home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ Libris Britannia 4 / science library(b).zip / science library(b) / SCIENTIF / 1080.ZIP / SAMPLES.ARC / SAMPLEH2.O2 < prev   
Text File  |  1988-01-04  |  46KB  |  1,602 lines
  1.  
  2.                          H    H            OOOOO         
  3.                          H    H           O     O        
  4.                          HHHHHH    222    O     O    222 
  5.                          H    H   2   2   O     O   2   2
  6.                          H    H       2    OOOOO        2
  7.                                   2222              2222 
  8.                                   2                 2    
  9.                                   22222             22222
  10.  
  11.  
  12.  
  13.  
  14.                    HYDROGEN/OXYGEN ROCKET ENGINE ANALYSIS PROGRAM
  15.  
  16.                                     Version 3.12
  17.  
  18.                                  (c) December, 1987
  19.  
  20.                         Software Package by Kerry Hicks, MS
  21.  
  22.  
  23.  
  24.  
  25.  
  26.  
  27.  
  28.  
  29.                        Analysis of Pratt & Whitney RL10A-3-1
  30.  
  31.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:36:32
  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. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  43.  
  44.  
  45. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3199.8 Kelvin
  46.  
  47.  
  48.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  49.                             --------------------------
  50.  
  51. Temperature=3199.85 Kelvin
  52. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  53.  
  54. Diatomic Hydrogen           N=0.1165E+01    X=0.3549E+00
  55. Diatomic Oxygen             N=0.3167E-02    X=0.9646E-03
  56. Water                       N=0.1910E+01    X=0.5816E+00
  57. Monatomic Hydrogen          N=0.1211E+00    X=0.3688E-01
  58. Monatomic Oxygen            N=0.4821E-02    X=0.1469E-02
  59. Hydroxyl                    N=0.7933E-01    X=0.2416E-01
  60.  
  61.                       Total N=0.3283E+01
  62.                       Molecular Weight of Mixture=0.1170E+02
  63.                       Qin=+1.0303E+02 kcal
  64.                       Qout=+1.0303E+02 kcal
  65.                       Qnet=-2.2049E-03 kcal
  66.                       P=0.2041E+02 atm
  67.                       S=0.5660E+02 cal/(mole K)
  68.  
  69. Ratio of specific heats:   1.211
  70.  
  71.  
  72.  
  73.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  74.                               ------------------------
  75.  
  76. Average ratio of specific heats:   1.250
  77. Mass flow rate (mdot):  0.3492E+02 lbm/sec.
  78. Pressure at exit:  0.3494E-01 atm.  (0.5135E+00 psia)
  79. Temperature at exit:   893.60 Kelvin
  80. Exit velocity:  0.1328E+05 ft/sec.
  81.  
  82. Thrust at sea-level:   -1.0269E+03 lbf.
  83. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  84.  
  85. Thrust at 10,000 ft:   +3.9676E+03 lbf.
  86.  
  87. Thrust at 25,000 ft:   +9.0323E+03 lbf.
  88.  
  89. Thrust at 50,000 ft:   +1.3137E+04 lbf.
  90.  
  91. Thrust at 75,000 ft:   +1.4411E+04 lbf.
  92.  
  93. Thrust at 100,000 ft:  +1.4798E+04 lbf.
  94.  
  95. Thrust at 150,000 ft:  +1.4945E+04 lbf.
  96.  
  97. Thrust in a vacuum:    +1.4968E+04 lbf.
  98.  
  99.  
  100.  
  101.  
  102.  
  103.  
  104.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  105.                            -----------------------------
  106.  
  107. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  108. Temperature=1098.39 Kelvin
  109. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  110.  
  111. Diatomic Hydrogen           N=0.1175E+01    X=0.3700E+00
  112. Diatomic Oxygen             N=0.5133E-18    X=0.1617E-18
  113. Water                       N=0.2000E+01    X=0.6300E+00
  114. Monatomic Hydrogen          N=0.1083E-07    X=0.3410E-08
  115. Monatomic Oxygen            N=0.6895E-18    X=0.2172E-18
  116. Hydroxyl                    N=0.7092E-10    X=0.2234E-10
  117.  
  118.                       Total N=0.3175E+01
  119.                       Molecular Weight of Mixture=0.1209E+02
  120.                       Qin=+3.0776E+01 kcal
  121.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  122.                       Qnet=-8.4820E+01 kcal
  123.                       P=0.3494E-01 atm
  124.                       S=0.5853E+02 cal/(mole K)
  125.  
  126.  
  127.  
  128.  
  129. Average ratio of specific heats:   1.250
  130. Mass flow rate (mdot):  0.3492E+02 lbm/sec.
  131. Pressure at exit:  0.3494E-01 atm.   (0.5135E+00 psia)
  132. Temperature at exit: 1098.39 Kelvin.
  133. Exit Velocity:  0.1411E+05 ft/sec.
  134.  
  135. Thrust at sea-level:   -1.2600E+02 lbf.
  136. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  137.  
  138. Thrust at 10,000 ft:   +4.8685E+03 lbf.
  139.  
  140. Thrust at 25,000 ft:   +9.9331E+03 lbf.
  141.  
  142. Thrust at 50,000 ft:   +1.4038E+04 lbf.
  143.  
  144. Thrust at 75,000 ft:   +1.5312E+04 lbf.
  145.  
  146. Thrust at 100,000 ft:  +1.5699E+04 lbf.
  147.  
  148. Thrust at 150,000 ft:  +1.5846E+04 lbf.
  149.  
  150. Thrust in a vacuum:    +1.5868E+04 lbf.
  151.  
  152.  
  153.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:37:02
  154.  
  155.  
  156.  
  157.  
  158.  
  159.  
  160.  
  161.                  Analysis of Aerojet Liquid Rocket Company OOS-AJ
  162.  
  163.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:38:12
  164.  
  165.  
  166.  
  167. ENGINE SPECS:
  168. -------------
  169.  
  170. AREA OF NOZZLE THROAT 0.4590E-01 SQUARE FEET
  171. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1331E+02 SQUARE FEET
  172. AREA RATIO:   289.98 : 1
  173. CHAMBER PRESSURE 0.1225E+03 ATM
  174. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  175.  
  176.  
  177. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3562.4 Kelvin
  178.  
  179.  
  180.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  181.                             --------------------------
  182.  
  183. Temperature=3562.39 Kelvin
  184. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  185.  
  186. Diatomic Hydrogen           N=0.6847E+00    X=0.2480E+00
  187. Diatomic Oxygen             N=0.8380E-02    X=0.3036E-02
  188. Water                       N=0.1862E+01    X=0.6746E+00
  189. Monatomic Hydrogen          N=0.8427E-01    X=0.3053E-01
  190. Monatomic Oxygen            N=0.7895E-02    X=0.2860E-02
  191. Hydroxyl                    N=0.1130E+00    X=0.4094E-01
  192.  
  193.                       Total N=0.2761E+01
  194.                       Molecular Weight of Mixture=0.1352E+02
  195.                       Qin=+1.0172E+02 kcal
  196.                       Qout=+1.0172E+02 kcal
  197.                       Qnet=+7.7820E-04 kcal
  198.                       P=0.1225E+03 atm
  199.                       S=0.5660E+02 cal/(mole K)
  200.  
  201. Ratio of specific heats:   1.198
  202.  
  203.  
  204.  
  205.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  206.                               ------------------------
  207.  
  208. Average ratio of specific heats:   1.249
  209. Mass flow rate (mdot):  0.5187E+02 lbm/sec.
  210. Pressure at exit:  0.1622E-01 atm.  (0.2384E+00 psia)
  211. Temperature at exit:   600.35 Kelvin
  212. Exit velocity:  0.1402E+05 ft/sec.
  213.  
  214. Thrust at sea-level:   -5.1010E+03 lbf.
  215. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  216.  
  217. Thrust at 10,000 ft:   +3.6946E+03 lbf.
  218.  
