ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS OBTENIDOS POR TRES PROGRAMAS DE CÁLCULO DE MOTORES COHETE

PROBLEMA VOLUNTARIO 02 ANLISIS DE LOS RESULTADOS OBTENIDOS POR TRES

PROGRAMAS DE CLCULO DE MOTORES COHETE

Procederemos con el estudio de dos tipos de motores

cohete, uno de propulsante slido y otro de propulsante lquido, con tres programas de clculo de motores cohete

diferentes (CEA, GuiPep y RPA) y compararemos los resultados con los datos tcnicos obtenidos

ID Grupo _PA_ Autores del trabajo Participacin (%)

Horas

Pedro Javier Fernndez-Villa Alfrez 50 8

Juan de Torres Cabrera 50 8

TOTAL 16

ENCUESTA SOBRE EL TRABAJO REALIZADO Cuestin (marque una cruz en cada cuestin en la tabla de valoracin a la derecha)

1 BAJO NO

2

3

4

5 ALTO SI

Claridad en el planteamiento (trabajo a realizar, objetivos,..) x Inters suscitado. x Dificultad en la asimilacin de conceptos (teora, modelos, etc.). x Dificultad en la metodologa seguida (software, resolucin, etc.). x Considera que ha facilitado la comprensin de la asignatura? x Considera que ha contribuido a su formacin en esta materia? x El volumen de trabajo ha sido adecuado x Ha utilizado las tutoras (u otra forma de consulta)?. x El plazo de entrega ha sido adecuado. x Nivel global de satisfaccin. x

ANLISIS DE LOS RESULTADOS OBTENIDOS POR TRES PROGRAMAS DE CLCULO DE MOTORES

Pedro Javier Fernndez-Villa Alfrez y Juan de Torres Cabrera Procederemos con el estudio de dos tipos de motores

cohete, uno de propulsante slido y otro de propulsante lquido, con tres programas de clculo de motores cohete

diferentes (CEA, GuiPep y RPA) y compararemos los resultados con los datos tcnicos obtenidos

1 INTRODUCCIN

En este trabajo se va a modelizar el comportamiento terico de dos motores cohete, uno de propulsante slido y otro de propulsante lquido, mediante el uso de tres programas de clculo diferentes.

La realizacin de este trabajo tiene varios objetivos. En primer lugar, conocer una seleccin de la oferta de programas de clculo de motores cohete que existe y adquirir destreza en su manejo que contribuir a comprender la base terica de la materia. Los resultados obtenidos con cada herramienta de clculo sern comparados entre ellos para identificar posibles ventajas e inconvenientes de cada uno de los cdigos y poder utilizar as, el que mejor se ajuste a las necesidades del usuario en cada momento. En segundo lugar, al disponer de los datos reales del comportamiento de los motores cohete a estudio, se puede comprobar la validez de los modelos utilizados y establecer qu programa se aproxima ms a la realidad.

Los tres programas de clculo utilizados son: Chemical Equilibrium with Applications, CEA; Propellant Evaluation Program, PROPEP, en su versin con interfaz grfico GuiPep y, por ltimo, Rocket Propulsion Analysis, RPA.

- Chemical Equilibrium with Applications, CEA: Programa desarrollado por la NASA que calcula composiciones de equilibrio y propiedades de mezclas qumicas complejas. Entre sus aplicaciones est el clculo del comportamiento terico de un motor cohete, ya sea con una aproximacin de rea infinita (evolucin isentrpica) o finita para la cmara de combustin. Contiene una base de datos termodinmicos de ms de 2000 especies.

- GuiPep: Programa PROPEP fue creado por la empresa Martin Marietta (actual Lockheed Martin) y calcula el comportamiento terico de un motor cohete con las hiptesis principales de flujo cero-dimensional, combustin adiabtica y evolucin isentrpica en la tobera. GuiPep es la versin con interfaz grfico. Congelado su desarrollo en agosto de 2012.

- Rocket Propulsion Analysis, RPA: Herramienta de diseo para la prediccin del comportamiento de motores cohete. Cuenta con dos bases de datos termodinmicos. La primera es NASA Glenn Thermodynamic Database, utilizada tambin por el programa CEA, y la segunda es Gurvich Thermodynamic Database. Est escrito en lenguaje JAVA y tiene interfaz grfico.

