固体火箭推进器的力学特性信息获取方法及相关装置

1.本发明涉及数据处理技术领域，尤其涉及一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法及相关装置。


背景技术：

2.随着军事任务的多样化和战争模式的不断变化，井式发射逐渐成为固体导弹的新型作战样式。固体导弹在发射井内立式贮存期间，长期的重力作用使得srm（固体火箭推进器）药柱产生蠕变，同时药柱的蠕变变形会对装药粘接界面的结构与性能产生破坏，从而影响固体发动机的结构完整性。
3.粘接界面作为装药结构的典型失效部位，其性能退化和损伤失效直接影响发动机的正常工作，同时新一代nepe（硝酸酯增塑聚醚）高能固体推进剂的应用也对粘接界面的长期力学性能提出了更高的要求。因此，为了精准评估以nepe推进剂为药柱的srm粘接界面在长期贮存时固体火箭推进器的力学性能，必须开展nepe推进剂粘接界面定载下固体火箭推进器的力学行为研究。目前，通常都是通过从粘接界面处的粘接材料的本构模型以及粘接机理等微观角度对固体火箭推进器的力学特性进行分析来获取固体火箭推进器的力学特性信息，从而导致获得的固体火箭推进器的力学特性信息的准确度不高。


技术实现要素：

4.本发明提供一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法及相关装置，以解决获得的固体火箭推进器的力学特性信息准确性较低的技术问题。
5.第一方面，提供了一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法，该固体火箭推进器的力学特性信息获取方法包括：采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂；根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线；根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线；采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘
接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合；获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合；根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线；将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。
6.第二方面，提供了一种固体火箭推进器的力学特性信息获取装置，该固体火箭推进器的力学特性信息获取装置包括：第一拉伸单元，用于采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；第二拉伸单元，用于获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂；第一确定单元，用于根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线；第二确定单元，用于根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线；第三拉伸单元，用于采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；第一获取单元，用于获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合；第二获取单元，用于获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合；第三确定单元，用于根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线；第四确定单元，用于将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息；第三方面，提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在存储器中并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述一种固体火箭推进器的
力学特性信息获取方法的步骤。
7.第四方面，提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法的步骤。
