Pressão de saída do foguete Calculadora

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Propulsão de foguete

Componentes da turbina a gás

Jato-Propulsão

Termodinâmica e Equações Governantes

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✖A pressão da câmara é a quantidade de pressão gerada dentro da câmara de combustão de um foguete.ⓘ Pressão da Câmara [P_c]			+10% -10%
✖A razão de calor específico de um gás é a razão entre o calor específico do gás a uma pressão constante e seu calor específico a um volume constante.ⓘ Razão de calor específica [Y]			+10% -10%
✖O número Mach é uma quantidade adimensional que representa a razão entre a velocidade do fluxo além de um limite e a velocidade local do som.ⓘ Número Mach [M]			+10% -10%

✖Pressão de saída é a pressão dos gases que saem do bocal do foguete.ⓘ Pressão de saída do foguete [P_exit]

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Fórmula

✖

Pressão de saída do foguete

Fórmula

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

Exemplo

`"6.334458MPa"="20.1MPa"*((1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^-("1.392758"/("1.392758"-1)))`

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Pressão de saída do foguete Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Pressão de saída = Pressão da Câmara*((1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^-(Razão de calor específica/(Razão de calor específica-1)))
P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))
Esta fórmula usa 4 Variáveis

Variáveis Usadas

Pressão de saída - (Medido em Pascal) - Pressão de saída é a pressão dos gases que saem do bocal do foguete.
Pressão da Câmara - (Medido em Pascal) - A pressão da câmara é a quantidade de pressão gerada dentro da câmara de combustão de um foguete.
Razão de calor específica - A razão de calor específico de um gás é a razão entre o calor específico do gás a uma pressão constante e seu calor específico a um volume constante.
Número Mach - O número Mach é uma quantidade adimensional que representa a razão entre a velocidade do fluxo além de um limite e a velocidade local do som.

ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base

Pressão da Câmara: 20.1 Megapascal --> 20100000 Pascal (Verifique a conversão aqui)
Razão de calor específica: 1.392758 --> Nenhuma conversão necessária
Número Mach: 1.4 --> Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1))) --> 20100000*((1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-(1.392758/(1.392758-1)))

Avaliando ... ...

P_exit = 6334458.11351084

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

6334458.11351084 Pascal -->6.33445811351084 Megapascal (Verifique a conversão aqui)

RESPOSTA FINAL

6.33445811351084 ≈ 6.334458 Megapascal <-- Pressão de saída

(Cálculo concluído em 00.020 segundos)

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Créditos

Criado por Shreyash

Instituto de Tecnologia Rajiv Gandhi (RGIT), Mumbai

Shreyash criou esta calculadora e mais 10+ calculadoras!

Verificado por Kartikay Pandit

Instituto Nacional de Tecnologia (NIT), Hamirpur

Kartikay Pandit verificou esta calculadora e mais 400+ calculadoras!

< 14 Propulsão de foguete Calculadoras

Taxa de fluxo de massa através do motor

Vai Taxa de fluxo de massa = Número Mach*Área*Pressão total*sqrt(Razão de calor específica*Massa molar/(Temperatura total*[R]))*(1+(Razão de calor específica-1)*Número Mach^2/2)^(-(Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2))

Taxa de área compressível

Vai Proporção de área = ((Razão de calor específica+1)/2)^(-(Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2))*((1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^((Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2)))/Número Mach

Velocidade de saída dada a massa molar

Vai Velocidade de saída = sqrt(((2*Temperatura da Câmara*[R]*Razão de calor específica)/(Massa molar)/(Razão de calor específica-1))*(1-(Pressão de saída/Pressão da Câmara)^(1-1/Razão de calor específica)))

Velocidade de saída dada a capacidade térmica específica molar

Vai Velocidade de saída = sqrt(2*Temperatura total*Capacidade térmica específica molar a pressão constante*(1-(Pressão de saída/Pressão da Câmara)^(1-1/Razão de calor específica)))

Pressão de saída do foguete

Vai Pressão de saída = Pressão da Câmara*((1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^-(Razão de calor específica/(Razão de calor específica-1)))

Velocidade de saída dada o número de Mach e a temperatura de saída

Vai Velocidade de saída = Número Mach*sqrt(Razão de calor específica*[R]/Massa molar*Temperatura de saída)

Temperatura de saída do foguete

Vai Temperatura de saída = Temperatura da Câmara*(1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^-1

Potência necessária para produzir a velocidade do jato de exaustão dada a massa do foguete e a aceleração

Vai Potência Necessária = (Massa de Foguete*Aceleração*Velocidade efetiva de exaustão do foguete)/2

Impulso Total

Vai Impulso total = int(Impulso,x,Hora inicial,Hora final)

Potência necessária para produzir a velocidade do jato de exaustão

Vai Potência Necessária = 1/2*Taxa de fluxo de massa*Velocidade de saída^2

Empuxo dada velocidade de escape e taxa de fluxo de massa

Vai Impulso = Taxa de fluxo de massa*Velocidade de saída