Damiano Robingren pisze: ↑25 listopada 2025, 00:11
Szczerze mówiąc, cała ta inicjatywa i sam event zbyt długo leżały u mnie na dysku. Przez dłuższy czas zastanawiałem się, czy w ogóle warto to kontynuować. Ostatecznie jednak uznałem, że nie ma sensu martwić się na zapas i w evencie na pewno weźmie udział tyle osób, ile będzie chciało, i to powinno w zupełności wystarczyć. Idea całego eventu jest prosta, bo po prostu tworzycie możliwie najsilniejszy silnik rakietowy z najbardziej rozgrzaną dyszą, korzystając z oprogramowania NASA. Krótko mówiąc, coś, co tygryski lubią najbardziej. W tym poście postarałem się wyjaśnić wszystkie zasady możliwie jasno. Nie było to łatwe, ale trzy osoby już potwierdziły, że ta strasznie długa instrukcja jest napisana w zrozumiały sposób.
W tej edycji (tak, planuję kilka kolejnych) tego pięknego, zdecydowanie niehumanistycznego konkursu skupimy się na budowie najpotężniejszego silnika rakietowego działającego wyłącznie w atmosferze pollińskiej. Taki silnik mógłby zostać wykorzystany w pierwszym stopniu rakiety orbitalnej lub w rakietach suborbitalnych, choć ostatecznie zależy to od jego finalnej masy i tego, co sobie wspólnie dopowiemy. Już na początku zaznaczam, że jeśli cokolwiek okaże się niejasne lub wzbudzi wątpliwości, to po prostu piszcie. Postaram się pomóc na tyle, na ile będę mógł.
Cały event będzie relacjonowany tutaj i prowadzony w google spreadheet, ponieważ wszystko jest tam już przygotowane i gotowe do działania. Jeśli chodzi o ocenę prac, liczą się trzy parametry: Impuls właściwy, odpowiadający za efektywność silnika (im wyższy, tym lepiej). W obecnej edycji jest to główne kryterium, bo wpływa bezpośrednio na to, jak dobry jest projekt silnika w praktyce. Oczywiście liczy się także prędkość charakterystyczna, która mówi, jak skutecznie zachodzi spalanie w komorze, przy czym jest to niezależne od geometrii samej dyszy. Wysoka wartość oznacza dobrze dobrane proporcje paliwa i utleniacza. Temperatura w komorze to z kolei wskaźnik energii uwalnianej w czasie spalania, no i im większa ona jest, tym bardziej potężny jest nasz silnik.
Nagrodą za zwycięstwo będzie suma wszystkich dotacji, które wpłacą uczesnicy naszego konkursu. Wszystkie wpłaty będą widoczne w specjalnej sekcji arkusza, a niezbędne linki znajdziecie poniżej zachęcam do dorzucenia się, jeśli ktoś ma ochotę. W konkursie oczywiście można, ale nie trzeba startować w zespole. Jeśli chcecie działać jako team, wystarczy wpisać jego nazwę w tytule przelewu i ogarniemy to bez problemu. Startujemy dokładnie za tydzień, 1 grudnia. Mam nadzieję, że znajdzie się choć kilka osób chętnych na tę zabawę!
Najważniejsze linki
Czym jest CEARUN?
Cóż, CEARUN jest darmowym programem prosto od NASA, który działa w całości przez stronę internetową
https://cearun.grc.nasa.gov. Jego zadaniem jest obliczanie parametrów spalania głównie w silnikach rakietowych. Dzięki niemu możemy sprawdzić, chociażby temperaturę spalania w komorze silnika, impuls właściwy silnika, czyli ile mocy daje paliwo silnikowi i wiele, wiele więcej plus tego konkursu jest taki, że w zasadzie
nie musisz znać się na chemii czy na fizyce, bo wystarczy, że będziesz wykonywać kroki tak, jak opisałem je poniżej oraz zaczniesz się bawić samym programem.
Najprościej mówiąc Twoim zadaniem jest:
- Uruchomienie programu CEARUN w swojej ulubionej przeglądarce,
- Zrobienie symulacji silnika rakietowego z wybranym paliwem, konfiguracją oraz utleniaczem,
- Zapisanie wyników, lub ewentualnie je skopiowanie,
- Wysłanie organizatorowi (czyli mi) wyników poprzez Discord (plejkinla), lub bezpośrednio w wątku.
Nie znam CEARUN i nigdy w nim nie pracowałem. Jak zacząć?
Wejdź na:
https://cearun.grc.nasa.gov, gdy to zrobisz, powinna otworzyć się strona NASA. Na samej górze strony znajdziesz listę z wielkim tytułem
Chemical Equilibrium Problem Types.
