isentroposche flow rakermotor

[Sjaak de Lange]

hallo ik zit met het volgende vraagstuk:

A certain ideal rocket with a nozzle area ratio of 2.3 and a throat area of 5 in.
delivers gases at k = 1.30 and R = 66 ft-lbf/lbm-◦R at a chamber pressure of 300 psia and
a constant chamber temperature of 5300◦R against a back atmospheric pressure of
10 psia. By means of an appropriate valve arrangement, it is possible to throttle the
propellant flow to the thrust chamber. Calculate and plot against pressure the following
quantities for 300, 200, and 100 psia chamber pressure: (a) pressure ratio between
chamber and atmosphere

nu is de flow isentropisch maar niet optimaal, er moet gerekend worden met een full nozzle flow, dit geeft een drukverhouding in de ' throat' van T2/T1=0,567 ik zelf kom op een waarde van 0,545, Waar zit de fout? De verhouding van de P2/P1 is 0.085 deze waarde kan ik ook niet plaatsen.

[Sjaak de Lange]

hallo ik zit met het volgende vraagstuk:

A certain ideal rocket with a nozzle area ratio of 2.3 and a throat area of 5 in.
delivers gases at k = 1.30 and R = 66 ft-lbf/lbm-◦R at a chamber pressure of 300 psia and
a constant chamber temperature of 5300◦R against a back atmospheric pressure of
10 psia. By means of an appropriate valve arrangement, it is possible to throttle the
propellant flow to the thrust chamber. Calculate and plot against pressure the following
quantities for 300, 200, and 100 psia chamber pressure: (a) pressure ratio between
chamber and atmosphere

nu is de flow isentropisch maar niet optimaal, er moet gerekend worden met een full nozzle flow, dit geeft een drukverhouding in de ' throat' van T2/T1=0,567 ik zelf kom op een waarde van 0,545, Waar zit de fout? De verhouding van de P2/P1 is 0.085 deze waarde kan ik ook niet plaatsen.

excuus ik bedoel temperatuurverhouding T2/T1, de verhouding Tt/T1 is 0,545 volgens mijn berekening