Temperatura wylotu rakiety Kalkulator

⤿

Napęd rakietowy

Elementy turbiny gazowej

Napęd odrzutowy

Termodynamika i równania rządzące

⤿

✖Temperatura komory odnosi się do temperatury komory spalania w układzie napędowym, takim jak silnik rakietowy lub odrzutowy.ⓘ Temperatura komory [T_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%
✖Liczba Macha to bezwymiarowa wielkość reprezentująca stosunek prędkości przepływu poza granicę do lokalnej prędkości dźwięku.ⓘ Liczba Macha [M]			+10% -10%

✖Temperatura wyjściowa to stopień pomiaru ciepła na wyjściu do układu.ⓘ Temperatura wylotu rakiety [T_exit]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Temperatura wylotu rakiety

Formuła

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

Przykład

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

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Napęd rakietowy Formuły PDF PDF Image

Temperatura wylotu rakiety Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Temperatura wyjściowa = Temperatura komory*(1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^-1
T_exit = T_c*(1+(Y-1)/2*M^2)^-1
Ta formuła używa 4 Zmienne

Używane zmienne

Temperatura wyjściowa - (Mierzone w kelwin) - Temperatura wyjściowa to stopień pomiaru ciepła na wyjściu do układu.
Temperatura komory - (Mierzone w kelwin) - Temperatura komory odnosi się do temperatury komory spalania w układzie napędowym, takim jak silnik rakietowy lub odrzutowy.
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

Temperatura komory: 14 kelwin --> 14 kelwin Nie jest wymagana konwersja
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

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

Ocenianie ... ...

T_exit = 10.1090124127408

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

10.1090124127408 kelwin --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

10.1090124127408 ≈ 10.10901 kelwin <-- Temperatura wyjściowa

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Silniki lotnicze » Napęd rakietowy » Temperatura wylotu rakiety

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