Rapporto di temperatura quando Mach diventa infinito calcolatrice

✖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 numero di Mach è una quantità adimensionale che rappresenta il rapporto tra la velocità del flusso oltre un confine e la velocità locale del suono.ⓘ Numero di Mach [M]			+10% -10%
✖L'angolo d'onda è l'angolo d'urto creato dallo shock obliquo, non è simile all'angolo di mach.ⓘ Angolo dell'onda [β]			+10% -10%

✖Il rapporto di temperatura è il rapporto delle temperature in diverse istanze di qualsiasi processo o ambiente.ⓘ Rapporto di temperatura quando Mach diventa infinito [T_ratio]

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Formula

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Rapporto di temperatura quando Mach diventa infinito

Formula

`"T"_{"ratio"} = (2*"Y"*("Y"-1))/("Y"+1)^2*("M"*sin("β"))^2`

Esempio

`"1.446748"=(2*"1.6"*("1.6"-1))/("1.6"+1)^2*("8"*sin("0.286rad"))^2`

Calcolatrice

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Rapporto di temperatura quando Mach diventa infinito Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Rapporto di temperatura = (2*Rapporto termico specifico*(Rapporto termico specifico-1))/(Rapporto termico specifico+1)^2*(Numero di Mach*sin(Angolo dell'onda))^2
T_ratio = (2*Y*(Y-1))/(Y+1)^2*(M*sin(β))^2
Questa formula utilizza 1 Funzioni, 4 Variabili

Funzioni utilizzate

sin - Il seno è una funzione trigonometrica che descrive il rapporto tra la lunghezza del lato opposto di un triangolo rettangolo e la lunghezza dell'ipotenusa., sin(Angle)

Variabili utilizzate

Rapporto di temperatura - Il rapporto di temperatura è il rapporto delle temperature in diverse istanze di qualsiasi processo o ambiente.
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.
Numero di Mach - Il numero di Mach è una quantità adimensionale che rappresenta il rapporto tra la velocità del flusso oltre un confine e la velocità locale del suono.
Angolo dell'onda - (Misurato in Radiante) - L'angolo d'onda è l'angolo d'urto creato dallo shock obliquo, non è simile all'angolo di mach.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Rapporto termico specifico: 1.6 --> Nessuna conversione richiesta
Numero di Mach: 8 --> Nessuna conversione richiesta
Angolo dell'onda: 0.286 Radiante --> 0.286 Radiante Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

T_ratio = (2*Y*(Y-1))/(Y+1)^2*(M*sin(β))^2 --> (2*1.6*(1.6-1))/(1.6+1)^2*(8*sin(0.286))^2

Valutare ... ...

T_ratio = 1.44674814803688

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

1.44674814803688 --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

1.44674814803688 ≈ 1.446748 <-- Rapporto di temperatura

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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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 Rushi Shah

KJ Somaiya College of Engineering (KJ Somaiya), Mumbai

Rushi Shah ha verificato questa calcolatrice e altre 200+ altre calcolatrici!

< 15 Relazione d'urto obliqua Calcolatrici

Rapporto di densità esatto

Partire Rapporto di densità = ((Rapporto termico specifico+1)*(Numero di Mach*(sin(Angolo dell'onda)))^2)/((Rapporto termico specifico-1)*(Numero di Mach*(sin(Angolo dell'onda)))^2+2)

Rapporto di temperatura quando Mach diventa infinito

Partire Rapporto di temperatura = (2*Rapporto termico specifico*(Rapporto termico specifico-1))/(Rapporto termico specifico+1)^2*(Numero di Mach*sin(Angolo dell'onda))^2

Rapporto di pressione esatto

Partire Rapporto di pressione = 1+2*Rapporto termico specifico/(Rapporto termico specifico+1)*((Numero di Mach*sin(Angolo dell'onda))^2-1)

Rapporto di pressione quando Mach diventa infinito

Partire Rapporto di pressione = (2*Rapporto termico specifico)/(Rapporto termico specifico+1)*(Numero di Mach*sin(Angolo dell'onda))^2

Componenti del flusso parallelo a monte dopo lo shock poiché Mach tende all'infinito

Partire Componenti di flusso a monte paralleli = Velocità del fluido a 1*(1-(2*(sin(Angolo dell'onda))^2)/(Rapporto termico specifico-1))

Componenti di flusso a monte perpendicolari dietro l'onda d'urto

Partire Componenti di flusso perpendicolari a monte = (Velocità del fluido a 1*(sin(2*Angolo dell'onda)))/(Rapporto termico specifico-1)

Coefficiente di pressione dietro l'onda d'urto obliqua

Partire Coefficiente di pressione = 4/(Rapporto termico specifico+1)*((sin(Angolo dell'onda))^2-1/Numero di Mach^2)

Angolo dell'onda per un angolo di deflessione ridotto

Partire Angolo dell'onda = (Rapporto termico specifico+1)/2*(Angolo di deflessione*180/pi)*pi/180

Velocità del suono utilizzando la pressione dinamica e la densità

Partire Velocità del suono = sqrt((Rapporto termico specifico*Pressione)/Densità)

Pressione dinamica per un dato rapporto termico specifico e numero di Mach

Partire Pressione Dinamica = Dinamica del rapporto termico specifico*Pressione statica*(Numero di Mach^2)/2

Coefficiente di pressione dietro l'onda d'urto obliqua per numero di Mach infinito

Partire Coefficiente di pressione = 4/(Rapporto termico specifico+1)*(sin(Angolo dell'onda))^2

Rapporto di densità quando Mach diventa infinito

Partire Rapporto di densità = (Rapporto termico specifico+1)/(Rapporto termico specifico-1)

Coefficiente di pressione adimensionale

Partire Coefficiente di pressione = Variazione della pressione statica/Pressione Dinamica

Rapporti di temperatura

Partire Rapporto di temperatura = Rapporto di pressione/Rapporto di densità

Coefficiente di pressione derivato dalla teoria dello shock obliquo

Partire Coefficiente di pressione = 2*(sin(Angolo dell'onda))^2

Rapporto di temperatura quando Mach diventa infinito Formula

Qual è il rapporto di temperatura quando Mach tende all'infinito

Il rapporto tra la temperatura assoluta sulla superficie di un corpo (o su una parete Tw) e la temperatura assoluta caratteristica di flusso (TΠ) o la temperatura adiabatica della parete (Taw)

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