全文获取类型
收费全文 | 840篇 |
免费 | 59篇 |
国内免费 | 57篇 |
专业分类
航空 | 239篇 |
航天技术 | 200篇 |
综合类 | 35篇 |
航天 | 482篇 |
出版年
2024年 | 2篇 |
2023年 | 12篇 |
2022年 | 17篇 |
2021年 | 41篇 |
2020年 | 30篇 |
2019年 | 29篇 |
2018年 | 22篇 |
2017年 | 14篇 |
2016年 | 30篇 |
2015年 | 40篇 |
2014年 | 61篇 |
2013年 | 37篇 |
2012年 | 50篇 |
2011年 | 74篇 |
2010年 | 56篇 |
2009年 | 34篇 |
2008年 | 32篇 |
2007年 | 25篇 |
2006年 | 30篇 |
2005年 | 31篇 |
2004年 | 19篇 |
2003年 | 26篇 |
2002年 | 24篇 |
2001年 | 20篇 |
2000年 | 20篇 |
1999年 | 9篇 |
1998年 | 17篇 |
1997年 | 29篇 |
1996年 | 18篇 |
1995年 | 18篇 |
1994年 | 18篇 |
1993年 | 7篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 13篇 |
1990年 | 18篇 |
1989年 | 10篇 |
1988年 | 7篇 |
1987年 | 7篇 |
排序方式: 共有956条查询结果,搜索用时 156 毫秒
831.
一种新型RLV再入轨迹在线规划方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle, RLV)再入轨迹在线规划问题,提出了一种基于割线法的标准轨迹快速生成方法。该方法以驻点热流、法向过载、动压和平衡滑翔限制为再入过程约束,以再入初始点和结束点的高度、速度为再入端点约束;在阻力加速度-速度平面内建立约束模型后,设计了折线形式的标准轨迹;采用割线法迭代计算轨迹转折点以调整轨迹形状,使最终规划轨迹对应的航程和终端点速度同时满足设计需求。最后取3种不同航程的再入情况进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法能够在1秒内完成再入轨迹规划,并在一定航程范围内适用,能够满足在线设计标准再入轨迹的实时要求。 相似文献
832.
833.
基于在线轨迹迭代的自适应再入制导 总被引:2,自引:1,他引:2
针对传统轨迹跟踪制导方法在再入飞行中无法较好适应导航模式切换等突变状况的问题,提出了一种能够有效应对制导系统输入信息不连续性的自适应在线轨迹生成方法。该方法通过实时的多项式拟合以及迭代过程确定满足终端约束条件的高度-速度剖面,并解算出当前飞行状态下所需的攻角与倾侧角指令,从而平稳、精确地将飞行器引导至末端能量管理段。通过对速度与能量、高度、轨迹倾角以及待飞航程等状态量建立解析关系,该方法拥有迭代速度快以及收敛性强的优势。仿真结果显示,该方法对输入信息的误差及跳变等不确定因素的适应性很强,在各类干扰情况下较传统方法拥有更高的制导精度。相较于传统轨迹跟踪制导方法,该方法在实际应用背景下显著地提升了制导的自主性与适应性。 相似文献
834.
835.
航天飞机是人类第1次把航天与航空技术高度有机结合起来的创举。它在由起飞到入轨的上升阶段运用了火箭垂直起飞技术;在太空轨道飞行阶段运用了航天器技术;在再入大气层的滑翔飞行和水平着陆阶段运用了航空飞机技术。因此,它能完成多种任务,兼有运载火箭、人造地球卫星、货运飞船、 相似文献
836.
针对高超声速飞行器再入过程中强耦合、大扰动和大范围变化的气动参数的问题,基于特征建模的思想,分析动力学方程的耦合特点,采用分散控制的方案,把原非线性动力学方程用一个二阶时变差分方程组形式的特征模型描述,建立了攻角、侧滑角和滚转角三通道特征模型,并给出了黄金分割自适应的姿态控制方法.最后,针对类X-20高超声速飞行器进行数值仿真,仿真结果充分验证了这种自适应控制器的有效性. 相似文献
837.
为了满足再入飞行器的不断发展需求,准确测量再入过程中烧蚀作用所产生的小量级滚转力矩,本文在近年来小口径高超声速风洞中再入飞行器小滚转力矩测量技术研究工作基础上,创新改进以气浮轴承为核心建立的低阻尼自由滚转测量试验技术,利用传统试验数据处理方法结合飞行动力学仿真等多种设计和数据分析手段,最终实现大口径高超声速风洞高马赫数、大迎角条件下多个状态点的再入飞行器试验模型滚转气动力矩精细化测量。风洞试验结果表明,试验系统工作稳定可靠,试验数据完善、合理,能够为再入飞行器的相关设计工作提供重要依据。 相似文献
838.
839.
针对高超声速再入飞行器非线性程度高、参数不确定性大、快时变等特点,提出一种基于神经网络特征模型的自适应滑模姿态控制方案。首先,采用现有特征建模方法,将对象模型中的非线性、时变不确定性压缩至特征参量中;进一步,结合模糊神经网络,将快时变特征显式地表征在特征模型中,使得待估计的特征参量具有时不变特性,从而易于其自适应律的设计。然后,在该神经网络特征模型的框架下,设计递推形式的自适应滑模控制律,以进一步提高飞行控制系统的鲁棒性。最后,通过仿真校验了所提出控制方法的正确性和有效性。 相似文献
840.
本文用有限差分法求解N-S方程,对具有大面积底部飞行器的高超声速大攻角绕流流场进行了计算,通过积分物面压力给出了飞行器的气动力特性,并研究了攻角的影响,物面压力系数和气动力系数与实验数据进行了比较,符合较好,结果可应用到返回舱和弹头的再入气动特性研究。 相似文献