1) triaxial speaker
三同轴扬声器
2) coaxial speaker
同轴扬声器
3) coaxial loudspeaker
同轴线扬声器
4) Three loudspeakers
三扬声器
5) triple speakers system
三扬声器系统
1.
This paper analyzes the three robustness measurements,including the condition number of transfer function,the channel seperation and the sweet spot,for symmetrical/asymmetrical triple speakers system under the rigid spherical model.
从两扬声器到三扬声器,从对称扬声器系统到非对称扬声器系统,串音消除系统的鲁棒性都得到很大提高,本文对三扬声器的对称和非对称系统的鲁棒性在刚性球模型下进行模拟分析,研究其传输矩阵的条件数以及通道分离度、甜点等参数的变化情况,以探索三扬声器系统的鲁棒性情况。
6) loudspeaker
[英][,laʊd'spi:kə(r)] [美]['laud'spikɚ]
扬声器
1.
Analysis of nonlinear behaviour of loudspeakers using Hilbert-Huang transform;
扬声器非线性特性的Hilbert-Huang变换分析
2.
Characteristics of self filter-wave of loudspeakers and improvement of distortion of D kind of power amplification;
扬声器的自滤波特性与D类功放失真的改善
3.
Design of Loudspeaker Power Test System Based on Virtual Instrument;
基于虚拟仪器的扬声器功率试验系统设计
补充资料：航天器三轴姿态控制
使航天器相互垂直的三个轴（本体轴）在空间相对于某个参考系具有预期方向的一种姿态控制技术。通常采用主动姿态控制方法(见航天器姿态控制)。三轴姿态控制适用于在各种轨道上运行的、具有各种指向要求的、载人的或不载人的航天器，也用于航天器的返回、交会和对接以及变轨等过程。对地观测卫星要求它的三个轴相对于地球稳定。
三轴姿态控制系统是实现三轴姿态控制的一种装置，它包括姿态敏感器（见航天器姿态敏感器）、姿态控制器和姿态控制执行机构（见航天器姿态控制执行机构）。依控制力矩产生的方法可分为喷气三轴姿态控制系统和以飞轮为主的三轴姿态控制系统两类。
喷气三轴姿态控制系统至少要用 6个喷管。不需要其他辅助控制手段，适用于中、低轨道的短寿命航天器。在系统设计时常用的性能指标是在满足给定控制精度条件下使过渡过程时间最短和燃料消耗最少。采用这类控制系统的航天器有美国的"水星"号飞船、"双子星座"号飞船、"阿波罗"号飞船和航天飞机以及中国的返回型遥感卫星等。
以飞轮为主的三轴姿态控制系统由于要对飞轮卸饱和，因此通常以喷气力矩、磁力矩或重力梯度力矩为辅助手段。这类系统适用于中、高轨道的指向精度较高的长寿命航天器。以飞轮为主的姿态控制分为偏置动量控制系统和零动量控制系统。前者是在一个轴（如对地定向卫星的俯仰轴）上具有恒值平均角动量(称偏置动量)的飞轮控制系统。这种系统可以不用偏航敏感器。后者是平均角动量等于零的飞轮控制系统。通常采用分别沿航天器本体轴安装的三个反作用轮。为了提高系统的可靠性，有时再增加一个斜装反作用轮作为备份。零动量控制系统必须采用偏航敏感器。另一种以飞轮为主的三轴姿态控制系统是采用控制力矩陀螺的系统，但系统较复杂。在设计以飞轮为主的三轴姿态控制系统时，常以姿态误差最小和能量消耗最少为性能指标。美国的"陆地卫星"、"天空实验室"、荷兰的天文卫星和"国际通信卫星"Ⅴ号（见"国际通信卫星"）是采用这类三轴姿态控制的典型例子。
参考书目
卡普兰著,凌福根译:《空间飞行器动力学和控制》，科学出版社，北京，1980。(M. H. Kaplan， Modern Spacecraft Dynamics and Control,John Wiley & Sons,New York,1976.)
J.R.Wertz, ed.,Spacecraft Attitude Determination and Control, D. Reidel Publ.Co.,Dordrecht,Boston,London, 1978.
三轴姿态控制系统是实现三轴姿态控制的一种装置，它包括姿态敏感器（见航天器姿态敏感器）、姿态控制器和姿态控制执行机构（见航天器姿态控制执行机构）。依控制力矩产生的方法可分为喷气三轴姿态控制系统和以飞轮为主的三轴姿态控制系统两类。
喷气三轴姿态控制系统至少要用 6个喷管。不需要其他辅助控制手段，适用于中、低轨道的短寿命航天器。在系统设计时常用的性能指标是在满足给定控制精度条件下使过渡过程时间最短和燃料消耗最少。采用这类控制系统的航天器有美国的"水星"号飞船、"双子星座"号飞船、"阿波罗"号飞船和航天飞机以及中国的返回型遥感卫星等。
以飞轮为主的三轴姿态控制系统由于要对飞轮卸饱和，因此通常以喷气力矩、磁力矩或重力梯度力矩为辅助手段。这类系统适用于中、高轨道的指向精度较高的长寿命航天器。以飞轮为主的姿态控制分为偏置动量控制系统和零动量控制系统。前者是在一个轴（如对地定向卫星的俯仰轴）上具有恒值平均角动量(称偏置动量)的飞轮控制系统。这种系统可以不用偏航敏感器。后者是平均角动量等于零的飞轮控制系统。通常采用分别沿航天器本体轴安装的三个反作用轮。为了提高系统的可靠性，有时再增加一个斜装反作用轮作为备份。零动量控制系统必须采用偏航敏感器。另一种以飞轮为主的三轴姿态控制系统是采用控制力矩陀螺的系统，但系统较复杂。在设计以飞轮为主的三轴姿态控制系统时，常以姿态误差最小和能量消耗最少为性能指标。美国的"陆地卫星"、"天空实验室"、荷兰的天文卫星和"国际通信卫星"Ⅴ号（见"国际通信卫星"）是采用这类三轴姿态控制的典型例子。
参考书目
卡普兰著,凌福根译:《空间飞行器动力学和控制》，科学出版社，北京，1980。(M. H. Kaplan， Modern Spacecraft Dynamics and Control,John Wiley & Sons,New York,1976.)
J.R.Wertz, ed.,Spacecraft Attitude Determination and Control, D. Reidel Publ.Co.,Dordrecht,Boston,London, 1978.
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条