Page 1 of 1
A convergent-divergent nozzle with an exit-to-throat area ratio of 1.616 has exit and reservoir pressures equal to 0.923
Posted: Wed Apr 27, 2022 8:23 pm
by answerhappygod
- A Convergent Divergent Nozzle With An Exit To Throat Area Ratio Of 1 616 Has Exit And Reservoir Pressures Equal To 0 923 1 (77.54 KiB) Viewed 37 times
A convergent-divergent nozzle with an exit-to-throat area ratio of 1.616 has exit and reservoir pressures equal to 0.923 and 1.0 atm, respectively. Assuming isentropic flow through the nozzle, calculate the Mach number (Round the final answer to two decimal places.) and pressure at the throat (Round the final answer to three decimal places.). The table for isentropic flow properties is given below. M 0.2200+00 0.240000 0.2600+00 0.2800+00 0.3000+ 00 0.3200+00 0.3400 +00 0.3600+ 00 0.3800 +00 0.400000 0.4200 +00 0.4400+00 0.4600+00 0.4800 +00 0.5000+00 0.5200+00 0.5400+00 0.5600 +00 0.5800+00 0.6000+ 00 0.6200 +00 0.6400+00 0.6600+00 0.6800 +00 0.7000 +00 0.7200 +00 0.7400 +00 0.7600 +00 0.7800 +00 0.8000+00 0.1034 +01 0.1041 +01 0.1048 +01 0.1056 +01 0.1064 +01 0.1074 +01 0.1083 +01 0.1094 +01 0.1105 +01 0.1117+01 0.1129+01 0.1142 +01 0.1156 +01 0.1171 +01 0.1186 +01 0.1202 +01 0.1219+01 0.1237 +01 0.1256 +01 0.1276+01 0.1296 +01 0.1317 +01 0.1340 +01 0.1363 +01 0.1387 +01 0.1412 +01 0.1439 +01 0.1466 +01 0.1495 +01 0.1524 +01 0.1024+01 0.1029+01 0.1034 +01 0.1040+01 0.1046 +01 0.1052 +01 0.1059+01 0.1066 +01 0.1074 +01 0.1082 +01 0.1091 +01 0.1100+01 0.1109+01 0.1119 +01 0.1130 +01 0.1141 +01 0.1152 +01 0.1164 +01 0.1177 +01 0.1190 +01 0.1203+01 0.1218 +01 0.1232 +01 0.1247 +01 0.1263 +01 0.1280+01 0.1297 +01 0.1314+01 0.1333 +01 0.1351 +01 T. т 0.1010+01 0.1012 +01 0.1014 +01 0.1016 +01 0.1018 +01 0.1020+01 0.1023 +01 0.1026 +01 0.1029+01 0.1032 +01 0.1035 +01 0.1039 +01 0.1042 +01 0.1046 +01 0.1050+01 0.1054 +01 0.1058 +01 0.1063 +01 0.1067 +01 0.1072 +01 0.1077 +01 0.1082 +01 0.1087 +01 0.1092 +01 0.1098 +01 0.1104 +01 0.111001 0.1116 +01 0.1122 +01 0.1128 +01 A 0.2708 +01 0.2496 +01 0.2317+01 0.2166 +01 0.2035 +01 0.1922 +01 0.1823 +01 0.1736 +01 0.1659+01 0.1590 +01 0.1529+01 0.1474 +01 0.1425 +01 0.1380 +01 0.1340 +01 0.1303+01 0.127001 0.1240 +01 0.1213 +01 0.1188 +01 0.1166 +01 0.1145+01 0.1127 +01 0.1110 +01 0.1094 +01 0.1081 +01 0.1068 +01 0.1057+01 0.1047 +01 0.1038+01 + The Mach number at the throat is 0.34 The pressure at the throat is 0.906 atm.