Wetenschapsforum

De raketmotor verbrandt vloeibare zuurstof en kerosine met een mengselverhouding O/F= 2,26
verbrandingskamerdruk p_c=50 atm. (p_e=p_a)
1D/1stage
droge raketmassa 20ton
drijfgasmassa 55,3ton
massaflowrate 316 kg/s
wrijvingskracht kv²
C_d=0,5
dwarsdoorsnede π m²

bepaal versnelling, snelheid en hoogte van de raket op het moment dat alle brandstof is verbruikt!

ik doe een worp
34 m/s², 1900m/s , 95km ?

Ik denk dat we van zoiets moeten vertrekken

$$m \frac{dv}{dt} = -\frac{1}{2}\rho v^2 \pi C_d+ v_e \frac{dm}{dt}$$

Maar voor die \(v_e \) te berekenen, hebben we daar ook geen gegevens voor nodig omtrent de enthalpie? Of moet de lezer dat zelf opzoeken?

jazeker!
LOX/Kerosene chart’s http://www.braeunig.us/space/comb-OK.htm

Geen idee hoe je uit die figuren de enthalpie berekent

de uitlaatgassnelheid wordt bepaalt door de specifieke warmteverhouding k, de universele gasconstante
R=8314,46 J/kmolK , de verbrandingstemperatuur T_c , het gemiddelde molecuulgewicht M van de uitlaatgassen,
de verbrandingskamerdruk p_c en de druk p_e bij de uitgang van het mondstuk.

wnvl1 schreef: ↑vr 22 jul 2022, 21:19 Ik denk dat we van zoiets moeten vertrekken

$$m \frac{dv}{dt} = -\frac{1}{2}\rho v^2 \pi C_d+ v_e \frac{dm}{dt}$$

ik ben uitgegaan van:
$$M \frac{dv}{dt} = -\frac{1}{2}\rho v^2 \pi C_d+ v_e \frac{dm}{dt}-Mg$$

Ik zie het, je beschouwt een adiabatisch proces tussen de verbrandingskamerdruk en de atmosferische druk. De arbeid wordt dan omgezet in kinetische energie van de uitlaatgassen. Die -Mg moet erbij als je raket vanop aarde lanceert.