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931.
研究了直升机前飞状态下的模糊平滑切换控制方法和仿真验证问题。首先,在不同的平衡点,对直升机模型进行线性化,得到线性子模型集。再针对每个子模型,设计了基于遗传算法的H∞控制器。然后采用模糊平滑切换策略设计了全局控制器。最后对设计得到的直升机飞行控制系统进行了仿真。仿真结果表明,所设计的直升机飞行控制系统实现了前飞状态下不同速度的飞行控制,保证了控制过程的平滑性,达到了ADS-33D操纵品质水平1的要求。 相似文献
932.
933.
过驱动执行器故障自适应重构控制分配策略 总被引:1,自引:0,他引:1
摘要: 针对过驱动执行器故障情况下控制指令的协调分配问题,提出了一种自适应修正故障操纵面控制权值的重构控制分配策略. 引入虚拟控制指令构造模块化飞行控制系统,并考虑物理约束建立多操纵面飞行器的故障执行器模型. 结合多目标混合优化控制分配,沿控制目标梯度下降的方向调整故障操纵面控制指令权值矩阵,整体优化控制分配策略,实现故障执行器控制量的自适应修正. 仿真结果表明,该策略可综合考虑执行器故障条件下操纵面的控制效能,避免抖振现象,有效协调分配控制指令,实现控制重构. 相似文献
934.
跨音速大气/惯性攻角两步融合算法 总被引:1,自引:0,他引:1
攻角是飞机飞行的重要状态参数,也是飞控及导航系统必需的参数,现代战机对攻角精度要求越来越高.大气数据系统在跨音速条件下性能严重下降,大气攻角精度受到很大影响. 针对试验机大气数据传感器的配置特点,该文设计了一种基于变参数互补滤波器与神经网络的跨音速大气/惯性攻角两步融合算法,实现惯导系统和大气系统的攻角信息融合. 首先进行跨音速惯导天向回路解算,而后利用互补滤波器与神经网络对大气/惯性攻角进行互补融合与修正,使最终的融合修正攻角平稳、可靠,逼近真实攻角. 本文利用某型飞机的实际试飞数据对两步融合算法进行了验证. 结果表明,融合修正后的攻角能够基本去除跨音速飞行阶段原始大气攻角的剧烈波动,并与真实攻角吻合. 相似文献
935.
摘要:: 采用基于参考观测器的轨迹跟踪控制方法,实现空中加油过程中受油插头与加油锥套的精确对接. 根据
受油机插头与加油锥套之间的相对位置,由参考轨迹生成模块实时生成受油机的机动轨迹. 通过参考观测器实时
估算出受油机期望跟踪的状态量与控制量,再采用全状态反馈控制,使受油机的受油插头与加油锥套对接. 仿真结
果表明系统具有良好的跟踪控制性能. 相似文献
936.
超声波雾化器雾滴飞行时间的分析 总被引:1,自引:0,他引:1
目前,雾化器的应用很广泛,就现有的雾化器来说,雾滴飞行时间不够长,雾滴的直径不能达到理想值,影响雾化效果,这一缺点让雾化器的应用受到一定的限制。文章推导出雾滴保持时间与雾滴大小的关系式,并通过软件仿真分析,在压强为101.325kPa、温度为20℃的条件下,找到了雾滴直径和保持时间的最佳关系,对于雾化器的设计具有参考价值。 相似文献
937.
938.
939.
针对制造行业中广泛存在的无等待流水车间调度问题,提出一种改进的离散状态转移算法进行求解。基于流水车间调度问题的特性,设计工件的编码方式,采用基于工件加工时间标准差为优先级的NEH(Nawaz-Enscore-Ham)方法构造初始解,设计基于插入和交换的多邻域组合搜索策略以提高初始解的质量;提出一种基于群状态的离散状态转移算法,并利用带二次状态转移操作的三种离散操作算子扩大算法的搜索范围;为进一步提高离散状态转移算法的求解性能,设计了基于莱维飞行的破坏重构局部搜索方法,对全局搜索发现的优质解进行细致搜索。仿真实验表明,改进的离散状态转移算法能够有效求解无等待流水车间调度问题。 相似文献
940.
飞行模拟器是以计算机系统为核心的人机回路的控制、仿真系统。本文主要讨论计算机与接口系统的发展。在人的视觉、声音、动感以及被模拟的飞机仪表、操纵等复杂系统的仿真需大量的接口,特别是先进的民航与军用飞机有大量的数字式综合仪表,需要通信、驱劝和在多模拟器联合的作战系统之间的数据通信。 相似文献