  219. Thrust at 25,000 ft:   +1.2614E+04 lbf.
  220.  
  221. Thrust at 50,000 ft:   +1.9842E+04 lbf.
  222.  
  223. Thrust at 75,000 ft:   +2.2086E+04 lbf.
  224.  
  225. Thrust at 100,000 ft:  +2.2768E+04 lbf.
  226.  
  227. Thrust at 150,000 ft:  +2.3026E+04 lbf.
  228.  
  229. Thrust in a vacuum:    +2.3066E+04 lbf.
  230.  
  231.  
  232.  
  233.  
  234.  
  235.  
  236.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  237.                            -----------------------------
  238.  
  239. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  240. Temperature= 804.16 Kelvin
  241. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  242.  
  243. Diatomic Hydrogen           N=0.6457E+00    X=0.2440E+00
  244. Diatomic Oxygen             N=0.5953E-27    X=0.2250E-27
  245. Water                       N=0.2000E+01    X=0.7560E+00
  246. Monatomic Hydrogen          N=0.8985E-12    X=0.3396E-12
  247. Monatomic Oxygen            N=0.1070E-26    X=0.4044E-27
  248. Hydroxyl                    N=0.3876E-15    X=0.1465E-15
  249.  
  250.                       Total N=0.2646E+01
  251.                       Molecular Weight of Mixture=0.1411E+02
  252.                       Qin=+1.9604E+01 kcal
  253.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  254.                       Qnet=-9.5992E+01 kcal
  255.                       P=0.1622E-01 atm
  256.                       S=0.5905E+02 cal/(mole K)
  257.  
  258.  
  259.  
  260.  
  261. Average ratio of specific heats:   1.249
  262. Mass flow rate (mdot):  0.5187E+02 lbm/sec.
  263. Pressure at exit:  0.1622E-01 atm.   (0.2384E+00 psia)
  264. Temperature at exit:  804.16 Kelvin.
  265. Exit Velocity:  0.1522E+05 ft/sec.
  266.  
  267. Thrust at sea-level:   -3.1714E+03 lbf.
  268. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  269.  
  270. Thrust at 10,000 ft:   +5.6242E+03 lbf.
  271.  
  272. Thrust at 25,000 ft:   +1.4543E+04 lbf.
  273.  
  274. Thrust at 50,000 ft:   +2.1772E+04 lbf.
  275.  
  276. Thrust at 75,000 ft:   +2.4016E+04 lbf.
  277.  
  278. Thrust at 100,000 ft:  +2.4697E+04 lbf.
  279.  
  280. Thrust at 150,000 ft:  +2.4956E+04 lbf.
  281.  
  282. Thrust in a vacuum:    +2.4996E+04 lbf.
  283.  
  284.  
  285.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:38:57
  286.  
  287.  
  288.  
  289.  
  290.  
  291.  
  292.  
  293.                          Analysis of Pratt & Whitney ASE-PW
  294.  
  295.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:39:42
  296.  
  297.  
  298.  
  299. ENGINE SPECS:
  300. -------------
  301.  
  302. AREA OF NOZZLE THROAT 0.3773E-01 SQUARE FEET
  303. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1509E+02 SQUARE FEET
  304. AREA RATIO:   399.95 : 1
  305. CHAMBER PRESSURE 0.1306E+03 ATM
  306. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  307.  
  308.  
  309. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3569.3 Kelvin
  310.  
  311.  
  312.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  313.                             --------------------------
  314.  
  315. Temperature=3569.35 Kelvin
  316. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  317.  
  318. Diatomic Hydrogen           N=0.6841E+00    X=0.2480E+00
  319. Diatomic Oxygen             N=0.8154E-02    X=0.2956E-02
  320. Water                       N=0.1864E+01    X=0.6758E+00
  321. Monatomic Hydrogen          N=0.8272E-01    X=0.2998E-01
  322. Monatomic Oxygen            N=0.7658E-02    X=0.2776E-02
  323. Hydroxyl                    N=0.1117E+00    X=0.4048E-01
  324.  
  325.                       Total N=0.2759E+01
  326.                       Molecular Weight of Mixture=0.1353E+02
  327.                       Qin=+1.0194E+02 kcal
  328.                       Qout=+1.0195E+02 kcal
  329.                       Qnet=-1.2909E-02 kcal
  330.                       P=0.1306E+03 atm
  331.                       S=0.5648E+02 cal/(mole K)
  332.  
  333. Ratio of specific heats:   1.198
  334.  
  335.  
  336.  
  337.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  338.                               ------------------------
  339.  
  340. Average ratio of specific heats:   1.252
  341. Mass flow rate (mdot):  0.4546E+02 lbm/sec.
  342. Pressure at exit:  0.1129E-01 atm.  (0.1660E+00 psia)
  343. Temperature at exit:   544.55 Kelvin
  344. Exit velocity:  0.1411E+05 ft/sec.
  345.  
  346. Thrust at sea-level:   -1.1634E+04 lbf.
  347. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  348.  
  349. Thrust at 10,000 ft:   -1.6622E+03 lbf.
  350. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  351.  
  352. Thrust at 25,000 ft:   +8.4496E+03 lbf.
  353.  
  354. Thrust at 50,000 ft:   +1.6645E+04 lbf.
  355.  
  356. Thrust at 75,000 ft:   +1.9189E+04 lbf.
  357.  
  358. Thrust at 100,000 ft:  +1.9962E+04 lbf.
  359.  
  360. Thrust at 150,000 ft:  +2.0254E+04 lbf.
  361.  
  362. Thrust in a vacuum:    +2.0300E+04 lbf.
  363.  
  364.  
  365.  
  366.  
  367.  
  368.  
  369.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  370.                            -----------------------------
  371.  
  372. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  373. Temperature= 727.41 Kelvin
  374. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  375.  
  376. Diatomic Hydrogen           N=0.6457E+00    X=0.2440E+00
  377. Diatomic Oxygen             N=0.0000E+00    X=0.0000E+00
  378. Water                       N=0.2000E+01    X=0.7560E+00
  379. Monatomic Hydrogen          N=0.9249E-13    X=0.3496E-13
  380. Monatomic Oxygen            N=0.0000E+00    X=0.0000E+00
  381. Hydroxyl                    N=0.1429E-17    X=0.5402E-18
  382.  
  383.                       Total N=0.2646E+01
  384.                       Molecular Weight of Mixture=0.1411E+02
  385.                       Qin=+1.7854E+01 kcal
  386.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  387.                       Qnet=-9.7741E+01 kcal
  388.                       P=0.1129E-01 atm
  389.                       S=0.5890E+02 cal/(mole K)
  390.  
  391.  
  392.  
  393.  
  394. Average ratio of specific heats:   1.252
  395. Mass flow rate (mdot):  0.4546E+02 lbm/sec.
  396. Pressure at exit:  0.1129E-01 atm.   (0.1660E+00 psia)
  397. Temperature at exit:  727.41 Kelvin.
  398. Exit Velocity:  0.1536E+05 ft/sec.
  399.  
  400. Thrust at sea-level:   -9.8725E+03 lbf.
  401. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  402.  
  403. Thrust at 10,000 ft:   +9.9353E+01 lbf.
  404.  
  405. Thrust at 25,000 ft:   +1.0211E+04 lbf.
  406.  
  407. Thrust at 50,000 ft:   +1.8407E+04 lbf.
  408.  
  409. Thrust at 75,000 ft:   +2.0951E+04 lbf.
  410.  
  411. Thrust at 100,000 ft:  +2.1723E+04 lbf.
  412.  
  413. Thrust at 150,000 ft:  +2.2016E+04 lbf.
  414.  
  415. Thrust in a vacuum:    +2.2061E+04 lbf.
  416.  
  417.  
  418.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:40:23
  419.  
  420.  
  421.  
  422.  
  423.  
  424.  
  425.  
  426.                       Analysis of Rockwell International AMPT
  427.  
  428.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:41:03
  429.  
