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61.
通过建立末敏子弹组合体大攻角运动双欧拉方程和姿态角互换模型,解决了单欧拉法建模第二旋转姿态角在90°附近时方程精度差、计算发散溢出等难题,实现了刚体全姿态运动的准确仿真.仿真结果分析表明,不同发射条件下末敏子弹组合体的运动姿态、阻力系数明显不同,忽略姿态变化的质点运动模型无法准确描述组合体运动,射表编拟中应采用双欧拉方...  相似文献   
62.
针对士兵在训练军用作战手势时无统一判别标准的问题,提出了一种通过识别手部细微动作和手臂姿态动作,按既定的时序输出识别为军用手势的方法.使用MYO臂环获取表面肌电和加速度信号,采用巴特沃斯滤波对信号进行预处理,使用移动平均阈值法确定动作区间,分别提取肌电信号特征和加速度信号特征,输入到支持向量机(SVM)和BP神经网络分...  相似文献   
63.
在建立的复合控制导弹短周期线性化运动模型基础上,提出了气动力/直接力复合控制方案.气动力控制子系统采用三环控制结构,过载环采用PI控制,攻角环和角速度环采用自抗扰控制.随后根据模糊控制设计了气动力/直接力分配策略,用矢量合成方法设计了直接力控制子系统的点火逻辑.最后,在典型仿真场景下进行了仿真验证.结果表明,拦截高空目...  相似文献   
64.
为了分析车载惯导大倾角下的导航姿态误差,提出了大倾角状态下转台方位轴不铅垂度是导航姿态误差的误差源;推导出车载惯导大倾角工作时导航姿态误差与惯导姿态角及转台不铅垂度相关的理论公式,并进行了仿真和实物验证。研究结果表明,大倾角状态下惯导导航输出的方位角误差是转台不铅垂度受方位调制后乘以俯仰角的正切值,橫滚角误差是转台不铅垂度受方位调制后除以俯仰角的余弦值,俯仰角误差是转台不铅垂度受方位调制的结果,与惯导俯仰角大小无关,转台存在不铅垂度时,大俯仰角下导航方位角和横滚角误差明显增大。惯导导航姿态误差呈现360°周期变化的规律且与惯导横滚角大小无关。  相似文献   
65.
张志强 《国防》2006,(10):31-33
加强国防动员建设,必须立足信息化条件下国防动员实质性准备要求,切实做到始终坚持一条主线、紧紧围绕两个任务、重点抓好三项工作、不断夯实四个支点、努力提高五种能力。始终坚持一条主线科学发展观是新世纪我们党执政兴国的战略观,也是统领、指导国防动员和后备力量建设必须始终坚持的一条主线。胡锦涛主席强调:“在国防和军队建设中贯彻落实科学发展观,首要的问题是必须坚持十六大提出的国防建设与经济建设协调发展的方针,正确认识和把握国防建设与经济建设的关系。”我理解,经济建设是国防建设的基础,国防建设是经济建设的保障,而国防…  相似文献   
66.
针对长助推和短助推两种类型捆绑火箭的不同模态特点,分析了两者弹性振动建模方法的区别和联系,在此基础上建立了某型固体捆绑火箭姿态动力学新模型,模型中基于有限元法导出了弹性振动方程,基于该模型对箭体复杂弹性振动引起的通道间耦合进行了研究,采用逆Nyquist阵列法进行设计。结果表明,该模型能更准确地反映捆绑火箭纵、横、扭耦合运动特性;新模型三通道之间存在弹性耦合,但耦合矩阵具有对角优势性质,采用逆Nyquist阵列法进行姿控系统设计是有效的,仿真结果表明设计的控制器可行,能够取得比较好的性能。  相似文献   
67.
滑模变结构控制的月球着陆舱姿态控制系统设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
在我国的探月计划中,要实现月球探测器软着陆于月球表面.在分析月球着陆舱软着陆段的飞行任务对于姿态控制要求的基础上,基于滑模变结构控制方法,根据实际姿态角和期望姿态角的偏差,给出了线性滑动模态面的切换方程,采用指数趋近律和边界层削抖的方法,推导出期望控制力矩的计算公式.并研究了姿控发动机的配置特点和点火逻辑.给出了由期望力矩计算实际控制力矩的方法.仿真结果表明,该姿态控制系统能迅速地将着陆舱跟踪到期望姿态.着陆舱经过514s飞行,在距月面2 km处将速度减为零,将姿态调整到垂直向下,完成了飞行任务.飞行轨迹比较平滑,具有较好的鲁棒性和自适应性.  相似文献   
68.
多敏感器卫星姿态确定的卡尔曼滤波器设计   总被引:6,自引:0,他引:6       下载免费PDF全文
针对陀螺、红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态确定系统 ,采用四元数方法建立卫星姿态确定模型 ,并采用卡尔曼滤波器进行信息融合。仿真算例结果表明 ,该方法能够确定出满足精度要求的卫星姿态参数  相似文献   
69.
梁宇 《政工学刊》2011,(7):59-60
二、积极转变姿态,努力加强舆论引导。舆论宣传直接面对社会公众和普通官兵,以什么样的姿态开展工作,直接影响舆论引导的实效。必须遵循特点规律,不断加强工作研究,积极改进工作姿态,努力构建高效有力的舆论引导局面。  相似文献   
70.
对纵向短周期模态方程进行了推导和简化,分析了短周期模态的成因和影响的因素,以某型飞机为例计算了本体的短周期模态参数变化规律,分析了其不足,并提出改进方法并进行了计算验证,得到了较好的结果。  相似文献   
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