Musisz wybrać z niej opcję ROCKET, bo konkurs przewiduje konstruowanie silnika rakietowego i niewybranie tej opcji poskutkuje tym, że cały program
nie policzy poprawnych parametrów dla silnika rakietowego. Poniżej masz pole
Enter an alphanumeric code, musisz tam wpisać identyfikator, który zidentyfikuje
Twój silnik. Osobiście proponowałbym identyfikator w mniej więcej takim stylu: DAMIANO_01, aha no i maksymalnie można wpisać 15 znaków i są to tylko litery, cyfry i znak podkreślenia. Dzięki temu Twoje wyniki będą po prostu podpisane i będą w miarę łatwe do odnalezienia przez organizatora.
Po kliknięciu przycisku Submit trafisz na pierwszą stronę kreatora silnika, która nazywa się Pressure. Na tej stronie ustawisz sobie ciśnienie, czyli w jakim środowisku pracuje twój silnik rakietowy. No dobra ale co to w ogóle znaczy? No jeśli silnik ma działać na Ziemi, w atmosferze, to ciśnienie wynosi 1 jednostkę atmosferyczną. Jeśli silnik działa na dużej wysokości (tam gdzie powietrze jest rzadsze), to wpisujesz mniejsze ciśnienie. Jeśli silnik ma działać wyłącznie w próżni kosmicznej, to ciśnienie można ustawić na 0. W zasadzie to pole mówi, jak mocno powietrze niejako dociska gazy wylotowe na wylocie. No dobra dobra, ale jak to wpisać w CEARUN? Ogólnie to masz na to dwa sposoby, bo od razu po lewej stronie możesz wpisać Low Value (czyli najniższą wartość), High Value (najwyższą wartość) i Interval (dodawanie). Ogólnie jeśli przykładowo Low będzie równy 1, High będzie równy 5, a z kolei Interval będzie równy 1, to program policzy wyniki dla ciśnienia 1 atmosfery, 2 atmosfer, 3 atmosfer, 4 atmosfery i 5 atmosfer. Jest to dobre, jeśli chciałbyś sprawdzić, jak twój silnik działa w różnych warunkach, przykładowo podczas startu z Pollinu i lotu w przestrzeń v-kosmiczną przez pollińską atmosferę. Po prawej stronie masz pola numerowane 1, 2, 3… i tak dalej. To tutaj wpisujesz konkretne wartości ciśnienia, które chciałbyś policzyć. Jeśli wpiszesz tam 1; 0,5 i 0,01 to program policzy tylko te trzy przypadki, czyli 1 atmosfera, pół atmosfery i prawie próżnia. Ogólnie możesz sobie używać albo lewej strony, albo prawej strony, ale nie używaj obu naraz, bo inaczej program się pogubi. Pod owymi polami masz jeszcze opcję wyboru jednostek, a do wyboru masz jednostkę atm, czyli wcześniej wspomnianej atmosfery, masz też opcję wybrania ciśnienia w barach, w milimetrach słupa rtęci (w tej jednostce mierzy się, chociażby ciśnienie krwi), a także masz opcję wyboru jednostki funtów na cal kwadratowy, która jest jednostką stricte amerykańską. Do konkursu wybierz atm i po prostu wpisz 1, żeby symulować normalne ciśnienie atmosferyczne na Pollinie.
Po ustawieniu ciśnienia i kliknięciu Accept Input & Continue to Next Form trafisz do zakładki Fuel(s). To tutaj wybierasz paliwo, czyli to na co Twój silnik będzie działać. Zapytasz pewnie jakie masz opcje? Na górze strony znajdziesz listę najczęściej używanych paliw rakietowych na świecie. Z tej listy możesz wybrać CH₄, czyli metan w stanie gazowym, CH₄(L), czyli metan w stanie ciekłym (pamiętaj, że L przy nazwie paliwa oznacza, że jest to paliwo ciekłe), możesz także wybrać H₂, czyli wodór w stanie gazowy, oraz H₂(L) wodór w stanie ciekłym. Możesz też wybrać RP-1, czyli dość specjalną i bardzo czystą odmianę nafty, która realnie używana jest, chociażby w rakietach Falcon 9. Ogólnie możesz po prostu kliknąć któreś z nich, jeśli chcesz prosty i dość sprawdzony wybór. Natomiast jeśli chcesz coś własnego, to masz też przycisk Use Periodic Table (mixtures). Klikając go, dostajesz dostęp do całej tablicy okresowej i możesz wybrać dowolny pierwiastek czy związek, a nawet mieszać różne rzeczy ze sobą. To dość fajna opcja dla osób, które chcą sobie poeksperymentować. Oczywiście pamiętaj że jeśli wybierzesz coś z tablicy okresowej, to program automatycznie skasuje twój wcześniejszy wybór prostego paliwa. Jak już pewnie zauważyłeś w bazie CEARUN są paliwa o różnych stanach skupienia tzn. w stanie gazowym oraz w stanie ciekłym. Weź pod uwagę, że w silnikach rakietowych zazwyczaj wykorzystuje się stan ciekły, bo zwyczajnie zajmuje mniej miejsca i zdecydowanie łatwiej nim operować w zbiornikach. W każdym razie niżej znajdziesz pole Enter Reactant Temperature (K). Domyślnie program zakłada pewną standardową temperaturę, więc nie musisz tu nic wpisywać. Jeśli natomiast chcesz być dokładny, możesz podać własną temperaturę w kelwinach, czyli dla ciekłego wodoru to byłoby coś około 20 K. Jeśli nie chcesz się bawić, to możesz na spokojnie zostawić to pole puste. Na samym dole strony jest też opcja: Please specify how to define reactant mixtures (both Fuels & Oxidizers): wt% / mole. W tym przypadku owe wt% oznacza, że definiujesz mieszankę według procentów masowych. Zaznaczenie mole oznacza, że definiujesz według liczby cząsteczek. Ja postanowiłem zostawić opcję wt% i przechodzę dalej.
