home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ Libris Britannia 4 / science library(b).zip / science library(b) / SCIENTIF / 1080.ZIP / SAMPLES.ARC / SAMPLEH2.F2 next >
Text File  |  1988-01-22  |  32KB  |  1,202 lines
  1.  
  2.                        H    H           FFFFF       
  3.                        H    H           F           
  4.                        HHHHHH    222    FFFF    222 
  5.                        H    H   2   2   F      2   2
  6.                        H    H       2   F          2
  7.                                 2222           2222 
  8.                                 2              2    
  9.                                 22222          22222
  10.  
  11.  
  12.  
  13.  
  14.                   HYDROGEN/FLUORINE ROCKET ENGINE ANALYSIS PROGRAM
  15.  
  16.                                     Version 1.01
  17.  
  18.                                  (c) December, 1987
  19.  
  20.                         Software Package by Kerry Hicks, MS
  21.  
  22.  
  23.  
  24.  
  25.  
  26.  
  27.  
  28.  
  29.                        Analysis of Rl10A-3-1 (Using Fluorine)
  30.  
  31.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:35:31
  32.  
  33.  
  34.  
  35. ENGINE SPECS:
  36. -------------
  37.  
  38. AREA OF NOZZLE THROAT 0.1889E+00 SQUARE FEET
  39. AREA OF NOZZLE EXIT 0.7558E+01 SQUARE FEET
  40. AREA RATIO:    40.01 : 1
  41. CHAMBER PRESSURE 0.2041E+02 ATM
  42. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  43.  
  44.  
  45. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  2994.9 Kelvin
  46.  
  47.  
  48.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  49.                             --------------------------
  50.  
  51. Temperature=2994.92 Kelvin
  52. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  53.  
  54. Diatomic Hydrogen           N=0.2707E+01    X=0.5411E+00
  55. Diatomic Fluorine           N=0.2363E-09    X=0.4724E-10
  56. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.3997E+00
  57. Monatomic Hydrogen          N=0.2958E+00    X=0.5912E-01
  58. Monatomic Fluorine          N=0.6125E-03    X=0.1224E-03
  59.  
  60.                       Total N=0.5003E+01
  61.                       Molecular Weight of Mixture=0.9148E+01
  62.                       Qin=+1.1417E+02 kcal
  63.                       Qout=+1.1414E+02 kcal
  64.                       Qnet=+2.9381E-02 kcal
  65.                       P=0.2041E+02 atm
  66.                       S=0.4772E+02 cal/(mole K)
  67.  
  68. Ratio of specific heats:   1.303
  69.  
  70.  
  71.  
  72.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  73.                               ------------------------
  74.  
  75. Average ratio of specific heats:   1.354
  76. Mass flow rate (mdot):  0.3283E+02 lbm/sec.
  77. Pressure at exit:  0.2331E-01 atm.  (0.3426E+00 psia)
  78. Temperature at exit:   509.45 Kelvin
  79. Exit velocity:  0.1364E+05 ft/sec.
  80.  
  81. Thrust at sea-level:   -1.7059E+03 lbf.
  82. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  83.  
  84. Thrust at 10,000 ft:   +3.2886E+03 lbf.
  85.  
  86. Thrust at 25,000 ft:   +8.3533E+03 lbf.
  87.  
  88. Thrust at 50,000 ft:   +1.2458E+04 lbf.
  89.  
  90. Thrust at 75,000 ft:   +1.3732E+04 lbf.
  91.  
  92. Thrust at 100,000 ft:  +1.4119E+04 lbf.
  93.  
  94. Thrust at 150,000 ft:  +1.4266E+04 lbf.
  95.  
  96. Thrust in a vacuum:    +1.4289E+04 lbf.
  97.  
  98.  
  99.  
  100.  
  101.  
  102.  
  103.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  104.                            -----------------------------
  105.  
  106.  
  107.  
  108.                       Study ABORTED on 01-22-1988 at 17:36:30
  109.  
  110.  
  111.  
  112.  
  113.  
  114.  
  115.  
  116.                         Analysis of OOS-AJ (Using Fluorine)
  117.  
  118.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:37:31
  119.  
  120.  
  121.  
  122. ENGINE SPECS:
  123. -------------
  124.  
  125. AREA OF NOZZLE THROAT 0.4590E-01 SQUARE FEET
  126. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1331E+02 SQUARE FEET
  127. AREA RATIO:   289.98 : 1
  128. CHAMBER PRESSURE 0.1225E+03 ATM
  129. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  130.  
  131.  
  132. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3304.1 Kelvin
  133.  
  134.  
  135.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  136.                             --------------------------
  137.  
  138. Temperature=3304.12 Kelvin
  139. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  140.  
  141. Diatomic Hydrogen           N=0.2091E+01    X=0.4724E+00
  142. Diatomic Fluorine           N=0.2494E-08    X=0.5633E-09
  143. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4515E+00
  144. Monatomic Hydrogen          N=0.3359E+00    X=0.7586E-01
  145. Monatomic Fluorine          N=0.1052E-02    X=0.2377E-03
  146.  
  147.                       Total N=0.4427E+01
  148.                       Molecular Weight of Mixture=0.1007E+02
  149.                       Qin=+1.1205E+02 kcal
  150.                       Qout=+1.1201E+02 kcal
  151.                       Qnet=+3.5362E-02 kcal
  152.                       P=0.1225E+03 atm
  153.                       S=0.4543E+02 cal/(mole K)
  154.  
