国际单位制。

现在有了更简单的分析方法：

自制燃料的a和n无法测定，因此我们简化 P=func(Ac/At), F=Cf*P*At

P燃烧室压力，F推力，Cf推力系数，Ac燃烧面积，At喷管喉部面积

Cf的范围通常是0.95~1.3，直喷管Cf=1.05。

func是燃喷比-压力函数。此函数单调递增，即Ac/At越大，P也越大。func只与燃料有关，不随时间变化。

（论坛普遍称作喷燃比。为了防止混乱，这里明确清楚：Ac/At=燃烧面积/喷管喉部面积）

func受温度影响大，-40相比25℃时，P可减少20%甚至更多。

这样，我们就有了设计方法：

1 首先选择P燃烧室压力

一般来说P越高，最后得到的比冲Isp越高。但是P太大会导致发动机很厚重，超过合理限度。因此P要根据制作材料合理选取。

例如PVC或者PPR水管能承受P=1.6~3MPa，APCP典型值6.7MPa。也有人选择10MPa、30MPa进行设计。

2 通过查询其他人的制作资料，可以大概确定func的数值

通常来说，P=1MPa对应Ac/At=10~1000。

燃烧速度越快，同样Ac/At得到的压力越大。楼主计算的KNSB燃料，P=1MPa对应Ac/At为80

3 如果实在无法确定，可以制作几个测试机

例如从Ac/At=100开始。做好安全措施，测推力F或者压力P。（F可以换算成压力P）

然后Ac/At加倍，Ac/At减半再测试，再得到P值。

4 线性插值，横坐标=Ac/At，纵坐标=P

画出曲线图，使用线性插值，去估计达到目标P值需要的Ac/At是多少。

再进行实际测试和调整，直到P值达到目标要求。

5 测定推力曲线

对比Ac/At与Isp的关系，修改P值使得比冲Isp和发动机重量都满足使用要求。

燃料是有性能极限的，无限加大P并不能无限提高Isp，但会无限加大发动机重量。

提高Isp显然可以增加飞行高度和距离，但加大发动机重量也会减少飞行高度和距离。需要取得合理的平衡。