Rapporto di pressione per numero di Mach elevato calcolatrice

✖Il numero di Mach prima dello shock è il numero di Mach sul corpo prima che si verifichi un'onda d'urto.ⓘ Numero Mach prima dello shock [M₁]			+10% -10%
✖Il numero di Mach dietro lo shock è il numero di Mach sul corpo dopo che si è verificata un'onda d'urto.ⓘ Numero di Mach dietro lo shock [M₂]			+10% -10%
✖Il rapporto di calore specifico di un gas è il rapporto tra il calore specifico del gas a pressione costante e il suo calore specifico a volume costante.ⓘ Rapporto termico specifico [Y]			+10% -10%

✖Il rapporto di pressione è il rapporto tra la pressione finale e quella iniziale.ⓘ Rapporto di pressione per numero di Mach elevato [r_p]

⎘ Copia

👎

Formula

✖

Rapporto di pressione per numero di Mach elevato

Formula

`"r"_{"p"} = ("M"_{"1"}/"M"_{"2"})^(2*"Y"/("Y"-1))`

Esempio

`"350.4666"=("1.5"/"0.5")^(2*"1.6"/("1.6"-1))`

Calcolatrice

LaTeX

Ripristina

👍

Scaricamento Flusso ipersonico Formula PDF PDF Image

Rapporto di pressione per numero di Mach elevato Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Rapporto di pressione = (Numero Mach prima dello shock/Numero di Mach dietro lo shock)^(2*Rapporto termico specifico/(Rapporto termico specifico-1))
r_p = (M₁/M₂)^(2*Y/(Y-1))
Questa formula utilizza 4 Variabili

Variabili utilizzate

Rapporto di pressione - Il rapporto di pressione è il rapporto tra la pressione finale e quella iniziale.
Numero Mach prima dello shock - Il numero di Mach prima dello shock è il numero di Mach sul corpo prima che si verifichi un'onda d'urto.
Numero di Mach dietro lo shock - Il numero di Mach dietro lo shock è il numero di Mach sul corpo dopo che si è verificata un'onda d'urto.
Rapporto termico specifico - Il rapporto di calore specifico di un gas è il rapporto tra il calore specifico del gas a pressione costante e il suo calore specifico a volume costante.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Numero Mach prima dello shock: 1.5 --> Nessuna conversione richiesta
Numero di Mach dietro lo shock: 0.5 --> Nessuna conversione richiesta
Rapporto termico specifico: 1.6 --> Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

r_p = (M₁/M₂)^(2*Y/(Y-1)) --> (1.5/0.5)^(2*1.6/(1.6-1))

Valutare ... ...

r_p = 350.4666455847

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

350.4666455847 --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

350.4666455847 ≈ 350.4666 <-- Rapporto di pressione

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

Tu sei qui -

Casa » Ingegneria » Meccanico » meccanica dei fluidi » Flusso ipersonico » Parametri di flusso ipersonico » Rapporto di pressione per numero di Mach elevato

Titoli di coda

Creato da Sanjay Krishna

Amrita School of Engineering (ASE), Vallikavu

Sanjay Krishna ha creato questa calcolatrice e altre 300+ altre calcolatrici!

Verificato da Maiarutselvan V

PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore

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

< 20 Parametri di flusso ipersonico Calcolatrici

Coefficiente di pressione con parametri di similarità

Partire Coefficiente di pressione = 2*Angolo di deviazione del flusso^2*((Rapporto termico specifico+1)/4+sqrt(((Rapporto termico specifico+1)/4)^2+1/Parametro di somiglianza ipersonica^2))

Rapporto di pressione con numero di Mach elevato con costante di similarità

Partire Rapporto di pressione = (1-((Rapporto termico specifico-1)/2)*Parametro di somiglianza ipersonica)^(2*Rapporto termico specifico/(Rapporto termico specifico-1))

Rapporto di pressione per numero di Mach elevato

Partire Rapporto di pressione = (Numero Mach prima dello shock/Numero di Mach dietro lo shock)^(2*Rapporto termico specifico/(Rapporto termico specifico-1))

Numero di Mach con fluidi

Partire Numero di Mach = Velocità del fluido/(sqrt(Rapporto termico specifico*Costante di gas universale*Temperatura finale))

Coefficiente di momento

Partire Coefficiente di momento = Momento/(Pressione dinamica*Area per il flusso*Lunghezza della corda)

Angolo di deflessione

Partire Angolo di deflessione = 2/(Rapporto termico specifico-1)*(1/Numero Mach prima dello shock-1/Numero di Mach dietro lo shock)

Pressione dinamica dato il coefficiente di portanza

Partire Pressione dinamica = Forza di sollevamento/(Coefficiente di sollevamento*Area per il flusso)

Coefficiente di sollevamento

Partire Coefficiente di sollevamento = Forza di sollevamento/(Pressione dinamica*Area per il flusso)

Coefficiente di resistenza

Partire Coefficiente di trascinamento = Forza di resistenza/(Pressione dinamica*Area per il flusso)

Pressione dinamica

Partire Pressione dinamica = Forza di resistenza/(Coefficiente di trascinamento*Area per il flusso)

Forza di sollevamento

Partire Forza di sollevamento = Coefficiente di sollevamento*Pressione dinamica*Area per il flusso

Forza di resistenza

Partire Forza di resistenza = Coefficiente di trascinamento*Pressione dinamica*Area per il flusso

Espressione supersonica per coefficiente di pressione su superficie con angolo di deflessione locale

Partire Coefficiente di pressione = (2*Angolo di deflessione)/(sqrt(Numero di Mach^2-1))

Coefficiente di forza normale

Partire Coefficiente di forza = Forza normale/(Pressione dinamica*Area per il flusso)

Coefficiente di forza assiale

Partire Coefficiente di forza = Forza/(Pressione dinamica*Area per il flusso)

Rapporto Mach ad alto numero di Mach

Partire Rapporto di Mach = 1-Parametro di somiglianza ipersonica*((Rapporto termico specifico-1)/2)

Parametro di similarità ipersonica

Partire Parametro di somiglianza ipersonica = Numero di Mach*Angolo di deviazione del flusso

Distribuzione delle sollecitazioni di taglio

Partire Sollecitazione di taglio = Coefficiente di viscosità*Gradiente di velocità

Legge di Fourier della conduzione del calore

Partire Flusso di calore = Conduttività termica*Gradiente di temperatura

Legge newtoniana del seno quadrato per il coefficiente di pressione

Partire Coefficiente di pressione = 2*sin(Angolo di deflessione)^2

Rapporto di pressione per numero di Mach elevato Formula

Rapporto di pressione = (Numero Mach prima dello shock/Numero di Mach dietro lo shock)^(2*Rapporto termico specifico/(Rapporto termico specifico-1))
r_p = (M₁/M₂)^(2*Y/(Y-1))

Qual è il rapporto di pressione per numeri di mach elevati

L'equazione del rapporto di pressione cambia quando il numero di Mach aumenta man mano che vengono rimosse molte variabili poiché è troppo piccola per causare un cambiamento.

Casa

GRATUITO PDF

🔍 Ricerca

Categorie

Condividere

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!