自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法、系统和装置与流程

1.本技术属于固体火箭发动机测试技术领域，具体而言，涉及一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法、系统和装置。


背景技术：

2.在固体火箭发动机测试技术领域，固体火箭发动机燃烧时间tb的求取对于药柱燃速的精度有着直接的影响，同时对于包括压冲、总冲、平均推力等一系列参数的计算也有着重要影响。
3.相关技术中，目前通过p-t曲线确定燃烧时间tb的方法主要为人工双切线法原理是通过求取平稳段的切线与下降段切线，将两切线角平分线与p-t曲线的交点对应的时刻做为燃烧终止时刻，但该方法需要手工确定两条并绘制切线，敏感度低，人为影响因素大，特别是在不具备明显拐点时误差较大，甚至同一个人两次处理结果也不一致。
4.针对相关技术中现有的火箭发动机燃烧时间tb的求取误差较大的技术问题，尚未提出有效的解决方案。


技术实现要素：

5.因此，本技术实施例在于提供一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法、装置、电子设备及存储介质，旨在解决上述现有技术存在的至少一个问题。
6.为实现上述目的，第一方面，本技术提供了一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，包括：
7.以预设速率扫描采集发动机燃烧室的压强信号p，对所述压强信号p进行降噪处理得到压强时间曲线s1；
8.以预设区间为步长，利用最小二乘法求取所述压强时间曲线s1上每个所述预设区间的中点的拟合曲线，将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2；
9.在所述一阶导数曲线s2上获取所有距离0点偏移量超过预设值的极值点，第一个该类极大值对应横坐标记为x0，若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间的距离小于一阶导数曲线s2整体长度的预设百分比，则第二个该类极小值对应横坐标记为x1，若否，则第一个该类极小值对应横坐标记为x1；
10.在所述一阶导数曲线s2上获取符合预设条件的连续目标区间，并将最大的区间范围记为[x2,x3]，最靠近x1的区间记为[x4,x5]；
[0011]
在所述压强时间曲线s1上计算区间[5x
2-4,5x3]内平均压强并确定燃烧起始时刻t1；
[0012]
在所述压强时间曲线s1上，在区间内平均选取11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得拟合曲线的中点切线l 1
，以5x
1-3为所述压
强时间曲线s1的中点选取临近中点的11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得中点切线l 2
；
[0013]
获取切线l 1
和切线l2的角平分线与曲线s1交点对应的时刻得到燃烧终止时刻t2；
[0014]
根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间。
[0015]
在一个实施例中，所述根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间，包括：用所述燃烧终止时刻t2减去燃烧起始时刻t1得到燃烧时间。
[0016]
在一个实施例中，所述预设速率为n点/秒，预设区间为5，预设值为0.005，预设百分比为10％，预设条件为同时符合条件一和条件二的区间，其中条件一为值在
±
0.003以内，条件二为在区间[x0,x1]内。
[0017]
在一个实施例中，所述确定燃烧起始时刻t1，包括：在所述压强时间曲线s1上，在区间[0,5x0]内查找最接近的点，将该点对应时刻确定为燃烧起始时刻t1。
[0018]
在一个实施例中，所述将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2，包括：将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2，其中，近似导数的计算公式为
[0019]
第二方面，本技术还提供了一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统，包括：
[0020]
第一模块，用于以预设速率扫描采集发动机燃烧室的压强信号p，对所述压强信号p进行降噪处理得到压强时间曲线s1；
[0021]
第二模块，用于以预设区间为步长，利用最小二乘法求取所述压强时间曲线s1上每个所述预设区间的中点的拟合曲线，将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2；
[0022]
第三模块，用于在所述一阶导数曲线s2上获取所有距离0点偏移量超过预设值的极值点，第一个该类极大值对应横坐标记为x0，若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间的距离小于一阶导数曲线s2整体长度的预设百分比，则第二个该类极小值对应横坐标记为x1，若否，则第一个该类极小值对应横坐标记为x1；
[0023]
第四模块，用于在所述一阶导数曲线s2上获取符合预设条件的连续目标区间，并将最大的区间范围记为[x2,x3]，最靠近x1的区间记为[x4,x5]；
[0024]
第五模块，用于在所述压强时间曲线s1上计算区间[5x
2-4,5x3]内平均压强并确定燃烧起始时刻t1；
[0025]
第六模块，用于在所述压强时间曲线s1上，在区间内平均选取11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得拟合曲线的中点切线l 1
，以5x