Los motores cohete seleccionados para realizar el estudio son los presentados en el primer trabajo. El motor de propulsante slido es el montado en la primera etapa de lanzamiento del transbordador espacial estadounidense Space Shuttle, el SRB-Thiokol, y el motor de propulsante lquido elegido es el Rocketdyne RS-27 utilizado, entre otras misiones, en el vehculo espacial Delta 6000 series.

A continuacin se muestran unas tablas resumen con los principales datos de los dos motores cohete a analizar.

1.1 Motor cohete de propulsante slido SRB-Thiokol

Empuje A nivel del mar: 12,5 MN

Impulso especfico A nivel del mar: 269 s

Tiempo de propulsin 124 s

Propulsantes

16% Aluminio en polvo (fuel) 69,8% Perclorato de amonio (oxidante)

0,2% xido de hierro en polvo (catalizador) 12% PBAN (aglutinante)

2% Agente de curado Epoxy

Gasto msico 4000 kg/s

Presin de cmara 7 MPa

Temperatura de cmara 3480 K

Presin de salida 0,1 MPa

Relacin de reas 7,16:1

Velocidad caracterstica 1583 m/s

1.2 Motor cohete de propulsante lquido Rocketdyne RS-27

Empuje A nivel del mar: 735 kN

En vaco: 928 kN

Impulso especfico A nivel del mar: 257 s

En vaco: 294 s

Tiempo de propulsin 274 s

Propulsantes Oxidante/fuel: LOX/RP-1

Relacin oxidante/fuel: 2,245

Gasto msico LOX: 250 kg/s RP-1: 111 kg/s

Presin de cmara 39,71 bar

Relacin de contraccin de cmara 1,67:1

Relacin de reas 8:1

Velocidad caracterstica 1688 m/s

2 COMPARACIN RESULTADOS MOTOR COHETE SRB-THIOKOL

A continuacin se exponen los resultados de los parmetros ms representativos del comportamiento del motor cohete de propulsante slido SRB-Thiokol obtenidos por las tres herramientas de clculo presentadas anteriormente.

CEA GuiPep RPA

TC [K] 3548 3571 3547

C* [m/s] 1575 1576 1585

ISP sl [s] 263 263 264

ISP vac [s] 288 280 289

CE sl 1,64 1,64 1,64

CE vac 1,79 1,74 1,79

Ms 3,02 2,97 3,05

Se puede comprobar que los datos de salida obtenidos de los programas CEA y RPA son prcticamente idnticos. Como se coment en la introduccin, la base de datos termodinmicos utilizada en el programa RPA es la misma que en el programa CEA, desarrollada por ste ltimo, por lo que los productos de la combustin y sus propiedades coinciden, haciendo que los resultados finales sean casi iguales. Existen dos motivos para explicar las pequeas discrepancias observadas, sobre todo en el resultado de la velocidad caracterstica que difiere en mayor medida. El primer motivo es la forma de entrada de datos que ocasiona una diferencia en las composiciones de fuel y oxidante. El motor SRB adems del propulsante contiene agentes de curado Epoxy y catalizadores que no intervienen de forma directa en la reaccin pero que s contribuyen al porcentaje de peso. Mientras que el programa CEA escala automticamente el propulsante sobre la unidad, en el programa RPA el usuario lo introduce a mano y puede haber cierta diferencia. En segundo lugar, el programa RPA tiene en cuenta las partculas inicas en los productos de la combustin. Aunque son fracciones muy pequeas, stas hacen variar las propiedades del gas e influye en el resultado obtenido de la velocidad caracterstica.

Los resultados obtenidos con el programa GuiPep difieren de los dos comentados anteriormente y se alejan en mayor medida de los datos reales de comportamiento del motor. Esto radica en las composiciones de los productos de la combustin, como ya ocurra en el caso anterior en menor medida. La entrada de datos de este programa pide una cantidad en gramos de cada reactante. Este mtodo puede inducir a desviaciones respecto a los otros programas y por ello los resultados no son iguales ni las composiciones de los productos tampoco. Otro motivo que explicara el aumento considerable en la temperatura de cmara es que este programa tiende a sobreestimar el efecto del aluminio en la combustin. La presencia de aluminio inquemado en los productos de la combustin es menor comparada con los programas CEA y RPA, hecho que aumenta la temperatura de cmara.

