Raketenaustrittsdruck Taschenrechner

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Raketenantrieb

Komponenten einer Gasturbine

Strahlantrieb

Thermodynamik und maßgebliche Gleichungen

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✖Der Kammerdruck ist der Druck, der in der Brennkammer einer Rakete erzeugt wird.ⓘ Kammerdruck [P_c]			+10% -10%
✖Das spezifische Wärmeverhältnis eines Gases ist das Verhältnis der spezifischen Wärme des Gases bei konstantem Druck zu seiner spezifischen Wärme bei konstantem Volumen.ⓘ Spezifisches Wärmeverhältnis [Y]			+10% -10%
✖Die Machzahl ist eine dimensionslose Größe, die das Verhältnis der Strömungsgeschwindigkeit hinter einer Grenze zur lokalen Schallgeschwindigkeit darstellt.ⓘ Machzahl [M]			+10% -10%

✖Der Austrittsdruck ist der Druck der Gase, die die Raketendüse verlassen.ⓘ Raketenaustrittsdruck [P_exit]

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Formel

✖

Raketenaustrittsdruck

Formel

`"P"_{"exit"} = "P"_{"c"}*((1+("Y"-1)/2*"M"^2)^-("Y"/("Y"-1)))`

Beispiel

`"6.302943MPa"="20MPa"*((1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^-("1.392758"/("1.392758"-1)))`

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Raketenaustrittsdruck Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

Ausgangsdruck = Kammerdruck*((1+(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)/2*Machzahl^2)^-(Spezifisches Wärmeverhältnis/(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)))
P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))
Diese formel verwendet 4 Variablen

Verwendete Variablen

Ausgangsdruck - (Gemessen in Pascal) - Der Austrittsdruck ist der Druck der Gase, die die Raketendüse verlassen.
Kammerdruck - (Gemessen in Pascal) - Der Kammerdruck ist der Druck, der in der Brennkammer einer Rakete erzeugt wird.
Spezifisches Wärmeverhältnis - Das spezifische Wärmeverhältnis eines Gases ist das Verhältnis der spezifischen Wärme des Gases bei konstantem Druck zu seiner spezifischen Wärme bei konstantem Volumen.
Machzahl - Die Machzahl ist eine dimensionslose Größe, die das Verhältnis der Strömungsgeschwindigkeit hinter einer Grenze zur lokalen Schallgeschwindigkeit darstellt.

SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit

Kammerdruck: 20 Megapascal --> 20000000 Pascal (Überprüfen sie die konvertierung hier)
Spezifisches Wärmeverhältnis: 1.392758 --> Keine Konvertierung erforderlich
Machzahl: 1.4 --> Keine Konvertierung erforderlich

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1))) --> 20000000*((1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-(1.392758/(1.392758-1)))

Auswerten ... ...

P_exit = 6302943.3965282

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

6302943.3965282 Pascal -->6.3029433965282 Megapascal (Überprüfen sie die konvertierung hier)

ENDGÜLTIGE ANTWORT

6.3029433965282 ≈ 6.302943 Megapascal <-- Ausgangsdruck

(Berechnung in 00.020 sekunden abgeschlossen)

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Credits

Erstellt von Shreyash

Rajiv Gandhi Institute of Technology (RGIT), Mumbai

Shreyash hat diesen Rechner und 10+ weitere Rechner erstellt!

Geprüft von Kartikay Pandit

Nationales Institut für Technologie (NIT), Hamirpur

Kartikay Pandit hat diesen Rechner und 400+ weitere Rechner verifiziert!

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Massenstrom durch den Motor

Gehen Massendurchsatz = Machzahl*Bereich*Gesamtdruck*sqrt(Spezifisches Wärmeverhältnis*Molmasse/(Gesamttemperatur*[R]))*(1+(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)*Machzahl^2/2)^(-(Spezifisches Wärmeverhältnis+1)/(2*Spezifisches Wärmeverhältnis-2))

Komprimierbares Flächenverhältnis

Gehen Flächenverhältnis = ((Spezifisches Wärmeverhältnis+1)/2)^(-(Spezifisches Wärmeverhältnis+1)/(2*Spezifisches Wärmeverhältnis-2))*((1+(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)/2*Machzahl^2)^((Spezifisches Wärmeverhältnis+1)/(2*Spezifisches Wärmeverhältnis-2)))/Machzahl

Austrittsgeschwindigkeit bei gegebener Molmasse

Gehen Ausgangsgeschwindigkeit = sqrt(((2*Kammertemperatur*[R]*Spezifisches Wärmeverhältnis)/(Molmasse)/(Spezifisches Wärmeverhältnis-1))*(1-(Ausgangsdruck/Kammerdruck)^(1-1/Spezifisches Wärmeverhältnis)))

Austrittsgeschwindigkeit bei gegebener molarer spezifischer Wärmekapazität

Gehen Ausgangsgeschwindigkeit = sqrt(2*Gesamttemperatur*Molare spezifische Wärmekapazität bei konstantem Druck*(1-(Ausgangsdruck/Kammerdruck)^(1-1/Spezifisches Wärmeverhältnis)))

Raketenaustrittsdruck

Gehen Ausgangsdruck = Kammerdruck*((1+(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)/2*Machzahl^2)^-(Spezifisches Wärmeverhältnis/(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)))

Austrittsgeschwindigkeit bei gegebener Machzahl und Austrittstemperatur

Gehen Ausgangsgeschwindigkeit = Machzahl*sqrt(Spezifisches Wärmeverhältnis*[R]/Molmasse*Ausgangstemperatur)

Raketenaustrittstemperatur

Gehen Ausgangstemperatur = Kammertemperatur*(1+(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)/2*Machzahl^2)^-1

Erforderliche Leistung zur Erzeugung der Abgasstrahlgeschwindigkeit bei gegebener Raketenmasse und Beschleunigung

Gehen Strom erforderlich = (Masse der Rakete*Beschleunigung*Effektive Abgasgeschwindigkeit)/2

Totaler Impuls

Gehen Totaler Impuls = int(Schub,x,Anfangszeit,Das letzte Mal)

Erforderliche Leistung zur Erzeugung der Abgasstrahlgeschwindigkeit

Gehen Strom erforderlich = 1/2*Massendurchsatz*Ausgangsgeschwindigkeit^2

Schub bei gegebener Abgasgeschwindigkeit und Massendurchsatz

Gehen Schub = Massendurchsatz*Ausgangsgeschwindigkeit

Schub bei gegebener Masse und Beschleunigung der Rakete

Gehen Schub = Masse der Rakete*Beschleunigung

Beschleunigung der Rakete

Gehen Beschleunigung = Schub/Masse der Rakete

Photonenantriebsschub

Gehen Schub = 1000*Leistung im Jet/[c]

Raketenaustrittsdruck Formel

Ausgangsdruck = Kammerdruck*((1+(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)/2*Machzahl^2)^-(Spezifisches Wärmeverhältnis/(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)))
P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))

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