1) scintillation
振幅起伏
2) Log-amplitude fluctuation variance
对数振幅起伏方差
1.
On the basis of introducing the channel and system model of wireless optical communication,average bit error rate of uncoded and RS coded system with channel side information were analyzed,and compared with Turbo coded system from the following two aspects:received optical power and Log-amplitude fluctuation variance.
在介绍无线光通信信道及系统模型的基础上,推导了无线光通信未编码系统和RS编码系统在已知信道边信息条件下的平均误码率,从接收光功率和对数振幅起伏方差方面对RS码编码系统和Turbo编码系统的性能进行比较。
3) vibration amplitude
振幅
1.
The impact of voltage,number of piezoelectric and damp on scalpel vibration amplitude is analyzed.
给出了有限元法求解压电耦合振动的原理,利用有限元软件ANSYS对手柄振动系统进行了模态分析和谐响应分析,得到了精确的纵振动振型以及刀头的振幅、系统振幅放大系数等结果。
2.
This paper introdueed the models of calculation oil layer stiffness and the models of oil layer stiffness affects on vibration amplitude.
导出计算油膜刚度公式和油膜刚度变化影响振幅公式,利用这些公式可以分析影响振动幅值的各种原因。
3.
The features and procedures of the method offered are as follow:cancelling angle measurement system, driving the balance blocks on the upper and lower correction planes by stepper motors, setting up trial unbalance vectors on the two measuring planes respectively, measuring the vibration amplitudes .
提出了惯导用精密离心机动平衡系统的独立调节法 :不需要测角系统 ,由步进电机驱动上下两个校正面上的平衡块 ,分别在上下两个测试面上设置一个已知的不平衡矢量 ,使用上下两个测试面上的电容测微仪 ,分别测得每个测试面上设置不平衡矢量前后的振幅 ,利用两点测算法或四点测算法获得上下两个测试面上原有的不平衡矢量 ,由步进电机驱动上下两个校正面上的平衡机构消除不平
4) amplitude
振幅
1.
Non-sinusoidal oscillation amplitude for continuous casting mold with high casting speed;
高拉速连铸结晶器的非正弦振动振幅
2.
Determination of Non-Sinusoidal Oscillation Amplitude for Casting Mold;
连铸结晶器非正弦振动振幅的确定
3.
Electromagnetic analysis of high amplitude electromagnetic vibration machinery;
大振幅电磁振动机械的电磁分析
5) swing
振幅
1.
The initial phases of periodic error not only depend on the testing methods and precisions of the instruments,but also depend on the swing parameters of itself.
光波测距仪检验工作中的周期误差是三项主要的系统误差之一,周期误差中初相角的精度不仅与测试方法和仪器精度有关,而且与周期误差自身的参数振幅有关,因而使仪器的初相角不宜测准。
2.
The oscillation frequency is controlled by means of adjusting variabledisplacement hydraulic motors, the oscillation swing is controlled by changing eccentricity distance without causing any deleterious horizontal vibration.
作者根据现有钴结壳开采方法,提出了激振破碎开采法,并研究了相关机电技术:通过调节激振频率及振幅以适应厚度差距较大的钴结壳分布状况;激振作业不需反力以适应高低不平、悬崖遍布的海底地形;通过比例电液减压阀来改变液控变量马达的排量以改变激振频率;通过结合比例电液减压阀、密封氮气压力位移转换器和机液伺服阀以实现对独立回转的2个偏心体进行等偏心距控制,以消除侧向振动。
6) amplitude of vibration
振幅
1.
In this paper, by establishing and carrying out the nonlinear differentialequation of LC self-oscillator, the transitional process of oscillation is discussed in detail, and the amplitude of vibration formula in equilibrium state is given.
本文通过建立、求解LC自激振荡器非线性微分方程,详细地讨论了振荡器的振荡过渡过程,并给出了稳态时的振幅公式。
2.
Vibrating force and amplitude of vibration to drive piles to the required depth are the key parameters for selection of vibratory piling hammers.