Po wyborze paliwa trafisz do kolejnej zakładki: Oxidizer(s). To tutaj wybierasz utleniacz, czyli substancję, która dostarcza tlen potrzebny do spalenia paliwa. Bez utleniacza rakieta po prostu nie zadziała bo paliwo samo z siebie nie będzie się palić w kosmicznej próżni. Więc co możesz wybrać? Na liście znajdziesz kilka najpopularniejszych utleniaczy: Air, czyli zwykłe powietrze, które jest mało użyteczne przy projektowaniu rakiet, Cl₂, czyli chlor w stanie gazowym, Cl₂(L), czyli chlor w stanie ciekłym, F₂, czyli fluor w stanie gazowym, F₂(L), czyli fluor w stanie ciekłym, H₂O₂(L), czyli nadtlenek wodoru w stanie ciekłym, N₂H₄(L), czyli hydrazyna w stanie ciekłym, N₂O, czyli podtlenek azotu w stanie gazowym, NH₄NO₃(I), czyli azotan amonu w stanie stałym oraz O₂, czyli tlen w stanie gazowym, oraz O₂(L), będący ciekłym tlenem. Uważam że najprościej jest wybrać O₂(L), czyli ciekły tlen bo to absolutny klasyk i przy okazji świetnie działa z RP-1, czy z metanem. Oczywiście tak jak w przypadku paliwa, masz opcję Use Periodic Table (mixtures) i dzięki niej możesz samodzielnie zbudować swój własny zestaw utleniaczy i mieszać różne substancje ze sobą. Bądź ostrożny, bo jeśli klikniesz tablicę okresową to program automatycznie usunie wcześniejszy wybór z prostych opcji. Co ciekawe istnieje opcja None, którą możesz wybrać tylko wtedy, jeśli chcesz, żeby program nie rozróżniał paliwa i utleniacza i potraktował wszystkie składniki jako mieszankę reaktywną. Akurat dla naszego konkursu nie ruszaj tego i zawsze wybierz jakiś utleniacz. Na końcu kliknij Accept Oxidizer Selection & Continue to next form, żeby przejść dalej do sekcji Oxidizer/Fuel, gdzie ustawisz proporcje mieszania paliwa i utleniacza.
W sekcji Oxidizer/Fuel masz miejsce, gdzie musisz ustawić proporcje między utleniaczem a paliwem. To jest bardzo ważny krok, bo od tego zależy, jak efektywnie będzie działał Twój silnik. Jeśli pomylisz się w proporcjach, program policzy dziwne wyniki, a Twój silnik w teorii mógłby wybuchnąć zamiast działać. Na stronie masz cztery opcje do wyboru: %Fuel, gdzie wpisujesz, jaki procent całej mieszanki stanowi paliwo, czyli jeśli wpiszesz 20, to znaczy, że masz 20% paliwa i 80% utleniacza. Masz też opcję O/F, która nie jest wbrew pozorom pewnym popularnym portalem, a w zasadzie jest najprostszą i najczęściej używaną opcją, ponieważ wpisujesz do niej stosunek masy utleniacza do paliwa, czyli jeśli wpiszesz 6, to znaczy, że na 1 kilogram paliwa przypada 6 kilogramów utleniacza. Masz do wyboru także opcję Phi, która jest opcją bardziej dla chemików bo samo Phi określa, czy masz za dużo paliwa, czy za dużo utleniacza. Reguła jest taka, że jeśli Phi jest równe 1, to mamy w zasadzie idealne spalanie, a jeśli Phi jest mniejsze od 1 to sama mieszanka paliwowa jest uboga w paliwo i wlaliśmy do silnika za dużo utleniacza, a jeśli Phi jest większe od 1 to mieszanka jest zbyt bogata w paliwo. Do dyspozycji mamy także opcję r, eq. Ratio, która jest już bardzo techniczna i opiera się ona na wartościowości atomów. Jeśli dopiero zaczynasz, to po prostu tego nie ruszaj. Poniżej masz do wyboru jeszcze trzy pola: Low Value, która jest najniższą wartością stosunku O/F, czyli przykładowo 2. High Value jest z kolei najwyższą wartością tego samego stosunku, który załóżmy wynosi 8. W sekcji Interval określasz o ile zwiększasz za każdym razem te wartości, ja wpiszę 1. Jeżeli wpiszesz te wartości to program policzy parametry dla stosunku O/F, który jest równy 2, 3, 4, 5, 6, 7 i 8 i pokaże je w dość ładnej tabelce. Możesz wtedy łatwo zobaczyć, przy jakim stosunku mieszanka działa najlepiej. Jest też druga opcja, bo po prawej stronie są pojedyncze pola do wpisania konkretnych wartości. Czyli zamiast ustawiać zakres, możesz ręcznie wpisać przykładowo tylko 2,5; 6,0 i 7,8. Wtedy program policzy tylko te trzy przypadki. Co ciekawe jeśli nie wpiszesz nic w tej sekcji to program przyjmie domyślnie, że masz mieszankę 1:1, czyli na jeden kilogram paliwo idzie tyle samo utleniacza. Taki silnik praktycznie nigdy nie działa dobrze, więc koniecznie coś wpisz. Na koniec, kiedy już ustawisz te wartości, kliknij przycisk Accept Input & Continue to Next Form, żeby przejść dalej.
