Componente del numero di Mach a valle da normale a shock obliquo per un dato numero di Mach a monte normale calcolatrice

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✖Il rapporto termico specifico dinamico è il rapporto tra la capacità termica a pressione costante e la capacità termica a volume costante.ⓘ Dinamica del rapporto termico specifico [κ]			+10% -10%
✖La componente dell'urto mach a monte da normale a obliquo è quella componente del numero di Mach a monte che è da normale a onda d'urto obliqua.ⓘ Componente del mach a monte shock da normale a obliquo [M_n1]			+10% -10%

✖Downstream Mach Normal to Oblique Shock è quella componente del numero di Mach downstream che è normale all'onda d'urto obliqua.ⓘ Componente del numero di Mach a valle da normale a shock obliquo per un dato numero di Mach a monte normale [M_n2]

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Formula

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Componente del numero di Mach a valle da normale a shock obliquo per un dato numero di Mach a monte normale

Formula

`"M"_{"n2"} = sqrt((1+0.5*(("κ"-1)*"M"_{"n1"}^2))/("κ"*"M"_{"n1"}^2-0.5*("κ"-1)))`

Esempio

`"0.576377"=sqrt((1+0.5*(("1.392758"-1)*("2")^2))/("1.392758"*("2")^2-0.5*("1.392758"-1)))`

Calcolatrice

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Componente del numero di Mach a valle da normale a shock obliquo per un dato numero di Mach a monte normale Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Downstream Mach da normale a shock obliquo = sqrt((1+0.5*((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2))/(Dinamica del rapporto termico specifico*Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2-0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)))
M_n2 = sqrt((1+0.5*((κ-1)*M_n1^2))/(κ*M_n1^2-0.5*(κ-1)))
Questa formula utilizza 1 Funzioni, 3 Variabili

Funzioni utilizzate

sqrt - Squre root function, sqrt(Number)

Variabili utilizzate

Downstream Mach da normale a shock obliquo - Downstream Mach Normal to Oblique Shock è quella componente del numero di Mach downstream che è normale all'onda d'urto obliqua.
Dinamica del rapporto termico specifico - Il rapporto termico specifico dinamico è il rapporto tra la capacità termica a pressione costante e la capacità termica a volume costante.
Componente del mach a monte shock da normale a obliquo - La componente dell'urto mach a monte da normale a obliquo è quella componente del numero di Mach a monte che è da normale a onda d'urto obliqua.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Dinamica del rapporto termico specifico: 1.392758 --> Nessuna conversione richiesta
Componente del mach a monte shock da normale a obliquo: 2 --> Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

M_n2 = sqrt((1+0.5*((κ-1)*M_n1^2))/(κ*M_n1^2-0.5*(κ-1))) --> sqrt((1+0.5*((1.392758-1)*2^2))/(1.392758*2^2-0.5*(1.392758-1)))

Valutare ... ...

M_n2 = 0.576377020834194

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

0.576377020834194 --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

0.576377020834194 <-- Downstream Mach da normale a shock obliquo

(Calcolo completato in 00.000 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Shikha Maurya

Indian Institute of Technology (IO ESSO), Bombay

Shikha Maurya ha creato questa calcolatrice e altre 100+ altre calcolatrici!

Verificato da Maiarutselvan V

PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore

Maiarutselvan V ha verificato questa calcolatrice e altre 300+ altre calcolatrici!

< 19 Shock obliquo e onde di espansione Calcolatrici

Temperatura dietro lo shock obliquo per una data temperatura a monte e un normale numero di Mach a monte

Partire Temperatura dietro Shock = Temperatura in vista di Shock*((1+((2*Dinamica del rapporto termico specifico)/(Dinamica del rapporto termico specifico+1))*((Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)-1))/((Dinamica del rapporto termico specifico+1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)/(2+((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)))))

Funzione Prandtl Meyer al numero di Mach a monte

Partire Funzione Prandtl Meyer a monte Mach n. = sqrt((Dinamica del rapporto termico specifico+1)/(Dinamica del rapporto termico specifico-1))*atan(sqrt(((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*((Numero Mach prima dello shock^2)-1))/(Dinamica del rapporto termico specifico+1)))-atan(sqrt(((Numero Mach prima dello shock^2)-1)))

Rapporto di temperatura attraverso shock obliquo

Partire Rapporto di temperatura attraverso Shock = (1+((2*Dinamica del rapporto termico specifico)/(Dinamica del rapporto termico specifico+1))*((Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)-1))/((Dinamica del rapporto termico specifico+1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)/(2+((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2))))

