全文获取类型
收费全文 | 532篇 |
免费 | 139篇 |
国内免费 | 57篇 |
专业分类
航空 | 348篇 |
航天技术 | 79篇 |
综合类 | 22篇 |
航天 | 279篇 |
出版年
2023年 | 6篇 |
2022年 | 22篇 |
2021年 | 19篇 |
2020年 | 23篇 |
2019年 | 12篇 |
2018年 | 16篇 |
2017年 | 7篇 |
2016年 | 17篇 |
2015年 | 15篇 |
2014年 | 32篇 |
2013年 | 40篇 |
2012年 | 26篇 |
2011年 | 35篇 |
2010年 | 27篇 |
2009年 | 11篇 |
2008年 | 14篇 |
2007年 | 37篇 |
2006年 | 30篇 |
2005年 | 43篇 |
2004年 | 26篇 |
2003年 | 20篇 |
2002年 | 21篇 |
2001年 | 18篇 |
2000年 | 22篇 |
1999年 | 31篇 |
1998年 | 22篇 |
1997年 | 18篇 |
1996年 | 23篇 |
1995年 | 27篇 |
1994年 | 12篇 |
1993年 | 11篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 17篇 |
1990年 | 5篇 |
1989年 | 8篇 |
1988年 | 3篇 |
1987年 | 3篇 |
排序方式: 共有728条查询结果,搜索用时 328 毫秒
441.
为解决自适应循环发动机性能在线自主优化问题,提出一种适用于三流道自适应循环发动机的智能自主优化控制方法,通过深度确定性策略梯度算法(DDPG)在线优化压比计划,实现控制规律自主寻优。本文在基准发动机特性图上给出了不同外涵面积下的等推力特性曲线,在此基础上给出了基准的最低油耗控制规律曲线。当发动机性能退化、或存在个体差异等偏离时,基准控制规律不再能使发动机性能最优,DDPG算法利用前期存储的数据对压比指令修正量进行训练学习,自主调整发动机控制规律。整机数值仿真结果表明,调整后亚声速巡航单位耗油率降低7.63%,与最低油耗点比较偏差0.03%。超声速巡航单位耗油率降低5.04%,与最低油耗点比较偏差0.01%。性能寻优算法可以在发动机性能偏离情况下实现发动机控制规律自主调节,达到最低油耗。 相似文献
442.
根据我国同步广播卫星的现状,提出在不专门占用卫星信道的情况下,保留现有的CCTV电视信号中的时间信号,并将卫星轨道参数及其它参数插入到CCTV电视信号中去的技术问题及控制方法,实现利用卫星电视进行授时工作。 相似文献
443.
研究了弹道一升力式载人航天器的再入制导规律和各种再入误差源对其落点的影响。主要包括以下内容:再入纵向制导和侧向制导规律的确定;分析各种单项误差对落点的影响;用MonteCarlo方法模拟各种再入误差源及其对落点偏差的综合影响。通过大量的模拟计算,掌据各种再入误差对落点偏差的影响,提出再入误差应具有的指标要求,并得到一些有益的结论。计算结果表明,确定的制导规律可以达到满意的落点控制效果。 相似文献
444.
时间统一系统是航天测控体系的重要组成部分。网络时间协议NTP是Internet通用的时间统一方式。本文在分析了NTP工作原理、算法、精度的基础上,建立了在航天测控计算机系统上的NTP应用模型,分析了应用中的关键技术。该模型已成功应用于不同的测控计算机业务子网上。最后借鉴NTP校时策略对现行校时算法提出了改进建议。 相似文献
445.
《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2020,65(11):2662-2673
The Newton-Kantorovich/Radau pseudospectral method is implemented in a homotopy scheme to solve the rigid spacecraft time-optimal three-axis reorientation problem. First, the reorientation differential equations associated with the current homotopic variable are linearized about the nominal (previous homotopic variable) solution. Then, the Radau pseudospectral method is used to solve the resulting linearized differential equations. By successively updating the nominal solution with the Newton-Kantorovich approach, the linearized solving procedure is iterated to achieve high-order precision. Because no numerical integration is needed and only linear algebraic equations are solved, the proposed method is computationally efficient. Finally, performance of the proposed method is illustrated through numerical examples. 相似文献
446.
关于探测器定点在共线平动点附近的控制问题 总被引:6,自引:0,他引:6
对探测器定点在共线平动点附近的轨道控制提出了一种小推力方案,针对日-地(月)系的具体背景给出了数值模拟结果,并对其进行了相应的分析. 相似文献
447.
Liang Sun 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2019,63(7):2229-2238
A saturated fault-tolerant attitude tracking controller for disturbed rigid spacecraft is derived using nonlinear state feedback control method. The proposed controller achieves the constraints of control inputs by directly using the bounded function instead of the traditional saturation compensator technique, and the active tolerance to the partial loss of actuator effectiveness is also achieved by directly using the known bounds of the actuator faults in the controller. Specifically, compared with the traditional saturated control methods, a continuously bounded nonlinear function in the proposed controller is used to guarantee that the actuator outputs are smoothly bounded under the prescribed constraints. Based on some properties of the attitude tracking dynamics, the proposed controller can ensure the attitude tracking errors converge to small neighborhoods of zero via stability analysis in the Lyapunov framework. Simulation results are presented to illustrate the effectiveness of the control scheme. 相似文献
448.
Thomas S. Richardson Cormac McFarlane Askin Isikveren Ken Badcock Andrea Da Ronch 《Progress in Aerospace Sciences》2011,47(8):647-659
One of the main drivers behind the SimSAC project and the CEASIOM software is to bring stability analysis and control system design earlier into the aircraft conceptual design process. Within this paper two very different aircraft are considered, a conventional T-tail based on the existing EA500 Very Light Jet and the second, a novel Z-wing configuration known as the GAV or general aviation vehicle. The first aircraft serves as a baseline comparison for the second, and the cruise case is considered as a benchmark for identifying potential drag reductions and aircraft stability characteristics. CEASIOM, the Computerised Environment for Aircraft Synthesis and Integrated Optimisation Methods, is used to generate aerodynamic data sets for both aircraft, create trim conditions and the associated linear models for classical stability analysis. The open-loop Z-wing configuration is shown to display both highly unstable and coupled modes before a multivariable Stability Augmentation System (SAS) is applied both to decouple and stabilise the aircraft. Within this paper, these two aircraft provide a test case with which to demonstrate the capabilities of the CEASIOM environment and the tools which have been developed during the SimSAC project. This new software suite is shown to allow conceptual development of unconventional novel configurations from mass properties through adaptive-fidelity aerodynamics to linear analysis and control system design. 相似文献
449.
为解决直流电机速度控制问题,采用增量式PI控制方法,设计了无刷直流电机速度控制器。对模拟调节器进行了离散化处理,每隔10ms用编码器测速一次,并进行适当的软件滤波,用计算出速度差作为控制量,用离散的差分方程代替连续的微分方程,用软件实现了PI控制算法。搭建了基于STM32的实验平台,给出了P和I参数整定方法,并通过大量实验得到了合适的P和I的系数,验证了该增量式PI控制方法的正确性。研究结果表明:该PI控制算法能够实现对速度的恒定控制,响应速度快、抗干扰能力强。为PID控制提供了实验的方法和步骤。 相似文献
450.