Kiedy skończysz z proporcjami paliwa i utleniacza, trafisz do sekcji Define Exit Conditions (Optional), czyli ustawienia warunków na wylocie całego silnika rakietowego. Ta część jest oznaczona jako opcjonalna, co oznacza, że wcale nie musisz tutaj nic wpisywać, żeby dostać poprawne wyniki, ale jeśli chcesz trochę bardziej pobawić się ustawieniami, to rzeczywiście możesz. W tej sekcji masz trzy opcje: Pc/Pe (Chamber/Exit) Pressure Ratios, który jest stosunkiem ciśnienia w komorze spalania do ciśnienia na wylocie dyszy. Najłatwiej będzie kiedy wyobrazisz sobie, że w komorze spalania masz ogromne ciśnienie, a na końcu dyszy jest ono dużo mniejsze. Opcja Subsonic Area Ratios jest proporcją pól przekroju w części poddźwiękowej dyszy, czyli tej przed przewężeniem, którą nazywamy też gardzielą. Te wartości bardzo rzadko się ustawia ręcznie, chyba że ktoś dokładnie bada sam kształt dyszy. Opcja Supersonic Area Ratios pozwala na określenie proporcji pól przekroju w części naddźwiękowej dyszy, czyli tej części po gardzieli, gdzie gazy wylotowe silnika lecą szybciej niż dźwięk. Tutaj w zasadzie można zdecydować, jak bardzo rozchodzi się sam wylot dyszy. Im większe rozwarcie, tym gazy bardziej się rozprężają, co może być dobre w próżni, ale jest zdecydowanie złe przy starcie w atmosferze. Kiedy już ustawisz te wartości, kliknij przycisk Accept Input & Continue to Next Form, żeby przejść dalej. W ostatniej sekcji organizator uprasza się o nie zmienianie niczego, po prostu klikamy przycisk: Submit input & Perform CEA Analysis. Kiedy już wszystko ustawisz i klikniesz przycisk Final, to CEARUN zakończy obliczenia. Na ekranie pojawi się komunikat CEA is finished, co oznacza po prostu, że program policzył Twój silnik. Obok zobaczysz dwa przyciski Input, czyli plik z tym, co sam wpisałeś (a bardziej parametry, które ustawiłeś), oraz Output, czyli wyniki twojego silnika wraz z ciągiem, impulsem właściwym, temperaturą, ciśnieniem i cała resztą. Jeśli przewiniesz stronę w dół, zobaczysz pełną tabelę z wynikami i tam jest w zasadzie wszystko, co NASA policzyła dla twojego projektu silnika. W ramach konkursu nie musisz nic analizować ani rozumieć szczegółów. Bo twoje zadanie jest banalne, po prostu klikasz w Output i kopiujesz całą treść wyników, po czym wklejasz to i wysyłasz mi na discordzie albo bezpośrednio w wątku na forum no i to tyle!
