全文获取类型
收费全文 | 4814篇 |
免费 | 906篇 |
国内免费 | 810篇 |
专业分类
航空 | 3379篇 |
航天技术 | 1189篇 |
综合类 | 577篇 |
航天 | 1385篇 |
出版年
2024年 | 39篇 |
2023年 | 139篇 |
2022年 | 193篇 |
2021年 | 244篇 |
2020年 | 232篇 |
2019年 | 253篇 |
2018年 | 242篇 |
2017年 | 234篇 |
2016年 | 317篇 |
2015年 | 257篇 |
2014年 | 413篇 |
2013年 | 300篇 |
2012年 | 359篇 |
2011年 | 403篇 |
2010年 | 284篇 |
2009年 | 264篇 |
2008年 | 321篇 |
2007年 | 325篇 |
2006年 | 254篇 |
2005年 | 230篇 |
2004年 | 204篇 |
2003年 | 164篇 |
2002年 | 109篇 |
2001年 | 116篇 |
2000年 | 94篇 |
1999年 | 81篇 |
1998年 | 79篇 |
1997年 | 56篇 |
1996年 | 36篇 |
1995年 | 41篇 |
1994年 | 42篇 |
1993年 | 46篇 |
1992年 | 36篇 |
1991年 | 33篇 |
1990年 | 35篇 |
1989年 | 30篇 |
1988年 | 17篇 |
1987年 | 3篇 |
1986年 | 1篇 |
1984年 | 4篇 |
排序方式: 共有6530条查询结果,搜索用时 109 毫秒
171.
在介绍正规矩阵参数优化方法和着舰导引控制系统的基础上,为提高舰载飞机的操纵性能,采用智能设计软件IntelDes3.0设计了具有鲁棒性的着舰飞行,推力综合控制系统。基于飞机纵向非线性运动方程的数值仿真结果表明,设计的控制系统对阶跃输入的响应性能良好,鲁棒性较强。 相似文献
172.
173.
根据SINS/GPS制导炸弹动力学特性,首先推导了俯仰通道的制导控制一体化状态模型.然后在充分考虑制导和控制回路的不确定性基础上,利用terminal滑模控制方法,设计了制导控制一体化状态反馈控制律,所设计的控制器一方面保证制导炸弹满足打击精度和末端落角约束要求,另一方面保证控制回路的稳定性与鲁棒自适应性.采用模糊控制克服了变结构控制项引起的系统抖振.最后,分别进行了极端气动条件与取投放域边界值情况下的某型SINS/GPS制导炸弹六自由度飞行控制弹道仿真,仿真结果验证了此方法的有效性. 相似文献
174.
175.
运用上下解方法,研究了一类二阶混合非线性边值条件的三点边值问题,通过构造了适当的非线性辅助函数工得到了解存在的充分条件,推广和改进了某些已知的结果。 相似文献
176.
177.
178.
制导控制半实物仿真系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
首先介绍了制导控制半实物仿真系统功能、仿真平台系统结构。详细论述了软硬件模型、控制工作流程。在实现仿真系统基础上,结合半实物仿真研究设计的实际需求,强调了通用分布式半实物仿真系统开放结构的研究重点和发展趋势。同时给出了系统结构和仿真接口的设计考虑。 相似文献
179.
为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指令和保持飞行速度基本不变,且对于气动参数的摄动具有较好的鲁棒性。 相似文献
180.
一种MEMS陀螺标度因数误差补偿方法 总被引:3,自引:0,他引:3
高动态、恶劣温度环境下,微小型飞行器(MAV)导航、制导与控制系统关键器件微机电系统(MEMS)陀螺受温度和转速耦合影响,其标度因数误差呈强非线性特点,常规方法无法精确补偿。通过分析MEMS陀螺标度因数误差的产生机理,建立了包含温度和转速非线性因素的标度因数误差模型,提出一种基于径向基(RBF)神经网络的标度因数非线性耦合误差补偿方法,解决了常规补偿方法精度差的问题。标定与补偿实验表明:在-10~+55℃温度范围、-150~+150(°)/s输入转速范围内,采用新方法补偿后MEMS陀螺输出平均精度比多项式拟合方法提高7倍;在-20~+20(°)/s低输入转速的误差强非线性区间内,精度提高近20倍,验证了本文方法的有效性和优越性。 相似文献