Raketenaustrittstemperatur Taschenrechner

⤿

Raketenantrieb

Komponenten einer Gasturbine

Strahlantrieb

Thermodynamik und maßgebliche Gleichungen

⤿

✖Unter Kammertemperatur versteht man die Temperatur der Brennkammer in einem Antriebssystem, beispielsweise einer Rakete oder einem Strahltriebwerk.ⓘ Kammertemperatur [T_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%

✖Austrittstemperatur ist das Maß der Wärme am Austritt aus dem System.ⓘ Raketenaustrittstemperatur [T_exit]

⎘ Kopie

👎

Formel

✖

Raketenaustrittstemperatur

Formel

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

Beispiel

`"10.10901K"="14K"*(1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^-1`

Taschenrechner

LaTeX

Rücksetzen

👍

Herunterladen Raketenantrieb Formeln Pdf PDF Image

Raketenaustrittstemperatur Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

Ausgangstemperatur = Kammertemperatur*(1+(Spezifisches Wärmeverhältnis-1)/2*Machzahl^2)^-1
T_exit = T_c*(1+(Y-1)/2*M^2)^-1
Diese formel verwendet 4 Variablen

Verwendete Variablen

Ausgangstemperatur - (Gemessen in Kelvin) - Austrittstemperatur ist das Maß der Wärme am Austritt aus dem System.
Kammertemperatur - (Gemessen in Kelvin) - Unter Kammertemperatur versteht man die Temperatur der Brennkammer in einem Antriebssystem, beispielsweise einer Rakete oder einem Strahltriebwerk.
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

Kammertemperatur: 14 Kelvin --> 14 Kelvin Keine Konvertierung erforderlich
Spezifisches Wärmeverhältnis: 1.392758 --> Keine Konvertierung erforderlich
Machzahl: 1.4 --> Keine Konvertierung erforderlich

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

T_exit = T_c*(1+(Y-1)/2*M^2)^-1 --> 14*(1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-1

Auswerten ... ...

T_exit = 10.1090124127408

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

10.1090124127408 Kelvin --> Keine Konvertierung erforderlich

ENDGÜLTIGE ANTWORT

10.1090124127408 ≈ 10.10901 Kelvin <-- Ausgangstemperatur

(Berechnung in 00.004 sekunden abgeschlossen)

Du bist da -

Zuhause » Physik » Flugtriebwerke » Raketenantrieb » Raketenaustrittstemperatur

Credits

Erstellt von Shreyash

Rajiv Gandhi Institute of Technology (RGIT), Mumbai

Shreyash hat diesen Rechner und 10+ weitere Rechner erstellt!

Geprüft von Anshika Arya

Nationales Institut für Technologie (NIT), Hamirpur

Anshika Arya hat diesen Rechner und 2500+ weitere Rechner verifiziert!

< 14 Raketenantrieb Taschenrechner

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)

Erforderliche Leistung zur Erzeugung der Abgasstrahlgeschwindigkeit bei gegebener Raketenmasse und Beschleunigung

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

Raketenaustrittstemperatur

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

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