Débit massique du propulseur Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul
Formule utilisée
Débit massique du propulseur = (Zone de la gorge de la buse*Pression de la buse d'entrée*Rapport de chaleur spécifique)*sqrt((2/(Rapport de chaleur spécifique+1))^((Rapport de chaleur spécifique+1)/(Rapport de chaleur spécifique-1)))/sqrt(Rapport de chaleur spécifique*[R]*Température à la chambre)
= (At*P1*γ)*sqrt((2/(γ+1))^((γ+1)/(γ-1)))/sqrt(γ*[R]*T1)
Cette formule utilise 1 Constantes, 1 Les fonctions, 5 Variables
Constantes utilisées
[R] - Constante du gaz universel Valeur prise comme 8.31446261815324
Fonctions utilisées
sqrt - Une fonction racine carrée est une fonction qui prend un nombre non négatif comme entrée et renvoie la racine carrée du nombre d'entrée donné., sqrt(Number)
Variables utilisées
Débit massique du propulseur - (Mesuré en Kilogramme / seconde) - Le débit massique du propulseur fait référence à la quantité de masse qui traverse un point donné du système de propulsion de la fusée par unité de temps.
Zone de la gorge de la buse - (Mesuré en Mètre carré) - La zone du col de la tuyère fait référence à la section transversale de la partie la plus étroite d'une tuyère de propulsion, connue sous le nom de col.
Pression de la buse d'entrée - (Mesuré en Pascal) - La pression de la buse d'entrée représente la pression de l'air ou du propulseur entrant avant qu'il n'entre dans la chambre de combustion ou dans la section de la turbine.
Rapport de chaleur spécifique - Le rapport de chaleur spécifique décrit le rapport entre les chaleurs spécifiques d'un gaz à pression constante et celles à volume constant.
Température à la chambre - (Mesuré en Kelvin) - La température dans la chambre fait généralement référence à la température à l’intérieur d’une chambre ou d’une enceinte fermée.
ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base
Zone de la gorge de la buse: 0.21 Mètre carré --> 0.21 Mètre carré Aucune conversion requise
Pression de la buse d'entrée: 0.0037 Mégapascal --> 3700 Pascal (Vérifiez la conversion ​ici)
Rapport de chaleur spécifique: 1.33 --> Aucune conversion requise
Température à la chambre: 256 Kelvin --> 256 Kelvin Aucune conversion requise
ÉTAPE 2: Évaluer la formule
Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule
ṁ = (At*P1*γ)*sqrt((2/(γ+1))^((γ+1)/(γ-1)))/sqrt(γ*[R]*T1) --> (0.21*3700*1.33)*sqrt((2/(1.33+1))^((1.33+1)/(1.33-1)))/sqrt(1.33*[R]*256)
Évaluer ... ...
= 11.328154115397
ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie
11.328154115397 Kilogramme / seconde --> Aucune conversion requise
RÉPONSE FINALE
11.328154115397 11.32815 Kilogramme / seconde <-- Débit massique du propulseur
(Calcul effectué en 00.004 secondes)

Crédits

Creator Image
Créé par LOKESH
Collège d'ingénierie Sri Ramakrishna (SREC), COIMBATORE
LOKESH a créé cette calculatrice et 25+ autres calculatrices!
Verifier Image
Vérifié par Raj dur
Institut indien de technologie, Kharagpur (IIT KGP), Bengale-Occidental
Raj dur a validé cette calculatrice et 100+ autres calculatrices!

Propulseurs Calculatrices

Débit massique du propulseur
​ LaTeX ​ Aller Débit massique du propulseur = (Zone de la gorge de la buse*Pression de la buse d'entrée*Rapport de chaleur spécifique)*sqrt((2/(Rapport de chaleur spécifique+1))^((Rapport de chaleur spécifique+1)/(Rapport de chaleur spécifique-1)))/sqrt(Rapport de chaleur spécifique*[R]*Température à la chambre)
Débit massique du comburant
​ LaTeX ​ Aller Débit massique du comburant = (Rapport de mélange de propulseur*Débit massique du propulseur)/(Rapport de mélange de propulseur+1)
Débit massique de carburant
​ LaTeX ​ Aller Débit massique de carburant = Débit massique du propulseur/(Rapport de mélange de propulseur+1)
Rapport de mélange de propulseur
​ LaTeX ​ Aller Rapport de mélange de propulseur = Débit massique du comburant/Débit massique de carburant

Débit massique du propulseur Formule

​LaTeX ​Aller
Débit massique du propulseur = (Zone de la gorge de la buse*Pression de la buse d'entrée*Rapport de chaleur spécifique)*sqrt((2/(Rapport de chaleur spécifique+1))^((Rapport de chaleur spécifique+1)/(Rapport de chaleur spécifique-1)))/sqrt(Rapport de chaleur spécifique*[R]*Température à la chambre)
= (At*P1*γ)*sqrt((2/(γ+1))^((γ+1)/(γ-1)))/sqrt(γ*[R]*T1)
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!