Raketuitgangsdruk Rekenmachine

⤿

Raketaandrijving

Onderdelen van gasturbine

Straalaandrijving

Thermodynamica en bestuursvergelijkingen

⤿

✖De kamerdruk is de hoeveelheid druk die wordt gegenereerd in de verbrandingskamer van een raket.ⓘ Kamerdruk [P_c]			+10% -10%
✖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%

✖Uitgangsdruk is de druk van de gassen die het raketmondstuk verlaten.ⓘ Raketuitgangsdruk [P_exit]

⎘ Kopiëren

👎

Formule

✖

Raketuitgangsdruk

Formule

`"P"_{"exit"} = "P"_{"c"}*((1+("Y"-1)/2*"M"^2)^-("Y"/("Y"-1)))`

Voorbeeld

`"6.302943MPa"="20MPa"*((1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^-("1.392758"/("1.392758"-1)))`

Rekenmachine

LaTeX

Reset

👍

Downloaden Raketaandrijving Formules Pdf PDF Image

Raketuitgangsdruk Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening

Formule gebruikt

Uitgangsdruk = Kamerdruk*((1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^-(Specifieke warmteverhouding/(Specifieke warmteverhouding-1)))
P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))
Deze formule gebruikt 4 Variabelen

Variabelen gebruikt

Uitgangsdruk - (Gemeten in Pascal) - Uitgangsdruk is de druk van de gassen die het raketmondstuk verlaten.
Kamerdruk - (Gemeten in Pascal) - De kamerdruk is de hoeveelheid druk die wordt gegenereerd in de verbrandingskamer van een raket.
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

Kamerdruk: 20 Megapascal --> 20000000 Pascal (Bekijk de conversie hier)
Specifieke warmteverhouding: 1.392758 --> Geen conversie vereist
Mach-nummer: 1.4 --> Geen conversie vereist

STAP 2: Evalueer de formule

Invoerwaarden in formule vervangen

P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1))) --> 20000000*((1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-(1.392758/(1.392758-1)))

Evalueren ... ...

P_exit = 6302943.3965282

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

6302943.3965282 Pascal -->6.3029433965282 Megapascal (Bekijk de conversie hier)

DEFINITIEVE ANTWOORD

6.3029433965282 ≈ 6.302943 Megapascal <-- Uitgangsdruk

(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Je bevindt je hier -

Huis » Fysica » Vliegtuigmotoren » Raketaandrijving » Raketuitgangsdruk

Credits

Gemaakt door Shreyash

Rajiv Gandhi Institute of Technology (RGIT), Mumbai

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

Geverifieërd door Kartikay Pandit

Nationaal Instituut voor Technologie (NIT), Hamirpur

Kartikay Pandit heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 400+ 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

Stuwkracht gegeven uitlaatsnelheid en massadebiet

Gaan Stoot = Massastroomsnelheid*Uitgangssnelheid

Stuwkracht gegeven massa en versnelling van raket

Gaan Stoot = Massa van raket*Versnelling

Versnelling van raket

Gaan Versnelling = Stoot/Massa van raket

Foton voortstuwingsstuwkracht

Gaan Stoot = 1000*Stroom in jet/[c]

Raketuitgangsdruk Formule

Uitgangsdruk = Kamerdruk*((1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^-(Specifieke warmteverhouding/(Specifieke warmteverhouding-1)))
P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))

Huis

VRIJ PDF's

🔍 Zoeken

Categorieën

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!