Portata massica del propellente calcolatrice

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Propulsione a razzo

Componenti della turbina a gas

Propulsione a jet

Termodinamica ed equazioni governanti

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✖L'area della gola dell'ugello si riferisce all'area della sezione trasversale della parte più stretta di un ugello di propulsione, nota come gola.ⓘ Area della gola dell'ugello [A_t]			+10% -10%
✖La pressione dell'ugello di ingresso rappresenta la pressione dell'aria o del propellente in entrata prima che entri nella camera di combustione o nella sezione della turbina.ⓘ Pressione dell'ugello di ingresso [P₁]			+10% -10%
✖Il rapporto dei calori specifici descrive il rapporto tra i calori specifici di un gas a pressione costante e quello a volume costante.ⓘ Rapporto termico specifico [γ]			+10% -10%
✖La temperatura nella camera si riferisce tipicamente alla temperatura all'interno di una camera o involucro chiuso.ⓘ Temperatura in Camera [T₁]			+10% -10%

✖La portata di massa del propellente si riferisce alla quantità di massa che fluisce attraverso un dato punto nel sistema di propulsione del razzo per unità di tempo.ⓘ Portata massica del propellente [ṁ]

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Formula

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Portata massica del propellente

Formula

`"ṁ" = ("A"_{"t"}*"P"_{"1"}*"γ")*sqrt((2/("γ"+1))^(("γ"+1)/("γ"-1)))/sqrt("γ"*"[R]"*"T"_{"1"})`

Esempio

`"11.32815kg/s"=("0.21m²"*"0.0037MPa"*"1.33")*sqrt((2/("1.33"+1))^(("1.33"+1)/("1.33"-1)))/sqrt("1.33"*"[R]"*"256K")`

Calcolatrice

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Portata massica del propellente Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Portata massica del propellente = (Area della gola dell'ugello*Pressione dell'ugello di ingresso*Rapporto termico specifico)*sqrt((2/(Rapporto termico specifico+1))^((Rapporto termico specifico+1)/(Rapporto termico specifico-1)))/sqrt(Rapporto termico specifico*[R]*Temperatura in Camera)
ṁ = (A_t*P₁*γ)*sqrt((2/(γ+1))^((γ+1)/(γ-1)))/sqrt(γ*[R]*T₁)
Questa formula utilizza 1 Costanti, 1 Funzioni, 5 Variabili

Costanti utilizzate

[R] - Costante universale dei gas Valore preso come 8.31446261815324

Funzioni utilizzate

sqrt - Una funzione radice quadrata è una funzione che accetta un numero non negativo come input e restituisce la radice quadrata del numero di input specificato., sqrt(Number)

Variabili utilizzate

Portata massica del propellente - (Misurato in Chilogrammo/Secondo) - La portata di massa del propellente si riferisce alla quantità di massa che fluisce attraverso un dato punto nel sistema di propulsione del razzo per unità di tempo.
Area della gola dell'ugello - (Misurato in Metro quadrato) - L'area della gola dell'ugello si riferisce all'area della sezione trasversale della parte più stretta di un ugello di propulsione, nota come gola.
Pressione dell'ugello di ingresso - (Misurato in Pascal) - La pressione dell'ugello di ingresso rappresenta la pressione dell'aria o del propellente in entrata prima che entri nella camera di combustione o nella sezione della turbina.
Rapporto termico specifico - Il rapporto dei calori specifici descrive il rapporto tra i calori specifici di un gas a pressione costante e quello a volume costante.
Temperatura in Camera - (Misurato in Kelvin) - La temperatura nella camera si riferisce tipicamente alla temperatura all'interno di una camera o involucro chiuso.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Area della gola dell'ugello: 0.21 Metro quadrato --> 0.21 Metro quadrato Nessuna conversione richiesta
Pressione dell'ugello di ingresso: 0.0037 Megapascal --> 3700 Pascal (Controlla la conversione qui)
Rapporto termico specifico: 1.33 --> Nessuna conversione richiesta
Temperatura in Camera: 256 Kelvin --> 256 Kelvin Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

ṁ = (A_t*P₁*γ)*sqrt((2/(γ+1))^((γ+1)/(γ-1)))/sqrt(γ*[R]*T₁) --> (0.21*3700*1.33)*sqrt((2/(1.33+1))^((1.33+1)/(1.33-1)))/sqrt(1.33*[R]*256)

Valutare ... ...

ṁ = 11.328154115397

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

11.328154115397 Chilogrammo/Secondo --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

11.328154115397 ≈ 11.32815 Chilogrammo/Secondo <-- Portata massica del propellente

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da LOKESH

Sri Ramakrishna Ingegneria College (SREC), COIMBATORE

LOKESH ha creato questa calcolatrice e altre 25+ altre calcolatrici!

Verificato da Raj duro

Istituto indiano di tecnologia, Kharagpur (IIT KGP), Bengala occidentale

Raj duro ha verificato questa calcolatrice e altre 50+ altre calcolatrici!

< 4 Propellenti Calcolatrici

Portata massica del propellente

Partire Portata massica del propellente = (Area della gola dell'ugello*Pressione dell'ugello di ingresso*Rapporto termico specifico)*sqrt((2/(Rapporto termico specifico+1))^((Rapporto termico specifico+1)/(Rapporto termico specifico-1)))/sqrt(Rapporto termico specifico*[R]*Temperatura in Camera)

Portata massica dell'ossidante

Partire Portata massica dell'ossidante = (Rapporto di miscelazione del propellente*Portata massica del propellente)/(Rapporto di miscelazione del propellente+1)

Portata massica del carburante

Partire Portata massica del carburante = Portata massica del propellente/(Rapporto di miscelazione del propellente+1)

Rapporto di miscelazione del propellente

Partire Rapporto di miscelazione del propellente = Portata massica dell'ossidante/Portata massica del carburante