CN106815427B - 一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置 - Google Patents

一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置 Download PDF

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Abstract

本发明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。

Description

一种火箭推进剂的热物性计算方法和装置
技术领域
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。
发明内容
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FortanSource，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：按照上述所述热物 性数据处理函数对来自所述预设第一源程序中的输入变量和第二源程序中的基 本参数进行计算，生成计算结果的方法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(RandomAccess 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。

Claims (6)

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子程序，所述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；
所述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；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输入变量和第二源程序中的基本参数进行计算，生成计算结果；
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；
其中，所述来自所述预设第一源程序中的输入变量包括：待计算工况参数、待计算组分以及待计算组分的质量分数；
所述第二源程序中的基本参数通过第二源程序中输入的待计算组分的基础数据得到，所述基础数据包括：计算组分的临界温度、计算组分的临界压力、计算组分的临界比体积、计算组分的偏心因子、计算组分的摩尔质量、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计算组分的临界压缩因子。
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具体包括：
将所述计算结果基于所述待计算工况参数状态下，发送至热物性至密度计算函数、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，分别计算所述待计算工况参数状态下，所述火箭推进剂的密度、粘度、定压比热容和导热系数。
3.根据权利要求1或2所述的一种火箭推进剂的热物性计算方法，其特征在于，所述工况参数包括压力参数和温度参数。
4.根据权利要求1或2所述的一种火箭推进剂的热物性计算方法，其特征在于，所述待计算组分无限制，所述待计算组分的质量分数之和为1。
5.根据权利要求1或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。
6.一种火箭推进剂的热物性计算装置，其特征在于，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子程序，所述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；
所述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；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输入变量和第二源程序中的基本参数进行计算，生成计算结果；
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；
其中，所述来自所述预设第一源程序中的输入变量包括：待计算工况参数、待计算组分以及待计算组分的质量分数；
所述第二源程序中的基本参数通过第二源程序中输入的待计算组分的基础数据得到，所述基础数据包括：计算组分的临界温度、计算组分的临界压力、计算组分的临界比体积、计算组分的偏心因子、计算组分的摩尔质量、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计算组分的临界压缩因子；
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。
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