  430.  
  431.  
  432. ENGINE SPECS:
  433. -------------
  434.  
  435. AREA OF NOZZLE THROAT 0.9083E-01 SQUARE FEET
  436. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1817E+02 SQUARE FEET
  437. AREA RATIO:   200.04 : 1
  438. CHAMBER PRESSURE 0.6805E+02 ATM
  439. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.500 :   1.000
  440.  
  441.  
  442. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3413.3 Kelvin
  443.  
  444.  
  445.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  446.                             --------------------------
  447.  
  448. Temperature=3413.28 Kelvin
  449. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  450.  
  451. Diatomic Hydrogen           N=0.8992E+00    X=0.3007E+00
  452. Diatomic Oxygen             N=0.4662E-02    X=0.1559E-02
  453. Water                       N=0.1893E+01    X=0.6331E+00
  454. Monatomic Hydrogen          N=0.9581E-01    X=0.3204E-01
  455. Monatomic Oxygen            N=0.5620E-02    X=0.1879E-02
  456. Hydroxyl                    N=0.9189E-01    X=0.3073E-01
  457.  
  458.                       Total N=0.2990E+01
  459.                       Molecular Weight of Mixture=0.1265E+02
  460.                       Qin=+1.0324E+02 kcal
  461.                       Qout=+1.0324E+02 kcal
  462.                       Qnet=+5.8517E-03 kcal
  463.                       P=0.6805E+02 atm
  464.                       S=0.5606E+02 cal/(mole K)
  465.  
  466. Ratio of specific heats:   1.203
  467.  
  468.  
  469.  
  470.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  471.                               ------------------------
  472.  
  473. Average ratio of specific heats:   1.254
  474. Mass flow rate (mdot):  0.5641E+02 lbm/sec.
  475. Pressure at exit:  0.1413E-01 atm.  (0.2076E+00 psia)
  476. Temperature at exit:   612.43 Kelvin
  477. Exit velocity:  0.1399E+05 ft/sec.
  478.  
  479. Thrust at sea-level:   -1.3378E+04 lbf.
  480. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  481.  
  482. Thrust at 10,000 ft:   -1.3713E+03 lbf.
  483. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  484.  
  485. Thrust at 25,000 ft:   +1.0804E+04 lbf.
  486.  
  487. Thrust at 50,000 ft:   +2.0673E+04 lbf.
  488.  
  489. Thrust at 75,000 ft:   +2.3736E+04 lbf.
  490.  
  491. Thrust at 100,000 ft:  +2.4666E+04 lbf.
  492.  
  493. Thrust at 150,000 ft:  +2.5019E+04 lbf.
  494.  
  495. Thrust in a vacuum:    +2.5073E+04 lbf.
  496.  
  497.  
  498.  
  499.  
  500.  
  501.  
  502.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  503.                            -----------------------------
  504.  
  505. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  506. Temperature= 768.70 Kelvin
  507. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  508.  
  509. Diatomic Hydrogen           N=0.8862E+00    X=0.3070E+00
  510. Diatomic Oxygen             N=0.0000E+00    X=0.0000E+00
  511. Water                       N=0.2000E+01    X=0.6930E+00
  512. Monatomic Hydrogen          N=0.3856E-12    X=0.1336E-12
  513. Monatomic Oxygen            N=0.4310E-29    X=0.1493E-29
  514. Hydroxyl                    N=0.5663E-17    X=0.1962E-17
  515.  
  516.                       Total N=0.2886E+01
  517.                       Molecular Weight of Mixture=0.1310E+02
  518.                       Qin=+2.0088E+01 kcal
  519.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  520.                       Qnet=-9.5508E+01 kcal
  521.                       P=0.1413E-01 atm
  522.                       S=0.5808E+02 cal/(mole K)
  523.  
  524.  
  525.  
  526.  
  527. Average ratio of specific heats:   1.254
  528. Mass flow rate (mdot):  0.5641E+02 lbm/sec.
  529. Pressure at exit:  0.1413E-01 atm.   (0.2076E+00 psia)
  530. Temperature at exit:  768.70 Kelvin.
  531. Exit Velocity:  0.1508E+05 ft/sec.
  532.  
  533. Thrust at sea-level:   -1.1459E+04 lbf.
  534. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  535.  
  536. Thrust at 10,000 ft:   +5.4807E+02 lbf.
  537.  
  538. Thrust at 25,000 ft:   +1.2724E+04 lbf.
  539.  
  540. Thrust at 50,000 ft:   +2.2592E+04 lbf.
  541.  
  542. Thrust at 75,000 ft:   +2.5655E+04 lbf.
  543.  
  544. Thrust at 100,000 ft:  +2.6586E+04 lbf.
  545.  
  546. Thrust at 150,000 ft:  +2.6938E+04 lbf.
  547.  
  548. Thrust in a vacuum:    +2.6993E+04 lbf.
  549.  
  550.  
  551.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:41:48
  552.  
  553.  
  554.  
  555.  
  556.  
  557.  
  558.  
  559.                          Analysis of Pratt & Whitney OOS-PW
  560.  
  561.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:42:21
  562.  
  563.  
  564.  
  565. ENGINE SPECS:
  566. -------------
  567.  
  568. AREA OF NOZZLE THROAT 0.4589E-01 SQUARE FEET
  569. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1147E+02 SQUARE FEET
  570. AREA RATIO:   249.95 : 1
  571. CHAMBER PRESSURE 0.1293E+03 ATM
  572. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  573.  
  574.  
  575. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3568.3 Kelvin
  576.  
  577.  
  578.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  579.                             --------------------------
  580.  
  581. Temperature=3568.30 Kelvin
  582. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  583.  
  584. Diatomic Hydrogen           N=0.6842E+00    X=0.2480E+00
  585. Diatomic Oxygen             N=0.8188E-02    X=0.2968E-02
  586. Water                       N=0.1864E+01    X=0.6756E+00
  587. Monatomic Hydrogen          N=0.8296E-01    X=0.3007E-01
  588. Monatomic Oxygen            N=0.7694E-02    X=0.2789E-02
  589. Hydroxyl                    N=0.1119E+00    X=0.4055E-01
  590.  
  591.                       Total N=0.2759E+01
  592.                       Molecular Weight of Mixture=0.1353E+02
  593.                       Qin=+1.0190E+02 kcal
  594.                       Qout=+1.0191E+02 kcal
  595.                       Qnet=-1.1292E-02 kcal
  596.                       P=0.1293E+03 atm
  597.                       S=0.5650E+02 cal/(mole K)
  598.  
  599. Ratio of specific heats:   1.198
  600.  
  601.  
  602.  
  603.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  604.                               ------------------------
  605.  
  606. Average ratio of specific heats:   1.247
  607. Mass flow rate (mdot):  0.5469E+02 lbm/sec.
  608. Pressure at exit:  0.2090E-01 atm.  (0.3071E+00 psia)
  609. Temperature at exit:   631.45 Kelvin
  610. Exit velocity:  0.1399E+05 ft/sec.
  611.  
  612. Thrust at sea-level:   +2.2927E+01 lbf.
  613.  
  614. Thrust at 10,000 ft:   +7.6026E+03 lbf.
  615.  
  616. Thrust at 25,000 ft:   +1.5289E+04 lbf.
  617.  
  618. Thrust at 50,000 ft:   +2.1518E+04 lbf.
  619.  
  620. Thrust at 75,000 ft:   +2.3452E+04 lbf.
  621.  
  622. Thrust at 100,000 ft:  +2.4039E+04 lbf.
  623.  
  624. Thrust at 150,000 ft:  +2.4262E+04 lbf.
  625.  
  626. Thrust in a vacuum:    +2.4296E+04 lbf.
  627.  
  628.  
  629.  
  630.  
  631.  
  632.  
  633.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  634.                            -----------------------------
  635.  
  636. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  637. Temperature= 839.77 Kelvin
  638. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  639.  