  155. Ratio of specific heats:   1.301
  156.  
  157.  
  158.  
  159.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  160.                               ------------------------
  161.  
  162. Average ratio of specific heats:   1.356
  163. Mass flow rate (mdot):  0.4783E+02 lbm/sec.
  164. Pressure at exit:  0.8841E-02 atm.  (0.1299E+00 psia)
  165. Temperature at exit:   270.03 Kelvin
  166. Exit velocity:  0.1433E+05 ft/sec.
  167.  
  168. Thrust at sea-level:   -6.6055E+03 lbf.
  169. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  170.  
  171. Thrust at 10,000 ft:   +2.1901E+03 lbf.
  172.  
  173. Thrust at 25,000 ft:   +1.1109E+04 lbf.
  174.  
  175. Thrust at 50,000 ft:   +1.8338E+04 lbf.
  176.  
  177. Thrust at 75,000 ft:   +2.0582E+04 lbf.
  178.  
  179. Thrust at 100,000 ft:  +2.1263E+04 lbf.
  180.  
  181. Thrust at 150,000 ft:  +2.1522E+04 lbf.
  182.  
  183. Thrust in a vacuum:    +2.1561E+04 lbf.
  184.  
  185.  
  186.  
  187.  
  188.  
  189.  
  190.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  191.                            -----------------------------
  192.  
  193.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  194.  
  195.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:38:03
  196.  
  197.  
  198.  
  199.  
  200.  
  201.  
  202.  
  203.                         Analysis of ASE-PW (Using Fluorine)
  204.  
  205.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:38:51
  206.  
  207.  
  208.  
  209. ENGINE SPECS:
  210. -------------
  211.  
  212. AREA OF NOZZLE THROAT 0.3773E-01 SQUARE FEET
  213. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1509E+02 SQUARE FEET
  214. AREA RATIO:   399.95 : 1
  215. CHAMBER PRESSURE 0.1306E+03 ATM
  216. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  217.  
  218.  
  219. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3307.3 Kelvin
  220.  
  221.  
  222.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  223.                             --------------------------
  224.  
  225. Temperature=3307.33 Kelvin
  226. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  227.  
  228. Diatomic Hydrogen           N=0.2093E+01    X=0.4728E+00
  229. Diatomic Fluorine           N=0.2535E-08    X=0.5727E-09
  230. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4516E+00
  231. Monatomic Hydrogen          N=0.3336E+00    X=0.7537E-01
  232. Monatomic Fluorine          N=0.1031E-02    X=0.2328E-03
  233.  
  234.                       Total N=0.4426E+01
  235.                       Molecular Weight of Mixture=0.1007E+02
  236.                       Qin=+1.1216E+02 kcal
  237.                       Qout=+1.1213E+02 kcal
  238.                       Qnet=+3.2288E-02 kcal
  239.                       P=0.1306E+03 atm
  240.                       S=-.3220E+04 cal/(mole K)
  241.  
  242. Ratio of specific heats:   1.301
  243.  
  244.  
  245.  
  246.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  247.                               ------------------------
  248.  
  249. Average ratio of specific heats:   1.357
  250. Mass flow rate (mdot):  0.4191E+02 lbm/sec.
  251. Pressure at exit:  0.6037E-02 atm.  (0.8872E-01 psia)
  252. Temperature at exit:   239.80 Kelvin
  253. Exit velocity:  0.1440E+05 ft/sec.
  254.  
  255. Thrust at sea-level:   -1.2977E+04 lbf.
  256. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  257.  
  258. Thrust at 10,000 ft:   -3.0056E+03 lbf.
  259. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  260.  
  261. Thrust at 25,000 ft:   +7.1062E+03 lbf.
  262.  
  263. Thrust at 50,000 ft:   +1.5302E+04 lbf.
  264.  
  265. Thrust at 75,000 ft:   +1.7846E+04 lbf.
  266.  
  267. Thrust at 100,000 ft:  +1.8618E+04 lbf.
  268.  
  269. Thrust at 150,000 ft:  +1.8911E+04 lbf.
  270.  
  271. Thrust in a vacuum:    +1.8956E+04 lbf.
  272.  
  273.  
  274.  
  275.  
  276.  
  277.  
  278.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  279.                            -----------------------------
  280.  
  281.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  282.  
  283.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:39:20
  284.  
  285.  
  286.  
  287.  
  288.  
  289.  
  290.  
  291.                          Analysis of AMPT (Using Fluorine)
  292.  
  293.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:39:48
  294.  
  295.  
  296.  
  297. ENGINE SPECS:
  298. -------------
  299.  
  300. AREA OF NOZZLE THROAT 0.9083E-01 SQUARE FEET
  301. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1817E+02 SQUARE FEET
  302. AREA RATIO:   200.04 : 1
  303. CHAMBER PRESSURE 0.6805E+02 ATM
  304. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.500 :   1.000
  305.  
  306.  
  307. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3163.3 Kelvin
  308.  
  309.  
  310.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  311.                             --------------------------
  312.  
  313. Temperature=3163.27 Kelvin
  314. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  315.  
