Raketuitgangstemperatuur Rekenmachine

⤿

Raketaandrijving

Onderdelen van gasturbine

Straalaandrijving

Thermodynamica en bestuursvergelijkingen

⤿

✖Kamertemperatuur verwijst naar de temperatuur van de verbrandingskamer in een voortstuwingssysteem, zoals een raket- of straalmotor.ⓘ Kamertemperatuur [T_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%

✖Uitgangstemperatuur is de mate van warmte bij uitgang naar het systeem.ⓘ Raketuitgangstemperatuur [T_exit]

⎘ Kopiëren

👎

Formule

✖

Raketuitgangstemperatuur

Formule

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

Voorbeeld

`"10.10901K"="14K"*(1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^-1`

Rekenmachine

LaTeX

Reset

👍

Downloaden Raketaandrijving Formules Pdf PDF Image

Raketuitgangstemperatuur Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening

Formule gebruikt

Uitgangstemperatuur = Kamertemperatuur*(1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^-1
T_exit = T_c*(1+(Y-1)/2*M^2)^-1
Deze formule gebruikt 4 Variabelen

Variabelen gebruikt

Uitgangstemperatuur - (Gemeten in Kelvin) - Uitgangstemperatuur is de mate van warmte bij uitgang naar het systeem.
Kamertemperatuur - (Gemeten in Kelvin) - Kamertemperatuur verwijst naar de temperatuur van de verbrandingskamer in een voortstuwingssysteem, zoals een raket- of straalmotor.
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

Kamertemperatuur: 14 Kelvin --> 14 Kelvin Geen conversie vereist
Specifieke warmteverhouding: 1.392758 --> Geen conversie vereist
Mach-nummer: 1.4 --> Geen conversie vereist

STAP 2: Evalueer de formule

Invoerwaarden in formule vervangen

T_exit = T_c*(1+(Y-1)/2*M^2)^-1 --> 14*(1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-1

Evalueren ... ...

T_exit = 10.1090124127408

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

10.1090124127408 Kelvin --> Geen conversie vereist

DEFINITIEVE ANTWOORD

10.1090124127408 ≈ 10.10901 Kelvin <-- Uitgangstemperatuur

(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Je bevindt je hier -

Huis » Fysica » Vliegtuigmotoren » Raketaandrijving » Raketuitgangstemperatuur

Credits

Gemaakt door Shreyash

Rajiv Gandhi Institute of Technology (RGIT), Mumbai

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

Geverifieërd door Anshika Arya

Nationaal Instituut voor Technologie (NIT), Hamirpur

Anshika Arya heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 2500+ 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

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 van raket)/2

Totale impuls

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

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]

Raketuitgangstemperatuur Formule

Uitgangstemperatuur = Kamertemperatuur*(1+(Specifieke warmteverhouding-1)/2*Mach-nummer^2)^-1
T_exit = T_c*(1+(Y-1)/2*M^2)^-1

Huis

VRIJ PDF's

🔍 Zoeken

Categorieën

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!