Kod: Zaznacz cały
*******************************************************************************
NASA-GLENN CHEMICAL EQUILIBRIUM PROGRAM CEA2, FEBRUARY 5, 2004
BY BONNIE MCBRIDE AND SANFORD GORDON
REFS: NASA RP-1311, PART I, 1994 AND NASA RP-1311, PART II, 1996
*******************************************************************************
### CEA analysis performed on Tue 25-Nov-2025 14:56:50
# Problem Type: "Rocket" (Infinite Area Combustor)
prob case = SOPHIE_01______1147 ro equilibrium
# Pressure (1 value):
p,atm= 1
# Oxidizer/Fuel Wt. ratio (20 values):
o/f = 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20
# You selected the following fuels and oxidizers:
reac
fuel U wt%=100.0000
oxid O2(L) wt%=100.0000
# You selected these options for output:
# short version of output
output short
# Proportions of any products will be expressed as Mass Fractions.
output massf
# Heat will be expressed as siunits
output siunits
# Input prepared by this script:/var/www/sites/cearun/cgi-bin/CEARUN/prepareInpu
tFile.cgi
### IMPORTANT: The following line is the end of your CEA input file!
end
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 1.00000 %FUEL= 50.000000 R,EQ.RATIO= 0.201649 PHI,EQ.RATIO= 0.201649
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.7064
P, BAR 1.0132 0.59380
T, K 2582.25 2397.08
RHO, KG/CU M 3.2061-1 2.0352-1
H, KJ/KG -202.80 -365.08
U, KJ/KG -518.84 -656.85
G, KJ/KG -11969.2 -11287.7
S, KJ/(KG)(K) 4.5566 4.5566
M, (1/n) 67.936 68.310
MW, MOL WT 67.936 68.289
(dLV/dLP)t -1.00490 -1.06010
(dLV/dLT)p 1.1172 2.2467
Cp, KJ/(KG)(K) 1.0054 3.8135
GAMMAs 1.1724 1.1124
SON VEL,M/SEC 608.7 569.7
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 873.9
CF 0.6519
Ivac, M/SEC 1081.8
Isp, M/SEC 569.7
MASS FRACTIONS
*O 0.00459 0.00239
*O2 0.39461 0.39701
*UO2 0.00049 0.00019
*UO3 0.60031 0.59558
U4O9(I) 0.00000 0.00484
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
DERIVATIVE MATRIX SINGULAR (EQLBRM)
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 2.00000 %FUEL= 33.333333 R,EQ.RATIO= 0.100824 PHI,EQ.RATIO= 0.100824
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.7720
P, BAR 1.0132 0.57180
T, K 1979.95 1826.01
RHO, KG/CU M 3.2236-1 1.9826-1
H, KJ/KG -270.41 -443.04
U, KJ/KG -584.73 -731.45
G, KJ/KG -11168.8 -10494.1
S, KJ/(KG)(K) 5.5044 5.5044
M, (1/n) 52.374 52.642
MW, MOL WT 51.251 51.408
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00126
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0352
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8716 1.0199
GAMMAs 1.2227 1.1972
SON VEL,M/SEC 619.9 587.6
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 869.8
CF 0.6756
Ivac, M/SEC 1078.4
Isp, M/SEC 587.6
MASS FRACTIONS
*O 0.00017 0.00006
*O2 0.60671 0.60668
*UO3 0.03494 0.00942
U3O8(I) 0.33296 0.38384
U4O9(I) 0.02523 0.00000
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 3.00000 %FUEL= 25.000000 R,EQ.RATIO= 0.067216 PHI,EQ.RATIO= 0.067216
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8057
P, BAR 1.0132 0.56113
T, K 1422.57 1262.37
RHO, KG/CU M 3.8872-1 2.4259-1
H, KJ/KG -304.21 -449.43
U, KJ/KG -564.87 -680.74
G, KJ/KG -8692.02 -7892.67
S, KJ/(KG)(K) 5.8962 5.8962
M, (1/n) 45.376 45.376
MW, MOL WT 44.667 44.667
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.9129 0.9000
GAMMAs 1.2512 1.2556
SON VEL,M/SEC 571.1 538.9
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.00000
CSTAR, M/SEC 775.0
CF 0.6954
Ivac, M/SEC 968.1
Isp, M/SEC 538.9
MASS FRACTIONS
*O2 0.70519 0.70519
*UO3 0.00001 0.00000
U3O8(I) 0.29480 0.29481
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 4.00000 %FUEL= 20.000000 R,EQ.RATIO= 0.050412 PHI,EQ.RATIO= 0.050412
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8200
P, BAR 1.0132 0.55674
T, K 1086.15 954.35
RHO, KG/CU M 4.6983-1 2.9381-1
H, KJ/KG -324.49 -445.65
U, KJ/KG -540.15 -635.14
G, KJ/KG -6909.84 -6231.90
S, KJ/(KG)(K) 6.0630 6.0630
M, (1/n) 41.875 41.875
MW, MOL WT 41.390 41.390
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.9273 0.9106
GAMMAs 1.2724 1.2788
SON VEL,M/SEC 523.8 492.3
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 700.6
CF 0.7027
Ivac, M/SEC 877.2
Isp, M/SEC 492.3
