全文获取类型
收费全文 | 565篇 |
免费 | 27篇 |
国内免费 | 40篇 |
专业分类
航空 | 335篇 |
航天技术 | 86篇 |
综合类 | 44篇 |
航天 | 167篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 7篇 |
2022年 | 14篇 |
2021年 | 13篇 |
2020年 | 10篇 |
2019年 | 12篇 |
2018年 | 14篇 |
2017年 | 12篇 |
2016年 | 17篇 |
2015年 | 10篇 |
2014年 | 31篇 |
2013年 | 25篇 |
2012年 | 35篇 |
2011年 | 30篇 |
2010年 | 29篇 |
2009年 | 37篇 |
2008年 | 42篇 |
2007年 | 26篇 |
2006年 | 34篇 |
2005年 | 35篇 |
2004年 | 27篇 |
2003年 | 25篇 |
2002年 | 18篇 |
2001年 | 22篇 |
2000年 | 13篇 |
1999年 | 7篇 |
1998年 | 15篇 |
1997年 | 14篇 |
1996年 | 11篇 |
1995年 | 9篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 8篇 |
1992年 | 6篇 |
1991年 | 8篇 |
1990年 | 1篇 |
1989年 | 3篇 |
1988年 | 2篇 |
1987年 | 2篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有632条查询结果,搜索用时 15 毫秒
191.
192.
基于关键测量特性的飞机装配检测数据建模研究 总被引:1,自引:0,他引:1
数字化测量辅助飞机装配技术是实现装配关系数字化协调、提高装配精度与效率的关键技术之一。基于数字化测量的装配过程依赖于产品设计、工艺设计、加工与部件装配等多个环节产生的数据,因此,构建统一的数据模型,实现各环节间的数据关联与映射,是实现基于数字化测量的装配过程监测、调控与质量保证的关键。本文首先提出了"关键测量特性"的概念,拟解决产品设计特性、工艺特性向测量特性的映射,并最终转化为关键测量点集;分析了飞机装配中关键测量特性间的几何数据关系,并揭示了其与部件关键装配关系之间的关联,在此基础上构建了以关键测量特性检测数据为节点的飞机装配广义尺寸链;通过对广义尺寸链各节点、组成环及封闭环的数学表达,构建飞机装配过程检测数据模型;讨论了该模型在飞机装配质量控制过程中的应用模式,并以翼身对接为案例,对基于关键测量特性的飞机装配过程检测数据建模过程及应用进行了阐述。 相似文献
193.
简介了导轨移动式冗余度操作臂系统的设计与实现.利用指数积(POE)方法进行了系统建模,对该操作臂系统进行正、逆运动学分析,同时对系统避奇异的理论方法进行研究,给出了方法的计算机仿真结果.在系统运动学分析中,充分利用了系统结构的几何特点,体现了系统简化分析和实际性能优化并重的思路.该运动学的分析方法具有一定的普遍性,对其它机器人系统的分析有一定的借鉴意义. 相似文献
194.
航天飞控软件操作概图开发 总被引:1,自引:0,他引:1
航天飞控软件是具有高可靠性要求的软件系统,对其进行可靠性测试是航天飞控任务的基本要求。操作概图是进行软件可靠性测试的基础。由于开发大型软件系统的操作概图比较复杂,使其成为了制约开展软件可靠性测试的主要困难之一。本文以地面航天飞控软件为例,介绍了实时飞控软件操作概图的开发步骤和方法。首先是确定软件系统的操作模式,并确定每个操作模式所运行的相关软件;然后给出了识别每个软件的操作发起者和操作方法;最后对不同类型的操作给出了确定其发生概率的方法。 相似文献
195.
196.
程序管制的建立和向雷达管制的过渡以及未来雷达管制向新CNS/ATM系统发展的全过程是自动化应用程度连续发展的过程,尽管其中新技术、新设备的应用重点各不相同。雷达管制的实施实质上就是飞行动态的主动和精确掌握为管制操作技术向精密化方向发展提供了技术平台。 相似文献
197.
为了解决温度变化对飞机装配件的影响,文中针对在飞机装配过程中,温度变化对飞机装配件影响进行了分析,由于不同材料之间的热膨胀系数不同,使得产品在装配过程中产生了误差,影响了产品的质量。通过对产品装配过程中尺寸移制的一次协调误差计算和多环节尺寸移制的协调误差计算,提出了减小飞机装配过程中温度变化影响的具体措施,提高飞机产品的协调准确度。 相似文献
198.
在常规反馈控制设计的基础上,将控制分配技术应用到多操纵面飞控系统的设计中,从而合理、有效地解决多个操纵面的协调操纵和综合分配问题,并应用控制分配算法完成综合飞行/推力矢量控制和操纵面故障重构控制两类应用设计。仿真表明,多操纵面飞控系统设计能够提升飞机机动性和安全可靠性,设计方法具有较好的工程应用价值。 相似文献
199.
200.
ZPXJ-16在直X型机尾段结构疲劳试验中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
直升机尾段是整个机体最薄弱的环节,开展直升机尾段疲劳试验,可为直升机全机寿命评估提供试验依据,具有非常重要的意义。本文以某型号直升机尾段结构疲劳试验为例,介绍了多点协调加载系统ZPXJ-16在该试验中的应用,阐述了其加载方法、系统工作原理及系统标定方法等。 相似文献