Выходное давление ракеты Калькулятор

✖Давление в камере — это величина давления, создаваемая внутри камеры сгорания ракеты.ⓘ Давление в камере [P_c]			+10% -10%
✖Удельная теплоемкость газа — это отношение удельной теплоемкости газа при постоянном давлении к его удельной теплоемкости при постоянном объеме.ⓘ Удельное тепловое соотношение [Y]			+10% -10%
✖Число Маха — безразмерная величина, представляющая собой отношение скорости потока за границей к местной скорости звука.ⓘ Число Маха [M]			+10% -10%

✖Давление на выходе — это давление газов, выходящих из сопла ракеты.ⓘ Выходное давление ракеты [P_exit]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Выходное давление ракеты

Формула

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

Пример

`"6.302943MPa"="20MPa"*((1+("1.392758"-1)/2*("1.4")^2)^-("1.392758"/("1.392758"-1)))`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Ракетное Движение Формулы PDF PDF Image

Выходное давление ракеты Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Давление на выходе = Давление в камере*((1+(Удельное тепловое соотношение-1)/2*Число Маха^2)^-(Удельное тепловое соотношение/(Удельное тепловое соотношение-1)))
P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1)))
В этой формуле используются 4 Переменные

Используемые переменные

Давление на выходе - (Измеряется в паскаль) - Давление на выходе — это давление газов, выходящих из сопла ракеты.
Давление в камере - (Измеряется в паскаль) - Давление в камере — это величина давления, создаваемая внутри камеры сгорания ракеты.
Удельное тепловое соотношение - Удельная теплоемкость газа — это отношение удельной теплоемкости газа при постоянном давлении к его удельной теплоемкости при постоянном объеме.
Число Маха - Число Маха — безразмерная величина, представляющая собой отношение скорости потока за границей к местной скорости звука.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Давление в камере: 20 Мегапаскаль --> 20000000 паскаль (Проверьте преобразование здесь)
Удельное тепловое соотношение: 1.392758 --> Конверсия не требуется
Число Маха: 1.4 --> Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

P_exit = P_c*((1+(Y-1)/2*M^2)^-(Y/(Y-1))) --> 20000000*((1+(1.392758-1)/2*1.4^2)^-(1.392758/(1.392758-1)))

Оценка ... ...

P_exit = 6302943.3965282

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

6302943.3965282 паскаль -->6.3029433965282 Мегапаскаль (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

6.3029433965282 ≈ 6.302943 Мегапаскаль <-- Давление на выходе

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационные двигатели » Ракетное Движение » Выходное давление ракеты

Кредиты

Сделано Шреяш

Технологический институт Раджива Ганди (РГИТ), Мумбаи

Шреяш создал этот калькулятор и еще 10+!

Проверено Картикай Пандит

Национальный технологический институт (НИТ), Хамирпур

Картикай Пандит проверил этот калькулятор и еще 400+!

< 14 Ракетное Движение Калькуляторы

Массовый расход через двигатель

Идти Массовый расход = Число Маха*Область*Общее давление*sqrt(Удельное тепловое соотношение*Молярная масса/(Общая температура*[R]))*(1+(Удельное тепловое соотношение-1)*Число Маха^2/2)^(-(Удельное тепловое соотношение+1)/(2*Удельное тепловое соотношение-2))

Коэффициент сжимаемой площади

Идти Соотношение площади = ((Удельное тепловое соотношение+1)/2)^(-(Удельное тепловое соотношение+1)/(2*Удельное тепловое соотношение-2))*((1+(Удельное тепловое соотношение-1)/2*Число Маха^2)^((Удельное тепловое соотношение+1)/(2*Удельное тепловое соотношение-2)))/Число Маха

Скорость на выходе с учетом молярной массы

Идти Выходная скорость = sqrt(((2*Температура камеры*[R]*Удельное тепловое соотношение)/(Молярная масса)/(Удельное тепловое соотношение-1))*(1-(Давление на выходе/Давление в камере)^(1-1/Удельное тепловое соотношение)))

Скорость на выходе с учетом молярной удельной теплоемкости

Идти Выходная скорость = sqrt(2*Общая температура*Молярная удельная теплоемкость при постоянном давлении*(1-(Давление на выходе/Давление в камере)^(1-1/Удельное тепловое соотношение)))

Выходное давление ракеты

Идти Давление на выходе = Давление в камере*((1+(Удельное тепловое соотношение-1)/2*Число Маха^2)^-(Удельное тепловое соотношение/(Удельное тепловое соотношение-1)))

Скорость на выходе с учетом числа Маха и температуры на выходе

Идти Выходная скорость = Число Маха*sqrt(Удельное тепловое соотношение*[R]/Молярная масса*Температура на выходе)

Температура на выходе ракеты

Идти Температура на выходе = Температура камеры*(1+(Удельное тепловое соотношение-1)/2*Число Маха^2)^-1

Тотальный импульс

Идти Общий импульс = int(Толкать,x,Начальное время,Последний раз)

Мощность, необходимая для создания скорости выхлопной струи при заданной массе ракеты и ускорении

Идти Требуемая мощность = (Масса ракеты*Ускорение*Эффективная скорость выхлопа)/2

Мощность, необходимая для создания скорости выхлопной струи

Идти Требуемая мощность = 1/2*Массовый расход*Выходная скорость^2

Тяга с учетом скорости выхлопа и массового расхода

Идти Толкать = Массовый расход*Выходная скорость