RPA是一种多平台分析工具，用于化学火箭发起机的概想和初步设计。可能：

• 进行发起机机能分析
• 推力室尺寸
• 喷嘴壁概括优化
• 推力室冷却分析
• 发起机循环功率平衡分析
• 发起机质量估算
• 用于开发自界说解决规划的剧本实用法式

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RPA拥有直观的图形用户界面，能够方便地对输入参数和分析了局进行分组。RPA利用了一个基于NASA格伦热力学数据库的可扩大化学物种库，其中蕴含很多燃料和氧化剂的数据，如液氢和液氧、火油、过氧化氢、MMH和很多其他燃料和氧化器。通过嵌入式物种编纂器，用户还能够轻松界说新的推动剂成分，或从PROPP或CEA2物种数据库导入成分。

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该法式通过提供点火室压力、使用的推动剂成分和喷嘴参数等发起机参数，获得点火产品的化学平衡组成，确定其热力学性质，并预测理论火箭机能。推算了局也可用于液体火箭发起机点火室、气体产生器和预燃室的设计。

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RPA剧本实用法式

RPA剧本实用法式作为RPA尺度版的一部门提供，并实现从JavaScript (ECMAScript) 到RPA的很多内部对象和职能的面向对象绑定。

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RPA剧本实用法式的重要职能

• 面向对象绑定到RPA的很多内部对象和职能
• 加载、操作和编写配置文件
• 按物种名称搜索热力学数据库
• 获得物种的热力学性质
• 造备单推动剂、双推动剂和多推动剂组合物
• 筹备和执行典型点火问题（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
• 典型火箭推动问题的筹备和执行
• 测试（交付）喷嘴机能评估
• 给定推力、推动剂质量流量或喷嘴喉部直径下点火室尺寸简直定
• 选取二维（轴对称）特点法设计抛物线形喷管概括或截头梦想喷管概括
• 发起机循环分析：
• 分级点火循环（SG）
• 全流量分级点火循环（FFSG）
• 气体产生器循环（GG）
• 发起机干沉估算。
• 与第三方利用法式集成（例如GNU Octave）
• 尺度ECMA-262中界说的ECMAScript说话

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RPA Wrapper

RPA Wrapper是RPA的一个补充工具，它使用户可能用C/C++、Python或其他编程说话创建自己的法式，并使用第三方利用法式（例如Matlab?）的RPA的很多职能。

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作为一种补充工具，RPA包装器的相应版本能够在有效的RPA许可证条眼前使用，可所以RPA尺度版（RPA包装尺度）或RPA精简版（RPA-Wrapper-Lite）。

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RPA Wrapper重要职能：

• 使用稳重的、经验证的和行业公认的Gibbs自由能minimization步骤来获得点火成分
• 基于NASA Glenn热力学数据库的可扩大热力学数据库蕴含很多点火产品种类的数据，以及氢、氧、RP-1、RG-1、sintin、甲烷、丙烷、过氧化氢、MMH等推动剂成分的数据
• 给定推动剂和典型点火问题的化学平衡参数推算（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
• 单推动剂和双推动剂火箭发起机机能分析
• 拥有肆意一组推动剂部件（多推动剂系统）的火箭推动发起机的机能分析
• 有限和无限面积点火室的机能推算
• 拥有移动和冻结化学平衡的喷嘴流动分析
• 比冲推算（海平面、optimum expansion、真空）
• 双推动剂系统maximum比冲的推动剂组分混合迸着化
• 高空机能分析
• 过膨胀前提下的喷嘴机能分析和喷嘴中的流动分离
• 节流发起机机能分析
• 测试（交付）喷嘴机能的估计
• 确定给定推力、推动剂质量流量或喷嘴喉部直径的点火室和喷嘴尺寸（仅合用于RPA Standard Edition v.2.x的注册用户）
• 读取、运作和写入RPA配置文件
• 合用于Microsoft Windows的DLL和合用于Linux的共享库
• 合用于x86和x86-64版本的系统

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【英文介绍】

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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

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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.

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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.

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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.