全文获取类型
收费全文 | 992篇 |
免费 | 252篇 |
国内免费 | 229篇 |
专业分类
航空 | 696篇 |
航天技术 | 249篇 |
综合类 | 75篇 |
航天 | 453篇 |
出版年
2024年 | 5篇 |
2023年 | 22篇 |
2022年 | 44篇 |
2021年 | 46篇 |
2020年 | 69篇 |
2019年 | 55篇 |
2018年 | 60篇 |
2017年 | 52篇 |
2016年 | 88篇 |
2015年 | 75篇 |
2014年 | 65篇 |
2013年 | 45篇 |
2012年 | 70篇 |
2011年 | 91篇 |
2010年 | 73篇 |
2009年 | 54篇 |
2008年 | 66篇 |
2007年 | 82篇 |
2006年 | 50篇 |
2005年 | 55篇 |
2004年 | 30篇 |
2003年 | 25篇 |
2002年 | 40篇 |
2001年 | 23篇 |
2000年 | 33篇 |
1999年 | 13篇 |
1998年 | 20篇 |
1997年 | 25篇 |
1996年 | 16篇 |
1995年 | 6篇 |
1994年 | 16篇 |
1993年 | 14篇 |
1992年 | 7篇 |
1991年 | 15篇 |
1990年 | 10篇 |
1989年 | 7篇 |
1988年 | 4篇 |
1987年 | 2篇 |
排序方式: 共有1473条查询结果,搜索用时 328 毫秒
781.
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
782.
针对红外低轨系统,综合考虑定位精度、空间覆盖以及星座成本等因素,提出了红外低轨星座的设计准则,并定义星座性能的度量指标.然后,引入GDE 3算法用于红外低轨星座设计,该方法基于Pareto最优概念,能够得到多个最优解,适于多目标优化设计.通过星座建模和目标函数设计,进行了仿真实验.最后验证了设计得到的星座在多项性能指标上均优于已有文献中的星座. 相似文献
783.
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
784.
785.
786.
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
787.
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
788.
789.
针对导弹在延寿试验过程中振动谱设计精度低、与实际载荷剖面差距大的问题,提出一种基于逆虚拟激励法的导弹振动谱设计方法。首先,建立了导弹-悬架系统四自由度振动模型,推导出系统激励响应关系;然后,对系统时域响应数据进行Fourier变换,得到响应功率谱矩阵并对其进行分解,构造虚拟简谐响应;最后,基于逆虚拟激励法求得系统激励功率谱,并讨论了响应噪声及系统阻尼对识别精度的影响。实验结果表明:本文方法对于随机振动载荷的识别精度较高、鲁棒性好,零噪声识别误差为2.39%,30%噪声条件下识别误差为3.21%。本文方法同样适用于其他装备的振动试验谱的设计。 相似文献
790.