Prędkość wyjściowa, biorąc pod uwagę molową pojemność cieplną właściwą Kalkulator

⤿

Napęd rakietowy

Elementy turbiny gazowej

Napęd odrzutowy

Termodynamika i równania rządzące

⤿

✖Temperatura całkowita jest sumą temperatury statycznej i temperatury dynamicznej.ⓘ Całkowita temperatura [T_tot]			+10% -10%
✖Molowa pojemność cieplna właściwa przy stałym ciśnieniu (gazu) to ilość ciepła potrzebna do podniesienia temperatury 1 mola gazu o 1 °C przy stałym ciśnieniu.ⓘ Molowa pojemność cieplna właściwa przy stałym ciśnieniu [C_{p molar}]			+10% -10%
✖Ciśnienie wyjściowe to ciśnienie gazów opuszczających dyszę rakiety.ⓘ Wyjdź z ciśnienia [P_exit]			+10% -10%
✖Ciśnienie w komorze to wielkość ciśnienia wytwarzanego w komorze spalania rakiety.ⓘ Ciśnienie w komorze [P_c]			+10% -10%
✖Stosunek ciepła właściwego gazu to stosunek ciepła właściwego gazu pod stałym ciśnieniem do jego ciepła właściwego przy stałej objętości.ⓘ Specyficzny współczynnik ciepła [Y]			+10% -10%

✖Prędkość wyjściowa to prędkość, z jaką spaliny opuszczają główną dyszę układu napędowego, takiego jak silnik rakietowy lub odrzutowy.ⓘ Prędkość wyjściowa, biorąc pod uwagę molową pojemność cieplną właściwą [C_j]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Prędkość wyjściowa, biorąc pod uwagę molową pojemność cieplną właściwą

Formuła

`"C"_{"j"} = sqrt(2*"T"_{"tot"}*"C"_{"p molar"}*(1-("P"_{"exit"}/"P"_{"c"})^(1-1/"Y")))`

Przykład

`"207.6215m/s"=sqrt(2*"375K"*"122J/K*mol"*(1-("2.1MPa"/"20.1MPa")^(1-1/"1.392758")))`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Napęd rakietowy Formuły PDF PDF Image

Prędkość wyjściowa, biorąc pod uwagę molową pojemność cieplną właściwą Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

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)))
C_j = sqrt(2*T_tot*C_{p molar}*(1-(P_exit/P_c)^(1-1/Y)))
Ta formuła używa 1 Funkcje, 6 Zmienne

Używane funkcje

sqrt - Funkcja pierwiastka kwadratowego to funkcja, która jako dane wejściowe przyjmuje liczbę nieujemną i zwraca pierwiastek kwadratowy z podanej liczby wejściowej., sqrt(Number)

Używane zmienne

Wyjdź z prędkości - (Mierzone w Metr na sekundę) - Prędkość wyjściowa to prędkość, z jaką spaliny opuszczają główną dyszę układu napędowego, takiego jak silnik rakietowy lub odrzutowy.
Całkowita temperatura - (Mierzone w kelwin) - Temperatura całkowita jest sumą temperatury statycznej i temperatury dynamicznej.
Molowa pojemność cieplna właściwa przy stałym ciśnieniu - (Mierzone w Dżul na kelwin na mole) - Molowa pojemność cieplna właściwa przy stałym ciśnieniu (gazu) to ilość ciepła potrzebna do podniesienia temperatury 1 mola gazu o 1 °C przy stałym ciśnieniu.
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.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Całkowita temperatura: 375 kelwin --> 375 kelwin Nie jest wymagana konwersja
Molowa pojemność cieplna właściwa przy stałym ciśnieniu: 122 Dżul na kelwin na mole --> 122 Dżul na kelwin na mole Nie jest wymagana konwersja
Wyjdź z ciśnienia: 2.1 Megapaskal --> 2100000 Pascal (Sprawdź konwersję tutaj)
Ciśnienie w komorze: 20.1 Megapaskal --> 20100000 Pascal (Sprawdź konwersję tutaj)
Specyficzny współczynnik ciepła: 1.392758 --> Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

C_j = sqrt(2*T_tot*C_{p molar}*(1-(P_exit/P_c)^(1-1/Y))) --> sqrt(2*375*122*(1-(2100000/20100000)^(1-1/1.392758)))

Ocenianie ... ...

C_j = 207.621467097229

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

207.621467097229 Metr na sekundę --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

207.621467097229 ≈ 207.6215 Metr na sekundę <-- Wyjdź z prędkości

(Obliczenie zakończone za 00.020 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Silniki lotnicze » Napęd rakietowy » Prędkość wyjściowa, biorąc pod uwagę molową pojemność cieplną właściwą

Kredyty

Stworzone przez Shreyash

Instytut Technologiczny im. Rajiva Gandhiego (RGIT), Bombaj

Shreyash utworzył ten kalkulator i 10+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Anshika Arya

Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur

Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ 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 rakiety)/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