1-3为所述压强时间曲线s1的中点选取临近中点的11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得中点切线l 2
；
[0026]
第七模块，用于获取切线l 1
和切线l 2
的角平分线与曲线s1交点对应的时刻得到燃烧终止时刻t2；
[0027]
第八模块，用于根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间。
[0028]
在一个实施例中，所述根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间，包括：用所述燃烧终止时刻t2减去燃烧起始时刻t1得到燃烧时间。
[0029]
在一个实施例中，所述预设速率为n点/秒，预设区间为5，预设值为0.005，预设百分比为10％，预设条件为同时符合条件一和条件二的区间，其中条件一为值在
±
0.003以内，条件二为在区间[x0,x1]内。
[0030]
第三方面，本技术还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行所述自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法的步骤。
[0031]
第四方面，本技术还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行所述自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法的步骤。
[0032]
本技术实施例提供的一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法、系统、电子设备和存储介质，首先获取固体火箭发动机推进剂试车试验的实际压强-时间曲线，其次对于压强值p进行降噪处理，之后对压强逐点进行求导计算，得到近似一阶导数曲线，并在近似一阶导数曲线上分情况确定燃烧终止时刻及燃烧平稳段，最后回代至压强-时间曲线确定燃烧开始时间，进而确定燃烧时间。解决了相关技术中现有的火箭发动机燃烧时间tb的求取误差较大的技术问题，本方法可以作为人工双切线法德替代方法应用于固体火箭发动机燃速测试实验，避免了人为因素引入的计算误差，提高了计算稳定性，提升了计算处理效率，实现了数据处理过程的自动化、智能化，处理结果更加精确。
附图说明
[0033]
构成本技术的一部分的附图用来提供对本技术的进一步理解，使得本技术的其它特征、目的和优点变得更明显。本技术的示意性实施例附图及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0034]
图1为本技术实施例提供的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法的实现流程；
[0035]
图2为本技术实施例提供的自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统的主要模块示意图；
[0036]
图3为本技术实施例提供的可以应用于其中的示例性系统架构图；
[0037]
图4为适于用来实现本技术实施例的终端设备或服务器的计算机系统的结构示意图。
具体实施方式
[0038]
为了使本技术领域的人员更好地理解本技术方案，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本技术保护的范围。
[0039]
需要说明的是，本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的
过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
[0040]
在本技术中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“中”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。这些术语主要是为了更好地描述本技术及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。
[0041]
并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本技术中的具体含义。
[0042]
另外，术语“多个”的含义应为两个以及两个以上。
[0043]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本技术。
[0044]
图1示出了本技术实施例提供的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法的实现流程。为了便于说明，仅示出与本技术实施例相关的部分，详述如下：
[0045]
一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，包括以下步骤：
[0046]
s101：以预设速率扫描采集发动机燃烧室的压强信号p，对所述压强信号p进行降噪处理得到压强时间曲线s1；
[0047]
s102：以预设区间为步长，利用最小二乘法求取所述压强时间曲线s1上每个所述预设区间的中点的拟合曲线，将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2；
[0048]
s103：在所述一阶导数曲线s2上获取所有距离0点偏移量超过预设值的极值点，第一个该类极大值对应横坐标记为x0，若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间的距离小于一阶导数曲线s2整体长度的预设百分比，则第二个该类极小值对应横坐标记为x1，若否，则第一个该类极小值对应横坐标记为x1；
[0049]
