Ciśnienie wylotowe rakiety Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Wyjdź z ciśnienia = Ciśnienie w komorze*((1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^-(Specyficzny współczynnik ciepła/(Specyficzny współczynnik ciepła-1)))
Pexit = Pc*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))
Ta formuła używa 4 Zmienne
Używane zmienne
Wyjdź z ciśnienia - (Mierzone w Pascal) - Ciśnienie wyjściowe to ciśnienie gazów opuszczających dyszę rakiety.
Ciśnienie w komorze - (Mierzone w Pascal) - Ciśnienie w komorze to wielkość ciśnienia wytwarzanego w komorze spalania rakiety.
Specyficzny współczynnik ciepła - Stosunek ciepła właściwego gazu to stosunek ciepła właściwego gazu pod stałym ciśnieniem do jego ciepła właściwego przy stałej objętości.
Liczba Macha - Liczba Macha to bezwymiarowa wielkość reprezentująca stosunek prędkości przepływu poza granicę do lokalnej prędkości dźwięku.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Ciśnienie w komorze: 20 Megapaskal --> 20000000 Pascal (Sprawdź konwersję tutaj)
Specyficzny współczynnik ciepła: 1.392758 --> Nie jest wymagana konwersja
Liczba Macha: 1.4 --> Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
Pexit = Pc*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1))) --> 20000000*((1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-(1.392758/(1.392758-1)))
Ocenianie ... ...
Pexit = 6302943.3965282
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
6302943.3965282 Pascal -->6.3029433965282 Megapaskal (Sprawdź konwersję tutaj)
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
6.3029433965282 6.302943 Megapaskal <-- Wyjdź z ciśnienia
(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Kredyty

Stworzone przez Shreyash
Instytut Technologiczny im. Rajiva Gandhiego (RGIT), Bombaj
Shreyash utworzył ten kalkulator i 10+ więcej kalkulatorów!
Zweryfikowane przez Kartikay Pandit
Narodowy Instytut Technologiczny (GNIDA), Hamirpur
Kartikay Pandit zweryfikował ten kalkulator i 400+ więcej kalkulatorów!

14 Napęd rakietowy Kalkulatory

Masowe natężenie przepływu przez silnik
Iść Masowe natężenie przepływu = Liczba Macha*Obszar*Całkowite ciśnienie*sqrt(Specyficzny współczynnik ciepła*Masa cząsteczkowa/(Całkowita temperatura*[R]))*(1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)* Liczba Macha^2/2)^(-(Specyficzny współczynnik ciepła+1)/(2*Specyficzny współczynnik ciepła-2))
Współczynnik powierzchni ściśliwej
Iść Stosunek powierzchni = ((Specyficzny współczynnik ciepła+1)/2)^(-(Specyficzny współczynnik ciepła+1)/(2*Specyficzny współczynnik ciepła-2))*((1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^((Specyficzny współczynnik ciepła+1)/(2*Specyficzny współczynnik ciepła-2)))/Liczba Macha
Prędkość wyjściowa przy danej masie molowej
Iść Wyjdź z prędkości = sqrt(((2*Temperatura komory*[R]*Specyficzny współczynnik ciepła)/(Masa cząsteczkowa)/(Specyficzny współczynnik ciepła-1))*(1-(Wyjdź z ciśnienia/Ciśnienie w komorze)^(1-1/Specyficzny współczynnik ciepła)))
Prędkość wyjściowa, biorąc pod uwagę molową pojemność cieplną właściwą
Iść Wyjdź z prędkości = sqrt(2*Całkowita temperatura*Molowa pojemność cieplna właściwa przy stałym ciśnieniu*(1-(Wyjdź z ciśnienia/Ciśnienie w komorze)^(1-1/Specyficzny współczynnik ciepła)))
Ciśnienie wylotowe rakiety
Iść Wyjdź z ciśnienia = Ciśnienie w komorze*((1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^-(Specyficzny współczynnik ciepła/(Specyficzny współczynnik ciepła-1)))
Prędkość wyjściowa podana liczba Macha i temperatura wyjściowa
Iść Wyjdź z prędkości = Liczba Macha*sqrt(Specyficzny współczynnik ciepła*[R]/Masa cząsteczkowa*Temperatura wyjściowa)
Temperatura wylotu rakiety
Iść Temperatura wyjściowa = Temperatura komory*(1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^-1
Totalny Impuls
Iść Totalny impuls = int(Pchnięcie,x,Czas początkowy,Czas końcowy)
Moc wymagana do wytworzenia prędkości strumienia spalin przy danej masie rakiety i przyspieszeniu
Iść Wymagana moc = (Masa rakiety*Przyśpieszenie*Efektywna prędkość spalin)/2
Moc wymagana do wytworzenia prędkości strumienia wydechowego
Iść Wymagana moc = 1/2*Masowe natężenie przepływu*Wyjdź z prędkości^2
Ciąg przy danej prędkości spalin i masowym natężeniu przepływu
Iść Pchnięcie = Masowe natężenie przepływu*Wyjdź z prędkości
Ciąg przy danej masie i przyspieszeniu rakiety
Iść Pchnięcie = Masa rakiety*Przyśpieszenie
Przyspieszenie rakiety
Iść Przyśpieszenie = Pchnięcie/Masa rakiety
Pchnięcie napędu fotonowego
Iść Pchnięcie = 1000*Moc w Jet/[c]

Ciśnienie wylotowe rakiety Formułę

Wyjdź z ciśnienia = Ciśnienie w komorze*((1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^-(Specyficzny współczynnik ciepła/(Specyficzny współczynnik ciepła-1)))
Pexit = Pc*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!