8.上述一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法及相关装置所实现的方案中，可以采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂，根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线，根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线，采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合，获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合，根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。从而，可以通过获取第二测试件的第一应力应变曲线来获取固体火箭推进器的第二应力应变曲线，根据获取的第二测试件的第一孔隙率集合和第五测试件的第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，使用第二应力应变曲线、第一孔隙率曲线来对固体火箭推进器的力学特性信息进行表征，从而能够准确的获取固体火箭推进器的力学特性信息，提高了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
附图说明
9.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例的描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
10.图1为本技术实施例提供的一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法的流程示意图；图2为本技术实施例提供的一实施例中定载拉伸处理的拉伸方向的示意图；图3为本技术实施例提供的一实施例中测试件表面示意图；图4为本技术实施例提供的一实施例中一种固体火箭推进器的力学特性信息获取装置的结构示意图；
图5为本技术实施例提供的一实施例中计算机设备的一结构示意图。
具体实施方式
11.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
12.现有方案中，通常是通过对粘接界面处的粘接材料的本构模型、粘接材料接头的粘接机理、组分迁移、界面表征以及断裂分析等微观层面进行分析来获得固体火箭推进器的力学特性信息，从微观层面上对固体火箭推进器的力学特性进行研究，无法准确获取固体火箭推进器在立式贮存的条件下固体火箭推进器中的推进剂所受到的应力，以及推进剂受到应力时产生的应变量，也就无法准确获取固体火箭推进器的应力应变曲线，因此单从微观角度对固体火箭推进器进行力学特性分析，无法准确的获取固体火箭推进器的力学特性信息。
13.为了解决上述现有方案中的不足，本发明通过对多个测试件分别进行定载拉伸处理和准静态拉伸处理，并结合数字图像处理技术来获取测试件在拉伸处理过程中所受到的应力，以及测试件受到应力时所产生的应变量，并根据该应力和应变量来得到多个测试件的应力应变曲线，以得到应力应变曲线集合，从而根据多个测试件分别对应的应力应变曲线集合获得固体火箭推进器的应力应变曲线，通过获取多个测试件断裂面处的微观图像集合，并根据断裂面处的微观图像集合获取多个测试件断裂面处的孔隙率集合，从而根据多个测试件断裂面处的孔隙率集合获得固体火箭推进器的孔隙率曲线，通过所述应力应变曲线和孔隙率曲线对固体火箭推进器的力学特性信息进行表征，结合宏观和微观两个角度对固体火箭推进器进行表征，从而提升了获取的固体火箭推进器的力学特征信息的准确性。
14.请参阅图1所示，图1为本发明实施例提供的一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法的一个流程示意图，应用于服务端，固体火箭推进器的力学特性信息获取方法包括如下步骤：s101、采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同。
15.可以是通过第一测试件对固体火箭推进器进行模拟处理，并通过对第一测试件进行定载拉伸处理来模拟在立式贮存的条件下固体火箭推进器进行定载拉伸处理。由于固体火箭推进器在进行定载拉伸处理时，具有一定的危险性，从而通过第一测试件对其进行模拟，能够提升在获取后续信息时的安全性。其中，定载拉伸处理是指用一个固定的载荷对所述第一测试件按照第一拉伸方向和预设时长进行拉伸，预设时长可以是通过历史经验值得到。如图2所示，预设的拉伸方向为0
°
方向、45
°
方向、90
°
方向，其中垂直于地面向下的拉伸方向记为0
°
方向，平行与地面向右的拉伸方向记为90
°
方向，将三个第一测试件分别按照0
°
方向、45
°
方向、90
°
方向的拉伸方向进行拉伸，预设时长可以设置为90天，以得到三个第二
测试件，当然，也可以根据实际情况适当增加拉伸方向和增加或减少拉伸时长，具体例如：可以将拉伸方向增加为0
°
方向、22.5
°
方向、45
°
方向、67.5
°
方向、90
°
方向，把预设时长增加到120天或把拉伸时长减少到60天，此处仅为举例说明，不作具体限定。
16.s102、获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂。
17.可以是通过对k个第二测试件按第一拉伸方向进行准静态拉伸处理，以得到k个第三测试件，并通过设置一个高速像机来获取k个第二测试件在进行准静态拉伸处理过程中的数字图像，以得到第一数字图像集合。其中，可以是通过伺服试验机对k个第二测试件进行准静态拉伸处理，所述准静态拉伸处理是指以一个恒定的速度对第一测试件进行拉伸，使得所述第一测试件来拉伸过程中的相同的时间段里的位移相同，当定载拉伸处理结束后使用与定载拉伸处理相同的拉伸方向对第二测试件进行准静态拉伸处理。
