中文摘要
SRMS内彈道計算工具
关键词
内彈道計算工具兩相流
前言
很多爱好者都是这样的，要不然面对着全英文的软件界面一头雾水一脸迷惑，要不然用着结果不准的计算软件，到头来误差太大还是一头雾水一脸迷惑。所以，一款全新的内弹道计算软件SRMS应运而生。本软件依然采取了与之前本人发布过的计算软件相同的Microsoft Excel架构，在满足计算要求的同时还支持全平台运转，极其方便。
在软件制作过程中，特别感谢猫姐（论坛ID：@58801524)、winter（论坛ID：@winter）、啊坂（论坛ID：@御坂18650）给予我的帮助和支持！感谢Quix（论坛ID：@qxdnfsy）（应该没拼错）在软件制作过程中的技术支持和服务！
软件介绍
先给个全览图（密恐警告）
不要被吓到。像这样的超级大界面（66*500=33000单元格）中实际输入部分只有一点点。其余部分中大部分是a n数据库和计算模块。
本软件主要使用零维内弹道中的平衡压强法进行内弹道计算（误差约0.1~0.2MPa），采用了更精确的推理系数计算方法，用精确的推理系数计算推力。采用了两相流模型和圆孔/异性孔的P/F计算，加上了可选数量的端面燃烧算法，把常用的内弹道计算囊括在内。
左上角是使用时主要输入数据的地方，因为之前有过几次更新和消bug，所以会有些乱，但是绝对不影响使用。
如下图
数据按自身使用情况填写，这说有一部分数据是计算出来的（比方説喉部面积，葯柱质量等等），不需要填写。
要注意的一点是点火压强，如果使用的时候点火压强输入过小，软件就会出现振荡的情况，像这样：
震荡属于正常现象，但是总会影响结果。所以请合理取值点火压强。关于点火方面的问题，请参阅固体火箭发动机点火葯量计算器的帖子。
本软件不仅支持圆孔的内弹道计算，还支持星孔，狗骨孔等异性孔的内弹道计算。计算需要借助CAD或者SW之类的绘图软件。本人觉得对新手还是有些不友好，这种计算方式也是有不完备的地方，在写软件的时候也因为这个和一些人起了争执。但是转念一想，就算是新手玩家，像CAD和SW之类的软件还是必须得有。
= =扯远了……
如果是使用异性孔的内弹道计算，你需要一个CAD或者SW软件，画出等距图，输出燃面孔的週长数据，此时会导出一个xls文件，选中所有数据，复制到本软件的"燃烧周长"一栏。然后把使用圆孔的选项打成2。这样，异性孔装葯的内弹道计算就完成了。在软件上附有例子，大家可以去看。
对于端面燃烧，需要输入葯柱直径。如果是异性孔的端面燃烧，你需要在输出週长的同时输出孔面积，注意是孔封闭图形的面积，不断增大的那种。然后仍然是复制到“步面积这一项”。
步长是厚度步长，单位是mm。
如果要顺便帮你设计最佳的拉瓦尔喷管，就在最佳压比一栏中打1，如果要采用设定的拉瓦尔喷管扩张比，请打2，并且在下面输入压比，直到旁边的扩张比一栏中出现和你的设计一样（差不多）的扩张比。
软件下载
[修改于 5 年前 - 2020/02/25 20:33:34]
補充：實例計算
以winter的無鋁APCP和Phoenix-3KNSB發動機為例子，用計算軟件計算。
用cpropep計算燃料參數如下圖：
取比熱比1.25，考慮到損失，特徵速度取1000m/s，其餘數據如圖所示。
圓孔内徑15mm，葯柱外徑27.2mm，有一個端面參與燃燒。
a，n的數據參照qxdnfsy的反推數據計算：
結果如下
最大壓強約1.9MPa（那個小峰是繪圖問題），與Quix的反推結果1.75MPa相差0.15MPa，誤差不大。
最大推力115N，基本與結果相同。
![apcp发动机推力[1].jpg](https://img.kechuang.org:81/r/308807?c=resource)
所以本工具計算出來的内彈道結果是可靠的。
（改了一下设置，输入法问题解决了，文本已经改正）
计算原理
本软件采用零维两相内弹道中的平衡压强法进行内弹道计算，其中公式如下。
计算压强
首先，定义系数Ctp：
式中ε
为凝相质量比，ρs为凝相物质密度（就是凝相物质固体的密度，网上可以查到），dco为凝相粒子直径，等于0.52μm，r为喉部半径。