2.1 Estudio de validez de los modelos con respecto a datos reales

Si se comparan ahora los resultados calculados por las herramientas de trabajo con los datos publicados por los fabricantes u obtenidos de la literatura, se puede establecer, en primera aproximacin, la validez de los modelos utilizados por los programas para el clculo del comportamiento de este tipo de motor cohete. El programa con menor error relativo entre datos y resultados es RPA. Teniendo en cuenta las observaciones del apartado anterior, el programa CEA tambin proporciona resultados muy buenos. Para este caso en concreto, el programa GuiPep ofrece comparativamente los resultados ms alejados de los datos recopilados. Se adjunta una tabla comparativa de los datos del motor cohete SRB-Thiokol, del programa RPA y el error relativo cometido en el clculo.

Datos RPA [%]

TC [K] 3480 3547 1,92

C* [m/s] 1583 1585 0,13

ISP sl [s] 269 264 1,86

ISP vac [s] - 289

CE sl 1,67 1,64 1,80

CE vac - 1,79

Ms 3,18 3,05 4,09

El error relativo de los clculos realizados est en torno al 2%. Unos resultados excelentes teniendo en cuenta el bajo tiempo de computacin necesario para desarrollar un modelo de prediseo de estas caractersticas.

Las hiptesis simplificativas adoptadas en los modelos son las responsables de este bajo tiempo de computacin pero a su vez lo son tambin de las desviaciones en los resultados.

- Flujo cero-dimensional - Velocidad nula en la cmara - Combustin adiabtica - Expansin isentrpica en la tobera - Mezcla homognea - Ley de gases ideales - Equilibrio trmico y dinmico con la fase condensada

El hecho de aproximar el rea de la cmara de combustin como infinita calculando las diferentes secciones con una evolucin isentrpica, sin prdidas, es el motivo de que la temperatura de la cmara obtenida sea mayor que la real. Adems, en el modelo de combustin de estos programas suelen aparecer en los productos, en mayor o menor medida, todas las especies disociadas, hecho que hace incrementar la temperatura de cmara. En un comportamiento real de combustin no es tal la disociacin de especies, ya que en los productos tambin hay partculas inquemadas.

3 COMPARACIN RESULTADOS MOTOR COHETE ROCKETDYNE RS-27

A continuacin se exponen los resultados de los parmetros ms representativos del comportamiento del motor cohete de propulsante lquido Rocketdyne RS-27, como ya se hiciera en el apartado anterior.

CEA GuiPep RPA

TC [K] 3480 3491 3480

C* [m/s] 1799 1819 1799

ISP sl [s] 281 281 280

ISP vac [s] 317 319 317

CE sl 1,53 1,51 1,53

CE vac 1,73 1,72 1,73

Ms 3,04 3,13 3,04

Al igual que en el estudio del motor cohete de propulsante slido, los resultados obtenidos de los programas CEA y RPA coinciden por completo. Como ya se coment se debe al uso de la misma base de datos termodinmicos. Pero, a diferencia del caso anterior, no existe desviacin alguna entre unos datos y otros ya que la relacin masa de oxidante/masa de combustible es fija y se introduce de la misma manera en ambos programas. Adems, el sistema de propulsin se compone de un nico oxidante y un nico reductor que vienen especificados convenientemente en la base de datos.

En cuanto al programa GuiPep, de nuevo se comprueba que el parmetro de temperatura de cmara as como la mayora de los parmetros a estudio, son ms elevados que los de los dos programas anteriores. El inconveniente encontrado en el primer estudio se repite en este; no se introduce directamente la relacin masa de oxidante/masa de combustible, sino que se introduce una masa en gramos para cada uno de los componentes. Esto supone que puede existir una ligera variacin entre los valores proporcionados por el usuario en uno y otro programa y puede condicionar los futuros resultados, ya que se obtendrn concentraciones de productos diferentes.