s104：在所述一阶导数曲线s2上获取符合预设条件的连续目标区间，并将最大的区间范围记为[x2,x3]，最靠近x1的区间记为[x4,x5]；
[0050]
s105：在所述压强时间曲线s1上计算区间[5x
2-4,5x3]内平均压强并确定燃烧起始时刻t1；
[0051]
s106：在所述压强时间曲线s1上，在区间内平均选取11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得拟合曲线的中点切线l 1
，以5x
1-3为所述压强时间曲线s1的中点选取临近中点的11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得中点切线l 2
；
[0052]
s107：获取切线l 1
和切线l2的角平分线与曲线s1交点对应的时刻得到燃烧终止时刻t2；
[0053]
s108：根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间。
[0054]
在一个实施例中，所述根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间，包括：用所述燃烧终止时刻t2减去燃烧起始时刻t1得到燃烧时间。
[0055]
在一个实施例中，所述预设速率为n点/秒，预设区间为5，预设值为0.005，预设百
分比为10％，预设条件为同时符合条件一和条件二的区间，其中条件一为值在
±
0.003以内，条件二为在区间[x0,x1]内。
[0056]
在一个实施例中，所述确定燃烧起始时刻t1，包括：在所述压强时间曲线s1上，在区间[0,5x0]内查找最接近的点，将该点对应时刻确定为燃烧起始时刻t1。
[0057]
在一个实施例中，所述将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2，包括：将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2，其中，近似导数的计算公式为
[0058]
具体的一个实施例中，本技术实施例提供的一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法包括以下步骤：
[0059]
步骤1：以n点/秒速率扫描采集发动机燃烧室压强信号p，并对信号进行降噪处理，得到处理后的压强-时间曲线s1；
[0060]
步骤2：在处理后的压强-时间曲线上以5为区间步长，利用最小二乘法求取每区间中点拟合曲线，并将曲线斜率作为区间中点近似导数，得到近似一阶导数曲线s2，该点近似导数计算公式为
[0061]
步骤3：在步骤2得到的曲线s2上，获取所有距离0偏移量超过0.005的极值点，第一个该类极大值对应横坐标记为x0。若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间距离小于曲线s2整体长度的10％，则第二个该类极小值对应横坐标记为x1，若否，则第一个该类极小值对应横坐标记为x1；
[0062]
步骤4：在曲线s2上，获取同时符合条件1值在
±
0.003以内；条件2在区间[x0,x1]内的连续区间，其中最大的区间范围记为[x2,x3]，最靠近x1的区间记为[x4,x5]；
[0063]
步骤5：在曲线s1上，计算区间[5x
2-4,5x3]内平均压强并据此确定燃烧起始时刻t1，具体方法为:在曲线s1上，在区间[0,5x0]内查找最接近的点，该点对应时刻即为t1；
[0064]
步骤6：在曲线s1上，在区间内平均选取11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点拟合曲线，一般取3-5阶为宜，并获得中点切线l 1
，以5x
1-3为中点，将临近11个数据点利用多项式拟合获取该组数据点拟合曲线，阶数与前述一致，并获得中点切线l 2
；
[0065]
步骤7：切线l 1
，l2的角平分线与曲线s1交点对应时刻t2即为燃烧终止时刻；
[0066]
步骤8：燃烧时间tb＝t
2-t1。
[0067]
在另一个实施例中，步骤3还可以为：在步骤2得到的曲线s上，获取所有距离0偏移量超过0.005的极值点，第一个该类极大值记为x0在p-t曲线上对应时刻即为近似点火峰时刻t0。若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间距离小于曲线s整体长度的10％，则第二个该类极小值x2在p-t曲线上对应时刻即为近似点火峰时刻t1，若否，则第一个该类极小值x1在p-t曲线上对应时刻即为近似点火峰时刻t1。
[0068]
由此，本技术实施例提供的一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，首先获取固体火箭发动机推进剂试车试验的实际压强-时间曲线，其次对于压强值p进行降噪处理，之后对压强逐点进行求导计算，得到近似一阶导数曲线，并在近似一阶导数曲线上分情况确定燃烧终止时刻及燃烧平稳段，最后回代至压强-时间曲线确定燃烧开始时间，进而确
定燃烧时间。解决了相关技术中现有的火箭发动机燃烧时间tb的求取误差较大的技术问题，本方法可以作为人工双切线法德替代方法应用于固体火箭发动机燃速测试实验，避免了人为因素引入的计算误差，提高了计算稳定性，提升了计算处理效率，实现了数据处理过程的自动化、智能化，处理结果更加精确。
[0069]
图2示出了本技术实施例提供的自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统的主要模块示意图，为了便于说明，仅示出与本技术实施例相关的部分，详述如下：
[0070]
一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统200，包括：
[0071]
