Pression de sortie de fusée Calculatrice

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Propulsion de fusée

Composants de turbine à gaz

Propulsion à réaction

Thermodynamique et équations directrices

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✖La pression dans la chambre est la quantité de pression générée à l’intérieur de la chambre de combustion d’une fusée.ⓘ Pression de la chambre [P_c]			+10% -10%
✖Le rapport de chaleur spécifique d'un gaz est le rapport entre la chaleur spécifique du gaz à pression constante et sa chaleur spécifique à volume constant.ⓘ Rapport de chaleur spécifique [Y]			+10% -10%
✖Le nombre de Mach est une quantité sans dimension représentant le rapport entre la vitesse d'écoulement au-delà d'une limite et la vitesse locale du son.ⓘ Nombre de Mach [M]			+10% -10%

✖La pression de sortie est la pression des gaz sortant de la tuyère de la fusée.ⓘ Pression de sortie de fusée [P_exit]

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Formule

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Pression de sortie de fusée

Formule

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

Exemple

`"6.334458MPa"="20.1MPa"*((1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^-("1.392758"/("1.392758"-1)))`

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Pression de sortie de fusée Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Pression de sortie = Pression de la chambre*((1+(Rapport de chaleur spécifique-1)/2*Nombre de Mach^2)^-(Rapport de chaleur spécifique/(Rapport de chaleur spécifique-1)))
P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))
Cette formule utilise 4 Variables

Variables utilisées

Pression de sortie - (Mesuré en Pascal) - La pression de sortie est la pression des gaz sortant de la tuyère de la fusée.
Pression de la chambre - (Mesuré en Pascal) - La pression dans la chambre est la quantité de pression générée à l’intérieur de la chambre de combustion d’une fusée.
Rapport de chaleur spécifique - Le rapport de chaleur spécifique d'un gaz est le rapport entre la chaleur spécifique du gaz à pression constante et sa chaleur spécifique à volume constant.
Nombre de Mach - Le nombre de Mach est une quantité sans dimension représentant le rapport entre la vitesse d'écoulement au-delà d'une limite et la vitesse locale du son.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Pression de la chambre: 20.1 Mégapascal --> 20100000 Pascal (Vérifiez la conversion ici)
Rapport de chaleur spécifique: 1.392758 --> Aucune conversion requise
Nombre de Mach: 1.4 --> Aucune conversion requise

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1))) --> 20100000*((1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-(1.392758/(1.392758-1)))

Évaluer ... ...

P_exit = 6334458.11351084

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

6334458.11351084 Pascal -->6.33445811351084 Mégapascal (Vérifiez la conversion ici)

RÉPONSE FINALE

6.33445811351084 ≈ 6.334458 Mégapascal <-- Pression de sortie

(Calcul effectué en 00.020 secondes)

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Crédits

Créé par Shreyash

Institut de technologie Rajiv Gandhi (RGIT), Bombay

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Vérifié par Kartikay Pandit

Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur

Kartikay Pandit a validé cette calculatrice et 400+ autres calculatrices!

< 14 Propulsion de fusée Calculatrices

Débit massique à travers le moteur

Aller Débit massique = Nombre de Mach*Zone*Pression totale*sqrt(Rapport de chaleur spécifique*Masse molaire/(Température totale*[R]))*(1+(Rapport de chaleur spécifique-1)*Nombre de Mach^2/2)^(-(Rapport de chaleur spécifique+1)/(2*Rapport de chaleur spécifique-2))

Rapport de surface compressible

Aller Rapport de superficie = ((Rapport de chaleur spécifique+1)/2)^(-(Rapport de chaleur spécifique+1)/(2*Rapport de chaleur spécifique-2))*((1+(Rapport de chaleur spécifique-1)/2*Nombre de Mach^2)^((Rapport de chaleur spécifique+1)/(2*Rapport de chaleur spécifique-2)))/Nombre de Mach

Vitesse de sortie donnée Masse molaire

Aller Vitesse de sortie = sqrt(((2*Température de la chambre*[R]*Rapport de chaleur spécifique)/(Masse molaire)/(Rapport de chaleur spécifique-1))*(1-(Pression de sortie/Pression de la chambre)^(1-1/Rapport de chaleur spécifique)))

Vitesse de sortie étant donné la capacité thermique spécifique molaire

Aller Vitesse de sortie = sqrt(2*Température totale*Capacité thermique spécifique molaire à pression constante*(1-(Pression de sortie/Pression de la chambre)^(1-1/Rapport de chaleur spécifique)))

Pression de sortie de fusée

Aller Pression de sortie = Pression de la chambre*((1+(Rapport de chaleur spécifique-1)/2*Nombre de Mach^2)^-(Rapport de chaleur spécifique/(Rapport de chaleur spécifique-1)))

Vitesse de sortie compte tenu du nombre de Mach et de la température de sortie

Aller Vitesse de sortie = Nombre de Mach*sqrt(Rapport de chaleur spécifique*[R]/Masse molaire*Température de sortie)

Température de sortie de la fusée

Aller Température de sortie = Température de la chambre*(1+(Rapport de chaleur spécifique-1)/2*Nombre de Mach^2)^-1

Puissance requise pour produire la vitesse du jet d'échappement compte tenu de la masse de la fusée et de l'accélération

Aller Puissance requise = (Masse de fusée*Accélération*Vitesse d'échappement effective de la fusée)/2

Impulsion totale

Aller Impulsion totale = int(Poussée,x,Heure initiale,Dernière heure)

Puissance requise pour produire la vitesse du jet d'échappement

Aller Puissance requise = 1/2*Débit massique*Vitesse de sortie^2

Poussée donnée Vitesse d'échappement et débit massique

Aller Poussée = Débit massique*Vitesse de sortie