MASS FRACTIONS
*O2 0.76415 0.76415
U3O8(I) 0.23585 0.23585
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 5.00000 %FUEL= 16.666667 R,EQ.RATIO= 0.040330 PHI,EQ.RATIO= 0.040330
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8306
P, BAR 1.0132 0.55350
T, K 898.10 783.34
RHO, KG/CU M 5.4294-1 3.4003-1
H, KJ/KG -338.01 -443.50
U, KJ/KG -524.63 -606.28
G, KJ/KG -5844.21 -5246.17
S, KJ/(KG)(K) 6.1310 6.1310
M, (1/n) 40.012 40.012
MW, MOL WT 38.922 38.922
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.9287 0.9093
GAMMAs 1.2882 1.2962
SON VEL,M/SEC 490.3 459.3
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 648.7
CF 0.7081
Ivac, M/SEC 813.7
Isp, M/SEC 459.3
MASS FRACTIONS
*O2 0.79973 0.79973
UO3(c) 0.20027 0.20027
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 6.00000 %FUEL= 14.285714 R,EQ.RATIO= 0.033608 PHI,EQ.RATIO= 0.033608
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8420
P, BAR 1.0132 0.55009
T, K 744.76 644.62
RHO, KG/CU M 6.3211-1 3.9648-1
H, KJ/KG -347.66 -438.87
U, KJ/KG -507.96 -577.61
G, KJ/KG -4928.13 -4403.50
S, KJ/(KG)(K) 6.1503 6.1503
M, (1/n) 38.630 38.630
MW, MOL WT 37.755 37.755
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.9218 0.8992
GAMMAs 1.3046 1.3147
SON VEL,M/SEC 457.3 427.1
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 598.4
CF 0.7137
Ivac, M/SEC 751.9
Isp, M/SEC 427.1
MASS FRACTIONS
*O2 0.82834 0.82834
UO3(c) 0.17166 0.17166
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 7.00000 %FUEL= 12.500000 R,EQ.RATIO= 0.028807 PHI,EQ.RATIO= 0.028807
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8524
P, BAR 1.0132 0.54700
T, K 630.76 542.06
RHO, KG/CU M 7.2751-1 4.5701-1
H, KJ/KG -354.91 -434.61
U, KJ/KG -494.18 -554.30
G, KJ/KG -4227.69 -3762.80
S, KJ/(KG)(K) 6.1399 6.1399
M, (1/n) 37.655 37.655
MW, MOL WT 36.925 36.925
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.9102 0.8865
GAMMAs 1.3203 1.3317
SON VEL,M/SEC 428.8 399.2
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.00000
CSTAR, M/SEC 555.3
CF 0.7189
Ivac, M/SEC 699.0
Isp, M/SEC 399.2
MASS FRACTIONS
*O2 0.84979 0.84979
UO3(c) 0.15021 0.15021
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 8.00000 %FUEL= 11.111111 R,EQ.RATIO= 0.025206 PHI,EQ.RATIO= 0.025206
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8614
P, BAR 1.0132 0.54436
T, K 542.14 462.94
RHO, KG/CU M 8.3012-1 5.2226-1
H, KJ/KG -360.54 -430.72
U, KJ/KG -482.60 -534.95
G, KJ/KG -3673.86 -3260.03
S, KJ/(KG)(K) 6.1116 6.1116
M, (1/n) 36.929 36.929
MW, MOL WT 36.304 36.304
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8974 0.8748
GAMMAs 1.3349 1.3466
SON VEL,M/SEC 403.7 374.6
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 517.9
CF 0.7234
Ivac, M/SEC 652.9
Isp, M/SEC 374.6
MASS FRACTIONS
*O2 0.86648 0.86648
UO3(c) 0.13352 0.13352
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 9.00000 %FUEL= 10.000000 R,EQ.RATIO= 0.022405 PHI,EQ.RATIO= 0.022405
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8687
P, BAR 1.0132 0.54222
T, K 471.04 400.07
RHO, KG/CU M 9.4093-1 5.9285-1
H, KJ/KG -365.05 -427.19
U, KJ/KG -472.73 -518.65
G, KJ/KG -3225.08 -2856.29
S, KJ/(KG)(K) 6.0718 6.0718
M, (1/n) 36.369 36.369
MW, MOL WT 35.822 35.822
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8856 0.8657
GAMMAs 1.3480 1.3589
SON VEL,M/SEC 381.0 352.5
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 484.8
CF 0.7271
Ivac, M/SEC 612.0
Isp, M/SEC 352.5
MASS FRACTIONS
*O2 0.87984 0.87984
UO3(c) 0.12016 0.12016
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 10.00000 %FUEL= 9.090909 R,EQ.RATIO= 0.020165 PHI,EQ.RATIO= 0.020165
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8744
P, BAR 1.0132 0.54057
T, K 412.66 348.97
RHO, KG/CU M 1.0609 0 6.6928-1
H, KJ/KG -368.74 -424.00
U, KJ/KG -464.25 -504.77
G, KJ/KG -2854.73 -2526.26
S, KJ/(KG)(K) 6.0243 6.0243
M, (1/n) 35.923 35.923
MW, MOL WT 35.437 35.437
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8760 0.8596
GAMMAs 1.3591 1.3685
SON VEL,M/SEC 360.3 332.5
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 455.4
CF 0.7301
Ivac, M/SEC 575.4
Isp, M/SEC 332.5
MASS FRACTIONS
*O2 0.89076 0.89076
UO3(c) 0.10924 0.10924