Si se analizan los dos valores de los impulsos especficos obtenidos de los tres programas se observa que la variacin entre ellos es prcticamente nula. La definicin clara de los reactantes demuestra que las diferencias entre los resultados se minimizan. Es decir, existen dos motivos por los que se crean las discrepancias entre las herramientas de clculo. El primero por una definicin deficiente de los datos de entrada (ya sea por parte del usuario o por la falta de claridad del interfaz) y la segunda, por variaciones en el mtodo de clculo o en las bases de datos en las que no es posible intervenir.

3.1 Estudio de validez de los modelos con respecto a datos reales

En este apartado se adjunta una tabla comparativa de los datos del motor cohete Rocketdyne RS-27, del programa RPA y el error relativo cometido en el clculo. Como se va a ver existe una diferencia muy grande entre los datos recopilados de la literatura con los obtenidos en los clculos de los programas. El hecho de que los resultados obtenidos de los tres programas sean muy similares indica que no se trata de un error en la entrada de datos. A continuacin se analizan las posibles causas de estas discrepancias tan elevadas.

Datos CEA [%]

TC [K] 3588 3480 3,01

C* [m/s] 1688 1799 6,58

ISP sl [s] 257 281 9,34

ISP vac [s] 294 317 7,82

CE sl 1,49 1,53 2,68

CE vac 1,47 1,73 17,69

Ms - 3,04 -

El error relativo generalizado en este estudio est muy por encima del 5% mientras que en el primero estaba en torno al 2%. La temperatura de cmara calculada resulta ser adems menor que el dato real, cosa que tampoco ocurra en el primer estudio y que se coment en apartados anteriores. Resulta evidente que existe algn fallo en el estudio y hay distintas causas posibles.

La primera posibilidad sera un fallo recurrente en la manipulacin de los tres programas de clculo. El error debera haberse cometido en los tres programas, ya que los resultados obtenidos no se diferencian mucho entre ellos.

La segunda posibilidad sera que el modelo utilizado por los programas de clculo no sea vlido. Habiendo comprobado que el modelo funciona correctamente para el caso del motor cohete de propulsante slido y teniendo en cuenta que el sistema de propulsin estudiado aqu RP-1/LOX es uno de los ms comunes de la industria, no parece razonable esta posibilidad.

La tercera posible causa del fallo, y la ms probable, puede ser que los datos recogidos de la literatura tengan algn error o no se correspondan completamente con la realidad. Puede ser que los datos con los que estamos comparando los resultados no sean correctos o que alguno de los datos introducidos en los programas como la presin de cmara, la relacin de reas de la tobera o la relacin masa de oxgeno/masa de combustible sean errneos.

A pesar del error relativo ms elevado en este segundo estudio, los resultados (aunque puede que errneos) dan una idea del orden de magnitud de los parmetros bsicos de funcionamiento de un motor cohete.

4 CONCLUSIONES

Una vez finalizados los estudios de dos tipos diferentes de motores cohete se puede concluir que los programas de clculo estudiados son herramientas muy tiles para la caracterizacin de muchos tipos de motores cohete en la etapa de prediseo. Son modelos de clculo con numerosas hiptesis simplificativas y una gran base de datos termodinmicos que permiten el estudio de sistemas de propulsin muy variados en tiempos muy cortos.

Los programas CEA y RPA son los dos que devuelven resultados ms ajustados a las caractersticas reales de los motores cohete a estudio. El programa RPA tiene la misma base de datos termodinmicos que el programa CEA (programa de la industria desarrollado por la NASA) con la diferencia de que est programado en JAVA. Se trata de un programa mucho ms intuitivo que facilita su manipulacin al usuario sin perder por ello precisin en el clculo.

El programa GuiPep es un programa muy antiguo que dej de desarrollarse en el ao 2012. Se trata de un programa obsoleto que crea dificultades a la hora de instalarlo, ya que slo es compatible con versiones de 32 bits y cuyos resultados, despus de realizar el estudio, parecen ser menos precisos que los de los programas anteriores.

