一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置。其中方法包括：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；将计算结果发送至多个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。该方法可对不同相态下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。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置
本专利技术涉及航空航天
，特别涉及一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置。
技术介绍
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。
技术实现思路
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。为达到专利技术目的，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。基于同一专利技术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。本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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专利技术的目的、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专利技术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专利技术，并不用于限定本专利技术。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，通过本专利技术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。本专利技术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。本专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种火箭推进剂的热物性计算方法，其特征在于，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。

【技术特征摘要】
1.一种火箭推进剂的热物性计算方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的一种火箭推进剂的热物性计算方法，其特征在于，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。3.根据权利要求2所述的一种火箭推进剂的热物性计算方法，其特征在于，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...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱剑琴，陶智，程泽源，李海旺，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11