导了两套INS的角增量输出差值与动态变形角之间的关系,建立了利用角增量差值的自相关函数进行求参的理论依据。在求参工具上选择了粒子群算法,借助指数衰减正弦信号的形式建立算法模型,并且合理设置算法参数,最终形成一套完整的在线辨识方案。仿真实验证实,该方案能够实现动态变形模型参数的精确辨识,辨识精度较高,且SNR门限低。最终的变形角估计结果表明,结合该参数辨识算法,船体变形角估计误差可控制在10″左右,证明了该方法的可行性。 相似文献
692.
693.
针对鸭式旋翼/机翼(Canard Rotor/Wing,CRW)飞机独特的气动布局,常规的分析方法及经验公式很难准确地对CRW飞机进行飞行动力学研究,通过飞行辨识对CRW飞机悬停状态特性进行了研究。首先,设计了飞行试验并获得了高质量的飞行数据,基于频率响应对CRW飞机的状态空间模型进行了简化。然后,在频域内对飞机的动力学参数进行了拟合优化,获得了CRW飞机悬停状态的动力学模型,并用飞行数据对所建模型进行了验证。最后,用辨识所得参数与常规直升机悬停状态时的参数进行了对比。结果显示悬停时CRW飞机的操纵导数和阻尼导数均比常规直升机小,经分析,操纵导数的减小主要是CRW飞机独特的旋翼设计所致,阻尼导数减小的原因主要是旋翼气动影响以及鸭翼、平尾、垂尾的结构影响。动力学特性分析结果为CRW飞机旋翼模式总体设计的进一步优化提供了指引和参考,所建立的模型可用于控制系统设计。 相似文献
694.
针对国内大型飞机结冰防护需求,开展针对大型结冰研究样机的H∞算法参数辨识结冰探测研究。首先通过参数调节选取一组合适的H∞算法参数,利用考虑测量噪声的结冰研究样机飞行仿真数据验证H∞算法的辨识能力,由结果对比发现辨识算法能够跟踪飞机气动导数随结冰累积过程的变化趋势,辨识精度较高,其最大归一化平方根(RMS)误差仅为真值的11%;分析了H∞算法对81种不同结冰累积过程的辨识能力,通过结果分析发现结冰累积时间较长且结冰速度较慢的情况辨识效果较差,结冰累积时间在100~300 s之间辨识精度较高;最后利用蒙特卡罗仿真分析了不同测量噪声大小对H∞算法辨识精度和跟踪延时的影响,给出了3个纵向气动导数在随机误差影响下的辨识误差和跟踪延时的统计结果,发现在给定噪声标准差变化范围内,升力和俯仰力矩关于迎角的导数能够得到较为准确的辨识结果,二者的归一化平方根误差均值仅为各自真值的1.8%和4%,其预报延时均值最大仅为3 s和9.5 s。 相似文献
695.
《燃气涡轮试验与研究》2017,(3):1-5
将发动机实时趋势监控中的误差容限划分成两部分,一部分由发动机工作包线内的模型建模误差导致,一部分由发动机工作参数的不确定性导致。建模误差的影响采用包线内最大预测误差,由参数不确定性引起的误差采用蒙特卡洛分析确定。将不同概率分布下的测量参数作为发动机模型的输入参数,采用蒙特卡洛策略分析模型预测值的均值和标准差分布,采用3σ置信水平作为因测量不确定性引起的误差容限。选取未参与发动机模型辨识的整个飞行架次的试验数据进行验证,结果表明考虑输入参数不确定性后,模型误差带的分布更为合理。该技术可用于航空发动机飞行试验中,提前发现发动机工作中的异常现象,可提高发动机飞行试验的质量和效率。 相似文献
696.
697.
为了研究雷诺数对涡扇发动机性能的影响并提升稳态性能模型在工作包线内的计算精度,提出了一种基于整机试验数据辨识的计算分析方法。选取用于气路分析的测量参数,提升辨识算法的收敛性和计算结果的有效性;结合非线性气路分析算法辨识计算出各试验点的部件性能修正因子,统计分析雷诺数和各部件性能修正因子的变化关系,定量得到雷诺数对发动机各部件性能的影响程度;修正基线稳态性能模型,并对计算精度进行验证对比。结果表明:对比试验结果,修正后的稳态性能模型各参数计算偏差不大于2.5%。对比基线稳态性能模型各参数计算结果,计算精度平均提升2.3%,最大提升9.2%。 相似文献
698.
699.
700.
样条函数最小二乘拟合的递推计算 总被引:4,自引:2,他引:4
在目前靶场数据处理中,参数估计与补点计算等常用多项式拟合,往往带来较大的截断误差。文章从外弹道数据特点出发,用样条函数拟合全弹道,并将样条函数和递推思想相结合,推导出了递推样条最小二乘拟合方法。仿真结果证明,该方法既提高了拟合精度与计算速度,又节约了计算机内存,是具有实用价值的方法。 相似文献