一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置与流程

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置。

背景技术：

目前，现有美国SUPERTRAAP软件对不同物质的热物性进行计算，但其计算工质不仅仅局限于RP-3，故其计算方法不具有专门性，造成在计算精度上的不足，与此同时，商用软件的封闭性，无法获知其计算原理，不能针对个别工况和局部需求进行改进和优化。

技术实现要素：

鉴于此，有必要针对传统技术存在的问题，提供了一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置，能够解决针对个别工况和局部需求进行改进和优化的操作，且火箭推进剂的热物性的计算具有准确性、灵活性与实用性的有益效果。

为达到发明目的，提供一种火箭推进剂的热物性计算方法，所述方法包括：预设第一源程序调用预设第二源程序中已定义的热物性计算参数与函数，并通过热物性数据处理函数对来自所述预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果，其中，所述热物性计算参数包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量，所述函数包括热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及所述热物性数据处理函数；将所述计算结果发送至所述热物性之密度计算函数、所述热物性之黏度计算函数、所述热物性之定压比热容计算函数、所述热物性之导热系数计算函数分别计算所述火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数；将计算获取的所述火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至所述预设第一源程序。

在其中一个实施例中，所述通过热物性数据处理函数对来自所述预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果包括：输入待计算工况参数、待计算组分数以及待计算组分的质量分数；输入待计算组分数的所述多个参数；通过所述热物性数据处理函数对来自所述预设第一源程序中的待计算工况参数、待计算组分数、待计算组分的质量分数以及待计算组分数的所述多个参数进行计算，生成计算结果。

在其中一个实施例中，所述通过所述热物性数据处理函数对来自所述预设第一源程序中的待计算工况参数、待计算组分数、待计算组分的质量分数以及待计算组分数的所述多个参数进行计算，生成计算结果的步骤之后包括：将所述计算结果基于所述输入待计算工况参数状态下，发送至热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别计算所述输入待计算工况参数状态下，所述火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数。

在其中一个实施例中，所述工况参数包括压力参数和温度参数。

在其中一个实施例中，所述待计算组分数无限制，所述待计算组分数的质量分数之和为1。

在其中一个实施例中，所述输入待计算组分数的所述多个参数包括：输入计算组分的临界温度、输入计算组分的临界压力、输入计算组分的临界比体积、输入计算组分的偏心因子、输入计算组分的摩尔质量、输入计算组分的理想气体比热容的基于温度的四阶多项式拟合系数以及输入计算组分的临界压缩因子。

在其中一个实施例中，所述将计算获取的所述火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至所述预设第一源程序的步骤之后包括：将发送至所述预设第一源程序的所述火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数以所需要的预设格式进行输出。

基于同一发明构思的一种火箭推进剂的热物性计算装置，所述装置包括：调用与第一计算模块，用于预设第一源程序调用预设第二源程序中已定义的热物性计算参数与函数，并通过热物性数据处理函数对来自所述预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果，其中，所述热物性计算参数包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量，所述函数包括热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及所述热物性数据处理函数；第二计算模块，用于将所述计算结果发送至所述热物性之密度计算函数、所述热物性之黏度计算函数、所述热物性之定压比热容计算函数、所述热物性之导热系数计算函数分别计算所述火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数；发送模块，用于将计算获取的所述火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至所述预设第一源程序。

本发明提供的一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置。预设第一源程序调用预设第二源程序中已定义的热物性计算参数与函数，并通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果，其中，热物性计算参数包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量，函数包括热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及热物性数据处理函数；将计算结果发送至热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别计算火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数；将计算获取的火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至预设第一源程序。该方法针对典型航空煤油RP-3，利用广义对应态法则开发出一套热物性计算软件，可对不同相态下，包括液态，气态和超临界态在内的广泛的工况下的热物性数据包括密度、黏度、导热系数和定压比热容进行计算，解决针对个别工况和局部需求进行改进和优化的操作，且火箭推进剂的热物性的计算具有准确性、灵活性与实用性的有益效果。

附图说明

图1为本发明一个实施例中的一种火箭推进剂的热物性计算方法的步骤流程图；

图2为本发明一个实施例中的一种火箭推进剂的热物性计算方法的示例图；以及

图3为本发明一个实施例中的一种火箭推进剂的热物性计算装置的结构示意图

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例对本发明一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