φtp,m为两相流流量系数。
定义装填参量M：
ρp为推进剂密度，c*为特征速度，Ab为燃面面积，At为喉部面积（加起来就是喷燃比了）。φ(æ)为侵蚀函数，æ为燃通比。如果不清楚取值的话可以取1。
最终的压强计算方法如图：
a n为燃速系数和压强指数。燃速单位要求国际单位制Pa/(m*s-1)，而不是MPa/(mm*s-1)。具体单位换算方法也放在这里。
a（国际单位制）＝a（常用单位）/1000/1000000^n。
PS：使用软件的时候只需要输入常用单位制的数据就行，会自动换算。
计算推力
推力公式
其中η为喷管效率，Cf为推力系数，Ati为喉部面积，pc为室压。
推力系数Cf定义如下
其中Ae/At为扩张比，pe为出口压力，pa为大气压力。Г为与比热比有关的单值函数，定义如下。
问题来了，推力系数中的pa/pc好求，但是pe/pc就不好取值了。
根据这一幅图
我们可以知道，压强比（或者马赫数）（这里是pc/pe，使用时取倒数）变化时，喷管面积比也在变化。
当然，想要用马赫数直接求解pe也行，但是比较难。
所以为了方便好做 ，写软件的时候我用了一个很傻瓜的方法，既然压比变面积比变，那干脆自己输入压比，看着面积比，一步步逼近所要的值。最后，因为固定拉喷压比固定的特点，成功做到精确求解Cf，推力计算也没什么问题了。
（改了一下设置，输入法问题解决了，文本已经改正）
计算原理
本软件采用零维两相内弹道中的平衡压强法进行内弹道计算，其中公式如下。
计算压强
首先，定义系数Ctp：
式中ε
为凝相质量比，ρs为凝相物质密度（就是凝相物质固体的密度，网上可以查到），dco为凝相粒子直径，等于0.52μm，r为喉部半径。
φtp,m为两相流流量系数。
定义装填参量M：
ρp为推进剂密度，c*为特征速度，Ab为燃面面积，At为喉部面积（加起来就是喷燃比了）。φ(æ)为侵蚀函数，æ为燃通比。如果不清楚取值的话可以取1。
最终的压强计算方法如图：
a n为燃速系数和压强指数。燃速单位要求国际单位制Pa/(m*s-1)，而不是MPa/(mm*s-1)。具体单位换算方法也放在这里。
a（国际单位制）＝a（常用单位）/1000/1000000^n。
PS：使用软件的时候只需要输入常用单位制的数据就行，会自动换算。
计算推力
推力公式
其中η为喷管效率，Cf为推力系数，Ati为喉部面积，pc为室压。
推力系数Cf定义如下
其中Ae/At为扩张比，pe为出口压力，pa为大气压力。Г为与比热比有关的单值函数，定义如下。
问题来了，推力系数中的pa/pc好求，但是pe/pc就不好取值了。
根据这一幅图
我们可以知道，压强比（或者马赫数）（这里是pc/pe，使用时取倒数）变化时，喷管面积比也在变化。
当然，想要用马赫数直接求解pe也行，但是比较难。
所以为了方便好做 ，写软件的时候我用了一个很傻瓜的方法，既然压比变面积比变，那干脆自己输入压比，看着面积比，一步步逼近所要的值。最后，因为固定拉喷压比固定的特点，成功做到精确求解Cf，推力计算也没什么问题了。
補充：實例計算
以winter的無鋁APCP和Phoenix-3KNSB發動機為例子，用計算軟件計算。
用cpropep計算燃料參數如下圖：
取比熱比1.25，考慮到損失，特徵速度取1000m/s，其餘數據如圖所示。
圓孔内徑15mm，葯柱外徑27.2mm，有一個端面參與燃燒。
a，n的數據參照qxdnfsy的反推數據計算：
結果如下
最大壓強約1.9MPa（那個小峰是繪圖問題），與Quix的反推結果1.75MPa相差0.15MPa，誤差不大。
最大推力115N，基本與結果相同。
所以本工具計算出來的内彈道結果是可靠的。
1:at我干嘛,你不at我也会来
2:不错,恭喜了
貌似楼主电脑出问题了
打字都是繁体
感谢LS大佬，我们初学者设计发动机又多一利器~
希望能稍微做一做检检验工作，不要出现SRM里的那种极端数据的分析严重偏离现实（比如药柱外径50mm内径49mm竟然还可以工作0.8s）之类的情况~
