全文获取类型
收费全文 | 273篇 |
免费 | 21篇 |
国内免费 | 56篇 |
专业分类
航空 | 221篇 |
航天技术 | 24篇 |
综合类 | 38篇 |
航天 | 67篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 3篇 |
2022年 | 2篇 |
2021年 | 8篇 |
2020年 | 3篇 |
2019年 | 6篇 |
2018年 | 4篇 |
2017年 | 7篇 |
2016年 | 7篇 |
2015年 | 10篇 |
2014年 | 13篇 |
2013年 | 12篇 |
2012年 | 19篇 |
2011年 | 30篇 |
2010年 | 15篇 |
2009年 | 18篇 |
2008年 | 27篇 |
2007年 | 25篇 |
2006年 | 18篇 |
2005年 | 7篇 |
2004年 | 11篇 |
2003年 | 14篇 |
2002年 | 17篇 |
2001年 | 16篇 |
2000年 | 8篇 |
1999年 | 12篇 |
1998年 | 5篇 |
1997年 | 4篇 |
1995年 | 6篇 |
1994年 | 4篇 |
1993年 | 4篇 |
1992年 | 1篇 |
1991年 | 5篇 |
1990年 | 3篇 |
1989年 | 4篇 |
1988年 | 1篇 |
排序方式: 共有350条查询结果,搜索用时 15 毫秒
261.
262.
263.
264.
针对传统定位解算方法存在的问题,基于优化理论的思想提出了一种新的定位解算方法——基于优化理论的最大后验估计算法.介绍了该方法的基本原理,详细给出了算法的推导过程,该方法用优化理论的思路求解系统状态量的最大后验概率估计值.它是从系统状态量、观测量的联合概率密度函数出发,将估计问题转化成优化问题,用优化问题的解法对系统的状态进行估计.在此基础上,用仿真实验验证了该方法进行定位解算的有效性.实验结果表明该方法完全解决了定位解算中的非线性问题,并拥有较高的定位精度. 相似文献
265.
航天器振动试验力限条件设计半经验方法 总被引:2,自引:0,他引:2
力限振动试验可以缓解传统加速度控制振动试验在试验件共振频率处产生的振动“过试验”现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。介绍了力限振动试验的基本原理,给出了计算力限条件的基本过程,采用二自由度系统模型详细推导了半经验系数的计算方法,基于此方法计算了某航天器有效载荷力限随机振动试验的力限条件。结果显示,该方法可合理确定力限振动试验的力限条件。 相似文献
266.
振动试验力限制控制力参数测量技术 总被引:1,自引:0,他引:1
振动环境试验力限制控制技术在航天器动力学环境试验中越来越多地被研究和使用,在力限制控制技术中如何保证力参数测量的实施和精度是比较关键的技术。文章主要介绍了力传感器的类型、使用安装技术、合力值计算、多分量力参数测量技术,并结合卫星承力筒的振动试验进行力限控制试验力参数测量的实施。文章对力参数测量技术进行了比较全面的研究分析,为进一步力限制控制的研究提供了有益的帮助。 相似文献
267.
一人公司作为一种企业发展的有效模式,已经为世界上众多的国家所承认。而对一人公司在我国的设立,法学界一直存在着不同的观点,近期新《公司法》的出台更使这一争论变得激烈。本文针对一人公司的多个法律问题展开探讨,以期对引导和规范我国一人公司的良性发展有所裨益。 相似文献
268.
地球同步轨道SAR曲线轨迹模型和成像算法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
由于地球同步轨道合成孔径雷达(GEO SAR)轨道高度高,地球自转对其影响较为严重,其相对地球的运动变得更为复杂,低轨SAR中的直线轨迹模型已不能精确逼近其真实成像几何,基于该模型推导的成像算法也不再适用。针对这一问题,本文首先根据GEO SAR平台的运动特点,使用高阶逼近模型建立了适用于GEO SAR长合成孔径时间的斜距方程,并结合级数反演法,推导出该斜距方程下的二维频谱高阶近似表达式。在此基础上提出了一种二维频域成像算法并分析了其运算量。该算法所有操作都由快速傅里叶变换和相位点乘完成,具有较高的效率。点目标仿真结果表明本文斜距方程精度较高,该算法能实现GEO SAR全孔径高精度成像。 相似文献
269.
详细讨论了具有无穷时滞的非线性Volterra反应扩散系统解的先验界与吸引性,运用上下解方法和单调迭代方法,得到了在某些假定下当t→∞时解趋于先验界及在某些特殊情况下t→∞时解趋于正常数的充分条件。 相似文献
270.
Michael Ovchinnikov Georgi V. Smirnov Irina Zaramenskikh 《Acta Astronautica》2009,65(11-12):1826-1830
This paper examines the possibility of regular orbital corrections for a satellite controlled by an impulsive force applied along the induction vector of the local geomagnetic field. The main purpose of the correcting considered in the paper is to eliminate the drift in secular variation of the relative orbital parameters over the orbital period. The obtained results are applied to the formation flying problem. The developed method is tested using numerical simulation. 相似文献