火箭推进剂，航空煤油RP-3的热物性数据是进行航空煤油RP-3的物理化学研究的关键基础。相对于单质性物质，航空煤油RP-3由于组成复杂，其热物性的数据计算更为复杂，另外，当高温高压环境下，其热物性数据变化更加剧烈，更难以准确获得。基于以上背景，通过本发明提出的一种火箭推进剂的热物性计算方法来计算航空煤油RP-3的热物性。

本发明提出的一种火箭推进剂的热物性计算方法为基于广义对应态原理来计算航空煤油RP-3的热物性，即已知参考物质的热物性，利用参考物质丙烷与待计算物质之间的对应关系，可计算求得航空煤油RP-3在所求工况下的热物性。参考物质选择的依据是：第一，分子结构较为简单的烃类物质，热物性数据丰富；第二，其热物性数据必须在长期的工作科研中得到大量的研究，并得到大量的验证。基于以上两点要求，本方法选取丙烷作为参考物质，并使用32参数丙烷PVT方程描述丙烷的热物性。

本发明提出的一种火箭推进剂的热物性计算方法中计算的热物性数据包括密度、黏度、定压比热容和导热系数等四个参数。密度的计算直接利用丙烷状态方程来求解；黏度和导热系数的计算利用TRAPP方法来求解；定压比热容的计算利用偏差函数法来计算。

如图1所示，为一个实施例中的一种火箭推进剂的热物性计算方法的步骤流程图。具体包括以下步骤：

步骤102，预设第一源程序调用预设第二源程序中已定义的热物性计算参数与函数，并通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果。其中，热物性计算参数包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量，函数包括热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及热物性数据处理函数。

本实施例中，通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果包括：输入待计算工况参数、待计算组分数以及待计算组分的质量分数；输入待计算组分数的多个参数；通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的待计算工况参数、待计算组分数、待计算组分的质量分数以及待计算组分数的多个参数进行计算，生成计算结果。

进一步地，通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的待计算工况参数、待计算组分数、待计算组分的质量分数以及待计算组分数的多个参数进行计算，生成计算结果的步骤之后包括：将计算结果基于输入待计算工况参数状态下，发送至热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别计算输入待计算工况参数状态下，火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数。

其中，工况参数包括压力参数和温度参数；待计算组分数无限制，待计算组分数的质量分数之和为1；以及输入待计算组分数的多个参数包括：输入计算组分的临界温度、输入计算组分的临界压力、输入计算组分的临界比体积、输入计算组分的偏心因子、输入计算组分的摩尔质量、输入计算组分的理想气体比热容的基于温度的四阶多项式拟合系数以及输入计算组分的临界压缩因子。

步骤104，将计算结果发送至热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别计算火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数。

步骤106，将计算获取的火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至预设第一源程序。

本实施例中，将计算获取的火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至预设第一源程序的步骤之后包括：将发送至预设第一源程序的火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数以所需要的预设格式进行输出。

本发明提供的一种火箭推进剂的热物性计算方法。预设第一源程序调用预设第二源程序中已定义的热物性计算参数与函数，并通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果，其中，热物性计算参数包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量，函数包括热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及热物性数据处理函数；将计算结果发送至热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别计算火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数；将计算获取的火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至预设第一源程序。该方法针对典型航空煤油RP-3，利用广义对应态法则开发出一套热物性计算软件，可对不同相态下，包括液态，气态和超临界态在内的广泛的工况下的热物性数据包括密度、黏度、导热系数和定压比热容进行计算，解决针对个别工况和局部需求进行改进和优化的操作，且火箭推进剂的热物性的计算具有准确性、灵活性与实用性的有益效果。

为了更加清楚地理解与应用本发明提出的一种火箭推进剂的热物性计算方法，进行以下示例。需要说明的是，本发明的保护范围不限于以下示例。

航空煤油为航空航天器，包括飞机、火箭和导弹等提供燃料，在中国使用的典型航空煤油为RP-3。本软件可以计算不同工况下航空煤油PR-3的热物性数据，对航空煤油RP-3的特性进行准确的掌握，从而为航空航天器的设计提供支持燃料的数据支持。