  316. Diatomic Hydrogen           N=0.2376E+01    X=0.5070E+00
  317. Diatomic Fluorine           N=0.8639E-09    X=0.1844E-09
  318. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4266E+00
  319. Monatomic Hydrogen          N=0.3104E+00    X=0.6623E-01
  320. Monatomic Fluorine          N=0.7453E-03    X=0.1590E-03
  321.  
  322.                       Total N=0.4686E+01
  323.                       Molecular Weight of Mixture=0.9627E+01
  324.                       Qin=+1.1339E+02 kcal
  325.                       Qout=+1.1337E+02 kcal
  326.                       Qnet=+2.0889E-02 kcal
  327.                       P=0.6805E+02 atm
  328.                       S=-.2698E+04 cal/(mole K)
  329.  
  330. Ratio of specific heats:   1.301
  331.  
  332.  
  333.  
  334.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  335.                               ------------------------
  336.  
  337. Average ratio of specific heats:   1.355
  338. Mass flow rate (mdot):  0.5255E+02 lbm/sec.
  339. Pressure at exit:  0.8230E-02 atm.  (0.1209E+00 psia)
  340. Temperature at exit:   297.13 Kelvin
  341. Exit velocity:  0.1426E+05 ft/sec.
  342.  
  343. Thrust at sea-level:   -1.4850E+04 lbf.
  344. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  345.  
  346. Thrust at 10,000 ft:   -2.8426E+03 lbf.
  347. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  348.  
  349. Thrust at 25,000 ft:   +9.3331E+03 lbf.
  350.  
  351. Thrust at 50,000 ft:   +1.9201E+04 lbf.
  352.  
  353. Thrust at 75,000 ft:   +2.2265E+04 lbf.
  354.  
  355. Thrust at 100,000 ft:  +2.3195E+04 lbf.
  356.  
  357. Thrust at 150,000 ft:  +2.3547E+04 lbf.
  358.  
  359. Thrust in a vacuum:    +2.3602E+04 lbf.
  360.  
  361.  
  362.  
  363.  
  364.  
  365.  
  366.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  367.                            -----------------------------
  368.  
  369.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  370.  
  371.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:41:08
  372.  
  373.  
  374.  
  375.  
  376.  
  377.  
  378.  
  379.                         Analysis of OOS-PW (Using Fluorine)
  380.  
  381.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:41:50
  382.  
  383.  
  384.  
  385. ENGINE SPECS:
  386. -------------
  387.  
  388. AREA OF NOZZLE THROAT 0.4589E-01 SQUARE FEET
  389. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1147E+02 SQUARE FEET
  390. AREA RATIO:   249.95 : 1
  391. CHAMBER PRESSURE 0.1293E+03 ATM
  392. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  393.  
  394.  
  395. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3306.8 Kelvin
  396.  
  397.  
  398.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  399.                             --------------------------
  400.  
  401. Temperature=3306.83 Kelvin
  402. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  403.  
  404. Diatomic Hydrogen           N=0.2092E+01    X=0.4727E+00
  405. Diatomic Fluorine           N=0.2528E-08    X=0.5712E-09
  406. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4516E+00
  407. Monatomic Hydrogen          N=0.3340E+00    X=0.7545E-01
  408. Monatomic Fluorine          N=0.1034E-02    X=0.2336E-03
  409.  
  410.                       Total N=0.4426E+01
  411.                       Molecular Weight of Mixture=0.1007E+02
  412.                       Qin=+1.1215E+02 kcal
  413.                       Qout=+1.1211E+02 kcal
  414.                       Qnet=+3.2379E-02 kcal
  415.                       P=0.1293E+03 atm
  416.                       S=-.3360E+04 cal/(mole K)
  417.  
  418. Ratio of specific heats:   1.301
  419.  
  420.  
  421.  
  422.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  423.                               ------------------------
  424.  
  425. Average ratio of specific heats:   1.356
  426. Mass flow rate (mdot):  0.5046E+02 lbm/sec.
  427. Pressure at exit:  0.1147E-01 atm.  (0.1686E+00 psia)
  428. Temperature at exit:   285.72 Kelvin
  429. Exit velocity:  0.1431E+05 ft/sec.
  430.  
  431. Thrust at sea-level:   -1.5564E+03 lbf.
  432. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  433.  
  434. Thrust at 10,000 ft:   +6.0233E+03 lbf.
  435.  
  436. Thrust at 25,000 ft:   +1.3709E+04 lbf.
  437.  
  438. Thrust at 50,000 ft:   +1.9939E+04 lbf.
  439.  
  440. Thrust at 75,000 ft:   +2.1873E+04 lbf.
  441.  
  442. Thrust at 100,000 ft:  +2.2460E+04 lbf.
  443.  
  444. Thrust at 150,000 ft:  +2.2682E+04 lbf.
  445.  
  446. Thrust in a vacuum:    +2.2717E+04 lbf.
  447.  
  448.  
  449.  
  450.  
  451.  
  452.  
  453.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  454.                            -----------------------------
  455.  
  456.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  457.  
  458.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:42:18
  459.  
  460.  
  461.  
  462.  
  463.  
  464.  
  465.  
  466.                      Analysis of SSME (mod.1) (Using Fluorine)
  467.  
  468.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:43:03
  469.  
  470.  
  471.  
  472. ENGINE SPECS:
  473. -------------
  474.  
