Calculadora Tasa de flujo másico del propulsor

Tasa de flujo másico del propulsor = (Área de la garganta de la boquilla*Presión de la boquilla de entrada*Relación de calor específico)*sqrt((2/(Relación de calor específico+1))^((Relación de calor específico+1)/(Relación de calor específico-1)))/sqrt(Relación de calor específico*[R]*Temperatura en la cámara)
ṁ = (A_t*P₁*γ)*sqrt((2/(γ+1))^((γ+1)/(γ-1)))/sqrt(γ*[R]*T₁)
Esta fórmula usa 1 Constantes, 1 Funciones, 5 Variables
[R] - constante universal de gas Valor tomado como 8.31446261815324sqrt - Una función de raíz cuadrada es una función que toma un número no negativo como entrada y devuelve la raíz cuadrada del número de entrada dado., sqrt(Number)Tasa de flujo másico del propulsor - (Medido en Kilogramo/Segundo) - El caudal másico del propulsor se refiere a la cantidad de masa que fluye a través de un punto determinado en el sistema de propulsión del cohete por unidad de tiempo.
Área de la garganta de la boquilla - (Medido en Metro cuadrado) - El área de la garganta de la boquilla se refiere al área de la sección transversal de la parte más estrecha de una boquilla de propulsión, conocida como garganta.
Presión de la boquilla de entrada - (Medido en Pascal) - La presión de la boquilla de entrada representa la presión del aire entrante o propulsor antes de que ingrese a la cámara de combustión o a la sección de la turbina.
Relación de calor específico - La relación de calor específico describe la relación entre el calor específico de un gas a presión constante y el de volumen constante.
Temperatura en la cámara - (Medido en Kelvin) - La temperatura en la cámara generalmente se refiere a la temperatura dentro de una cámara o recinto cerrado.

(Cálculo completado en 00.020 segundos)