  640. Diatomic Hydrogen           N=0.6457E+00    X=0.2440E+00
  641. Diatomic Oxygen             N=0.1400E-26    X=0.5291E-27
  642. Water                       N=0.2000E+01    X=0.7560E+00
  643. Monatomic Hydrogen          N=0.5521E-11    X=0.2087E-11
  644. Monatomic Oxygen            N=0.1163E-25    X=0.4397E-26
  645. Hydroxyl                    N=0.7781E-15    X=0.2941E-15
  646.  
  647.                       Total N=0.2646E+01
  648.                       Molecular Weight of Mixture=0.1411E+02
  649.                       Qin=+2.0437E+01 kcal
  650.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  651.                       Qnet=-9.5159E+01 kcal
  652.                       P=0.2090E-01 atm
  653.                       S=0.5892E+02 cal/(mole K)
  654.  
  655.  
  656.  
  657.  
  658. Average ratio of specific heats:   1.247
  659. Mass flow rate (mdot):  0.5469E+02 lbm/sec.
  660. Pressure at exit:  0.2090E-01 atm.   (0.3071E+00 psia)
  661. Temperature at exit:  839.77 Kelvin.
  662. Exit Velocity:  0.1515E+05 ft/sec.
  663.  
  664. Thrust at sea-level:   +1.9907E+03 lbf.
  665.  
  666. Thrust at 10,000 ft:   +9.5704E+03 lbf.
  667.  
  668. Thrust at 25,000 ft:   +1.7256E+04 lbf.
  669.  
  670. Thrust at 50,000 ft:   +2.3486E+04 lbf.
  671.  
  672. Thrust at 75,000 ft:   +2.5420E+04 lbf.
  673.  
  674. Thrust at 100,000 ft:  +2.6007E+04 lbf.
  675.  
  676. Thrust at 150,000 ft:  +2.6229E+04 lbf.
  677.  
  678. Thrust in a vacuum:    +2.6264E+04 lbf.
  679.  
  680.  
  681.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:43:04
  682.  
  683.  
  684.  
  685.  
  686.  
  687.  
  688.  
  689.                              Analysis of SSME (mod. 1)
  690.  
  691.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:43:28
  692.  
  693.  
  694.  
  695. ENGINE SPECS:
  696. -------------
  697.  
  698. AREA OF NOZZLE THROAT 0.5792E+00 SQUARE FEET
  699. AREA OF NOZZLE EXIT 0.4487E+02 SQUARE FEET
  700. AREA RATIO:    77.47 : 1
  701. CHAMBER PRESSURE 0.2049E+03 ATM
  702. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.021 :   1.000
  703.  
  704.  
  705. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3620.2 Kelvin
  706.  
  707.  
  708.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  709.                             --------------------------
  710.  
  711. Temperature=3620.20 Kelvin
  712. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  713.  
  714. Diatomic Hydrogen           N=0.6721E+00    X=0.2455E+00
  715. Diatomic Oxygen             N=0.6925E-02    X=0.2529E-02
  716. Water                       N=0.1876E+01    X=0.6853E+00
  717. Monatomic Hydrogen          N=0.7272E-01    X=0.2656E-01
  718. Monatomic Oxygen            N=0.6332E-02    X=0.2313E-02
  719. Hydroxyl                    N=0.1037E+00    X=0.3786E-01
  720.  
  721.                       Total N=0.2738E+01
  722.                       Molecular Weight of Mixture=0.1363E+02
  723.                       Qin=+1.0331E+02 kcal
  724.                       Qout=+1.0331E+02 kcal
  725.                       Qnet=-7.6294E-05 kcal
  726.                       P=0.2049E+03 atm
  727.                       S=0.5573E+02 cal/(mole K)
  728.  
  729. Ratio of specific heats:   1.196
  730.  
  731.  
  732.  
  733.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  734.                               ------------------------
  735.  
  736. Average ratio of specific heats:   1.234
  737. Mass flow rate (mdot):  0.1085E+04 lbm/sec.
  738. Pressure at exit:  0.1596E+00 atm.  (0.2345E+01 psia)
  739. Temperature at exit:   933.58 Kelvin
  740. Exit velocity:  0.1365E+05 ft/sec.
  741.  
  742. Thrust at sea-level:   +3.8081E+05 lbf.
  743.  
  744. Thrust at 10,000 ft:   +4.1046E+05 lbf.
  745.  
  746. Thrust at 25,000 ft:   +4.4053E+05 lbf.
  747.  
  748. Thrust at 50,000 ft:   +4.6490E+05 lbf.
  749.  
  750. Thrust at 75,000 ft:   +4.7246E+05 lbf.
  751.  
  752. Thrust at 100,000 ft:  +4.7476E+05 lbf.
  753.  
  754. Thrust at 150,000 ft:  +4.7563E+05 lbf.
  755.  
  756. Thrust in a vacuum:    +4.7577E+05 lbf.
  757.  
  758.  
  759.  
  760.  
  761.  
  762.  
  763.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  764.                            -----------------------------
  765.  
  766. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  767. Temperature=1157.43 Kelvin
  768. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  769.  
  770. Diatomic Hydrogen           N=0.6364E+00    X=0.2414E+00
  771. Diatomic Oxygen             N=0.9248E-18    X=0.3508E-18
  772. Water                       N=0.2000E+01    X=0.7586E+00
  773. Monatomic Hydrogen          N=0.1119E-07    X=0.4246E-08
  774. Monatomic Oxygen            N=0.1674E-17    X=0.6351E-18
  775. Hydroxyl                    N=0.8715E-10    X=0.3305E-10
  776.  
  777.                       Total N=0.2636E+01
  778.                       Molecular Weight of Mixture=0.1415E+02
  779.                       Qin=+2.8098E+01 kcal
  780.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  781.                       Qnet=-8.7498E+01 kcal
  782.                       P=0.1596E+00 atm
  783.                       S=0.5787E+02 cal/(mole K)
  784.  
  785.  
  786.  
  787.  
  788. Average ratio of specific heats:   1.234
  789. Mass flow rate (mdot):  0.1085E+04 lbm/sec.
  790. Pressure at exit:  0.1596E+00 atm.   (0.2345E+01 psia)
  791. Temperature at exit: 1157.43 Kelvin.
  792. Exit Velocity:  0.1453E+05 ft/sec.
  793.  
  794. Thrust at sea-level:   +4.1057E+05 lbf.
  795.  
  796. Thrust at 10,000 ft:   +4.4022E+05 lbf.
  797.  
  798. Thrust at 25,000 ft:   +4.7029E+05 lbf.
  799.  
  800. Thrust at 50,000 ft:   +4.9466E+05 lbf.
  801.  
  802. Thrust at 75,000 ft:   +5.0222E+05 lbf.
  803.  
  804. Thrust at 100,000 ft:  +5.0452E+05 lbf.
  805.  
  806. Thrust at 150,000 ft:  +5.0539E+05 lbf.
  807.  
  808. Thrust in a vacuum:    +5.0553E+05 lbf.
  809.  
  810.  
  811.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:44:10
  812.  
  813.  
  814.  
  815.  
  816.  
  817.  
  818.  
  819.  
  820.                              Analysis of SSME (mod. 2)
  821.  
  822.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:45:10
  823.  
  824.  
  825.  
  826. ENGINE SPECS:
  827. -------------
  828.  
  829. AREA OF NOZZLE THROAT 0.5749E+00 SQUARE FEET
  830. AREA OF NOZZLE EXIT 0.4456E+02 SQUARE FEET
  831. AREA RATIO:    77.51 : 1
  832. CHAMBER PRESSURE 0.2021E+03 ATM
  833. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    6.000 :   1.000
  834.  
  835.  
  836. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3614.9 Kelvin
  837.  
  838.  
  839.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  840.                             --------------------------
  841.  
  842. Temperature=3614.85 Kelvin
  843. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  844.  