第一模块201，用于以预设速率扫描采集发动机燃烧室的压强信号p，对所述压强信号p进行降噪处理得到压强时间曲线s1；
[0072]
第二模块202，用于以预设区间为步长，利用最小二乘法求取所述压强时间曲线s1上每个所述预设区间的中点的拟合曲线，将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2；
[0073]
第三模块203，用于在所述一阶导数曲线s2上获取所有距离0点偏移量超过预设值的极值点，第一个该类极大值对应横坐标记为x0，若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间的距离小于一阶导数曲线s2整体长度的预设百分比，则第二个该类极小值对应横坐标记为x1，若否，则第一个该类极小值对应横坐标记为x1；
[0074]
第四模块204，用于在所述一阶导数曲线s2上获取符合预设条件的连续目标区间，并将最大的区间范围记为[x2,x3]，最靠近x1的区间记为[x4,x5]；
[0075]
第五模块205，用于在所述压强时间曲线s1上计算区间[5x
2-4,5x3]内平均压强并确定燃烧起始时刻t1；
[0076]
第六模块206，用于在所述压强时间曲线s1上，在区间内平均选取11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得拟合曲线的中点切线l 1
，以5x
1-3为所述压强时间曲线s1的中点选取临近中点的11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得中点切线l 2
；
[0077]
第七模块207，用于获取切线l 1
和切线l 2
的角平分线与曲线s1交点对应的时刻得到燃烧终止时刻t2；
[0078]
第八模块208，用于根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间。
[0079]
在一个实施例中，所述根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间，包括：用所述燃烧终止时刻t2减去燃烧起始时刻t1得到燃烧时间。
[0080]
在一个实施例中，所述预设速率为n点/秒，预设区间为5，预设值为0.005，预设百分比为10％，预设条件为同时符合条件一和条件二的区间，其中条件一为值在
±
0.003以内，条件二为在区间[x0,x1]内。
[0081]
需要说明的是，本技术实施例的自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统为对应于本技术实施例的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法进行配置，自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统的其它实施例对应于自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法的所有实施例，这里不再赘述。
[0082]
由此，本技术实施例提供的自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统，首先获取固
体火箭发动机推进剂试车试验的实际压强-时间曲线，其次对于压强值p进行降噪处理，之后对压强逐点进行求导计算，得到近似一阶导数曲线，并在近似一阶导数曲线上分情况确定燃烧终止时刻及燃烧平稳段，最后回代至压强-时间曲线确定燃烧开始时间，进而确定燃烧时间。解决了相关技术中现有的火箭发动机燃烧时间tb的求取误差较大的技术问题，本方法可以作为人工双切线法德替代方法应用于固体火箭发动机燃速测试实验，避免了人为因素引入的计算误差，提高了计算稳定性，提升了计算处理效率，实现了数据处理过程的自动化、智能化，处理结果更加精确。
[0083]
本技术实施例还提供一种电子设备，包括：一个或多个处理器；存储装置，用于存储一个或多个程序，当一个或多个程序被一个或多个处理器执行，使得一个或多个处理器实现本技术实施例的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法。
[0084]
本技术实施例还提供一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，程序被处理器执行时实现本技术实施例的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法。
[0085]
图3示出了可以应用本技术实施例的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法或装置的示例性系统架构300。
[0086]
如图3所示，系统架构300可以包括终端设备301、302、303，网络304和服务器305。网络304用以在终端设备301、302、303和服务器305之间提供通信链路的介质。网络304可以包括各种连接类型，例如有线、无线通信链路或者光纤电缆等等。
[0087]
用户可以使用终端设备301、302、303通过网络304与服务器305交互，以接收或发送消息等。终端设备301、302、303上可以安装有各种通讯客户端应用，例如购物类应用、网页浏览器应用、搜索类应用、即时通信工具、邮箱客户端、社交平台软件等。
[0088]
终端设备301、302、303可以是具有显示屏并且支持网页浏览的各种电子设备，包括但不限于智能手机、平板电脑、膝上型便携计算机和台式计算机等等。
[0089]
服务器305可以是提供各种服务的服务器，例如对用户利用终端设备301、302、303所发送的往来消息提供支持的后台管理服务器。后台管理服务器可以在接收到终端设备请求后进行分析等处理，并将处理结果反馈给终端设备。
[0090]