18.s103、根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线。
19.可以是通过在第二测试件的表面选取两个标记散斑，根据第一数字图像集合获取两个标记散斑相对于初始位置的相对位移，根据两个标记散斑相对于初始位置的相对位移获得第一应力应变曲线。
20.s104、根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线。
21.由于是通过第二测试件来模拟固体火箭推进器固体火箭推进器在立式贮存条件下的力学特性信息，所以可以将第二测试件分别对应的第一应力应变曲线来表示固体火箭推进器的第二应力应变曲线。
22.获取所述第二测试件与固体火箭推进器之间的实际误差信息，根据该实际误差信息对第一应力应变曲线进行调整，以得到固体火箭推进器的第二应力应变曲线。其中，具体可以是根据实际误差信息确定第一应力应变曲线对应的调整数值，将该调整数值对第一应力应变曲线进行拉伸处理，以得到第二应力应变曲线。具体进行拉伸处理的方法可以为：对第一应力应变曲线的横轴和纵轴分别进行拉伸处理，该调整数值对应与横轴的拉伸处理的力度可以与该调整数值对应与纵轴的拉伸处理的力度不同。拉伸处理的力度可以通过放缩的比例进行表征，比例越大，拉伸的力度越大，比例越小，则拉伸的力度越小。因此，可以分别对k个第二测试件分别对应的第一应力应变曲线进行调整，以得到对应的第二应力应变曲线。由于每个第二测试件对应的拉伸方向不同，则其可以表征固体火箭推进器在对应拉伸方向上的应力应变关系，最终获得的固体火箭推进器的第二应力应变曲线也应包括在每个拉伸方向上的应力应变曲线。
23.s105、采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同。
24.可以是通过对k个第四测试件按照第一拉伸方向进行准静态拉伸处理，以得到k个第五测试件，其中，可以是通过伺服试验机对第四测试件进行准静态拉伸处理。
25.s106、获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取
所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合。
26.可以是利用通用的采样刀具对所述第五测试件断裂面处的推进剂进行取样，样本的尺寸可以是3
×3×
5mm的长方体，以得到第一样本集合。使用获取第一样本集合方法来从第三测试件断裂面处的推进剂中获取第二样本集合。其中，也可以采用其它采样方式来获取第一样本集合和第二样本集合，此处仅为举例说明，不作具体限定。
27.s107、获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合。
28.可以是通过获取第一样本集合中每个第一样本对应的微观图像，以得到第一微观图像集合，通过第一微观图像重构出每个第一样本对应的第一孔隙三维模型，以得到第一孔隙三维模型集合，获取第一孔隙三维模型集合中每个第一孔隙三维模型中的孔隙体积与第一孔隙三维模型的体积的比值，以得到第一孔隙率集合，使用获取第一孔隙率集合相同的方法获取与第二样本对应的第二孔隙率集合。其中，可以是通过微ct（电子计算机断层扫描）对第一样本和第二样本进行扫描来获取第一样本和第二样本的微观图像，当然，也可以通过其它的方式来获取第一样本和第二样本的微观图像，此处仅为举例说明，不作具体限定。
29.s108、根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线。
30.通过获取第一孔隙率集合中每个第一孔隙率对应的进行准静态拉伸处理时第二测试件所受到的载荷，以得到第一载荷集合，其中，可以是通过获取第一孔隙率集合中每个第一孔隙率对应的第一微观图像，获取所述第一微观图像在准静态拉伸处理时对应的时刻，获取所述时刻第二测试件所受到的载荷，以得到第一载荷集合，以第一载荷集合中每个第一载荷为横坐标以第一孔隙率集合中对应的第一孔隙率为纵坐标确定固体火箭推进器的第一参考孔隙率曲线，其中，第一载荷可以用于表征第二测试件所收到的载荷拉力。通过同样的方法确定与第二孔隙率集合对应的第二参考孔隙率曲线，将第一孔隙率曲线和第二孔隙率曲线进行融合处理，以得到第一孔隙率曲线。具体进行融合处理时的方法可以为：将对应的孔隙率进行均值计算，以得到均值。将该均值和载荷对应的曲线确定为第一孔隙率曲线。
31.获取所述第二测试件、第四测试件与固体火箭推进器之间的实际误差信息，根据实际误差信息对应第一目标孔隙率曲线进行调整，以得到固体火箭推进器的第一孔隙率曲线。其中，具体可以是根据实际误差信息确定第一目标孔隙率曲线对应的调整数值，将该调整数值对第一目标孔隙率曲线进行拉伸处理，以得到第一孔隙率曲线。具体进行拉伸处理的方法可以为：对第一目标孔隙率曲线的横轴和纵轴分别进行拉伸处理，该调整数值对应与横轴的拉伸处理的力度可以与该调整数值对应与纵轴的拉伸处理的力度不同。拉伸处理的力度可以通过放缩的比例进行表征，比例越大，拉伸的力度越大，比例越小，则拉伸的力度越小。其中，第一目标孔隙率曲线为根据第一孔隙率集合和第二孔隙率集合确定出的第二测试件对应的孔隙率曲线。