  475. AREA OF NOZZLE THROAT 0.5792E+00 SQUARE FEET
  476. AREA OF NOZZLE EXIT 0.4487E+02 SQUARE FEET
  477. AREA RATIO:    77.47 : 1
  478. CHAMBER PRESSURE 0.2049E+03 ATM
  479. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.021 :   1.000
  480.  
  481.  
  482. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3334.9 Kelvin
  483.  
  484.  
  485.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  486.                             --------------------------
  487.  
  488. Temperature=3334.91 Kelvin
  489. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  490.  
  491. Diatomic Hydrogen           N=0.2089E+01    X=0.4738E+00
  492. Diatomic Fluorine           N=0.2953E-08    X=0.6700E-09
  493. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4535E+00
  494. Monatomic Hydrogen          N=0.3196E+00    X=0.7250E-01
  495. Monatomic Fluorine          N=0.9091E-03    X=0.2062E-03
  496.  
  497.                       Total N=0.4408E+01
  498.                       Molecular Weight of Mixture=0.1010E+02
  499.                       Qin=+1.1289E+02 kcal
  500.                       Qout=+1.1287E+02 kcal
  501.                       Qnet=+1.4984E-02 kcal
  502.                       P=0.2049E+03 atm
  503.                       S=-.3595E+04 cal/(mole K)
  504.  
  505. Ratio of specific heats:   1.300
  506.  
  507.  
  508.  
  509.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  510.                               ------------------------
  511.  
  512. Average ratio of specific heats:   1.354
  513. Mass flow rate (mdot):  0.1006E+04 lbm/sec.
  514. Pressure at exit:  0.9286E-01 atm.  (0.1365E+01 psia)
  515. Temperature at exit:   445.31 Kelvin
  516. Exit velocity:  0.1399E+05 ft/sec.
  517.  
  518. Thrust at sea-level:   +3.5152E+05 lbf.
  519.  
  520. Thrust at 10,000 ft:   +3.8117E+05 lbf.
  521.  
  522. Thrust at 25,000 ft:   +4.1124E+05 lbf.
  523.  
  524. Thrust at 50,000 ft:   +4.3560E+05 lbf.
  525.  
  526. Thrust at 75,000 ft:   +4.4317E+05 lbf.
  527.  
  528. Thrust at 100,000 ft:  +4.4547E+05 lbf.
  529.  
  530. Thrust at 150,000 ft:  +4.4634E+05 lbf.
  531.  
  532. Thrust in a vacuum:    +4.4647E+05 lbf.
  533.  
  534.  
  535.  
  536.  
  537.  
  538.  
  539.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  540.                            -----------------------------
  541.  
  542.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  543.  
  544.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:43:55
  545.  
  546.  
  547.  
  548.  
  549.  
  550.  
  551.  
  552.                      Analysis of SSME (mod. 2) (Using Fluorine)
  553.  
  554.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:44:42
  555.  
  556.  
  557.  
  558. ENGINE SPECS:
  559. -------------
  560.  
  561. AREA OF NOZZLE THROAT 0.5749E+00 SQUARE FEET
  562. AREA OF NOZZLE EXIT 0.4456E+02 SQUARE FEET
  563. AREA RATIO:    77.51 : 1
  564. CHAMBER PRESSURE 0.2021E+03 ATM
  565. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  566.  
  567.  
  568. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3329.7 Kelvin
  569.  
  570.  
  571.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  572.                             --------------------------
  573.  
  574. Temperature=3329.69 Kelvin
  575. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  576.  
  577. Diatomic Hydrogen           N=0.2100E+01    X=0.4753E+00
  578. Diatomic Fluorine           N=0.2853E-08    X=0.6456E-09
  579. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4525E+00
  580. Monatomic Hydrogen          N=0.3183E+00    X=0.7205E-01
  581. Monatomic Fluorine          N=0.8963E-03    X=0.2029E-03
  582.  
  583.                       Total N=0.4418E+01
  584.                       Molecular Weight of Mixture=0.1009E+02
  585.                       Qin=+1.1296E+02 kcal
  586.                       Qout=+1.1294E+02 kcal
  587.                       Qnet=+1.9424E-02 kcal
  588.                       P=0.2021E+03 atm
  589.                       S=-.3572E+04 cal/(mole K)
  590.  
  591. Ratio of specific heats:   1.300
  592.  
  593.  
  594.  
  595.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  596.                               ------------------------
  597.  
  598. Average ratio of specific heats:   1.354
  599. Mass flow rate (mdot):  0.9851E+03 lbm/sec.
  600. Pressure at exit:  0.9154E-01 atm.  (0.1345E+01 psia)
  601. Temperature at exit:   444.62 Kelvin
  602. Exit velocity:  0.1399E+05 ft/sec.
  603.  
  604. Thrust at sea-level:   +3.4281E+05 lbf.
  605.  
  606. Thrust at 10,000 ft:   +3.7226E+05 lbf.
  607.  
  608. Thrust at 25,000 ft:   +4.0212E+05 lbf.
  609.  
  610. Thrust at 50,000 ft:   +4.2632E+05 lbf.
  611.  
  612. Thrust at 75,000 ft:   +4.3383E+05 lbf.
  613.  
  614. Thrust at 100,000 ft:  +4.3612E+05 lbf.
  615.  
