Температура на выходе ракеты Калькулятор

✖Температура камеры относится к температуре камеры сгорания в двигательной системе, такой как ракетный или реактивный двигатель.ⓘ Температура камеры [T_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%

✖Температура на выходе – это степень измерения тепла на выходе из системы.ⓘ Температура на выходе ракеты [T_exit]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Температура на выходе ракеты

Формула

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

Пример

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

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Ракетное Движение Формулы PDF PDF Image

Температура на выходе ракеты Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Температура на выходе = Температура камеры*(1+(Удельное тепловое соотношение-1)/2*Число Маха^2)^-1
T_exit = T_c*(1+(Y-1)/2*M^2)^-1
В этой формуле используются 4 Переменные

Используемые переменные

Температура на выходе - (Измеряется в Кельвин) - Температура на выходе – это степень измерения тепла на выходе из системы.
Температура камеры - (Измеряется в Кельвин) - Температура камеры относится к температуре камеры сгорания в двигательной системе, такой как ракетный или реактивный двигатель.
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

Температура камеры: 14 Кельвин --> 14 Кельвин Конверсия не требуется
Удельное тепловое соотношение: 1.392758 --> Конверсия не требуется
Число Маха: 1.4 --> Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

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

Оценка ... ...

T_exit = 10.1090124127408

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

10.1090124127408 Кельвин --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

10.1090124127408 ≈ 10.10901 Кельвин <-- Температура на выходе

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационные двигатели » Ракетное Движение » Температура на выходе ракеты

Кредиты

Сделано Шреяш

Технологический институт Раджива Ганди (РГИТ), Мумбаи

Шреяш создал этот калькулятор и еще 10+!

Проверено Аншика Арья

Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур

Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

< 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 истечения ракеты)/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