REFERENCIAS

[1] Tizn, J.M. (2014). Motores Cohete. Apuntes y Transparencias

[2] G.P. Shutton and O. Blibarz, Rocket Propulsion Elements, John Wiley, 2001

[3] http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/

[4] http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/RP-1311-P2.pdf

[5] http://www.lekstutis.com/Artie/PEP/

[6] http://www.nakka-rocketry.net/th_prope.html

[7] http://www.propulsion-analysis.com/

[8] http://www.rocket-propulsion.info/resources/software/rpa/RPA_LiquidRocketEngineAnalysis.pdf

[9] http://openeering.wikispaces.com/Rocket+Engine+Analysis+Programs

ANEXO

A1 CEA_SRB

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

*****************************************************************************

prob case=SRB17587 ro equilibrium

! iac problem

p,bar 70

pip 70

reac

oxid PBAN wt%=12.27 t,k=298.15

oxid NH4CLO4(I) wt%=71.37 t,k=298.15

oxid AL(cr) wt%=16.36 t,k=298.15

insert C(gr)

insert AL2O3(L) AL2O3(a)

output short

output trace=1e-5

end

THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM

COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR

Pin = 1015.3 PSIA

CASE = SRB17587

REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP

(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K

PBAN 0.1227000 -63220.000 298.150

NH4CLO4(I) 0.7137000 -295767.000 298.150

AL(cr) 0.1636000 0.000 298.150

O/F= 0.00000 %FUEL=100.000000 R,EQ.RATIO= 1.566111 PHI,EQ.RATIO= 0.000000

CHAMBER THROAT EXIT

Pinf/P 1.0000 1.7300 70.000

P, BAR 70.000 40.462 1.0000

T, K 3548.34 3358.53 2316.24

RHO, KG/CU M 7.0040 0 4.3131 0 1.5923-1

H, KJ/KG -1874.26 -2405.15 -5205.64

U, KJ/KG -2873.69 -3343.26 -5833.68

G, KJ/KG -35055.8 -33811.7 -26865.4

S, KJ/(KG)(K) 9.3513 9.3513 9.3513

M, (1/n) 29.520 29.767 30.665

MW, MOL WT 27.269 27.414 28.058

(dLV/dLP)t -1.02288 -1.01809 -1.00225

(dLV/dLT)p 1.3900 1.3218 1.0540

Cp, KJ/(KG)(K) 3.9572 3.6266 2.1270

GAMMAs 1.1295 1.1318 1.1619

SON VEL,M/SEC 1062.5 1030.4 854.2

MACH NUMBER 0.000 1.000 3.022

PERFORMANCE PARAMETERS

Ae/At 1.0000 10.813

CSTAR, M/SEC 1575.0 1575.0

CF 0.6542 1.6388

Ivac, M/SEC 1940.8 2824.5

Isp, M/SEC 1030.4 2581.2

MOLE FRACTIONS

*AL 8.5795-5 4.1805-5 2.7617-8

ALCL 3.7390-3 2.4926-3 3.0267-5

ALCL2 3.9284-4 2.4549-4 2.2882-6

ALCL3 1.4187-4 1.0834-4 7.6566-6

ALH 2.0946-5 9.1581-6 3.7461-9

ALHCL 1.7760-5 8.0631-6 5.8799-9

ALHCL2 3.1340-5 1.8065-5 1.3582-7

*ALO 2.6060-4 1.2606-4 8.6251-8

ALOCL 5.7596-4 3.6958-4 3.4645-6

ALOH 4.4386-3 2.7586-3 2.1891-5

ALOHCL 8.5007-4 4.8569-4 2.5582-6

ALOHCL2 1.0486-3 7.4221-4 3.3384-5

AL(OH)2 3.6993-4 1.9293-4 5.7074-7

AL(OH)2CL 5.2094-4 3.3697-4 8.5821-6

AL(OH)3 2.1806-4 1.3398-4 2.6760-6

AL2O 3.6009-5 1.4196-5 1.1081-9

AL2O2 2.416 -5 9.197 -6 5.758-10

*CO 2.0492-1 2.0554-1 2.0388-1

*CO2 1.9929-2 2.0528-2 2.7522-2

*CL 1.5121-2 1.3289-2 2.4839-3

CLO 2.0116-5 1.1353-5 5.1502-8

CL2 3.8651-5 2.8321-5 1.5343-6

*H 3.5165-2 2.9962-2 4.9123-3

HALO2 3.0420-5 1.5768-5 2.7957-8

HCO 2.5801-5 1.4826-5 2.0672-7

HCL 1.4133-1 1.4713-1 1.6781-1

