Samendrukbare oppervlakteverhouding Rekenmachine

⤿

Raketaandrijving

Onderdelen van gasturbine

Straalaandrijving

Thermodynamica en bestuursvergelijkingen

⤿

✖De soortelijke warmteverhouding van een gas is de verhouding tussen de soortelijke warmte van het gas bij een constante druk en de soortelijke warmte bij een constant volume.ⓘ Specifieke warmteverhouding [Y]			+10% -10%
✖Het Mach-getal is een dimensieloze grootheid die de verhouding weergeeft van de stroomsnelheid langs een grens tot de lokale geluidssnelheid.ⓘ Mach-nummer [M]			+10% -10%

✖De oppervlakteverhouding wordt gedefinieerd als de oppervlakteverhouding van het uitgangsgebied tot dat van het keelgebied.ⓘ Samendrukbare oppervlakteverhouding [A_r]

⎘ Kopiëren

👎

Formule

✖

Samendrukbare oppervlakteverhouding

Formule

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

Voorbeeld

`"1.115458"=(("1.392758"+1)/2)^(-("1.392758"+1)/(2*"1.392758"-2))*((1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^(("1.392758"+1)/(2*"1.392758"-2)))/"1.4"`

Rekenmachine

LaTeX

Reset

👍

Downloaden Raketaandrijving Formules Pdf PDF Image

Samendrukbare oppervlakteverhouding Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening

Formule gebruikt

Oppervlakteverhouding = ((Specifieke warmteverhouding+1)/2)^(-(Specifieke warmteverhouding+1)/(2*Specifieke warmteverhouding-2))*((1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^((Specifieke warmteverhouding+1)/(2*Specifieke warmteverhouding-2)))/Mach-nummer
A_r = ((Y+1)/2)^(-(Y+1)/(2*Y-2))*((1+(Y-1)/2*M^2)^((Y+1)/(2*Y-2)))/M
Deze formule gebruikt 3 Variabelen

Variabelen gebruikt

Oppervlakteverhouding - De oppervlakteverhouding wordt gedefinieerd als de oppervlakteverhouding van het uitgangsgebied tot dat van het keelgebied.
Specifieke warmteverhouding - De soortelijke warmteverhouding van een gas is de verhouding tussen de soortelijke warmte van het gas bij een constante druk en de soortelijke warmte bij een constant volume.
Mach-nummer - Het Mach-getal is een dimensieloze grootheid die de verhouding weergeeft van de stroomsnelheid langs een grens tot de lokale geluidssnelheid.

STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid

Specifieke warmteverhouding: 1.392758 --> Geen conversie vereist
Mach-nummer: 1.4 --> Geen conversie vereist

STAP 2: Evalueer de formule

Invoerwaarden in formule vervangen

A_r = ((Y+1)/2)^(-(Y+1)/(2*Y-2))*((1+(Y-1)/2*M^2)^((Y+1)/(2*Y-2)))/M --> ((1.392758+1)/2)^(-(1.392758+1)/(2*1.392758-2))*((1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^((1.392758+1)/(2*1.392758-2)))/1.4

Evalueren ... ...

A_r = 1.11545751111788

STAP 3: converteer het resultaat naar de eenheid van de uitvoer

1.11545751111788 --> Geen conversie vereist

DEFINITIEVE ANTWOORD

1.11545751111788 ≈ 1.115458 <-- Oppervlakteverhouding

(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Je bevindt je hier -

Huis » Fysica » Vliegtuigmotoren » Raketaandrijving » Samendrukbare oppervlakteverhouding

Credits

Gemaakt door Shreyash

Rajiv Gandhi Institute of Technology (RGIT), Mumbai

Shreyash heeft deze rekenmachine gemaakt en nog 10+ meer rekenmachines!

Geverifieërd door Akshat Nama

Indian Institute of Information Technology, Design and Manufacturing (IIITDM), Jabalpur

Akshat Nama heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 10+ rekenmachines!

< 14 Raketaandrijving Rekenmachines

Massastroomsnelheid door motor

Gaan Massastroomsnelheid = Mach-nummer*Gebied*Totale druk*sqrt(Specifieke warmteverhouding*Molaire massa/(Totale temperatuur*[R]))*(1+(Specifieke warmteverhouding-1)*Mach-nummer^2/2)^(-(Specifieke warmteverhouding+1)/(2*Specifieke warmteverhouding-2))

Samendrukbare oppervlakteverhouding

Gaan Oppervlakteverhouding = ((Specifieke warmteverhouding+1)/2)^(-(Specifieke warmteverhouding+1)/(2*Specifieke warmteverhouding-2))*((1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^((Specifieke warmteverhouding+1)/(2*Specifieke warmteverhouding-2)))/Mach-nummer

Uitgangssnelheid gegeven molaire massa

Gaan Uitgangssnelheid = sqrt(((2*Kamertemperatuur*[R]*Specifieke warmteverhouding)/(Molaire massa)/(Specifieke warmteverhouding-1))*(1-(Uitgangsdruk/Kamerdruk)^(1-1/Specifieke warmteverhouding)))

Uitgangssnelheid gegeven molaire specifieke warmtecapaciteit

Gaan Uitgangssnelheid = sqrt(2*Totale temperatuur*Molaire specifieke warmtecapaciteit bij constante druk*(1-(Uitgangsdruk/Kamerdruk)^(1-1/Specifieke warmteverhouding)))

Raketuitgangsdruk

Gaan Uitgangsdruk = Kamerdruk*((1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^-(Specifieke warmteverhouding/(Specifieke warmteverhouding-1)))

Uitgangssnelheid gegeven Mach-nummer en uitgangstemperatuur

Gaan Uitgangssnelheid = Mach-nummer*sqrt(Specifieke warmteverhouding*[R]/Molaire massa*Uitgangstemperatuur)

Raketuitgangstemperatuur

Gaan Uitgangstemperatuur = Kamertemperatuur*(1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^-1

Totale impuls

Gaan Totale impuls = int(Stoot,x,Initiële tijd,Laatste keer)

Vermogen dat nodig is om de snelheid van de uitlaatstraal te produceren, gegeven de massa van de raket en versnelling

Gaan Vermogen vereist = (Massa van raket*Versnelling*Effectieve uitlaatsnelheid)/2

Benodigd vermogen om uitlaatstraalsnelheid te produceren

Gaan Vermogen vereist = 1/2*Massastroomsnelheid*Uitgangssnelheid^2