ここを参考に。
https://www.nycaerospace.org/static/design1.pdf
clear; close all; clc; % Rocket details z = 500; %m; g = 9.8; %m/s2 deltaV = sqrt(2*g*z); %m/s T_final= 15-6.5*z/1000; %deg C a_final = 20.0468*sqrt(T_final+273.15); %m/s M_final = deltaV/a_final; % Isp Isp_efficiency = 130/166; %KNSU delivered/theoretical Isp_theoretical = 164; %Ideal: https://www.nakka-rocketry.net/techs2.html Isp = Isp_theoretical * Isp_efficiency; % 128s Ve = g*Isp; % for optimal expansion lambda = exp(-deltaV/Ve); %質量比 m_final / m_initial % Motor requirements Pc = 2e6; %average chamber pressure [Pa] F_ave = 300; %average thrust [N] t_burn = 2; %burn duration [s] Ta = 273.15+25; %Operating temperature [K] Pe = 0.101315e6; %Pa % TODO: 燃料重量の計算 % 燃料密度 x 体積 % 密度はわかるが体積は未知 % 体積を決める→スロート径はわかるが外径が未知 % 外径はペイロードから決まる？ % →Ispより質量流量mdotが求まるので、燃焼時間を仮定すると必要な燃料総重量が求まる mdot = F_ave/(g*Isp); %kg/s mp = mdot * t_burn; %kg: 推進剤重量 mi = mp/(1-lambda);%kg: 機体総重量 mf = mi*lambda;%kg: ドライ重量 % Motor calculations % KNSB % https://www.nakka-rocketry.net/bntest.html % https://www.nakka-rocketry.net/techs2.html rho = 1.841e3; %kg/m3 k = 1.1361; M = 39.86; %kg/kmol Rbar = 8314; %J/kmol•K R = Rbar/M; % J/kg•K T0 = 1600; %K % burn rate coefficient a, burn rate exponent n a = 7.852; % mm/sec (for 1.5-3.8MPa) n = -0.013; % mm/sec (for 1.5-3.8MPa) % Optimal expantion ratio e_opt_inv = ((k+1)/2)^(1/(k-1))*(Pe/Pc)^(1/k)*sqrt((k+1)/(k-1)*(1-(Pe/Pc)^((k-1)/k))); e_opt = 1/e_opt_inv; % Thrust coefficient Cf = sqrt((2*k^2)/(k-1)*(2/(k+1))^((k+1)/(k-1))*(1-(Pe/Pc)^((k-1)/k))); % Throat Area At = F_ave/(Pc*Cf); %m2 % Throat diameter Dt = sqrt(4*At/pi)*1e3; %mm % Burn rate r = a*Pc^n; %[mm/s] % 結果の出力 disp('***ミッション要求***'); fprintf('目標遠地点: %.2f [m]\n',z); fprintf('速度増分⊿V: %.2f [m/s]\n',deltaV); disp('***固体モータ仕様***'); fprintf('スロート径(S.L.最適膨張): %.2f [mm]\n',Dt); fprintf('推力係数(S.L.最適膨張): %.2f\n',Cf); fprintf('燃焼速度 r: %.2f [mm/s]\n',r); disp('***ロケット構造仕様***'); fprintf('構造重量比λ: %.2f\n',lambda); fprintf('ロケット総重量: %.2f [kg]\n',mi); fprintf('推進剤重量: %.2f [kg]\n',mp);
実行結果
***ミッション要求*** 目標遠地点: 500.00 [m] 速度増分⊿V: 98.99 [m/s] ***固体モータ仕様*** スロート径(S.L.最適膨張): 11.58 [mm] 推力係数(S.L.最適膨張): 1.42 燃焼速度 r: 6.50 [mm/s] ***ロケット構造仕様*** 構造重量比λ: 0.92 ロケット総重量: 6.30 [kg] 推進剤重量: 0.48 [kg]