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 11.00000 %FUEL= 8.333333 R,EQ.RATIO= 0.018332 PHI,EQ.RATIO= 0.018332
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8786
P, BAR 1.0132 0.53936
T, K 363.90 306.70
RHO, KG/CU M 1.1908 0 7.5211-1
H, KJ/KG -371.81 -421.13
U, KJ/KG -456.89 -492.84
G, KJ/KG -2544.79 -2252.57
S, KJ/(KG)(K) 5.9714 5.9714
M, (1/n) 35.560 35.560
MW, MOL WT 35.122 35.122
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8689 0.8563
GAMMAs 1.3682 1.3756
SON VEL,M/SEC 341.2 314.1
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 428.9
CF 0.7322
Ivac, M/SEC 542.4
Isp, M/SEC 314.1
MASS FRACTIONS
*O2 0.89986 0.89986
UO3(c) 0.10014 0.10014
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 12.00000 %FUEL= 7.692308 R,EQ.RATIO= 0.016804 PHI,EQ.RATIO= 0.016804
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8815
P, BAR 1.0132 0.53853
T, K 322.61 271.24
RHO, KG/CU M 1.3319 0 8.4192-1
H, KJ/KG -374.41 -418.56
U, KJ/KG -450.49 -482.53
G, KJ/KG -2282.48 -2022.81
S, KJ/(KG)(K) 5.9145 5.9145
M, (1/n) 35.258 35.258
MW, MOL WT 34.861 34.861
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8643 0.8554
GAMMAs 1.3752 1.3806
SON VEL,M/SEC 323.5 297.2
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 405.0
CF 0.7338
Ivac, M/SEC 512.4
Isp, M/SEC 297.2
MASS FRACTIONS
*O2 0.90757 0.90757
UO3(c) 0.09243 0.09243
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 13.00000 %FUEL= 7.142857 R,EQ.RATIO= 0.015511 PHI,EQ.RATIO= 0.015511
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8835
P, BAR 1.0132 0.53797
T, K 287.26 241.11
RHO, KG/CU M 1.4849 0 9.3931-1
H, KJ/KG -376.64 -416.27
U, KJ/KG -444.87 -473.54
G, KJ/KG -2058.41 -1827.86
S, KJ/(KG)(K) 5.8545 5.8545
M, (1/n) 35.003 35.003
MW, MOL WT 34.639 34.639
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8620 0.8561
GAMMAs 1.3804 1.3840
SON VEL,M/SEC 306.9 281.5
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 383.1
CF 0.7348
Ivac, M/SEC 485.0
Isp, M/SEC 281.5
MASS FRACTIONS
*O2 0.91417 0.91417
UO3(c) 0.08583 0.08583
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 14.00000 %FUEL= 6.666667 R,EQ.RATIO= 0.014403 PHI,EQ.RATIO= 0.014403
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8849
P, BAR 1.0132 0.53756
T, K 256.72 215.22
RHO, KG/CU M 1.6513 0 1.0450 0
H, KJ/KG -378.57 -414.23
U, KJ/KG -439.93 -465.67
G, KJ/KG -1865.48 -1660.79
S, KJ/(KG)(K) 5.7920 5.7920
M, (1/n) 34.785 34.785
MW, MOL WT 34.450 34.450
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8615 0.8575
GAMMAs 1.3840 1.3865
SON VEL,M/SEC 291.4 267.1
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 363.1
CF 0.7356
Ivac, M/SEC 459.7
Isp, M/SEC 267.1
MASS FRACTIONS
*O2 0.91989 0.91989
UO3(c) 0.08011 0.08011
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THE TEMPERATURE= 0.1928E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 2(EQLBRM)
THE TEMPERATURE= 0.1927E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 2(EQLBRM)
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 15.00000 %FUEL= 6.250000 R,EQ.RATIO= 0.013443 PHI,EQ.RATIO= 0.013443
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8863
P, BAR 1.0132 0.53716
T, K 230.10 192.72
RHO, KG/CU M 1.8323 0 1.1598 0
H, KJ/KG -380.26 -412.42
U, KJ/KG -435.56 -458.73
G, KJ/KG -1698.14 -1516.22
S, KJ/(KG)(K) 5.7275 5.7275
M, (1/n) 34.597 34.597
MW, MOL WT 34.286 34.286
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8621 0.8585
GAMMAs 1.3865 1.3888
SON VEL,M/SEC 276.9 253.6
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 344.5
CF 0.7362
Ivac, M/SEC 436.2
Isp, M/SEC 253.6
MASS FRACTIONS
*O2 0.92490 0.92490
UO3(c) 0.07510 0.07510
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THE TEMPERATURE= 0.1730E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 2(EQLBRM)
THE TEMPERATURE= 0.1730E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 2(EQLBRM)
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 16.00000 %FUEL= 5.882353 R,EQ.RATIO= 0.012603 PHI,EQ.RATIO= 0.012603
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8884
P, BAR 1.0132 0.53656
T, K 206.72 172.95
RHO, KG/CU M 2.0299 0 1.2848 0
H, KJ/KG -381.75 -410.82
U, KJ/KG -431.67 -452.58
