Parece que o que você está descrevendo são as equações de fluxo compressíveis isentrópicas. Veja a equação 6 & 7.
No Mach 2.1, estes dão um aumento de pressão de estagnação de 9,14, e um aumento de temperatura de estagnação de 1,88, já que o ar tem um valor de 1,4 para gama.
Mas , o ar não chega ao repouso completo (estagnação) na ingestão, portanto, esses valores não são obtidos.
O que você precisa saber é o número real do Mach na entrada do motor, que eu suponho onde você está sugerindo é a localização de uma pressão total 2,39 vezes maior do que a pressão total do freestream. Normalmente, isso é em torno de Mach 0,4. Mas, como o fluxo de fluxo livre é supersônico, isso significa que ele terá que passar por algumas ondas de choque para chegar a uma velocidade subsônica. Isso significa que haverá perdas de pressão associadas a essas ondas de choque. Ondas de choque normais (uma onda de choque perpendicular ao fluxo) resultam em maiores perdas de pressão total do que as ondas de choque oblíquas. Assim, aeronaves supersônicas têm cones pontiagudos em suas entradas para criar ondas de choque oblíquas, para minimizar as perdas de pressão. Para calcular as perdas totais de pressão, você precisa conhecer a geometria desses cones para saber se eles causam 1, 2 ou talvez 3 ondas de choque oblíquas, já que a perda de pressão de cada choque depende da força de cada onda de choque. .
Jack Mattingly, em seu livro de texto "Aircraft Engine Design" dá uma boa descrição de como calcular as perdas associadas a ondas de choque de ingestão oblíquas. É bastante complexo. Consulte aqui. / a> A figura que você quer é 10.35, mas isso não foi mostrado na pré-visualização gratuita quando eu tentei, mas talvez as páginas que eles escondem sejam aleatórias, e você terá mais sorte.
Assim, em resumo, para verificar o fator 2,39, você precisa saber o número Mach na entrada do ventilador do motor e calcular as perdas totais de pressão das ondas de choque, o que requer informações sobre a geometria de admissão. / p>