需要说明的是，本技术实施例所提供的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法一般由终端设备301、302、303或服务器305执行，相应地，自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统一般设置于终端设备301、302、303或服务器305中。
[0091]
应该理解，图3中的终端设备、网络和服务器的数目仅仅是示意性的。根据实现需要，可以具有任意数目的终端设备、网络和服务器。
[0092]
下面参考图4，其示出了适于用来实现本技术实施例的终端设备或服务器的计算机系统400的结构示意图。图4示出的计算机系统仅仅是一个示例，不应对本技术实施例的功能和使用范围带来任何限制。
[0093]
如图4所示，计算机系统400包括中央处理单元(cpu)401，其可以根据存储在只读存储器(rom)402中的程序或者从存储部分408加载到随机访问存储器(ram)403中的程序而执行各种适当的动作和处理。在ram 403中，还存储有系统400操作所需的各种程序和数据。cpu 401、rom 402以及ram 403通过总线404彼此相连。输入/输出(i/o)接口405也连接至总线404。
[0094]
以下部件连接至i/o接口405：包括键盘、鼠标等的输入部分406；包括诸如阴极射
线管(crt)、液晶显示器(lcd)等以及扬声器等的输出部分407；包括硬盘等的存储部分408；以及包括诸如lan卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分409。通信部分409经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器410也根据需要连接至i/o接口405。可拆卸介质411，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器410上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入存储部分408。
[0095]
特别地，根据本技术公开的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本技术公开的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分409从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质411被安装。在该计算机程序被中央处理单元(cpu)401执行时，执行本技术的系统中限定的上述功能。
[0096]
需要说明的是，本技术所示的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本技术中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本技术中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、电线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。
[0097]
附图中的流程图和框图，图示了按照本技术各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，上述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
[0098]
描述于本技术实施例中所涉及到的模块可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。所描述的模块也可以设置在处理器中，例如，可以描述为：一种处理器包括确定模块、提取模块、训练模块和筛选模块。其中，这些模块的名称在某种情况下并不构成对该模块本身的限定，例如，确定模块还可以被描述为“确定候选用户集的模块”。
[0099]
以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本技术专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本技术的保护范围。因此，本技术专利的保护范围应以所附权利要求为准。
[0100]
以上所述仅为本技术的优选实施例而已，并不用于限制本技术，对于本领域的技术人员来说，本技术可以有各种更改和变化。凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，其特征在于，包括：以预设速率扫描采集发动机燃烧室的压强信号p，对所述压强信号p进行降噪处理得到压强时间曲线s1；以预设区间为步长，利用最小二乘法求取所述压强时间曲线s1上每个所述预设区间的中点的拟合曲线，将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2；在所述一阶导数曲线s2上获取所有距离0点偏移量超过预设值的极值点，第一个该类极大值对应横坐标记为x0，若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间的距离小于一阶导数曲线s2整体长度的预设百分比，则第二个该类极小值对应横坐标记为x1，若否，则第一个该类极小值对应横坐标记为x1；在所述一阶导数曲线s2上获取符合预设条件的连续目标区间，并将最大的区间范围记为[x2,x3]，最靠近x1的区间记为[x4,x5]；在所述压强时间曲线s1上计算区间[5x
2-4,5x3]内平均压强并确定燃烧起始时刻t1；在所述压强时间曲线s1上，在区间内平均选取11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得拟合曲线的中点切线l 1
，以5x