  616. Thrust at 150,000 ft:  +4.3698E+05 lbf.
  617.  
  618. Thrust in a vacuum:    +4.3711E+05 lbf.
  619.  
  620.  
  621.  
  622.  
  623.  
  624.  
  625.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  626.                            -----------------------------
  627.  
  628.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  629.  
  630.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:45:10
  631.  
  632.  
  633.  
  634.  
  635.  
  636.  
  637.  
  638.                          Analysis of J-2 (Using Fluorine)
  639.  
  640.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:45:47
  641.  
  642.  
  643.  
  644. ENGINE SPECS:
  645. -------------
  646.  
  647. AREA OF NOZZLE THROAT 0.1178E+01 SQUARE FEET
  648. AREA OF NOZZLE EXIT 0.3239E+02 SQUARE FEET
  649. AREA RATIO:    27.50 : 1
  650. CHAMBER PRESSURE 0.5308E+02 ATM
  651. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.500 :   1.000
  652.  
  653.  
  654. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3151.4 Kelvin
  655.  
  656.  
  657.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  658.                             --------------------------
  659.  
  660. Temperature=3151.44 Kelvin
  661. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  662.  
  663. Diatomic Hydrogen           N=0.2371E+01    X=0.5055E+00
  664. Diatomic Fluorine           N=0.7983E-09    X=0.1702E-09
  665. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4262E+00
  666. Monatomic Hydrogen          N=0.3193E+00    X=0.6807E-01
  667. Monatomic Fluorine          N=0.8017E-03    X=0.1709E-03
  668.  
  669.                       Total N=0.4690E+01
  670.                       Molecular Weight of Mixture=0.9618E+01
  671.                       Qin=+1.1293E+02 kcal
  672.                       Qout=+1.1290E+02 kcal
  673.                       Qnet=+2.9762E-02 kcal
  674.                       P=0.5308E+02 atm
  675.                       S=-.2485E+04 cal/(mole K)
  676.  
  677. Ratio of specific heats:   1.302
  678.  
  679.  
  680.  
  681.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  682.                               ------------------------
  683.  
  684. Average ratio of specific heats:   1.352
  685. Mass flow rate (mdot):  0.5319E+03 lbm/sec.
  686. Pressure at exit:  0.1035E+00 atm.  (0.1520E+01 psia)
  687. Temperature at exit:   619.84 Kelvin
  688. Exit velocity:  0.1345E+05 ft/sec.
  689.  
  690. Thrust at sea-level:   +1.6087E+05 lbf.
  691.  
  692. Thrust at 10,000 ft:   +1.8227E+05 lbf.
  693.  
  694. Thrust at 25,000 ft:   +2.0398E+05 lbf.
  695.  
  696. Thrust at 50,000 ft:   +2.2157E+05 lbf.
  697.  
  698. Thrust at 75,000 ft:   +2.2703E+05 lbf.
  699.  
  700. Thrust at 100,000 ft:  +2.2869E+05 lbf.
  701.  
  702. Thrust at 150,000 ft:  +2.2932E+05 lbf.
  703.  
  704. Thrust in a vacuum:    +2.2941E+05 lbf.
  705.  
  706.  
  707.  
  708.  
  709.  
  710.  
  711.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  712.                            -----------------------------
  713.  
  714.  
  715.  
  716.                       Study ABORTED on 01-22-1988 at 17:46:49
  717.  
  718.  
  719.  
  720.  
  721.  
  722.  
  723.  
  724.                          Analysis of J-2S (Using Fluorine)
  725.  
  726.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:47:16
  727.  
  728.  
  729.  
  730. ENGINE SPECS:
  731. -------------
  732.  
  733. AREA OF NOZZLE THROAT 0.8118E+00 SQUARE FEET
  734. AREA OF NOZZLE EXIT 0.3216E+02 SQUARE FEET
  735. AREA RATIO:    39.62 : 1
  736. CHAMBER PRESSURE 0.8165E+02 ATM
  737. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.500 :   1.000
  738.  
  739.  
  740. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3172.2 Kelvin
  741.  
  742.  
  743.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  744.                             --------------------------
  745.  
  746. Temperature=3172.18 Kelvin
  747. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  748.  
  749. Diatomic Hydrogen           N=0.2379E+01    X=0.5080E+00
  750. Diatomic Fluorine           N=0.9199E-09    X=0.1964E-09
  751. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.4269E+00
  752. Monatomic Hydrogen          N=0.3040E+00    X=0.6492E-01
  753. Monatomic Fluorine          N=0.7083E-03    X=0.1512E-03
  754.  
  755.                       Total N=0.4683E+01
  756.                       Molecular Weight of Mixture=0.9633E+01
  757.                       Qin=+1.1373E+02 kcal
  758.                       Qout=+1.1370E+02 kcal
  759.                       Qnet=+3.4874E-02 kcal
  760.                       P=0.8165E+02 atm
  761.                       S=0.4577E+02 cal/(mole K)
  762.  
  763. Ratio of specific heats:   1.301
  764.  
  765.  
  766.  
  767.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  768.                               ------------------------
  769.  
  770. Average ratio of specific heats:   1.353
  771. Mass flow rate (mdot):  0.5625E+03 lbm/sec.
  772. Pressure at exit:  0.9492E-01 atm.  (0.1395E+01 psia)
  773. Temperature at exit:   544.05 Kelvin
  774. Exit velocity:  0.1368E+05 ft/sec.
  775.  
