全文获取类型
收费全文 | 1223篇 |
免费 | 281篇 |
国内免费 | 273篇 |
专业分类
航空 | 812篇 |
航天技术 | 291篇 |
综合类 | 76篇 |
航天 | 598篇 |
出版年
2024年 | 3篇 |
2023年 | 34篇 |
2022年 | 62篇 |
2021年 | 58篇 |
2020年 | 78篇 |
2019年 | 73篇 |
2018年 | 51篇 |
2017年 | 53篇 |
2016年 | 82篇 |
2015年 | 64篇 |
2014年 | 85篇 |
2013年 | 59篇 |
2012年 | 71篇 |
2011年 | 108篇 |
2010年 | 78篇 |
2009年 | 67篇 |
2008年 | 82篇 |
2007年 | 91篇 |
2006年 | 60篇 |
2005年 | 54篇 |
2004年 | 54篇 |
2003年 | 39篇 |
2002年 | 42篇 |
2001年 | 31篇 |
2000年 | 39篇 |
1999年 | 31篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 30篇 |
1996年 | 36篇 |
1995年 | 16篇 |
1994年 | 22篇 |
1993年 | 23篇 |
1992年 | 19篇 |
1991年 | 19篇 |
1990年 | 15篇 |
1989年 | 12篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 2篇 |
1985年 | 3篇 |
排序方式: 共有1777条查询结果,搜索用时 390 毫秒
921.
922.
异构多导弹网络化分布式协同制导方法 总被引:1,自引:2,他引:1
基于相邻局部通信的领弹-被领弹异构网络结构,提出了一种多导弹分布式协同制导方法,设计了分散化的协同制导律.运用图论的描述方法,分析了导弹分布式局部通信拓扑与领弹-被领弹异构网络化分布式协同制导系统性能之间的关系.该分布式协同制导律仅需要相邻导弹之间传输各自的可测状态信息,具有可扩展性好、通信量少等特点.给出了4个被领弹和一个领弹的协同制导律设计仿真算例,结果验证了该制导方法的有效性. 相似文献
923.
Command generator tracker based direct model reference adaptive tracking guidance for Mars atmospheric entry 总被引:1,自引:1,他引:1
Shuang Li Yuming Peng 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2012,49(1):49-63
In order to accurately deliver an entry vehicle through the Martian atmosphere to the prescribed parachute deployment point, active Mars entry guidance is essential. This paper addresses the issue of Mars atmospheric entry guidance using the command generator tracker (CGT) based direct model reference adaptive control to reduce the adverse effect of the bounded uncertainties on atmospheric density and aerodynamic coefficients. Firstly, the nominal drag acceleration profile meeting a variety of constraints is planned off-line in the longitudinal plane as the reference model to track. Then, the CGT based direct model reference adaptive controller and the feed-forward compensator are designed to robustly track the aforementioned reference drag acceleration profile and to effectively reduce the downrange error. Afterwards, the heading alignment logic is adopted in the lateral plane to reduce the crossrange error. Finally, the validity of the guidance algorithm proposed in this paper is confirmed by Monte Carlo simulation analysis. 相似文献
924.
轨迹成形法是一种基于反向设计思想的轨道设计方法,它假设待研究的轨道呈现某一形状,利用数学曲线进行逼近从而得到设计结果.逆多项式轨迹成形法为小推力地球转移轨道设计和数值求解最优轨迹过程中初值的选取提供了新的研究思路.首先结合轨道动力学方程和逆多项式曲线模型给出了轨迹成形法的设计过程,并在考虑时间约束的情况下对小推力转移轨道进行设计.仿真结果表明逆多项式轨迹成形法适宜于小推力转移轨道设计,并且其设计结果是一组近优解,可以作为求取精确最优轨迹的初值猜测. 相似文献
925.
本文对利用单星信息修正惯导系统初始定位定向误差的方法进行分析,从几何角度说明其基本工作原理。并指出应用这种方法的特定情况和所需条件。 相似文献
926.
927.
928.
针对再入飞行器的制导控制问题,提出了一种基于前向补偿的滑模制导控制一体化设计方法。首先,建立了面向控制的再入飞行器制导控制一体化控制模型。其次,设计了非线性干扰观测器对未知干扰进行实时观测,基于反演法和滑模控制方法设计了传统的一体化控制律。在此基础上,改进了滑动模态设计消除系统间的耦合,设计了具有前向补偿的再入飞行器制导控制一体化控制系统,使得整个制导系统是有限时间稳定的。最后,非线性六自由度数字仿真结果表明,相对于传统一体化设计方法和分离设计方法,该方法具有更好的制导性能和鲁棒性。 相似文献
929.
针对导弹在三维空间中攻击地面机动目标问题,提出了一种带落角约束的三维有限时间制导律。为提高收敛速度和抑制抖振现象,基于非齐异快速终端滑模面和二阶滑模控制理论设计了含耦合项的非奇异快速终端二阶滑模三维制导律,设计过程中无需对系统模型作线性化处理并且避免了奇异问题的出现。针对目标机动信息和视线角耦合带来的总扰动,设计了非齐次干扰观测器进行估计并补偿。并对制导律的稳定性和有限时间收敛特性进行了严格的数学证明。仿真验证了本文提出制导律的有效性和优越性。 相似文献
930.