Funzione Prandtl Meyer

Partire Funzione di Prandtl-Meyer = sqrt((Dinamica del rapporto termico specifico+1)/(Dinamica del rapporto termico specifico-1))*atan(sqrt(((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*((Numero di Mach^2)-1))/(Dinamica del rapporto termico specifico+1)))-atan(sqrt(((Numero di Mach^2)-1)))

Pressione dietro la ventola di espansione

Partire Pressione dietro la ventola di espansione = Pressione avanti Ventola di espansione*((1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Mach Number avanti Ventola di espansione^2))/(1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Numero di Mach dietro la ventola di espansione^2)))^((Dinamica del rapporto termico specifico)/(Dinamica del rapporto termico specifico-1))

Angolo di deflessione del flusso

Partire Angolo di deviazione del flusso = atan((2*cot(Angolo d'urto obliquo)*(((Numero Mach prima dello shock*sin(Angolo d'urto obliquo))^2)-1))/(((Numero Mach prima dello shock^2)*(Dinamica del rapporto termico specifico+cos(2*Angolo d'urto obliquo)))+2))

Rapporto di pressione sulla ventola di espansione

Partire Rapporto di pressione attraverso il ventilatore di espansione = ((1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Mach Number avanti Ventola di espansione^2))/(1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Numero di Mach dietro la ventola di espansione^2)))^((Dinamica del rapporto termico specifico)/(Dinamica del rapporto termico specifico-1))

Componente del numero di Mach a valle da normale a shock obliquo per un dato numero di Mach a monte normale

Partire Downstream Mach da normale a shock obliquo = sqrt((1+0.5*((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2))/(Dinamica del rapporto termico specifico*Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2-0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)))

Temperatura dietro la ventola di espansione

Partire Temperatura dietro la ventola di espansione = Temperatura avanti Ventola di espansione*((1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Mach Number avanti Ventola di espansione^2))/(1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Numero di Mach dietro la ventola di espansione^2)))

Densità dietro shock obliquo per data densità a monte e normale numero di Mach a monte

Partire Densità dietro Shock = Densità prima dello shock*((Dinamica del rapporto termico specifico+1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)/(2+((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2))))

Rapporto di temperatura attraverso la ventola di espansione

Partire Rapporto di temperatura attraverso la ventola di espansione = (1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Mach Number avanti Ventola di espansione^2))/(1+0.5*(Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Numero di Mach dietro la ventola di espansione^2))

Rapporto di densità attraverso lo shock obliquo

Partire Rapporto di densità attraverso Shock = (Dinamica del rapporto termico specifico+1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)/(2+((Dinamica del rapporto termico specifico-1)*(Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)))

Pressione dietro l'urto obliquo per una data pressione a monte e un normale numero di Mach a monte

Partire Pressione statica dietro l'urto = Pressione statica prima dello shock*(1+((2*Dinamica del rapporto termico specifico)/(Dinamica del rapporto termico specifico+1))*((Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)-1))

Rapporto di pressione attraverso l'ammortizzatore obliquo

Partire Rapporto di pressione attraverso l'ammortizzatore = 1+((2*Dinamica del rapporto termico specifico)/(Dinamica del rapporto termico specifico+1))*((Componente del mach a monte shock da normale a obliquo^2)-1)

Componente di Downstream Mach da normale a urto obliquo

Partire Downstream Mach da normale a shock obliquo = Numero di Mach dietro lo shock*sin(Angolo d'urto obliquo-Angolo di deviazione del flusso)

Componente di Mach a monte da normale a urto obliquo

Partire Componente del mach a monte shock da normale a obliquo = Numero Mach prima dello shock*sin(Angolo d'urto obliquo)

Angolo di deflessione del flusso utilizzando la funzione Prandtl Meyer

Partire Angolo di deviazione del flusso = Funzione Prandtl Meyer a valle Mach n.-Funzione Prandtl Meyer a monte Mach n.

Angolo Mach posteriore della ventola di espansione

Partire Angolo di Mach all'indietro = arsin(1/Numero di Mach dietro la ventola di espansione)

Angolo Mach in avanti della ventola di espansione

Partire Angolo di Mach in avanti = arsin(1/Mach Number avanti Ventola di espansione)

Componente del numero di Mach a valle da normale a shock obliquo per un dato numero di Mach a monte normale Formula

Cosa succede quando l'angolo di deflessione del flusso è 0 ° nel flusso supersonico?

Quando la deflessione del flusso è 0 °, l'angolo dell'onda sarà di 90 ° o μ. Il caso di β = 90 ° corrisponde a una normale onda d'urto e β = μ corrisponde a un'onda di Mach. In entrambi i casi, le linee di flusso non subiscono alcuna deflessione attraverso l'onda.

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