  776. Thrust at sea-level:   +1.7762E+05 lbf.
  777.  
  778. Thrust at 10,000 ft:   +1.9888E+05 lbf.
  779.  
  780. Thrust at 25,000 ft:   +2.2043E+05 lbf.
  781.  
  782. Thrust at 50,000 ft:   +2.3789E+05 lbf.
  783.  
  784. Thrust at 75,000 ft:   +2.4331E+05 lbf.
  785.  
  786. Thrust at 100,000 ft:  +2.4496E+05 lbf.
  787.  
  788. Thrust at 150,000 ft:  +2.4558E+05 lbf.
  789.  
  790. Thrust in a vacuum:    +2.4568E+05 lbf.
  791.  
  792.  
  793.  
  794.  
  795.  
  796.  
  797.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  798.                            -----------------------------
  799.  
  800.  
  801.  
  802.                       Study ABORTED on 01-22-1988 at 17:48:15
  803.  
  804.  
  805.  
  806.  
  807.  
  808.  
  809.  
  810.                        Analysis of RL10A-3-3 (Using Fluorine)
  811.  
  812.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:48:44
  813.  
  814.  
  815.  
  816. ENGINE SPECS:
  817. -------------
  818.  
  819. AREA OF NOZZLE THROAT 0.1400E+00 SQUARE FEET
  820. AREA OF NOZZLE EXIT 0.7994E+01 SQUARE FEET
  821. AREA RATIO:    57.10 : 1
  822. CHAMBER PRESSURE 0.2722E+02 ATM
  823. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  824.  
  825.  
  826. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3006.5 Kelvin
  827.  
  828.  
  829.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  830.                             --------------------------
  831.  
  832. Temperature=3006.49 Kelvin
  833. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  834.  
  835. Diatomic Hydrogen           N=0.2713E+01    X=0.5428E+00
  836. Diatomic Fluorine           N=0.2567E-09    X=0.5135E-10
  837. Hydrogen Fluoride           N=0.1999E+01    X=0.3999E+00
  838. Monatomic Hydrogen          N=0.2859E+00    X=0.5718E-01
  839. Monatomic Fluorine          N=0.5598E-03    X=0.1120E-03
  840.  
  841.                       Total N=0.4999E+01
  842.                       Molecular Weight of Mixture=0.9155E+01
  843.                       Qin=+1.1466E+02 kcal
  844.                       Qout=+1.1466E+02 kcal
  845.                       Qnet=-3.5858E-04 kcal
  846.                       P=0.2722E+02 atm
  847.                       S=0.4716E+02 cal/(mole K)
  848.  
  849. Ratio of specific heats:   1.302
  850.  
  851.  
  852.  
  853.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  854.                               ------------------------
  855.  
  856. Average ratio of specific heats:   1.354
  857. Mass flow rate (mdot):  0.3240E+02 lbm/sec.
  858. Pressure at exit:  0.1887E-01 atm.  (0.2774E+00 psia)
  859. Temperature at exit:   448.51 Kelvin
  860. Exit velocity:  0.1383E+05 ft/sec.
  861.  
  862. Thrust at sea-level:   -2.6730E+03 lbf.
  863. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  864.  
  865. Thrust at 10,000 ft:   +2.6096E+03 lbf.
  866.  
  867. Thrust at 25,000 ft:   +7.9664E+03 lbf.
  868.  
  869. Thrust at 50,000 ft:   +1.2308E+04 lbf.
  870.  
  871. Thrust at 75,000 ft:   +1.3656E+04 lbf.
  872.  
  873. Thrust at 100,000 ft:  +1.4065E+04 lbf.
  874.  
  875. Thrust at 150,000 ft:  +1.4220E+04 lbf.
  876.  
  877. Thrust in a vacuum:    +1.4244E+04 lbf.
  878.  
  879.  
  880.  
  881.  
  882.  
  883.  
  884.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  885.                            -----------------------------
  886.  
  887.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  888.  
  889.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:49:01
  890.  
  891.  
  892.  
  893.  
  894.  
  895.  
  896.  
  897.  
  898.              Analysis of XLR129-P-1 (skirt contracted) (Using Fluorine)
  899.  
  900.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:50:19
  901.  
  902.  
  903.  
  904. ENGINE SPECS:
  905. -------------
  906.  
  907. AREA OF NOZZLE THROAT 0.3203E+00 SQUARE FEET
  908. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1121E+02 SQUARE FEET
  909. AREA RATIO:    35.00 : 1
  910. CHAMBER PRESSURE 0.1864E+03 ATM
  911. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  912.  
  913.  
  914. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3085.0 Kelvin
  915.  
  916.  
  917.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  918.                             --------------------------
  919.  
  920. Temperature=3084.97 Kelvin
  921. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  922.  
  923. Diatomic Hydrogen           N=0.2743E+01    X=0.5520E+00
  924. Diatomic Fluorine           N=0.4426E-09    X=0.8907E-10
  925. Hydrogen Fluoride           N=0.2000E+01    X=0.4025E+00
  926. Monatomic Hydrogen          N=0.2258E+00    X=0.4545E-01
  927. Monatomic Fluorine          N=0.3056E-03    X=0.6150E-04
  928.  