32.s109、将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。
33.获取固体火箭推进器的力学特性信息是为了表明当固体火箭推进器中的固体火箭推进剂在立式贮存条件下固体火箭推进剂抵抗脆性断裂的能力，而固体火箭推进剂抵抗脆性断裂的能力可以使用第二应力应变曲线和第一孔隙率曲线来进行表征，因此，可以将第二应力应变曲线和第一孔隙率曲线确定为固体火箭推进器的力学特性信息。根据获取的固体火箭推进器的力学特性信息，对在立式贮存条件下的固体火箭推进器制定一些应对措施，例如：可以是对立式贮存条件下的固体火箭推进器施加一个与受的拉剪混合应力相反方向的力，以抵消所述拉剪混合应力对固体火箭推进器的影响，以达到延长固体火箭推进器在立式贮存条件下的贮存时间的目的。
34.在一个可能的实现方式中，可以根据第一数字图像集合来获取第一应力集合和第一应变量集合，通过第一应力集合和第一应变量集合确定出第一应力应变曲线，从而可以通过获取应力与应变量之间的变化规律来准确的确定出第一应力应变曲线，提高了获取第一应力应变曲线的准确度，具体操作步骤如下：a1、根据获取所述第一数字图像集合中每个第一数字图像确定对应的第二测试件所受到的应力值，以得到第一应力值集合。
35.由于可以是通过高速像机对所述第二测试件按照一定的拍摄周期在固定的时刻进行拍摄，以得到第一数字图像集合，所以可以是通过获取第一数字图像集合中每个数字图像中第二测试件在进行准静态拉伸处理时伺服实验机对第二测试件所施加拉力时，第二测试件对应受到的应力，以得到第一应力值集合。其中，获取第二测试件的数字图像也可以是通过其它获取数字图像的方法来进行获取，拍摄周期通过经验值或历史数据设定，此处仅为举例说明，不作具体限定。
36.a2、根据所述第一数字图像集合中每个第一数字图像确定对应的第二测试件的应变量，以得到第一应变量集合。
37.可以是通过dic（数字图像相关）技术获取第一数字图像集合中每个第一数字图像中第二测试件的应变量，从而得到第一应变量集合。具体可以是，通过dic技术在第二测试件表面选取两个标记散斑，通过获取两个标记散斑的位移量来确定出第二测试件的应变量，从而获得第一应变量集合。其中，还可以是通过其它的数字图像处理方法来获取第一应变量集合。此处仅为举例说明，不作具体限定。
38.a3、根据所述第一应力值集合和第一应变量集合确定出所述第一应力应变曲线。
39.可以是根据第一应力值集合和第一应变量集合获取第一应力值随第一应变量变化而变化的变化规律，根据所述变化规律确定出第一应力应变曲线。其中，变化规律可以是在第二测试件的第一应变量变化时，第一应力值具有与第一应变量变化所对应的变化量。
40.本示例中，根据第一数字图像集合获取第一应力集合和第一应变量集合，根据第一应力集合和第一应变量集合确定出第一应力应变曲线，从而提升了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
41.在一个可能的实现方式中，可以通过在第二测试件的表面确定出两个标记散斑，获取两个标记散斑在进行准静态拉伸处理过程中的第一相对位移集合和第二相对位移集合，根据第一相对位移集合和第二相对位移集合确定出第一应变量集合，从而可以准确的获取第一应变量集合，具体操作步骤如下：b1、从所述第一数字图像集合中确定第一目标数字图像，所述第一目标数字图像
为第二测试件的初始状态对应的数字图像。
42.将第一数字图像集合中第二测试件的初始状态对应的数字图像确定为第一目标数字图像。其中，初始状态是指第二测试件在未经受准静态拉伸时的状态。
43.b2、在所述第一目标数字图像中确定第一标记散斑和第二标记散斑，所述第一标记散斑为第二测试件的第一区域中的任一个标记散斑，第二标记散斑为第二测试件的第二区域中的任一个标记散斑，所述第一区域与所述第二区域为第二测试件中通过第一分界线分割之后得到的区域。
44.如图3所示，在第一目标数字图像中第二测试件表面上的第一区域随机确定出一个第一标记散斑，在第二区域随机确定出一个第二标记散斑，其中，所述第一分界线平行于第一衬层和第二衬层，且第一分界线位于第一衬层与第二衬层之间。
45.b3、获取第一数字图像集合中每个第一数字图像中第一标记散斑与第一目标数字图像中第一标记散斑的相对位移，以得到第一相对位移集合，以及获取每个第一数字图像中第二标记散斑与第一目标数字图像中第二标记散斑的相对位移，以得到第二相对位移集合。
46.获取第一目标数字图像中第一标记散斑的坐标位置信息和第二标记散斑的坐标位置信息，将第一标记散斑的坐标位置信息和第二标记散斑的坐标位置信息，获取第一数字图像集合中除第一目标数字图像外每个第一数字图像中第一标记散斑和第二标记散斑的第二坐标位置信息，以得到第二坐标位置信息集合，根据第一标记散斑的位置信息与第二坐标位置信息集合第一标记散斑的位置信息确定出第一标记散斑在准静态拉伸处理过程中的第一相对位移集合，根据第二标记散斑的位置信息与第二坐标位置信息集合第二标记散斑的位置信息确定出第二标记散斑在准静态拉伸处理过程中的第二相对位移集合。
47.b4、将所述第一相对位移集合中每个第一相对位移与对应的第二相对位移按照预设的权值进行加权运算，以得到第三相对位移集合。