HOCL 1.6664-5 1.0349-5 1.5410-7

*H2 2.1586-1 2.1989-1 2.3742-1

H2O 1.7528-1 1.7699-1 1.8113-1

NH3 1.1176-5 7.3530-6 4.8594-7

*NO 1.1994-3 8.1339-4 1.9732-5

*N2 8.5882-2 8.6545-2 8.8998-2

*O 1.2699-3 8.1875-4 8.6463-6

*OH 1.4439-2 1.0990-2 6.8554-4

*O2 3.9564-4 2.5527-4 2.7491-6

AL2O3(a) 0.0000 0 0.0000 0 8.5006-2

AL2O3(L) 7.6231-2 7.9041-2 0.0000 0

* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K

NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS

A2 GuiPep_SRB

Code WEIGHT D-H DENS COMPOSITION

0 ALUMINUM (PURE CRYSTALINE) 0,160 0 0,00001 1 AL

0 AMMONIUM PERCHLORATE 0,710 -601 0,00001 1 CL 4 H 1 N 4 O

0 POLYBUTADIENE/ACRYLONITRILE CO 0,130 314 0,00001 653 C 854 H 19 O 72 N

POLYMER

THE PROPELLANT DENSITY IS 0,00001 LB/CU-IN OR 0,0003 GM/CC

THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 1,0000 GRAMS

NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS

0,035254 H

0,008475 C

0,006977 N

0,024417 O

0,005930 AL

0,006043 CL

**********************CHAMBER RESULTS FOLLOW **************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V

3571 5969 69,04 1015,00 -0,39 2,24 1,1716 0,034 2025,953

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL = 9,783 12,537

NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED = 0,034 0,003

8,054540e-003 H2 7,760295e-003 CO 6,037373e-003 H2O 5,125977e-003 HCl

3,463072e-003 N2 2,795992e-003 Al2O3* 1,380592e-003 H 7,120905e-004 CO2

5,794282e-004 Cl 5,093194e-004 HO 1,456626e-004 AlCl 7,019779e-005 AlOCl

5,010149e-005 O 4,924469e-005 AlCl2 4,894056e-005 NO 3,365294e-005 AlHO2

1,554420e-005 AlHO 1,469230e-005 O2 1,064452e-005 AlO 5,883180e-006 AlCl3

3,668562e-006 Al 1,427053e-006 Cl2 1,181620e-006 Al2O 1,012277e-006 CHO

7,518156e-007 OCl 6,013423e-007 AlH 5,812889e-007 COCl 5,776058e-007 HOCl

4,463051e-007 NH3 4,026313e-007 N 2,750852e-007 NH2 2,123151e-007 Al2O2

1,979249e-007 CNH 1,830669e-007 NH 1,828981e-007 HO2 1,790789e-007 AlO2

9,528974e-008 NHO 7,047861e-008 CH2O 2,613403e-008 CNHO 2,484734e-008 AlHO

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 27,118

***********************EXHAUST RESULTS FOLLOW ***************************


2328 3731 0,99 14,50 -1,19 2,24 1,1699 0,033 30,102



8,477317e-003 H2 7,519713e-003 CO 6,072693e-003 H2O 5,943213e-003 HCl

3,487914e-003 N2 2,662266e-003 Al2O3& 9,545108e-004 CO2 3,008278e-004 Al2O3*

1,872177e-004 H 9,390164e-005 Cl 2,290686e-005 HO 1,366619e-006 AlCl

1,112636e-006 AlOCl 8,058108e-007 NO 6,709242e-007 AlCl2 3,634377e-007 AlCl3

3,365309e-007 O 2,285515e-007 AlHO2 1,007900e-007 O2 7,857020e-008 AlHO

5,65804E-08 Cl2 5,65804E-08 Cl2


**********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE**********

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T

257,4 1,1773 3280 39,28 5116,2 9,49 0,1 0,15670 1883

264,8 1,1406 3356 39,79 5168,8 198,8 10,85 0,1 0,15831 2328

A3 CEA_RS-27

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

****************************************************************************

prob case=RS273074 ro equilibrium