  929.                       Total N=0.4968E+01
  930.                       Molecular Weight of Mixture=0.9212E+01
  931.                       Qin=+1.1784E+02 kcal
  932.                       Qout=+1.1781E+02 kcal
  933.                       Qnet=+3.4767E-02 kcal
  934.                       P=0.1864E+03 atm
  935.                       S=-.3937E+04 cal/(mole K)
  936.  
  937. Ratio of specific heats:   1.299
  938.  
  939.  
  940.  
  941.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  942.                               ------------------------
  943.  
  944. Average ratio of specific heats:   1.350
  945. Mass flow rate (mdot):  0.5021E+03 lbm/sec.
  946. Pressure at exit:  0.2607E+00 atm.  (0.3831E+01 psia)
  947. Temperature at exit:   560.89 Kelvin
  948. Exit velocity:  0.1375E+05 ft/sec.
  949.  
  950. Thrust at sea-level:   +1.9707E+05 lbf.
  951.  
  952. Thrust at 10,000 ft:   +2.0448E+05 lbf.
  953.  
  954. Thrust at 25,000 ft:   +2.1199E+05 lbf.
  955.  
  956. Thrust at 50,000 ft:   +2.1808E+05 lbf.
  957.  
  958. Thrust at 75,000 ft:   +2.1997E+05 lbf.
  959.  
  960. Thrust at 100,000 ft:  +2.2054E+05 lbf.
  961.  
  962. Thrust at 150,000 ft:  +2.2076E+05 lbf.
  963.  
  964. Thrust in a vacuum:    +2.2079E+05 lbf.
  965.  
  966.  
  967.  
  968.  
  969.  
  970.  
  971.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  972.                            -----------------------------
  973.  
  974.  
  975.  
  976.                       Study ABORTED on 01-22-1988 at 17:51:19
  977.  
  978.  
  979.  
  980.  
  981.  
  982.  
  983.  
  984.              Analysis of XLR129-P-1 (skirt extended) (Using Fluorine)
  985.  
  986.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:51:57
  987.  
  988.  
  989.  
  990. ENGINE SPECS:
  991. -------------
  992.  
  993. AREA OF NOZZLE THROAT 0.3203E+00 SQUARE FEET
  994. AREA OF NOZZLE EXIT 0.2402E+02 SQUARE FEET
  995. AREA RATIO:    74.99 : 1
  996. CHAMBER PRESSURE 0.1864E+03 ATM
  997. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  998.  
  999.  
  1000. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3085.0 Kelvin
  1001.  
  1002.  
  1003.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  1004.                             --------------------------
  1005.  
  1006. Temperature=3084.97 Kelvin
  1007. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1008.  
  1009. Diatomic Hydrogen           N=0.2743E+01    X=0.5520E+00
  1010. Diatomic Fluorine           N=0.4426E-09    X=0.8907E-10
  1011. Hydrogen Fluoride           N=0.2000E+01    X=0.4025E+00
  1012. Monatomic Hydrogen          N=0.2258E+00    X=0.4545E-01
  1013. Monatomic Fluorine          N=0.3056E-03    X=0.6150E-04
  1014.  
  1015.                       Total N=0.4968E+01
  1016.                       Molecular Weight of Mixture=0.9212E+01
  1017.                       Qin=+1.1784E+02 kcal
  1018.                       Qout=+1.1781E+02 kcal
  1019.                       Qnet=+3.4767E-02 kcal
  1020.                       P=0.1864E+03 atm
  1021.                       S=0.4370E+02 cal/(mole K)
  1022.  
  1023. Ratio of specific heats:   1.299
  1024.  
  1025.  
  1026.  
  1027.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  1028.                               ------------------------
  1029.  
  1030. Average ratio of specific heats:   1.352
  1031. Mass flow rate (mdot):  0.5023E+03 lbm/sec.
  1032. Pressure at exit:  0.8933E-01 atm.  (0.1313E+01 psia)
  1033. Temperature at exit:   422.16 Kelvin
  1034. Exit velocity:  0.1410E+05 ft/sec.
  1035.  
  1036. Thrust at sea-level:   +1.7387E+05 lbf.
  1037.  
  1038. Thrust at 10,000 ft:   +1.8975E+05 lbf.
  1039.  
  1040. Thrust at 25,000 ft:   +2.0584E+05 lbf.
  1041.  
  1042. Thrust at 50,000 ft:   +2.1889E+05 lbf.
  1043.  
  1044. Thrust at 75,000 ft:   +2.2294E+05 lbf.
  1045.  
  1046. Thrust at 100,000 ft:  +2.2417E+05 lbf.
  1047.  
  1048. Thrust at 150,000 ft:  +2.2463E+05 lbf.
  1049.  
  1050. Thrust in a vacuum:    +2.2470E+05 lbf.
  1051.  
  1052.  
  1053.  
  1054.  
  1055.  
  1056.  
  1057.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  1058.                            -----------------------------
  1059.  
  1060.                Numerical Difficulties Encountered -- Not Calculated.
  1061.  
  1062.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:52:20
  1063.  
  1064.  
  1065.  
  1066.  
  1067.  
  1068.  
  1069.  
  1070.                          Analysis of SUZEQ Fluorine Engine
  1071.  
  1072.                      Study Initiated on 01-22-1988 at 17:56:33
  1073.  