48.使用预设的权值m1和m2对第一相对位移集合中的第一相对位移与第二相对位移集合中的第二相对位移集合进行加权运算，以得到第一应变量集合，具体可以是根据如下公式所示的方法来获取第一应变量；ln=xn1*m1 xn2*m2，其中，ln为第一应变量，xn1为第一相对位移集合中的第一相对位移，m1为第一相对位移集合对应的权值，xn2为第二相对位移集合中与第一相对位移对应的第二相对位移，m2为第二相对位移对应的权值，且m1 m2=1。其中，预设的权值可以是通过历史经验来确定的。
49.b5、将所述第三相对位移集合确定为所述第一应变量集合。
50.由于应变量可以用对应的标记散斑的相对位移来进行表征，所以可以将第三相对位移集合作为第二测试件的第一应变量集合。
51.本示例中，通过获取第二测试件表面的第一标记散斑的第一相对位移和第二标记散斑的第二相对位移，以得到第一相对位移集合和第二相对位移集合，将第一相对位移集合中每个第一相对位移与第二相对位移集合中对应的第二相对位移进行加权运算，以得到第一应变量集合，提升了获取第一应变量集合的准确性，从而提升了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
52.在一个可能的实现方式中，可以是通过微ct对第一样本集合中的第一样本对应的第一微观图像，以得到第一微观图像集合，根据第一微观图像集合重构出与每个第一样本对应的第一孔隙三维模型，以得到第一孔隙三维模型集合，根据第一孔隙三维模型集合获取第一样本集合中每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，从而可以准确的获取第一样本集合中每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，提高了获取第一孔隙率集合的准确性，具体操作步骤如下：c1、获取第一样本集合中每个第一样本对应的第一微观图像，以得到第一微观图像集合。
53.可以是通过微ct（电子计算机断层扫描）对第一样本集合中的第一样本进行扫描，以得到第一微观图像集合。其中，也可以是通过其它的微观图像获取方法来获取第一微观图像接，此处仅为举例说明，不作具体限定。
54.c2、根据所述第一微观图像集合确定出与每个第一样本分别对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合。
55.可以是通过第一微观图像集合确定出与每个第一样本分别对应的第一孔隙三维模型，以得到第一孔隙三维模型集合，根据第一孔隙三维模型集合获取与每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合。其中，第一孔隙三维模型可以是通过将第一微观图像按照预设的方向进行堆叠，从而得到第一孔隙三维模型。照预设的方向通过经验值或历史数据设定。
56.本示例中，通过获取第一样本集合中每个第一样本的微观图像，以得到第一微观图像集合，根据第一微观图像确定出第一孔隙率集合，提高了获取第一孔隙率集合，从而提高了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
57.在一个可能的实现方式中，可以根据第一微观数字图像集合重构出与每个第一样本对应的第一孔隙率三维模型，以得到第一孔隙率三维模型集合，根据第一孔隙三维模型集合中的第一孔隙三维模型确定出第一样本集合中对应的第一样本的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，从而提高获取第一孔隙率集合的准确性，具体操作步骤如下：d1、根据所述第一微观图像集合确定每个第一样本分别对应的第一孔隙三维模型，以得到第一孔隙三维模型集合。
58.获取第一样本集合中每个第一样本对应的第一目标微观图像集合，对第一目标微观图像集合进行三维重构获取第一样本集合中每个第一样本对应的第一孔隙三维模型，以得到第一孔隙三维模型集合。其中，第一目标微观图像集合为第一微观图像集合的子集，第一目标微观图像集合中每个第一目标微观图像对应同一个第一样本，获取第一孔隙三维模型的方法也可以是其它的能够根据第一目标微观图像集合获取第一孔隙三维模型的方法，此处仅为举例说明，不作具体限定。
59.d2、获取每个第一孔隙三维模型中的孔隙体积与对应的第一孔隙三维模型体积的比值，以得到第一孔隙率集合。
60.可以是基于第一样本的拓扑理论对第一样本的第一孔隙三维模型进行孔隙特征提取，以得到第一孔隙模型的孔隙体积，获取第一孔隙三维模型的孔隙体积与第一孔隙三维模型的体积的比值，以得到第一孔隙率集合。其中，拓扑理论是指第一样本中推进剂颗粒的堆叠方式以及推进剂中颗粒与颗粒之间的位置关系，位置关系可以是颗粒与颗粒之间的
孔隙体积。具体的，可以将第一孔隙三维模型理解为是根据所述拓扑理论由推进剂颗粒和推进剂颗粒之间的孔隙构成的三维模型。
61.本示例中，可以通过第一微观图像集合确定出每个第一样本的第一孔隙三维模型，以得到第一孔隙三维模型集合，获取第一孔隙三维模型集合中每个第一孔隙三维模型的孔隙体积与第一孔隙三维模型体积的比值，以得到第一孔隙率集合，提高了获取第一孔隙率集合的准确性，从而提高了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