  845. Diatomic Hydrogen           N=0.6802E+00    X=0.2477E+00
  846. Diatomic Oxygen             N=0.6736E-02    X=0.2453E-02
  847. Water                       N=0.1878E+01    X=0.6837E+00
  848. Monatomic Hydrogen          N=0.7292E-01    X=0.2655E-01
  849. Monatomic Oxygen            N=0.6216E-02    X=0.2263E-02
  850. Hydroxyl                    N=0.1027E+00    X=0.3739E-01
  851.  
  852.                       Total N=0.2746E+01
  853.                       Molecular Weight of Mixture=0.1359E+02
  854.                       Qin=+1.0340E+02 kcal
  855.                       Qout=+1.0340E+02 kcal
  856.                       Qnet=+1.1978E-03 kcal
  857.                       P=0.2021E+03 atm
  858.                       S=0.5571E+02 cal/(mole K)
  859.  
  860. Ratio of specific heats:   1.196
  861.  
  862.  
  863.  
  864.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  865.                               ------------------------
  866.  
  867. Average ratio of specific heats:   1.234
  868. Mass flow rate (mdot):  0.1062E+04 lbm/sec.
  869. Pressure at exit:  0.1571E+00 atm.  (0.2308E+01 psia)
  870. Temperature at exit:   930.51 Kelvin
  871. Exit velocity:  0.1366E+05 ft/sec.
  872.  
  873. Thrust at sea-level:   +3.7140E+05 lbf.
  874.  
  875. Thrust at 10,000 ft:   +4.0085E+05 lbf.
  876.  
  877. Thrust at 25,000 ft:   +4.3071E+05 lbf.
  878.  
  879. Thrust at 50,000 ft:   +4.5491E+05 lbf.
  880.  
  881. Thrust at 75,000 ft:   +4.6242E+05 lbf.
  882.  
  883. Thrust at 100,000 ft:  +4.6470E+05 lbf.
  884.  
  885. Thrust at 150,000 ft:  +4.6557E+05 lbf.
  886.  
  887. Thrust in a vacuum:    +4.6570E+05 lbf.
  888.  
  889.  
  890.  
  891.  
  892.  
  893.  
  894.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  895.                            -----------------------------
  896.  
  897. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  898. Temperature=1153.85 Kelvin
  899. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  900.  
  901. Diatomic Hydrogen           N=0.6457E+00    X=0.2440E+00
  902. Diatomic Oxygen             N=0.8043E-18    X=0.3040E-18
  903. Water                       N=0.2000E+01    X=0.7560E+00
  904. Monatomic Hydrogen          N=0.1081E-07    X=0.4086E-08
  905. Monatomic Oxygen            N=0.1493E-17    X=0.5641E-18
  906. Hydroxyl                    N=0.8088E-10    X=0.3057E-10
  907.  
  908.                       Total N=0.2646E+01
  909.                       Molecular Weight of Mixture=0.1411E+02
  910.                       Qin=+2.8083E+01 kcal
  911.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  912.                       Qnet=-8.7513E+01 kcal
  913.                       P=0.1571E+00 atm
  914.                       S=0.5783E+02 cal/(mole K)
  915.  
  916.  
  917.  
  918.  
  919. Average ratio of specific heats:   1.234
  920. Mass flow rate (mdot):  0.1062E+04 lbm/sec.
  921. Pressure at exit:  0.1571E+00 atm.   (0.2308E+01 psia)
  922. Temperature at exit: 1153.85 Kelvin.
  923. Exit Velocity:  0.1453E+05 ft/sec.
  924.  
  925. Thrust at sea-level:   +4.0027E+05 lbf.
  926.  
  927. Thrust at 10,000 ft:   +4.2972E+05 lbf.
  928.  
  929. Thrust at 25,000 ft:   +4.5958E+05 lbf.
  930.  
  931. Thrust at 50,000 ft:   +4.8378E+05 lbf.
  932.  
  933. Thrust at 75,000 ft:   +4.9129E+05 lbf.
  934.  
  935. Thrust at 100,000 ft:  +4.9357E+05 lbf.
  936.  
  937. Thrust at 150,000 ft:  +4.9444E+05 lbf.
  938.  
  939. Thrust in a vacuum:    +4.9457E+05 lbf.
  940.  
  941.  
  942.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:45:55
  943.  
  944.  
  945.  
  946.  
  947.  
  948.  
  949.  
  950.                              Analysis of Rocketdyne J-2
  951.  
  952.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:46:30
  953.  
  954.  
  955.  
  956. ENGINE SPECS:
  957. -------------
  958.  
  959. AREA OF NOZZLE THROAT 0.1178E+01 SQUARE FEET
  960. AREA OF NOZZLE EXIT 0.3239E+02 SQUARE FEET
  961. AREA RATIO:    27.50 : 1
  962. CHAMBER PRESSURE 0.5308E+02 ATM
  963. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.500 :   1.000
  964.  
  965.  
  966. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3389.3 Kelvin
  967.  
  968.  
  969.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  970.                             --------------------------
  971.  
  972. Temperature=3389.33 Kelvin
  973. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  974.  
  975. Diatomic Hydrogen           N=0.9000E+00    X=0.3003E+00
  976. Diatomic Oxygen             N=0.5233E-02    X=0.1746E-02
  977. Water                       N=0.1887E+01    X=0.6295E+00
  978. Monatomic Hydrogen          N=0.1026E+00    X=0.3422E-01
  979. Monatomic Oxygen            N=0.6326E-02    X=0.2111E-02
  980. Hydroxyl                    N=0.9655E-01    X=0.3221E-01
  981.  
  982.                       Total N=0.2997E+01
  983.                       Molecular Weight of Mixture=0.1262E+02
  984.                       Qin=+1.0244E+02 kcal
  985.                       Qout=+1.0242E+02 kcal
  986.                       Qnet=+1.1330E-02 kcal
  987.                       P=0.5308E+02 atm
  988.                       S=0.5651E+02 cal/(mole K)
  989.  
  990. Ratio of specific heats:   1.204
  991.  
  992.  
  993.  
  994.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  995.                               ------------------------
  996.  
  997. Average ratio of specific heats:   1.236
  998. Mass flow rate (mdot):  0.5690E+03 lbm/sec.
  999. Pressure at exit:  0.1572E+00 atm.  (0.2310E+01 psia)
  1000. Temperature at exit:  1116.74 Kelvin
  1001. Exit velocity:  0.1300E+05 ft/sec.
  1002.  
  1003. Thrust at sea-level:   +1.7223E+05 lbf.
  1004.  
  1005. Thrust at 10,000 ft:   +1.9363E+05 lbf.
  1006.  
  1007. Thrust at 25,000 ft:   +2.1534E+05 lbf.
  1008.  
  1009. Thrust at 50,000 ft:   +2.3293E+05 lbf.
  1010.  
  1011. Thrust at 75,000 ft:   +2.3839E+05 lbf.
  1012.  
  1013. Thrust at 100,000 ft:  +2.4005E+05 lbf.
  1014.  
  1015. Thrust at 150,000 ft:  +2.4068E+05 lbf.
  1016.  
  1017. Thrust in a vacuum:    +2.4077E+05 lbf.
  1018.  
  1019.  
  1020.  
  1021.  
  1022.  
  1023.  
  1024.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  1025.                            -----------------------------
  1026.  
  1027. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  1028. Temperature=1383.45 Kelvin
  1029. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1030.  
  1031. Diatomic Hydrogen           N=0.8862E+00    X=0.3070E+00
  1032. Diatomic Oxygen             N=0.1945E-13    X=0.6740E-14
  1033. Water                       N=0.2000E+01    X=0.6930E+00
  1034. Monatomic Hydrogen          N=0.9269E-06    X=0.3212E-06
  1035. Monatomic Oxygen            N=0.2645E-13    X=0.9164E-14
  1036. Hydroxyl                    N=0.2819E-07    X=0.9768E-08
  1037.  
