- ロケット総合スレ11
956 ：名無しさん＠お腹いっぱい。[sage]：2012/07/04(水) 17:59:26.54 ID:kLQ2wZeH - >>953
同じエネルギー（燃焼温度)では，噴射する元素(分子)が軽いほど，噴射速度は高速になる．
ということで，液酸液水の組み合わせが実用ロケットでは噴射速度(比推力)最大．
>>954
「燃焼室の温度上限」は，燃焼室壁面の温度上限のことだろうけど，
これと，ガスの燃焼温度とは大きく異なる．
>>950
これが正解．
推力は噴射速度と質量流量の積だけど，液水では密度が極めて低いのでターボポンプへの要求が厳しく
質量流量を稼ぐのが大変．で，大推力が厳しい(でもできなくはない)．
|
- ロケット総合スレ11
959 ：名無しさん＠お腹いっぱい。[sage]：2012/07/04(水) 20:00:52.19 ID:kLQ2wZeH - >>957
ターボポンプに必要なパワーは，体積流量と圧力の積なので，
燃焼室圧力を妥協すれば，液水でもそれなりの大推力は可能だな．
比推力が低下するとか，ロケットエンジンの質量がでかくなるとかデメリットはあるけど．
|
- ロケット総合スレ11
961 ：名無しさん＠お腹いっぱい。[sage]：2012/07/04(水) 20:09:15.40 ID:kLQ2wZeH - >>958
やっぱり意味不明．
>ちなみにガスの燃焼温度も全然関係なくて
>気体の温度だけの問題です。
燃料と酸化剤の化学反応からガスの燃焼温度には上限があるし，
材料の耐熱性から壁面温度には上限ありますが，
燃焼室出口温度（またはスロート入口温度）はどちらとも関係が無いという主張ですか?
それから，どの程度の物理や工学の知識がありますか?
熱力学の断熱膨張とかご存知ですか?
|
- ロケット総合スレ11
963 ：名無しさん＠お腹いっぱい。[sage]：2012/07/04(水) 21:43:24.30 ID:kLQ2wZeH - >>962
もしかすると結構知識はあるのかもしれませんが，
>>954
の文章は明かに説明不足で，誤解を招きます．
|