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RPA是一種多平臺分析工具，用于化學火箭發(fā)動機的概念和初步設(shè)計。能夠：
進行發(fā)動機性能分析
推力室尺寸
噴嘴壁輪廓優(yōu)化
推力室冷卻分析
發(fā)動機循環(huán)功率平衡分析
發(fā)動機質(zhì)量估算
用于開發(fā)自定義解決方案的腳本實用程序
RPA具有直觀的圖形用戶界面，可以方便地對輸入?yún)?shù)和分析結(jié)果進行分組。RPA利用了一個基于NASA格倫熱力學數(shù)據(jù)庫的可擴展化學物種庫，其中包括許多燃料和氧化劑的數(shù)據(jù)，如液氫和液氧、煤油、過氧化氫、MMH和許多其他燃料和氧化器。通過嵌入式物種編輯器，用戶還可以輕松定義新的推進劑成分，或從PROPP或CEA2物種數(shù)據(jù)庫導入成分。
該程序通過提供燃燒室壓力、使用的推進劑成分和噴嘴參數(shù)等發(fā)動機參數(shù)，獲得燃燒產(chǎn)物的化學平衡組成，確定其熱力學性質(zhì)，并預(yù)測理論火箭性能。計算結(jié)果也可用于液體火箭發(fā)動機燃燒室、氣體發(fā)生器和預(yù)燃室的設(shè)計。
RPA腳本實用程序
RPA腳本實用程序作為RPA標準版的一部分提供，并實現(xiàn)從JavaScript (ECMAScript) 到RPA的許多內(nèi)部對象和功能的面向?qū)ο蠼壎ā?/p>
RPA腳本實用程序的主要功能
面向?qū)ο蠼壎ǖ絉PA的許多內(nèi)部對象和功能
加載、操作和編寫配置文件
按物種名稱搜索熱力學數(shù)據(jù)庫
獲得物種的熱力學性質(zhì)
制備單推進劑、雙推進劑和多推進劑組合物
準備和執(zhí)行典型燃燒問題（p，H）=常量，（p，S）=常量、（p，T）=常量（v，U）=常量和（v，S）=常量、（v，T）=常量
典型火箭推進問題的準備和執(zhí)行
測試（交付）噴嘴性能評估
給定推力、推進劑質(zhì)量流量或噴嘴喉部直徑下燃燒室尺寸的確定
采用二維（軸對稱）特征法設(shè)計拋物線形噴管輪廓或截頭理想噴管輪廓
發(fā)動機循環(huán)分析：
分級燃燒循環(huán)（SG）
全流量分級燃燒循環(huán)（FFSG）
氣體發(fā)生器循環(huán)（GG）
發(fā)動機干重估算。
與第三方應(yīng)用程序集成（例如GNU Octave）
標準ECMA-262中定義的ECMAScript語言
RPA Wrapper
RPA Wrapper是RPA的一個補充工具，它使用戶能夠用C/C++、Python或其他編程語言創(chuàng)建自己的程序，并使用第三方應(yīng)用程序（例如Matlab?）的RPA的許多功能。
作為一種補充工具，RPA包裝器的相應(yīng)版本可以在有效的RPA許可證條款下使用，可以是RPA標準版（RPA包裝標準）或RPA精簡版（RPA-Wrapper-Lite）。
RPA Wrapper主要功能：
使用穩(wěn)健的、經(jīng)驗證的和行業(yè)公認的Gibbs自由能minimization方法來獲得燃燒成分
基于NASA Glenn熱力學數(shù)據(jù)庫的可擴展熱力學數(shù)據(jù)庫包括許多燃燒產(chǎn)物種類的數(shù)據(jù)，以及氫、氧、RP-1、RG-1、sintin、甲烷、丙烷、過氧化氫、MMH等推進劑成分的數(shù)據(jù)
給定推進劑和典型燃燒問題的化學平衡參數(shù)計算（p，H）=常量，（p，S）=常量、（p，T）=常量（v，U）=常量和（v，S）=常量，（v，T）=常量
單推進劑和雙推進劑火箭發(fā)動機性能分析
具有任意一組推進劑部件（多推進劑系統(tǒng)）的火箭推進發(fā)動機的性能分析
有限和無限面積燃燒室的性能計算
具有移動和凍結(jié)化學平衡的噴嘴流動分析
比沖計算（海平面、optimum expansion、真空）
雙推進劑系統(tǒng)maximum比沖的推進劑組分混合比優(yōu)化
高空性能分析
過膨脹條件下的噴嘴性能分析和噴嘴中的流動分離
節(jié)流發(fā)動機性能分析
測試（交付）噴嘴性能的估計
確定給定推力、推進劑質(zhì)量流量或噴嘴喉部直徑的燃燒室和噴嘴尺寸（僅適用于RPA Standard Edition v.2.x的注冊用戶）
讀取、運作和寫入RPA配置文件
適用于Microsoft Windows的DLL和適用于Linux的共享庫
適用于x86和x86-64版本的系統(tǒng)
【英文介紹】
RPA is a multi-platform analysis tool for conceptual and preliminary design of chemical rocket engines capable of:
Engine performance analysis
Thrust chamber sizing
Nozzle wall contour optimization
Thrust chamber cooling analysis
Engine cycle power balance analysis
Engine mass estimation
Scripting utility for development of custom solutions
RPA is an easy-to-use multi-platform tool for the performance prediction of rocket engines. It features an intuitive graphical user interface with convenient grouping the input parameters and analysis results. RPA utilizes an expandable chemical species library based on NASA Glenn thermodynamic database, that includes data for numerous fuels and oxidizers, such as liquid hydrogen and oxygen, kerosene, hydrogen peroxide, MMH, and many others. With embedded species editor, the users may also easily define new propellant components, or import components from PROPEP or CEA2 species databases.
By providing a few engine parameters such as combustion chamber pressure, used propellant components, and nozzle parameters, the program obtains chemical equilibrium composition of combustion products, determines its thermodynamic properties, and predicts the theoretical rocket performance. The results of calculation can also be used to design combustion chambers, gas generators and preburners of the liquid propellant rocket engines.
The calculation method is based on robust, proven and industry-accepted Gibbs free energy minimization approach to obtain the combustion composition, analysis of nozzle flows with shifting and frozen chemical equilibrium, and calculation of engine performance for a finiteand infinite-area combustion chambers.