  1038.                       Total N=0.2886E+01
  1039.                       Molecular Weight of Mixture=0.1310E+02
  1040.                       Qin=+3.6440E+01 kcal
  1041.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  1042.                       Qnet=-7.9156E+01 kcal
  1043.                       P=0.1572E+00 atm
  1044.                       S=0.5868E+02 cal/(mole K)
  1045.  
  1046.  
  1047.  
  1048.  
  1049. Average ratio of specific heats:   1.236
  1050. Mass flow rate (mdot):  0.5690E+03 lbm/sec.
  1051. Pressure at exit:  0.1572E+00 atm.   (0.2310E+01 psia)
  1052. Temperature at exit: 1383.45 Kelvin.
  1053. Exit Velocity:  0.1373E+05 ft/sec.
  1054.  
  1055. Thrust at sea-level:   +1.8512E+05 lbf.
  1056.  
  1057. Thrust at 10,000 ft:   +2.0652E+05 lbf.
  1058.  
  1059. Thrust at 25,000 ft:   +2.2822E+05 lbf.
  1060.  
  1061. Thrust at 50,000 ft:   +2.4582E+05 lbf.
  1062.  
  1063. Thrust at 75,000 ft:   +2.5128E+05 lbf.
  1064.  
  1065. Thrust at 100,000 ft:  +2.5294E+05 lbf.
  1066.  
  1067. Thrust at 150,000 ft:  +2.5356E+05 lbf.
  1068.  
  1069. Thrust in a vacuum:    +2.5366E+05 lbf.
  1070.  
  1071.  
  1072.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:47:10
  1073.  
  1074.  
  1075.  
  1076.  
  1077.  
  1078.  
  1079.  
  1080.                             Analysis of Rocketdyne J-2S
  1081.  
  1082.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:47:47
  1083.  
  1084.  
  1085.  
  1086. ENGINE SPECS:
  1087. -------------
  1088.  
  1089. AREA OF NOZZLE THROAT 0.8118E+00 SQUARE FEET
  1090. AREA OF NOZZLE EXIT 0.3216E+02 SQUARE FEET
  1091. AREA RATIO:    39.62 : 1
  1092. CHAMBER PRESSURE 0.8165E+02 ATM
  1093. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.500 :   1.000
  1094.  
  1095.  
  1096. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3430.9 Kelvin
  1097.  
  1098.  
  1099.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  1100.                             --------------------------
  1101.  
  1102. Temperature=3430.90 Kelvin
  1103. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1104.  
  1105. Diatomic Hydrogen           N=0.8983E+00    X=0.3009E+00
  1106. Diatomic Oxygen             N=0.4250E-02    X=0.1424E-02
  1107. Water                       N=0.1898E+01    X=0.6358E+00
  1108. Monatomic Hydrogen          N=0.9124E-01    X=0.3056E-01
  1109. Monatomic Oxygen            N=0.5141E-02    X=0.1722E-02
  1110. Hydroxyl                    N=0.8823E-01    X=0.2956E-01
  1111.  
  1112.                       Total N=0.2985E+01
  1113.                       Molecular Weight of Mixture=0.1267E+02
  1114.                       Qin=+1.0384E+02 kcal
  1115.                       Qout=+1.0382E+02 kcal
  1116.                       Qnet=+1.4114E-02 kcal
  1117.                       P=0.8165E+02 atm
  1118.                       S=0.5573E+02 cal/(mole K)
  1119.  
  1120. Ratio of specific heats:   1.202
  1121.  
  1122.  
  1123.  
  1124.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  1125.                               ------------------------
  1126.  
  1127. Average ratio of specific heats:   1.237
  1128. Mass flow rate (mdot):  0.6010E+03 lbm/sec.
  1129. Pressure at exit:  0.1491E+00 atm.  (0.2191E+01 psia)
  1130. Temperature at exit:  1023.80 Kelvin
  1131. Exit velocity:  0.1332E+05 ft/sec.
  1132.  
  1133. Thrust at sea-level:   +1.9090E+05 lbf.
  1134.  
  1135. Thrust at 10,000 ft:   +2.1215E+05 lbf.
  1136.  
  1137. Thrust at 25,000 ft:   +2.3370E+05 lbf.
  1138.  
  1139. Thrust at 50,000 ft:   +2.5117E+05 lbf.
  1140.  
  1141. Thrust at 75,000 ft:   +2.5659E+05 lbf.
  1142.  
  1143. Thrust at 100,000 ft:  +2.5823E+05 lbf.
  1144.  
  1145. Thrust at 150,000 ft:  +2.5886E+05 lbf.
  1146.  
  1147. Thrust in a vacuum:    +2.5895E+05 lbf.
  1148.  
  1149.  
  1150.  
  1151.  
  1152.  
  1153.  
  1154.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  1155.                            -----------------------------
  1156.  
  1157. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  1158. Temperature=1230.83 Kelvin
  1159. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1160.  
  1161. Diatomic Hydrogen           N=0.8862E+00    X=0.3070E+00
  1162. Diatomic Oxygen             N=0.5281E-16    X=0.1830E-16
  1163. Water                       N=0.2000E+01    X=0.6930E+00
  1164. Monatomic Hydrogen          N=0.8414E-07    X=0.2915E-07
  1165. Monatomic Oxygen            N=0.9757E-16    X=0.3380E-16
  1166. Hydroxyl                    N=0.9803E-09    X=0.3397E-09
  1167.  
  1168.                       Total N=0.2886E+01
  1169.                       Molecular Weight of Mixture=0.1310E+02
  1170.                       Qin=+3.2150E+01 kcal
  1171.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  1172.                       Qnet=-8.3446E+01 kcal
  1173.                       P=0.1491E+00 atm
  1174.                       S=0.5765E+02 cal/(mole K)
  1175.  
  1176.  
  1177.  
  1178.  
  1179. Average ratio of specific heats:   1.237
  1180. Mass flow rate (mdot):  0.6010E+03 lbm/sec.
  1181. Pressure at exit:  0.1491E+00 atm.   (0.2191E+01 psia)
  1182. Temperature at exit: 1230.83 Kelvin.
  1183. Exit Velocity:  0.1410E+05 ft/sec.
  1184.  
  1185. Thrust at sea-level:   +2.0550E+05 lbf.
  1186.  
  1187. Thrust at 10,000 ft:   +2.2675E+05 lbf.
  1188.  
  1189. Thrust at 25,000 ft:   +2.4830E+05 lbf.
  1190.  
  1191. Thrust at 50,000 ft:   +2.6577E+05 lbf.
  1192.  
  1193. Thrust at 75,000 ft:   +2.7119E+05 lbf.
  1194.  
  1195. Thrust at 100,000 ft:  +2.7284E+05 lbf.
  1196.  
  1197. Thrust at 150,000 ft:  +2.7346E+05 lbf.
  1198.  
  1199. Thrust in a vacuum:    +2.7356E+05 lbf.
  1200.  
  1201.  
  1202.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:48:33
  1203.  
  1204.  
  1205.  
  1206.  
  1207.  
  1208.  
  1209.  
  1210.                        Analysis of Pratt & Whitney RL10A-3-3
  1211.  
  1212.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:49:14
  1213.  
  1214.  
  1215.  
  1216. ENGINE SPECS:
  1217. -------------
  1218.  
  1219. AREA OF NOZZLE THROAT 0.1400E+00 SQUARE FEET
  1220. AREA OF NOZZLE EXIT 0.7994E+01 SQUARE FEET
  1221. AREA RATIO:    57.10 : 1
  1222. CHAMBER PRESSURE 0.2722E+02 ATM
  1223. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  1224.  
  1225.  
  1226. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3224.9 Kelvin
  1227.  
  1228.  
  1229.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  1230.                             --------------------------
  1231.  
  1232. Temperature=3224.93 Kelvin
  1233. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1234.  
