When operating at design conditions (smooth exit to sealevel pressure), a rocket engine has a thrust of 1 million lbf.
The chamber pressure and temperature are 600 lbf/in2
absolute and 40008R, respectively. The exhaust gases
approximate k 5 1.38 with a molecular weight of 26. Estimate (a) the exit Mach number and (b) the throat diameter.
Passo 1
Saaaalve, tranquilo? Vamos lá resolver mais uma questão juntos?! 😊
Os dados são os seguintes:
Empuxo do motor,
Pressão da Câmara, em Temperatura da Câmara, Constante do gás, Peso molecular,
Passo 2
(a) Seja o número de mach de saída
Passo 3
Agora substituindo os valores conhecidos na equação acima, obtemos
Passo 4
b) O impulso pode ser dado como
Sabemos que
Passo 5
Do processo isentrópicoSabemos que
Passo 6
Agora sabemos que