G, KJ/KG -1551.99 -1389.89
S, KJ/(KG)(K) 5.6610 5.6610
M, (1/n) 34.433 34.433
MW, MOL WT 34.142 34.142
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8631 0.8574
GAMMAs 1.3885 1.3921
SON VEL,M/SEC 263.3 241.1
MACH NUMBER 0.000 1.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000
CSTAR, M/SEC 327.1
CF 0.7372
Ivac, M/SEC 414.3
Isp, M/SEC 241.1
MASS FRACTIONS
*O2 0.92931 0.92931
UO3(c) 0.07069 0.07069
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THE TEMPERATURE= 0.1860E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 1(EQLBRM)
THE TEMPERATURE= 0.1555E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 2(EQLBRM)
CALCULATIONS STOPPED AFTER POINT 2(EQLBRM)
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 17.00000 %FUEL= 5.555556 R,EQ.RATIO= 0.011862 PHI,EQ.RATIO= 0.011862
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8873
P, BAR 1.0132 0.53687
T, K 186.02 155.48
RHO, KG/CU M 2.2462 0 1.4240 0
H, KJ/KG -383.08 -409.31
U, KJ/KG -428.18 -447.01
G, KJ/KG -1423.44 -1278.85
S, KJ/(KG)(K) 5.5927 5.5927
M, (1/n) 34.288 34.288
MW, MOL WT 34.016 34.016
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8631 0.8522
GAMMAs 1.3907 1.3977
SON VEL,M/SEC 250.5 229.6
MACH NUMBER 0.000 0.998
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 0.90225
CSTAR, M/SEC 310.6
CF 0.7374
Ivac, M/SEC 393.7
Isp, M/SEC 229.1
MASS FRACTIONS
*O2 0.93324 0.93324
UO3(c) 0.06676 0.06676
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THE TEMPERATURE= 0.1675E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 1(EQLBRM)
THE TEMPERATURE= 0.1397E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 2(EQLBRM)
CALCULATIONS STOPPED AFTER POINT 2(EQLBRM)
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 18.00000 %FUEL= 5.263158 R,EQ.RATIO= 0.011203 PHI,EQ.RATIO= 0.011203
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000 1.8895
P, BAR 1.0132 0.53626
T, K 167.54 139.70
RHO, KG/CU M 2.4847 0 1.5771 0
H, KJ/KG -384.26 -408.00
U, KJ/KG -425.04 -442.00
G, KJ/KG -1309.50 -1179.47
S, KJ/(KG)(K) 5.5225 5.5225
M, (1/n) 34.159 34.159
MW, MOL WT 33.903 33.903
(dLV/dLP)t -1.00000 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8607 0.8402
GAMMAs 1.3943 1.4079
SON VEL,M/SEC 238.5 218.8
MACH NUMBER 0.000 0.996
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 0.81464
CSTAR, M/SEC 294.9
CF 0.7389
Ivac, M/SEC 373.9
Isp, M/SEC 217.9
MASS FRACTIONS
*O2 0.93676 0.93676
UO3(c) 0.06324 0.06324
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THE TEMPERATURE= 0.1509E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 1(EQLBRM)
CALCULATIONS STOPPED AFTER POINT 1(EQLBRM)
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 19.00000 %FUEL= 5.000000 R,EQ.RATIO= 0.010613 PHI,EQ.RATIO= 0.010613
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000
P, BAR 1.0132
T, K 150.86
RHO, KG/CU M 2.7501 0
H, KJ/KG -385.33
U, KJ/KG -422.17
G, KJ/KG -1207.59
S, KJ/(KG)(K) 5.4505
M, (1/n) 34.044
MW, MOL WT 33.803
(dLV/dLP)t -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8537
GAMMAs 1.4007
SON VEL,M/SEC 227.2
MACH NUMBER 0.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At
CSTAR, M/SEC
CF
Ivac, M/SEC
Isp, M/SEC
MASS FRACTIONS
*O2 0.93992
UO3(c) 0.06008
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THE TEMPERATURE= 0.1356E+03 IS OUT OF RANGE FOR POINT 1(EQLBRM)
CALCULATIONS STOPPED AFTER POINT 1(EQLBRM)
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 14.7 PSIA
CASE = SOPHIE_01______
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL U 1.0000000 0.000 0.000
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 20.00000 %FUEL= 4.761905 R,EQ.RATIO= 0.010082 PHI,EQ.RATIO= 0.010082
CHAMBER THROAT
Pinf/P 1.0000
P, BAR 1.0132
T, K 135.62
RHO, KG/CU M 3.0498 0
H, KJ/KG -386.29
U, KJ/KG -419.52
G, KJ/KG -1115.44
S, KJ/(KG)(K) 5.3762
M, (1/n) 33.941
MW, MOL WT 33.712
(dLV/dLP)t -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 0.8390
GAMMAs 1.4124
SON VEL,M/SEC 216.6
MACH NUMBER 0.000
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At
CSTAR, M/SEC
CF
Ivac, M/SEC
Isp, M/SEC
MASS FRACTIONS
*O2 0.94278
UO3(c) 0.05722
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
: "Salzbrunn Rocket Werke"
