How kan jag bestämma specifika värmeflöden för turbojetmotorberäkningar?

Jag är i ett förbränningslaboratorium och vi utför experiment på en turbojetmotor. Jag har emellertid problem med att beräkna motorens utmatningshastighet och kompressor / turbinegenskaper.

Beakta dysutgången, där avgaserna går. Om man antar 100% adiabatisk effektivitet hos munstycket och tillämpar den första lagen i termodynamiken ger $$ \ frac {u_e ^ 2} {2} = h_ {0e} -h_e = c_ {p, N} (T_ {0e} -T_e) = c_ {p, N} T_ {0e} [1- (p_a / p_ {0e}) ^ {(\ gamma_n - 1) / \ gamma_n}], $$ antar $ p_e = p_a $, omgivningstrycket. I labbet har vi satt upp termoelement som mäter stagnationstemperaturen och trycket vid utgången, såväl som omgivningsförhållandena. Mitt problem är dock att jag inte har någon aning om hur man får $ c_ {p, N} $, gasens specifika värme i munstycket från. Jag har tittat upp i en referensbok att det genomsnittliga specifika värmeförhållandet $ \ gamma_n = 1,36 $, men det ger mig fortfarande inte den specifika värmen som jag behöver eftersom jag inte känner till den specifika gaskonstanten $ R $ för dessa gaser. Som referens är det en SR-30 turbojet med Jet-A-bränsle.

Dessutom har jag samma problem vid beräkning av effektutgångarna. Om man antar att all kraft i turbinen överförs till kompressorn, $$ \ dot {W_T} = {\ dot {m_a} + \ dot {m_f}) c_ {p, T} (T_ {04} -T_ {05}) = \ dot {m_a} c_ {p, C} {03} -T_ {02}) = \ punkt {W_C} $$ Återigen har jag ingen aning om vad de specifika värmerna är, bara deras förhållande. Finns det något sätt jag kan beräkna dessa kvantiteter eller se dem upp någonstans? Eller ens hitta de specifika gaskonstanterna någonstans?