1-3为所述压强时间曲线s1的中点选取临近中点的11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得中点切线l 2
；获取切线l 1
和切线l2的角平分线与曲线s1交点对应的时刻得到燃烧终止时刻t2；根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间。2.根据权利要求1所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，其特征在于，所述根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间，包括：用所述燃烧终止时刻t2减去燃烧起始时刻t1得到燃烧时间。3.根据权利要求1所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，其特征在于，所述预设速率为n点/秒，预设区间为5，预设值为0.005，预设百分比为10％，预设条件为同时符合条件一和条件二的区间，其中条件一为值在
±
0.003以内，条件二为在区间[x0,x1]内。4.根据权利要求1所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，其特征在于，所述确定燃烧起始时刻t1，包括：在所述压强时间曲线s1上，在区间[0,5x0]内查找最接近的点，将该点对应时刻确定为燃烧起始时刻t1。5.根据权利要求1所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法，其特征在于，所述将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2，包括：将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2，其中，近似导数的计算公式为6.一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统，其特征在于，包括：第一模块，用于以预设速率扫描采集发动机燃烧室的压强信号p，对所述压强信号p进行降噪处理得到压强时间曲线s1；第二模块，用于以预设区间为步长，利用最小二乘法求取所述压强时间曲线s1上每个
所述预设区间的中点的拟合曲线，将所述拟合曲线的斜率作为对应区间中点的近似导数得到该区间的一阶导数曲线s2；第三模块，用于在所述一阶导数曲线s2上获取所有距离0点偏移量超过预设值的极值点，第一个该类极大值对应横坐标记为x0，若第一个该类极小值相对第一个该类极大值之间的距离小于一阶导数曲线s2整体长度的预设百分比，则第二个该类极小值对应横坐标记为x1，若否，则第一个该类极小值对应横坐标记为x1；第四模块，用于在所述一阶导数曲线s2上获取符合预设条件的连续目标区间，并将最大的区间范围记为[x2,x3]，最靠近x1的区间记为[x4,x5]；第五模块，用于在所述压强时间曲线s1上计算区间[5x
2-4,5x3]内平均压强并确定燃烧起始时刻t1；第六模块，用于在所述压强时间曲线s1上，在区间内平均选取11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得拟合曲线的中点切线l 1
，以5x
1-3为所述压强时间曲线s1的中点选取临近中点的11个数据点，利用多项式拟合获取该组数据点的拟合曲线并获得中点切线l 2
；第七模块，用于获取切线l 1
和切线l 2
的角平分线与曲线s1交点对应的时刻得到燃烧终止时刻t2；第八模块，用于根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间。7.根据权利要求6所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统，其特征在于，所述根据所述燃烧起始时刻t1和燃烧终止时刻t2计算得到燃烧时间，包括：用所述燃烧终止时刻t2减去燃烧起始时刻t1得到燃烧时间。8.根据权利要求6所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间系统，其特征在于，所述预设速率为n点/秒，预设区间为5，预设值为0.005，预设百分比为10％，预设条件为同时符合条件一和条件二的区间，其中条件一为值在
±
0.003以内，条件二为在区间[x0,x1]内。9.一种电子设备，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行权利要求1至6中任一项所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法的步骤。10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行权利要求1至6中任一项所述的自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法的步骤。

技术总结
本申请公开了一种自动确定固体火箭发动机燃烧时间方法、系统和装置，通过获取目标网页，基于预设的节点元素信息组解析所述目标网页得到目标网页中的节点元素信息；获取输入的目标业务的业务起始先验信息，根据业务起始先验信息在节点元素信息中匹配对应的目标节点元素信息；以所述目标节点元素信息为入口采用递归方式解析目标网页，匹配业务起始先验信息对应的业务终止先验信息；若匹配到业务终止先验信息，建立所述业务起始先验信息、目标节点元素信息和业务终止先验信息的映射关系，根据所述映射关系生成所述目标业务的功能组件。解决了相关技术中现有的组件解耦方法较难，难以实现自动化的技术问题，实现快速的对Web服务进行梳理和分析。进行梳理和分析。进行梳理和分析。


技术研发人员：刘天棫 王虎 高原 曹满山 张蒙 刘奕衫 张晓瑞 仇茂林
受保护的技术使用者：湖北航天化学技术研究所
技术研发日：2023.05.10
技术公布日：2023/9/6