62.在一个可能的实现方式中，可以通过获取第一样本集合中每个第一样本的断裂面处的断裂图像以及第二样本集合中每个第二样本集合断裂面处的断裂图像，以得到第一断裂图像集合和第二断裂图像集合，根据第一断裂图像集合和第二断裂图像集合能够准确的确定出第一应力集中区域，具体操作步骤如下：e1、获取第一样本集合中每个第一样本的断裂面处的断裂图像，以得到第一断裂图像集合。
63.可以是通过高速像机获取第一样本集合中每个第一样本的断裂面处的断裂图像，以得到第一断裂图像集合。其中，也可以使用其它的图像获取方法来获取第一断裂图像，此处仅为举例说明，不作具体限定。
64.e2、获取第二样本集合中每个第二样本的断裂面处的断裂图像，以得到第二断裂图像集合。
65.可以是使用获取第一断裂图像集合的方法获取第二断裂图像集合。
66.e3、根据所述第一断裂图像集合与所述第二断裂图像集合确定出第一应力集中区域。
67.可以是通过第一断裂图像集合中每个第一断裂图像的断裂面上的点到粘接界面之间的最短距离，以得到第一最短距离集合获取第二断裂图像集合中每个第二断裂图像的断裂面上的点到粘接界面之间的最短距离，以获得第二距离集合。
68.在一个可能的实现方式中，可以是通过获取第一断裂图像集合对应的第一距离集合和第二断裂图像集合对应的第二距离集合确定出第三距离集合，通过获取第三距离集合中最大第三距离对应的断裂面与第三距离集合中最小第三距离对应的断裂面之间的区域，以得到第一应力集中区域，具体操作步骤如下：f1、获取所述第一断裂图像集合中每个第一断裂图像的断裂面到对应的粘接界面之间的最短距离，以得到第一距离集合。
69.可以是通过获取第一断裂图像集合中每个第一断裂图像的断裂面上的点到粘接界面的最短距离，以得到第一距离集合。
70.f2、获取所述第二断裂图像集合中每个第二断裂图像的断裂面到对应的粘接界面之间的最短距离，以得到第二距离集合。
71.可以是使用获取第一距离集合的方法来获取第二断裂图像的断裂面上的点到粘接界面的最短距离，以得到第二距离集合。
72.f3、获取第三距离集合中的最大第三距离和最小第三距离，所述第三距离集合为第一距离集合和第二距离集合的并集。
73.对第一距离集合和第二距离集合进行取并集处理，以得到第三距离集合。
74.f4、将最大所述第三距离对应的断裂面与最小所述第三距离对应的断裂面之间的区域，确定为第一应力集中区域。
75.可以是通过获取第三距离集合中的最大所述第三距离对应的断裂面和第三距离集合中最小所述第三距离对应的断裂面之间的区域，以得到第一应力集中区域。其中，测试件在拉伸过程中受到的应力会集中在所述的第一应力集中区域，由于应力集中，所以测试件在受到应力发生断裂时所产生的断裂面都会在第一应力集中区域内。
76.本示例中，可以根据第一断裂图像集合和第二断裂图像集合的并集获取第一距离集合和第二距离集合，通过第一距离集合和第二距离集合确定出第三距离集合，通过获取第三距离集合中最大所述第三距离与第三距离集合中最小所述第三距离集合之间的区域来获取第一应力集中区域，提高了获取第一应力集中区域的准确性，从而提高了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
77.应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。
78.在一实施例中，提供一种固体火箭推进器的力学特性信息获取装置，该固体火箭推进器的力学特性信息获取装置与上述实施例中固体火箭推进器的力学特性信息获取方法一一对应。如图4所示，该固体火箭推进器的力学特性信息获取装置包括第一拉伸单元401、第二拉伸单元402、第一确定单元403、第二确定单元404、第三拉伸单元405、第一获取单元406、第二获取单元407、第三确定单元408和第四确定单元409。各功能模块详细说明如下：第一拉伸单元401，用于采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；第二拉伸单元402，用于获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂；第一确定单元403，用于根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线；第二确定单元404，用于根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线；第三拉伸单元405，用于采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；第一获取单元406，用于获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合；第二获取单元407，用于获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔
隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合；第三确定单元408，用于根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线；第四确定单元409，用于将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。