  1235. Diatomic Hydrogen           N=0.1165E+01    X=0.3558E+00
  1236. Diatomic Oxygen             N=0.2718E-02    X=0.8300E-03
  1237. Water                       N=0.1916E+01    X=0.5850E+00
  1238. Monatomic Hydrogen          N=0.1126E+00    X=0.3439E-01
  1239. Monatomic Oxygen            N=0.4194E-02    X=0.1281E-02
  1240. Hydroxyl                    N=0.7424E-01    X=0.2267E-01
  1241.  
  1242.                       Total N=0.3275E+01
  1243.                       Molecular Weight of Mixture=0.1172E+02
  1244.                       Qin=+1.0394E+02 kcal
  1245.                       Qout=+1.0394E+02 kcal
  1246.                       Qnet=-1.2970E-04 kcal
  1247.                       P=0.2722E+02 atm
  1248.                       S=0.5607E+02 cal/(mole K)
  1249.  
  1250. Ratio of specific heats:   1.210
  1251.  
  1252.  
  1253.  
  1254.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  1255.                               ------------------------
  1256.  
  1257. Average ratio of specific heats:   1.253
  1258. Mass flow rate (mdot):  0.3444E+02 lbm/sec.
  1259. Pressure at exit:  0.2896E-01 atm.  (0.4256E+00 psia)
  1260. Temperature at exit:   810.41 Kelvin
  1261. Exit velocity:  0.1352E+05 ft/sec.
  1262.  
  1263. Thrust at sea-level:   -1.9560E+03 lbf.
  1264. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  1265.  
  1266. Thrust at 10,000 ft:   +3.3266E+03 lbf.
  1267.  
  1268. Thrust at 25,000 ft:   +8.6834E+03 lbf.
  1269.  
  1270. Thrust at 50,000 ft:   +1.3025E+04 lbf.
  1271.  
  1272. Thrust at 75,000 ft:   +1.4373E+04 lbf.
  1273.  
  1274. Thrust at 100,000 ft:  +1.4782E+04 lbf.
  1275.  
  1276. Thrust at 150,000 ft:  +1.4937E+04 lbf.
  1277.  
  1278. Thrust in a vacuum:    +1.4961E+04 lbf.
  1279.  
  1280.  
  1281.  
  1282.  
  1283.  
  1284.  
  1285.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  1286.                            -----------------------------
  1287.  
  1288. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  1289. Temperature= 976.78 Kelvin
  1290. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1291.  
  1292. Diatomic Hydrogen           N=0.1175E+01    X=0.3700E+00
  1293. Diatomic Oxygen             N=0.5033E-22    X=0.1585E-22
  1294. Water                       N=0.2000E+01    X=0.6300E+00
  1295. Monatomic Hydrogen          N=0.6522E-09    X=0.2054E-09
  1296. Monatomic Oxygen            N=0.2931E-21    X=0.9233E-22
  1297. Hydroxyl                    N=0.4221E-12    X=0.1329E-12
  1298.  
  1299.                       Total N=0.3175E+01
  1300.                       Molecular Weight of Mixture=0.1209E+02
  1301.                       Qin=+2.7321E+01 kcal
  1302.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  1303.                       Qnet=-8.8274E+01 kcal
  1304.                       P=0.2896E-01 atm
  1305.                       S=0.5785E+02 cal/(mole K)
  1306.  
  1307.  
  1308.  
  1309.  
  1310. Average ratio of specific heats:   1.253
  1311. Mass flow rate (mdot):  0.3444E+02 lbm/sec.
  1312. Pressure at exit:  0.2896E-01 atm.   (0.4256E+00 psia)
  1313. Temperature at exit:  976.78 Kelvin.
  1314. Exit Velocity:  0.1439E+05 ft/sec.
  1315.  
  1316. Thrust at sea-level:   -1.0217E+03 lbf.
  1317. (Negative thrust -- out of the engine's operating range.)
  1318.  
  1319. Thrust at 10,000 ft:   +4.2609E+03 lbf.
  1320.  
  1321. Thrust at 25,000 ft:   +9.6177E+03 lbf.
  1322.  
  1323. Thrust at 50,000 ft:   +1.3959E+04 lbf.
  1324.  
  1325. Thrust at 75,000 ft:   +1.5307E+04 lbf.
  1326.  
  1327. Thrust at 100,000 ft:  +1.5716E+04 lbf.
  1328.  
  1329. Thrust at 150,000 ft:  +1.5871E+04 lbf.
  1330.  
  1331. Thrust in a vacuum:    +1.5895E+04 lbf.
  1332.  
  1333.  
  1334.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:49:59
  1335.  
  1336.  
  1337.  
  1338.  
  1339.  
  1340.  
  1341.  
  1342.              Analysis of Pratt & Whitney XLR129-P-1 (skirt contracted)
  1343.  
  1344.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:50:51
  1345.  
  1346.  
  1347.  
  1348. ENGINE SPECS:
  1349. -------------
  1350.  
  1351. AREA OF NOZZLE THROAT 0.3203E+00 SQUARE FEET
  1352. AREA OF NOZZLE EXIT 0.1121E+02 SQUARE FEET
  1353. AREA RATIO:    35.00 : 1
  1354. CHAMBER PRESSURE 0.1864E+03 ATM
  1355. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  1356.  
  1357.  
  1358. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3367.9 Kelvin
  1359.  
  1360.  
  1361.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  1362.                             --------------------------
  1363.  
  1364. Temperature=3367.86 Kelvin
  1365. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1366.  
  1367. Diatomic Hydrogen           N=0.1170E+01    X=0.3621E+00
  1368. Diatomic Oxygen             N=0.8969E-03    X=0.2776E-03
  1369. Water                       N=0.1952E+01    X=0.6041E+00
  1370. Monatomic Hydrogen          N=0.6166E-01    X=0.1909E-01
  1371. Monatomic Oxygen            N=0.1374E-02    X=0.4252E-03
  1372. Hydroxyl                    N=0.4519E-01    X=0.1399E-01
  1373.  
  1374.                       Total N=0.3230E+01
  1375.                       Molecular Weight of Mixture=0.1189E+02
  1376.                       Qin=+1.0909E+02 kcal
  1377.                       Qout=+1.0909E+02 kcal
  1378.                       Qnet=+7.4997E-03 kcal
  1379.                       P=0.1864E+03 atm
  1380.                       S=0.5320E+02 cal/(mole K)
  1381.  
  1382. Ratio of specific heats:   1.205
  1383.  
  1384.  
  1385.  
  1386.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  1387.                               ------------------------
  1388.  
  1389. Average ratio of specific heats:   1.240
  1390. Mass flow rate (mdot):  0.5297E+03 lbm/sec.
  1391. Pressure at exit:  0.3958E+00 atm.  (0.5817E+01 psia)
  1392. Temperature at exit:  1023.02 Kelvin
  1393. Exit velocity:  0.1351E+05 ft/sec.
  1394.  
  1395. Thrust at sea-level:   +2.0805E+05 lbf.
  1396.  
  1397. Thrust at 10,000 ft:   +2.1546E+05 lbf.
  1398.  
  1399. Thrust at 25,000 ft:   +2.2297E+05 lbf.
  1400.  
  1401. Thrust at 50,000 ft:   +2.2906E+05 lbf.
  1402.  
  1403. Thrust at 75,000 ft:   +2.3095E+05 lbf.
  1404.  
  1405. Thrust at 100,000 ft:  +2.3152E+05 lbf.
  1406.  
  1407. Thrust at 150,000 ft:  +2.3174E+05 lbf.
  1408.  
  1409. Thrust in a vacuum:    +2.3177E+05 lbf.
  1410.  
  1411.  
  1412.  
  1413.  
  1414.  
  1415.  
  1416.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  1417.                            -----------------------------
  1418.  
  1419. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  1420. Temperature=1151.75 Kelvin
  1421. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1422.  
