Stosunek ciśnienia, gdy Mach staje się nieskończony Kalkulator

✖Współczynnik ciepła właściwego gazu to stosunek ciepła właściwego gazu przy stałym ciśnieniu do jego ciepła właściwego przy stałej objętości.ⓘ Współczynnik ciepła właściwego [Y]			+10% -10%
✖Liczba Macha to bezwymiarowa wartość oznaczająca stosunek prędkości przepływu przez granicę do lokalnej prędkości dźwięku.ⓘ Liczba Macha [M]			+10% -10%
✖Kąt fali to kąt uderzenia utworzony przez uderzenie ukośne, nie jest on podobny do kąta macha.ⓘ Kąt fali [β]			+10% -10%

✖Stosunek ciśnień to stosunek ciśnienia końcowego do początkowego.ⓘ Stosunek ciśnienia, gdy Mach staje się nieskończony [r_p]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

Resetowanie

👍

Pobierać Przepływ hipersoniczny Formułę PDF PDF Image

Stosunek ciśnienia, gdy Mach staje się nieskończony Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Stosunek ciśnień = (2*Współczynnik ciepła właściwego)/(Współczynnik ciepła właściwego+1)*(Liczba Macha*sin(Kąt fali))^2
r_p = (2*Y)/(Y+1)*(M*sin(β))^2
Ta formuła używa 1 Funkcje, 4 Zmienne

Używane funkcje

sin - Sinus jest funkcją trygonometryczną opisującą stosunek długości przeciwległego boku trójkąta prostokątnego do długości przeciwprostokątnej., sin(Angle)

Używane zmienne

Stosunek ciśnień - Stosunek ciśnień to stosunek ciśnienia końcowego do początkowego.
Współczynnik ciepła właściwego - Współczynnik ciepła właściwego gazu to stosunek ciepła właściwego gazu przy stałym ciśnieniu do jego ciepła właściwego przy stałej objętości.
Liczba Macha - Liczba Macha to bezwymiarowa wartość oznaczająca stosunek prędkości przepływu przez granicę do lokalnej prędkości dźwięku.
Kąt fali - (Mierzone w Radian) - Kąt fali to kąt uderzenia utworzony przez uderzenie ukośne, nie jest on podobny do kąta macha.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Współczynnik ciepła właściwego: 1.6 --> Nie jest wymagana konwersja
Liczba Macha: 8 --> Nie jest wymagana konwersja
Kąt fali: 0.286 Radian --> 0.286 Radian Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

r_p = (2*Y)/(Y+1)*(M*sin(β))^2 --> (2*1.6)/(1.6+1)*(8*sin(0.286))^2

Ocenianie ... ...

r_p = 6.2692419748265

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

6.2692419748265 --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

6.2692419748265 ≈ 6.269242 <-- Stosunek ciśnień

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Inżynieria » Mechaniczny » mechanika płynów » Przepływ hipersoniczny » Ukośna relacja szoku » Stosunek ciśnienia, gdy Mach staje się nieskończony

Kredyty

Stworzone przez Sanjay Krishna

Amrita School of Engineering (ASE), Vallikavu

Sanjay Krishna utworzył ten kalkulator i 300+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Rushi Shah

KJ Somaiya College of Engineering (KJ Somaiya), Bombaj

Rushi Shah zweryfikował ten kalkulator i 200+ więcej kalkulatorów!

< Ukośna relacja szoku Kalkulatory

Równoległe składniki przepływu w górę po uderzeniu, gdy Mach zmierza do nieskończoności

Iść Elementy równoległego przepływu w górę = Prędkość płynu przy 1*(1-(2*(sin(Kąt fali))^2)/(Współczynnik ciepła właściwego-1))

Prostopadłe komponenty przepływu w górę za falą uderzeniową

Iść Prostopadłe komponenty przepływu w górę = (Prędkość płynu przy 1*(sin(2*Kąt fali)))/(Współczynnik ciepła właściwego-1)

Kąt fali dla małego kąta odchylenia

Iść Kąt fali = (Współczynnik ciepła właściwego+1)/2*(Kąt odchylenia*180/pi)*pi/180

Współczynnik ciśnienia wywodzący się z teorii udaru ukośnego

Iść Współczynnik ciśnienia = 2*(sin(Kąt fali))^2

Zobacz więcej >>

Stosunek ciśnienia, gdy Mach staje się nieskończony Formułę

Iść

Stosunek ciśnień = (2*Współczynnik ciepła właściwego)/(Współczynnik ciepła właściwego+1)*(Liczba Macha*sin(Kąt fali))^2
r_p = (2*Y)/(Y+1)*(M*sin(β))^2

Jaki jest stosunek ciśnień skośnej relacji uderzenia, gdy Mach staje się nieskończony?

Stosunek ciśnień lub całkowity stosunek ciśnień to stosunek ciśnienia stagnacji mierzonego z przodu iz tyłu ciała poruszającego się w przepływie hipersonicznym.

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!