79.上述一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法及相关装置所实现的方案中，可以采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂，根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线，根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线，采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合，获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合，根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。从而，可以通过获取第二测试件的第一应力应变曲线来获取固体火箭推进器的第二应力应变曲线，根据获取的第二测试件的第一孔隙率集合和第五测试件的第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，使用第二应力应变曲线、第一孔隙率曲线来对固体火箭推进器的力学特性信息进行表征，从而能够准确的获取固体火箭推进器的力学特性信息，提高了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
80.关于固体火箭推进器的力学特性信息获取装置的具体限定可以参见上文中对于固体火箭推进器的力学特性信息获取方法的限定，在此不再赘述。上述固体火箭推进器的力学特性信息获取装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
81.在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务端，其内部结构图可以如图5所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口和数据库。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性和/或易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供
环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的客户端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法服务端侧的功能或步骤。
82.在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现以下步骤：采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂；根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线；根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线；采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合；获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合；根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线；将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。
83.上述一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法及相关装置所实现的方案中，可以采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂，根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线，根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第
二应力应变曲线，采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合，获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合，根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。从而，可以通过获取第二测试件的第一应力应变曲线来获取固体火箭推进器的第二应力应变曲线，根据获取的第二测试件的第一孔隙率集合和第五测试件的第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，使用第二应力应变曲线、第一孔隙率曲线来对固体火箭推进器的力学特性信息进行表征，从而能够准确的获取固体火箭推进器的力学特性信息，提高了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