  1423. Diatomic Hydrogen           N=0.1175E+01    X=0.3700E+00
  1424. Diatomic Oxygen             N=0.2943E-18    X=0.9269E-19
  1425. Water                       N=0.2000E+01    X=0.6300E+00
  1426. Monatomic Hydrogen          N=0.1613E-07    X=0.5079E-08
  1427. Monatomic Oxygen            N=0.9964E-18    X=0.3139E-18
  1428. Hydroxyl                    N=0.6552E-10    X=0.2064E-10
  1429.  
  1430.                       Total N=0.3175E+01
  1431.                       Molecular Weight of Mixture=0.1209E+02
  1432.                       Qin=+3.2334E+01 kcal
  1433.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  1434.                       Qnet=-8.3261E+01 kcal
  1435.                       P=0.3958E+00 atm
  1436.                       S=0.5413E+02 cal/(mole K)
  1437.  
  1438.  
  1439.  
  1440.  
  1441. Average ratio of specific heats:   1.240
  1442. Mass flow rate (mdot):  0.5297E+03 lbm/sec.
  1443. Pressure at exit:  0.3958E+00 atm.   (0.5817E+01 psia)
  1444. Temperature at exit: 1151.75 Kelvin.
  1445. Exit Velocity:  0.1398E+05 ft/sec.
  1446.  
  1447. Thrust at sea-level:   +2.1580E+05 lbf.
  1448.  
  1449. Thrust at 10,000 ft:   +2.2320E+05 lbf.
  1450.  
  1451. Thrust at 25,000 ft:   +2.3071E+05 lbf.
  1452.  
  1453. Thrust at 50,000 ft:   +2.3680E+05 lbf.
  1454.  
  1455. Thrust at 75,000 ft:   +2.3869E+05 lbf.
  1456.  
  1457. Thrust at 100,000 ft:  +2.3927E+05 lbf.
  1458.  
  1459. Thrust at 150,000 ft:  +2.3948E+05 lbf.
  1460.  
  1461. Thrust in a vacuum:    +2.3952E+05 lbf.
  1462.  
  1463.  
  1464.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:51:34
  1465.  
  1466.  
  1467.  
  1468.  
  1469.  
  1470.  
  1471.  
  1472.               Analysis of Pratt & Whitney XLR129-P-1 (skirt extended)
  1473.  
  1474.                      Study Initiated on 01-04-1988 at 18:52:31
  1475.  
  1476.  
  1477.  
  1478. ENGINE SPECS:
  1479. -------------
  1480.  
  1481. AREA OF NOZZLE THROAT 0.3203E+00 SQUARE FEET
  1482. AREA OF NOZZLE EXIT 0.2402E+02 SQUARE FEET
  1483. AREA RATIO:    74.99 : 1
  1484. CHAMBER PRESSURE 0.1864E+03 ATM
  1485. OXYGEN TO HYDROGEN MASS FLOW RATE:    5.000 :   1.000
  1486.  
  1487.  
  1488. ADIABATIC FLAME TEMPERATURE:  3367.9 Kelvin
  1489.  
  1490.  
  1491.                 **********  COMBUSTION CHAMBER DETAILS  ***********
  1492.                             --------------------------
  1493.  
  1494. Temperature=3367.86 Kelvin
  1495. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1496.  
  1497. Diatomic Hydrogen           N=0.1170E+01    X=0.3621E+00
  1498. Diatomic Oxygen             N=0.8969E-03    X=0.2776E-03
  1499. Water                       N=0.1952E+01    X=0.6041E+00
  1500. Monatomic Hydrogen          N=0.6166E-01    X=0.1909E-01
  1501. Monatomic Oxygen            N=0.1374E-02    X=0.4252E-03
  1502. Hydroxyl                    N=0.4519E-01    X=0.1399E-01
  1503.  
  1504.                       Total N=0.3230E+01
  1505.                       Molecular Weight of Mixture=0.1189E+02
  1506.                       Qin=+1.0909E+02 kcal
  1507.                       Qout=+1.0909E+02 kcal
  1508.                       Qnet=+7.4997E-03 kcal
  1509.                       P=0.1864E+03 atm
  1510.                       S=0.5320E+02 cal/(mole K)
  1511.  
  1512. Ratio of specific heats:   1.205
  1513.  
  1514.  
  1515.  
  1516.                  ***********  FROZEN FLOW CALCULATIONS  **********
  1517.                               ------------------------
  1518.  
  1519. Average ratio of specific heats:   1.248
  1520. Mass flow rate (mdot):  0.5309E+03 lbm/sec.
  1521. Pressure at exit:  0.1420E+00 atm.  (0.2086E+01 psia)
  1522. Temperature at exit:   809.00 Kelvin
  1523. Exit velocity:  0.1393E+05 ft/sec.
  1524.  
  1525. Thrust at sea-level:   +1.8624E+05 lbf.
  1526.  
  1527. Thrust at 10,000 ft:   +2.0211E+05 lbf.
  1528.  
  1529. Thrust at 25,000 ft:   +2.1821E+05 lbf.
  1530.  
  1531. Thrust at 50,000 ft:   +2.3125E+05 lbf.
  1532.  
  1533. Thrust at 75,000 ft:   +2.3530E+05 lbf.
  1534.  
  1535. Thrust at 100,000 ft:  +2.3653E+05 lbf.
  1536.  
  1537. Thrust at 150,000 ft:  +2.3700E+05 lbf.
  1538.  
  1539. Thrust in a vacuum:    +2.3707E+05 lbf.
  1540.  
  1541.  
  1542.  
  1543.  
  1544.  
  1545.  
  1546.                **********  EQUILIBRIUM FLOW CALCULATIONS  **********
  1547.                            -----------------------------
  1548.  
  1549. EQUILIBRIUM FLOW EXIT PROPERTIES:
  1550. Temperature= 916.98 Kelvin
  1551. Reaction Equation Coefficients and Mole Fractions:
  1552.  
  1553. Diatomic Hydrogen           N=0.1175E+01    X=0.3700E+00
  1554. Diatomic Oxygen             N=0.7121E-24    X=0.2243E-24
  1555. Water                       N=0.2000E+01    X=0.6300E+00
  1556. Monatomic Hydrogen          N=0.6793E-10    X=0.2140E-10
  1557. Monatomic Oxygen            N=0.3404E-23    X=0.1072E-23
  1558. Hydroxyl                    N=0.3691E-13    X=0.1162E-13
  1559.  
  1560.                       Total N=0.3175E+01
  1561.                       Molecular Weight of Mixture=0.1209E+02
  1562.                       Qin=+2.5658E+01 kcal
  1563.                       Qout=+1.1560E+02 kcal
  1564.                       Qnet=-8.9938E+01 kcal
  1565.                       P=0.1420E+00 atm
  1566.                       S=0.5413E+02 cal/(mole K)
  1567.  
  1568.  
  1569.  
  1570.  
  1571. Average ratio of specific heats:   1.248
  1572. Mass flow rate (mdot):  0.5309E+03 lbm/sec.
  1573. Pressure at exit:  0.1420E+00 atm.   (0.2086E+01 psia)
  1574. Temperature at exit:  916.98 Kelvin.
  1575. Exit Velocity:  0.1453E+05 ft/sec.
  1576.  
  1577. Thrust at sea-level:   +1.9610E+05 lbf.
  1578.  
  1579. Thrust at 10,000 ft:   +2.1197E+05 lbf.
  1580.  
  1581. Thrust at 25,000 ft:   +2.2806E+05 lbf.
  1582.  
  1583. Thrust at 50,000 ft:   +2.4111E+05 lbf.
  1584.  
  1585. Thrust at 75,000 ft:   +2.4516E+05 lbf.
  1586.  
  1587. Thrust at 100,000 ft:  +2.4639E+05 lbf.
  1588.  
  1589. Thrust at 150,000 ft:  +2.4686E+05 lbf.
  1590.  
  1591. Thrust in a vacuum:    +2.4693E+05 lbf.
  1592.  
  1593.  
  1594.                    Normal Termination on 01-04-1988 at 18:53:14
  1595.  
  1596.  
  1597.  
  1598.  
  1599.  
  1600.  
  1601.  
  1602.