全文获取类型
收费全文 | 667篇 |
免费 | 185篇 |
国内免费 | 127篇 |
专业分类
航空 | 476篇 |
航天技术 | 182篇 |
综合类 | 66篇 |
航天 | 255篇 |
出版年
2024年 | 5篇 |
2023年 | 17篇 |
2022年 | 50篇 |
2021年 | 34篇 |
2020年 | 36篇 |
2019年 | 42篇 |
2018年 | 32篇 |
2017年 | 25篇 |
2016年 | 26篇 |
2015年 | 35篇 |
2014年 | 33篇 |
2013年 | 35篇 |
2012年 | 33篇 |
2011年 | 51篇 |
2010年 | 42篇 |
2009年 | 19篇 |
2008年 | 31篇 |
2007年 | 30篇 |
2006年 | 40篇 |
2005年 | 25篇 |
2004年 | 29篇 |
2003年 | 33篇 |
2002年 | 24篇 |
2001年 | 33篇 |
2000年 | 29篇 |
1999年 | 30篇 |
1998年 | 28篇 |
1997年 | 28篇 |
1996年 | 25篇 |
1995年 | 17篇 |
1994年 | 16篇 |
1993年 | 15篇 |
1992年 | 9篇 |
1991年 | 4篇 |
1990年 | 3篇 |
1989年 | 3篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 8篇 |
排序方式: 共有979条查询结果,搜索用时 296 毫秒
831.
832.
对敏捷性飞机飞行控制系统的设计方法进行了研究,研究表明当飞机进行大迎角机动时,飞机可以获得敏捷性机动能力,在这种情况下,飞机的动力学特性呈现非线性的特征,此时飞行控制系统的设计是一类非线性控制系统的设计问题,设计可采用非线性动态逆的方法进行,为简化控制律和工程因素,重点研究了利用一阶动态作为系统的反馈线性控制,以得到线性化的系统,在此基础设计跟踪控制器,以满足大迎角非线性机动时的性能要求,最后以F 相似文献
833.
超机动飞机的非线性飞行控制研究 总被引:10,自引:1,他引:10
介绍了应用非线性动态逆理论进行战斗机过失速机动条件下飞行控制律设计的具体过程,首先根据奇异摄动理论将受控状态变量分为快变量和慢变量两个层次,快变量为三个角速率,慢变量为迎角、侧滑角和速度滚转角,然后根据非线性动态逆理论分别对内环和外环进行设计,其中外环控制器的输出作为内环控制器的输入指令.最后对所设计的飞行控制律利用过失速机动仿真来加以验证,结果表明本文设计的飞行控制律完全能够在过失速机动条件下控制飞机跟踪指令飞行. 相似文献
834.
利用微推力测量系统有助于星载微推力器性能的测评和研发,而其不确定度的标定可以判断实验测量结果的可信度,本文提出一种推力测量系统的推力不确定度标定方法。通过对推力测量系统施加已知标准力,根据推力测量系统的系统响应反演计算推力估计值,将已知标准力与推力估计值比较,以此标定推力测量系统的推力不确定度,并且给出推力不确定度和推力误差。所提方法具有以下主要特征:(1)利用推力积分方程离散化为推力离散化线性方程组求解推力加载全程的动态推力;(2)根据标准力不确定度和推力估计值不确定度,综合评价推力不确定度;(3)依据标准不确定度和扩展不确定度,获得给定置信度条件下的推力相对误差。本文基于所提方法对某亚毫牛级推力测量系统的不确定度进行了实验评估。结果表明在给定95%置信度条件下,其推力测量误差小于2%。所提出的推力不确定度标定方法,可为星载微推力器的推力误差评定提供了高置信度、高精度测评方法和手段。 相似文献
835.
转台离心机动态半径测试方法的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
精确测量离心机动态半径长度是离心机研制工作的关键和难点。根据动态测试理论要求与离心机的实际情况,提出了一种对线加速度模拟转台离心机动态半径进行测量的新方法。该方法选择了两个电容传感器,一个测量径向变化,一个测量轴向变化,组成双通道测量系统。介绍了该系统的数据采集与传输方法,论证了动态测试原理及其实验过程。实验结果证明,该系统对于动态测量范围可达到200μm,动态重复测量误差达到±0.5μm。此法可推广应用到其它类似的动态测试系统中。 相似文献
836.
在系统总角动量不为零的前提下,仅带两个飞轮的航天器无法实现本体系相对于惯性系三轴姿态角为零的稳定控制,而已实现的角速度稳定控制和自旋稳定控制也无法满足姿态控制任务的多样化需求。于是在系统总角动量不为零时,首次提出存在最大程度姿态稳定形式为航天器本体三轴角速度稳定,同时固连于航天器的某一特定视线轴指向任意给定惯性方向。利用一种新的姿态描述形式推导出了角速度为零时航天器的目标姿态,然后基于线性化后的系统设计了线性二次型最优控制器。数值仿真表明利用此控制器能实现所提出的姿态稳定形式,这对于无须实现本体系相对惯性系三轴姿态角为零,而只需对固连于本体的天线或相机进行惯性空间定向控制的航天器将完全满足其姿态控制要求,同时也能提高欠驱动航天器的可靠性。 相似文献
837.
针对分布式SAR卫星编队星间基线的高精度确定问题, 提出了基于轨道动力学模型的分布式SAR卫星编队CDGPS相对定位方法. 根据CDGPS原理及基于轨道动力学模型的星间相对定位原理,在CDGPS测量的基础上, 引入轨道动力学模型提供的先验约束信息, 对长弧段的观测数据进行解算, 克服了运动学逐点解算方法在观测几何较差或观测数据不足情况下无法应用的缺点. 此方法能够有效抑制测量中的随机误差, 提高相对定位精度, 提供了一种可实现mm量级星间基线确定的技术途径. 通过仿真计算验证了动力学方法的有效性. 计算结果表明, 动力学方法可以显著提高相对定位精度. 相对于运动学方法, 前者L1固定解的精度提高了68%, 而消电离层固定解的精度提高了95%. 相似文献
838.
大型复杂航天器的柔性附件展开的动力学分析 总被引:7,自引:0,他引:7
分析了复杂航天器在柔性附件展开过程中的几个关键问题,并提出了相应的解决方案,编制了应用软件。通过数值模拟详细分析了其附件的展开过程,讨论的内容包括卫星姿态角和姿态角速度的变化规律、柔性附件的展开运动及其弹性振动等。 相似文献
839.
840.