具体的，本软件包括两个源程序Fortan Source，即main.for和PT-ro.for。在源程序main.for中定义输入变量，并进行数据转换，把输入变量转化为程序计算所需要的中间量，调用源程序PT-ro.for中定义的热物性计算子程序，最后把结果输出为所需要的格式。

在源程序PT-ro.for中定义了热物性计算子程序，包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量定义、热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及热物性数据处理函数。具体而言，热物性计算基础数据库中存储着计算热物性所必须的一些基本参数，这些参数在热物性计算基础变量定义模块中定义；热物性数据处理函数中把来自于main.for中的输入变量和基本参数进行初步的计算，将初步计算结果传递给热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别来计算密度、黏度、定压比热容和导热系数，并将这些结果收集起来发送给main.for。

进一步地，打开Visual Studio 2008，新建一个Project；将源程序Fortan Source，即main.for和PT-ro.for拷贝到Project所在目录；在新建Project中添加源文件，选择所在目录下的源程序main.for和PT-ro.for；点击运行，则得到所需软件。

更进一步地，结合图2所示，输入计算工况；把所需要计算的工况包括压力和温度输入到main.for中，分别赋给变量P和T，注意此处压力的单位为MPa，温度的单位为K；输入计算组分及比例；把计算的组分各比例按照质量分数输入到main.for中，赋给变量mf，注意此处的质量分数之和为1；输入计算组分的基础数据；把计算组分的基础数据输入到PT-ro.for中：按照步骤2中赋值质量分数的顺序，把各组分的临界温度赋给Tc，临界压力赋给Pc，临界比体积赋给Vc，偏心因子赋给w，摩尔质量赋给Mw，临界压缩因子赋给Zc，理想气体比热容的基于温度的四阶多项式拟合系数按照从低阶到高阶的顺序赋给Para_Cp0；注意此处临界温度的单位为K，临界压力的单位为MPa，临界比体积的单位为m3/kg，偏心因子为无量纲量，摩尔质量为g/mol，临界压缩因子为无量纲量，理想气体比热容的基于温度的四阶多项式拟合系数为无量纲数。获得结果；点击运行，则得到所需航空煤油RP-3的热物性结果。

基于同一发明构思，还提供了一种火箭推进剂的热物性计算装置，由于此装置解决问题的原理与前述一种火箭推进剂的热物性计算方法相似，因此，该装置的实施可以按照前述方法的具体步骤实现，重复之处不再赘述。

如图3所示，为一个实施例中的一种火箭推进剂的热物性计算装置的结构示意图。该火箭推进剂的热物性计算装置10包括：调用与第一计算模块200、第二计算模块400和发送模块600。

其中，调用与第一计算模块200用于预设第一源程序调用预设第二源程序中已定义的热物性计算参数与函数，并通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果，其中，热物性计算参数包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量，函数包括热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及热物性数据处理函数；第二计算模块400用于将计算结果发送至热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别计算火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数；发送模块600用于将计算获取的火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至预设第一源程序。

本发明提供的一种火箭推进剂的热物性计算装置。首先通过调用与第一计算模块200使得预设第一源程序调用预设第二源程序中已定义的热物性计算参数与函数，并通过热物性数据处理函数对来自预设第一源程序中的输入变量和多个参数进行计算，生成计算结果，其中，热物性计算参数包括热物性计算基础数据库、热物性计算基础变量，函数包括热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数以及热物性数据处理函数；再通过第二计算模块400将计算结果发送至热物性之密度计算函数、热物性之黏度计算函数、热物性之定压比热容计算函数、热物性之导热系数计算函数分别计算火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数；最终通过发送模块600将计算获取的火箭推进剂的密度、黏度、定压比热容和导热系数发送至预设第一源程序。该装置针对典型航空煤油RP-3，利用广义对应态法则开发出一套热物性计算软件，可对不同相态下，包括液态，气态和超临界态在内的广泛的工况下的热物性数据包括密度、黏度、导热系数和定压比热容进行计算，解决针对个别工况和局部需求进行改进和优化的操作，且火箭推进剂的热物性的计算具有准确性、灵活性与实用性的有益效果。

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，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述的存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)或随机存储记忆体(Random Access Memory，RAM)等。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。