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221.
针对采用红外导引头的拦截弹,提出一种基于滑模观测器的制导控制一体化(IGC)控制方法,在导弹的部分状态已知和非匹配不确定性影响下,确保了其高精度拦截效果。首先,由于采用红外导引头的拦截弹的视线(LOS)角速率难以获取,系统将不满足干扰估计的匹配条件,设计了一种新型滑模观测器,通过构造补偿滑模观测器,同时实现导弹的未知状态和干扰的有限时间精确估计。然后,利用未知状态和干扰估计信息,设计反步控制器实现导弹的制导控制一体化,证明了系统的有界稳定。仿真结果表明,本文提出的方法可以获得较小的脱靶量,且对存在的不确定性具有较强的鲁棒性。 相似文献
222.
新建自激反激变换器方程及其解析解 总被引:1,自引:2,他引:1
本文的目的是寻找自激反激变换器运行状态特征参量 (运行频率、磁通密度等 )与设计这种变换器所用的基本物理参量之间的函数关系。所用方法与传统方法不同 ,不用电磁学中定义的电气特征参量L ,而基于磁路参量及磁能密度表征变换器输入能量 ,建立了自激反激变换器运行状态特征参量应满足的方程并得到所需的解析解。这个新的结果不仅使设计这种变换器十分简便 ,而且揭示了这种变换器的许多运行特性 ,其中有些是前所未知、意外且十分重要的 相似文献
223.
为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。 相似文献
224.
225.
煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析 总被引:4,自引:1,他引:3
为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性,深入分析发动机工作特性,对马赫数为2.0,总温为1100K,总压为1.0MPa的来流,利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射(CARS)技术完成了直连式燃烧室流场温度测量;同时对实验状态进行了三维并行数值模拟,对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明,隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%;在燃烧室核心流区域,当量比为0.6和0.8两个状态下,实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K,相对差异为4.2%和13%;在凹槽回流区内,当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K,相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响,但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显著的改变。 相似文献
226.
为明晰壁温比对圆截面隔离段激波串的影响,采用RANS方法对圆截面隔离段进行三维数值计算,发现冷壁条件下,壁温比升高将导致隔离段抗反压能力减弱。在此基础上,通过理论分析研究了壁温比对边界层的影响,发现边界层主要通过剪切应力和亚声速流层携带的流体惯性的综合作用来抵抗反压,其中剪切应力与压升作用一致,而亚声速流层携带的流体惯性与压升作用相反。考虑壁温比影响,对经典Waltrup激波串预测公式进行修正,修正后公式可以动态反映壁温比变化导致的激波串长度改变,有助于隔离段优化设计。 相似文献
227.
228.
229.
为了合理控制内锥面压缩强度的份额、提高进气道压缩效率,提出了一种内锥面中间段压缩较缓的新型马赫数减速规律,结果表明新型马赫数减速规律的单位压比压缩损失相对于反正切马赫数分布降低了20%。为了进一步改善基准流场,提出了基于流动角分布可控的中心体反设计方法,实现了内锥面马赫数分布和中心体表面流动角分布双重可控的基准流场反设计。此外,还研究了该基准流场对内转进气道性能的影响。结果表明,通过中心体表面流动角分布反设计中心体构型可显著降低基准流场压缩损失,相比于等直中心体损失至少降低了34%,从而提高了内转进气道性能。 相似文献
230.
文[1]考虑了退卷积后测量仪器的残余影响,提出了等效仪器函数概念及大气参量分布的参考光谱反演化,它利用测量仪器的光谱响应函数和本地区平均大气参量分布作为先验信息,通过退卷积处理提高了大气反演的高度和精度。但是象火山爆发这样一些突发性事件都可能使大气参量分布突然发生较大变化,使根据平均大气分布计算的参考光谱与实际光谱之间产生较大的差异,因而加大了参考等效仪器函数与等效仪器函数之间的偏差,导致大气反演 相似文献