将桩下沉至要求深度的振动力和振幅,是选择振动锤型号的关键参数,但由于我国目前尚无同类的设计、施工规范,计算理论依据又不完备,所以在选择振动锤型号时,振动力和振幅的估算较难。
参考词条
补充资料：附面层压力起伏
在高速飞行的飞行器外壁附近边界层内，压力强烈起伏变化。这种变化并不以声波形式向外传播，但会对飞行器器壁局部起作用，而在飞行器内部产生强烈噪声。
喷气飞机和其他飞行器在大气层中飞行速度超过每小时200公里（相当于马赫数约0.16）时,附面层压力起伏是机舱内部噪声的主要声源。附面层压力起伏随着飞行速度的增加而增加，约与速度的2.75次方成正比。以接近声速或超声速飞行时，附面层压力起伏是机舱内唯一的噪声源，因为这时喷口的喷气噪声已经不能到达喷口前的机身区。
螺旋桨飞机在飞行速度达到0.2马赫数时,除了离螺旋桨叶片转动平面约2米以内，频率在600赫以下的噪声成分外，机舱内的噪声也主要是附面层压力起伏产生的。
湍流边界层内形成的压力起伏，激发机身蒙皮产生振动，然后向机舱内辐射噪声。这同一般空气声激发墙壁产生声辐射的机理是一样的，因此可以认为附面层压力起伏是均匀地沿机身外表面分布的。附面层压力起伏也是飞机或其他飞行器蒙皮产生声疲劳的重要原因。
经过对各类飞机的大量测量证明，附面层压力起伏的能量谱主要在600～10000赫之间。附图示出附面层压力起伏的声压级（分贝，以20微帕为基准）对飞行速度的曲线。图中曲线是以 600～1200赫，1200～2400赫和2400～9600赫 3个频带中的声压级示出的。这是对各类飞机测得的平均曲线,在±4分贝的误差范围内适用于估算各类飞机的附面层压力起伏。如图所示飞行速度达到每小时 600公里时，压力起伏的声压级为140～150分贝。
实验还证明，飞行高度和温度对附面层压力起伏影响不大。一般来说，飞行高度较高时压力起伏的值要比飞行高度较低时小一点,但影响不会超出图上给出的±4分贝的范围。
附面层压力起伏与发动机类型、飞机型式和尺寸等无关，所以降低由附面层压力起伏在机舱内产生的噪声级，主要依靠机身壁面的隔声和吸声结构。
喷气飞机和其他飞行器在大气层中飞行速度超过每小时200公里（相当于马赫数约0.16）时,附面层压力起伏是机舱内部噪声的主要声源。附面层压力起伏随着飞行速度的增加而增加，约与速度的2.75次方成正比。以接近声速或超声速飞行时，附面层压力起伏是机舱内唯一的噪声源，因为这时喷口的喷气噪声已经不能到达喷口前的机身区。
螺旋桨飞机在飞行速度达到0.2马赫数时,除了离螺旋桨叶片转动平面约2米以内，频率在600赫以下的噪声成分外，机舱内的噪声也主要是附面层压力起伏产生的。
湍流边界层内形成的压力起伏，激发机身蒙皮产生振动，然后向机舱内辐射噪声。这同一般空气声激发墙壁产生声辐射的机理是一样的，因此可以认为附面层压力起伏是均匀地沿机身外表面分布的。附面层压力起伏也是飞机或其他飞行器蒙皮产生声疲劳的重要原因。
经过对各类飞机的大量测量证明，附面层压力起伏的能量谱主要在600～10000赫之间。附图示出附面层压力起伏的声压级（分贝，以20微帕为基准）对飞行速度的曲线。图中曲线是以 600～1200赫，1200～2400赫和2400～9600赫 3个频带中的声压级示出的。这是对各类飞机测得的平均曲线,在±4分贝的误差范围内适用于估算各类飞机的附面层压力起伏。如图所示飞行速度达到每小时 600公里时，压力起伏的声压级为140～150分贝。
实验还证明，飞行高度和温度对附面层压力起伏影响不大。一般来说，飞行高度较高时压力起伏的值要比飞行高度较低时小一点,但影响不会超出图上给出的±4分贝的范围。
附面层压力起伏与发动机类型、飞机型式和尺寸等无关，所以降低由附面层压力起伏在机舱内产生的噪声级，主要依靠机身壁面的隔声和吸声结构。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。