Ты бы конкретизировала к чему вопрос вообще-то. Насколько я знаю, в ракетном двигателе температура больше 2000 градусов, может около 2500 градусов. Но сам не мерил, не знаю :).
Из сопла вылетает, конечно, ниже, так как сопло расширяет поток, но сильно зависит от степени расширения - она очень разная для первой ступени и для третьей.
А вообще, на самом деле температура существенно зависит от вида топлива (керосин, например, диметилгидразин, или водород) и окислителя (азотная кислота или кислород), и двигатель вообще жидкотопливный или твердотопливный. Температура горения больше по части химии, а не физики. Надо знать так называемую "стехиометрическую" температуру для данной пары топливо+окислитель.
Если просто примерно прикинуть на пальцах, то бери округлённо 2000 К.
Выразим V из закона Менделеева-Клапейрона:
P V = m R T / M => V = m R T / P M.
А теперь приравняем V1 к V2. И дабы не писать лишнего, сразу посмотрим, что у нас сократится: M, R, m (но сначала я напишу с m для ясности). Получаем:
m T1 / P1 = 0,4 m T2 / P2.
У тебя сейчас, наверное, возник вопрос: почему во второй части уравнения перед m стоит 0,4?
- Потому что исходя из условия задачи мы можем сделать вывод, что m2 = 0,4 m1 (в уравнении m1 заменена на просто m для краткости).
Теперь сокращаем массы, выводим P2:
P2 = 0,4 T2 P1 / T1 = 4*10^-1 * 273 * 2*10^5 / 3*10^2 = 72,8*10^3 Па