計算をどこから始めればいいのかわからない-ロケットエンジン

Question

昨年、私は「ロケットエンジンの設計、構築、テストの方法」pdfに出くわし、それ以来、それを作成する（または少なくとも計算する）ことに興味をそそられました。だから私はいくつかの調査をしてインターネットを調べていました、そして今私は持っています：

1. サットンのロケット推進要素第8版（2010）ほとんどの方程式と
2. CEAgui、燃料メトリックを計算するためのNASAのCEA（Chemical Equilibrium with Applications）コードのGUI

今、私はロケットエンジンを作るために必要なすべてを計算するための正しい方程式のシーケンスを見つけようとしています。以下のCEAで計算された「測定値」を受け入れることがわかっているのは、必要な推力（500N）と、下のビデオのように同じ燃料を使用しているため、約1メートルのL *だけです。私は基本的に彼らのものに非常に似ているプログラムを作ろうとしています（タイムスタンプ：ビデオの18:00強）。燃料の流れのIspがわからないため、また出口速度と他の単位が循環参照されているため、出口速度に固執しています（速度や重量などの別名がわかりません。 / mass ..）何も計算できません。「ロケットエンジンの設計、構築、構築方法」のようにIspを想定して作業する必要がありますが、そうしませんか？

CEAの計算：

燃料C2H5OH0.9600000 -234959.795 298.000

酸化剤O2（L）1.0000000 -12979.000 90.000

燃料H2O（L）0.0400000 -285841.390 298.000

O / F = 2.00000％FUEL = 33.333333 R、EQ.RATIO = 1.000180 PHI、EQ.RATIO = 1.000213

チャンバースロート

Pinf / P 1.0000 1.7710

P、BAR 20.000 11.293

T、K 3310.90 3013.12

RHO、KG / CU M 1.7688 0 1.0975 0

H、KJ / KG -2114.04 -2730.84

U、KJ / KG -3244.72 -3759.83

G、KJ / KG -39913.9 -37131.0

S、KJ /（KG）（K）11.4168 11.4168

M、（1 / n）24.347 24.347

Cp、KJ /（KG）（K）2.0830 2.0589

GAMMA 1.1961 1.1988

SON VEL、M / SEC 1162.9 1110.7

マッハ数0.0001.000

パフォーマンスパラメータ

Ae / 1.0000

CSTAR、M / SEC 1640.8

CF 0.6769

Ivac、M / SEC 2037.1

Isp、M / SEC 1110.7

Answer 1

計算を完了できない理由は、エンジンの半分が不足しているためです。排気速度を取得するには、ノズルについていくつかの決定を行う必要があります。

私はあなたのためにいくつかの決定を下し、それをどのように処理するかを示します。

エンジンの設計高度は11.8kmになります。

これは、ノズル出口面の圧力が0.2バールになることを意味します。

（大気表から-私は米国標準大気1962を使用しました）。

あなたはあなたのチャンバー圧力が20バールであると言います。したがって、ノズル圧力比は100です。

これとガンマ（1.2だと言う）を知っていると、Sutton、第4版のチャート3-5を使用できます。（下付き文字1はノズル入口を示し、下付き文字tはスロートを示します）

これにより、速度比は2.5（赤い矢印）、面積比は11（青い矢印）になります。

あなたは喉の速度が1110.7m / sであると言います。

速度比を掛けると、2776 m / sの排気速度が得られます。

11.8 kmが気に入らない？他のものを選んでやり直してください。

グラフを使いたくないですか？方程式はすべてサットンにあります。第4版の（3-25）と（3-26）。