Wikipedia hace referencia a la proporción de oxígeno líquido a RP-1 como 2,56. ¿Esto se basa en la masa o el volumen? ¿Están usando alguna presión típica de la cámara de combustión?
Siempre es por masa, pero hay un problema adicional de que los cohetes casi nunca usan una relación estequiométrica de oxígeno a combustible (O / F) que esperaría si calculara la masa molar de los componentes propulsores y sus productos de escape ideales. Entonces, la fuente debería mencionar eso en algún lugar si están usando relaciones estequiométricas, O / F típico o incluso citando el O / F ideal de algún sistema específico (y para dónde, generalmente dado para el nivel del mar y el vacío).
Como nota, citar la relación volumétrica no tendría sentido sin citar también la presión y la temperatura de almacenamiento. Y en el caso de mezclas y otros propulsores no puros (por ejemplo, no refinados) también su composición molar. y volumen de vacío. Y así.
Creo que esa es la relación de masa. La página de propulsores de cohetes líquidos en Wikipedia da 2.77: 1 como la relación de masa; el óptimo varía con el diseño exacto del motor.
Hay una discusión interesante sobre las proporciones de combustible en este antiguo artículo de Usenet .
Es una relación de masa, ya que la relación en sí se basa en las masas moleculares del combustible y el comburente. Consulte http://www.braeunig.us/space/propuls.htm y allí "Velocidad de combustión y escape" para obtener más detalles.
kim titular