84.在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂；根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线；根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线；采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同；获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合；获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合；根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线；将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。
85.上述一种固体火箭推进器的力学特性信息获取方法及相关装置所实现的方案中，可以采用与k个第一测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第一测试件进行预设时长的定载拉伸处理，以得到k个第二测试件，第二测试件为未发生断裂的测试件，第一测试件包括第一衬层、第二衬层和推进剂部件，所述推进剂部件设置于所述第一衬层与所述第二衬层之间，所述推进剂部件与所述第一衬层、所述第二衬层之间均存在粘接界面，第一测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取采用与k个第二测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第二测试件进行准静态拉伸处理得到k个第三测试件的过程中的多张数字图像，以得到第一数字图像集合，所述第三测试件为已发生断裂的测试件，第三测试件在粘接界面处断裂，根据所述第一数字图像集合确定k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线，根据k个所述第二测试件分别对应的第一应力应变曲线确定固体火箭推进器的第二应力应变曲线，采用与k个第四测试件分别对应的第一拉伸方向对k个所述第四测试件进行准静态拉伸处理得到k个第五测试件，所述第五测试件为已发生断裂的测试件，第五测试件在粘接界面处断裂，第四测试件与固体火箭推进器的物理参数相同，获取所述k个第五测试件断裂面处的样本，以得到第一样本集合，以及获取所述k个第三测试件断裂面处的样本，以得到第二样本集合，获取所述第一样本集合中的每个第一样本对应的第一孔隙率，以得到第一孔隙率集合，以及获取所述第二样本集合中的每个第二样本对应的第二孔隙率，以得到第二孔隙率集合，根据所述第一孔隙率集合和所述第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，将所述第二应力应变曲线、所述第一孔隙率曲线确定为所述固体火箭推进器的力学特性信息。从而，可以通过获取第二测试件的第一应力应变曲线来获取固体火箭推进器的第二应力应变曲线，根据获取的第二测试件的第一孔隙率集合和第五测试件的第二孔隙率集合确定固体火箭推进器的第一孔隙率曲线，使用第二应力应变曲线、第一孔隙率曲线来对固体火箭推进器的力学特性信息进行表征，从而能够准确的获取固体火箭推进器的力学特性信息，提高了获取固体火箭推进器的力学特性信息的准确性。
86.需要说明的是，上述关于计算机可读存储介质或计算机设备所能实现的功能或步骤，可对应参阅前述方法实施例中的相关描述，为避免重复，这里不再一一描述。
87.本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本技术所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器（rom）、可编程rom（prom）、电可编程rom（eprom）、电可擦除可编程rom（eeprom）或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器（ram）或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，ram以多种形式可得，诸如静态ram（sram）、动态ram（dram）、同步dram（sdram）、双数据率sdram（ddrsdram）、增强型sdram（esdram）、同步链路（synchlink） dram（sldram）、存储器总线（rambus）直接ram（rdram）、直接存储器总线动态ram（drdram）、以及存储器总线动态ram（rdram）等。
88.所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。
89.以上所述实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。