  1074.  
  1075.  
  1076. ENGINE SPECS:
  1077. -------------
  1078.  
  1079. AREA OF NOZZLE THROAT 0.1000E+01 SQUARE FEET
  1080. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1000E+02 SQUARE FEET
  1081. AREA RATIO:    10.00 : 1
  1082. CHAMBER PRESSURE 0.2700E+02 ATM
  1083. FLUORINE TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  1084.  
  1085.  
  1086. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3224.0 Kelvin
  1087.  
  1088.  
  1089.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  1090.                             --------------------------
  1091.  
  1092. Temperature=3223.99 Kelvin
  1093. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1094.  
  1095. Diatomic Hydrogen           N=0.2055E+01    X=0.4621E+00
  1096. Diatomic Fluorine           N=0.1502E-08    X=0.3377E-09
  1097. Hydrogen Fluoride           N=0.1998E+01    X=0.4493E+00
  1098. Monatomic Hydrogen          N=0.3926E+00    X=0.8828E-01
  1099. Monatomic Fluorine          N=0.1615E-02    X=0.3630E-03
  1100.  
  1101.                       Total N=0.4448E+01
  1102.                       Molecular Weight of Mixture=0.1002E+02
  1103.                       Qin=+1.0897E+02 kcal
  1104.                       Qout=+1.0901E+02 kcal
  1105.                       Qnet=-3.8002E-02 kcal
  1106.                       P=0.2700E+02 atm
  1107.                       S=0.4807E+02 cal/(mole K)
  1108.  
  1109. Ratio of specific heats:   1.304
  1110.  
  1111.  
  1112.  
  1113.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  1114.                               ------------------------
  1115.  
  1116. Average ratio of specific heats:   1.347
  1117. Mass flow rate (mdot):  0.2314E+03 lbm/sec.
  1118. Pressure at exit:  0.2272E+00 atm.  (0.3339E+01 psia)
  1119. Temperature at exit:   941.15 Kelvin
  1120. Exit velocity:  0.1258E+05 ft/sec.
  1121.  
  1122. Thrust at sea-level:   +7.4155E+04 lbf.
  1123.  
  1124. Thrust at 10,000 ft:   +8.0763E+04 lbf.
  1125.  
  1126. Thrust at 25,000 ft:   +8.7464E+04 lbf.
  1127.  
  1128. Thrust at 50,000 ft:   +9.2895E+04 lbf.
  1129.  
  1130. Thrust at 75,000 ft:   +9.4581E+04 lbf.
  1131.  
  1132. Thrust at 100,000 ft:  +9.5093E+04 lbf.
  1133.  
  1134. Thrust at 150,000 ft:  +9.5287E+04 lbf.
  1135.  
  1136. Thrust in a vacuum:    +9.5317E+04 lbf.
  1137.  
  1138.  
  1139.  
  1140.  
  1141.  
  1142.  
  1143.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  1144.                            -----------------------------
  1145.  
  1146. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  1147. Temperature=1379.71 Kelvin
  1148. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1149.  
  1150. Diatomic Hydrogen           N=0.2142E+01    X=0.5171E+00
  1151. Diatomic Fluorine           N=0.7711E-21    X=0.1862E-21
  1152. Hydrogen Fluoride           N=0.2000E+01    X=0.4829E+00
  1153. Monatomic Hydrogen          N=0.5472E-05    X=0.1321E-05
  1154. Monatomic Fluorine          N=0.1729E-10    X=0.4174E-11
  1155.  
  1156.                       Total N=0.4142E+01
  1157.                       Molecular Weight of Mixture=0.1070E+02
  1158.                       Qin=+4.1659E+01 kcal
  1159.                       Qout=+1.2960E+02 kcal
  1160.                       Qnet=-8.7940E+01 kcal
  1161.                       P=0.2272E+00 atm
  1162.                       S=0.5137E+02 cal/(mole K)
  1163.  
  1164.  
  1165.  
  1166.  
  1167. Average ratio of specific heats:   1.347
  1168. Mass flow rate (mdot):  0.2314E+03 lbm/sec.
  1169. Pressure at exit:  0.2272E+00 atm.   (0.3339E+01 psia)
  1170. Temperature at exit: 1379.71 Kelvin.
  1171. Exit Velocity:  0.1337E+05 ft/sec.
  1172.  
  1173. Thrust at sea-level:   +7.9815E+04 lbf.
  1174.  
  1175. Thrust at 10,000 ft:   +8.6423E+04 lbf.
  1176.  
  1177. Thrust at 25,000 ft:   +9.3124E+04 lbf.
  1178.  
  1179. Thrust at 50,000 ft:   +9.8555E+04 lbf.
  1180.  
  1181. Thrust at 75,000 ft:   +1.0024E+05 lbf.
  1182.  
  1183. Thrust at 100,000 ft:  +1.0075E+05 lbf.
  1184.  
  1185. Thrust at 150,000 ft:  +1.0095E+05 lbf.
  1186.  
  1187. Thrust in a vacuum:    +1.0098E+05 lbf.
  1188.  
  1189.  
  1190.                    Normal Termination on 01-22-1988 at 17:57:09
  1191.  
  1192.  
  1193.  
  1194.  
  1195.  
  1196.  
  1197.  
  1198.  
  1199.  
  1200.  
  1201.  
  1202.