! iac problem

o/f 2.245

p,bar 39.71

supar 8

reac

fuel RP-1 wt%=100. t,k=298.15

oxid O2(L) wt%=100. t,k=90.17

output short

output trace=1e-5

end

THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM

COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR

Pin = 575.9 PSIA

CASE = RS273074

REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP

(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K

FUEL RP-1 1.0000000 -24717.700 298.150

OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170

O/F= 2.24500 %FUEL= 30.816641 R,EQ.RATIO= 1.517001 PHI,EQ.RATIO= 1.517001

CHAMBER THROAT EXIT

Pinf/P 1.0000 1.7403 56.653

P, BAR 39.710 22.818 0.70093

T, K 3480.36 3278.94 2004.08

RHO, KG/CU M 3.0116 0 1.8586 0 9.6548-2

H, KJ/KG -825.62 -1530.76 -4908.36

U, KJ/KG -2144.20 -2758.47 -5634.35

G, KJ/KG -41950.0 -40275.1 -28588.9

S, KJ/(KG)(K) 11.8161 11.8161 11.8161

M, (1/n) 21.946 22.206 22.952

(dLV/dLP)t -1.02501 -1.01861 -1.00025

(dLV/dLT)p 1.4470 1.3530 1.0071

Cp, KJ/(KG)(K) 5.1626 4.6289 2.0753

GAMMAs 1.1476 1.1487 1.2147

SON VEL,M/SEC 1230.1 1187.6 939.1

MACH NUMBER 0.000 1.000 3.043

PERFORMANCE PARAMETERS

Ae/At 1.0000 8.0000

CSTAR, M/SEC 1799.2 1799.2

CF 0.6601 1.5882

Ivac, M/SEC 2221.4 3111.6

Isp, M/SEC 1187.6 2857.5

MOLE FRACTIONS

*CO 3.7659-1 3.7472-1 3.5057-1

*CO2 1.0726-1 1.1489-1 1.5550-1

COOH 1.0284-5 5.7399-6 2.3699-8

*H 3.2411-2 2.6293-2 8.0571-4

HCO 2.4106-5 1.3175-5 6.9098-8

HO2 2.278 -5 1.083 -5 3.121-10

*H2 1.3045-1 1.3129-1 1.6223-1

H2O 3.0653-1 3.1906-1 3.3070-1

*O 5.0058-3 3.0579-3 5.9626-7

*OH 3.7155-2 2.7765-2 1.8661-4

*O2 4.5278-3 2.8909-3 5.2344-7

* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K

NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS

A4 GuiPep_RS-27


0 RP-1 (RPL) 30,820 -361 0,00001 195 H 100 C

0 OXYGEN (LIQUID) 69,180 -97 0,00001 2 O




4,299973 H

2,205114 C

4,323750 O


0 RP-1 (RPL) 0,310 -361 0,00001 195 H 100 C

0 OXYGEN (LIQUID) 0,690 -97 0,00001 2 O




0,043251 H

0,022180 C

0,043125 O

**********************CHAMBER RESULTS FOLLOW *************************


3491 5825 39,18 576,00 -0,18 2,83 1,2235 0,046 854,487



1,736780e-002 CO 1,383259e-002 H2O 6,190541e-003 H2 4,810614e-003 CO2

1,641623e-003 HO 1,560024e-003 H 2,388517e-004 O 2,093281e-004 O2

1,48496E-06 HO2 1,48496E-06 HO2 1,48496E-06 HO2


************************EXHAUST RESULTS FOLLOW ***************************


2000 3140 0,69 10,15 -1,16 2,83 1,2302 0,044 15,754



1,552910e-002 CO 1,428776e-002 H2O 7,316525e-003 H2 6,650481e-003 CO2

3,505228e-005 H 6,977752e-006 HO 2,388561e-008 O 2,012437e-008 O2


**********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE**********

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T

279,9 1,2373 3121 21,84 5753,1 7,23 0,1 0,31051 1609

292,6 1,1453 3290 22,54 5966,8 227,6 7,93 0,1 0,32204 2000

ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS OBTENIDOS POR TRES PROGRAMAS DE CÁLCULO DE MOTORES COHETE

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