Temperatura wylotu rakiety Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Temperatura wyjściowa = Temperatura komory*(1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^-1
Texit = Tc*(1+(γ-1)/2*M^2)^-1
Ta formuła używa 4 Zmienne
Używane zmienne
Temperatura wyjściowa - (Mierzone w kelwin) - Temperatura wyjściowa to stopień miary ciepła na wyjściu do systemu.
Temperatura komory - (Mierzone w kelwin) - Temperatura komory odnosi się do temperatury komory spalania w układzie napędowym, takim jak silnik rakietowy lub odrzutowy.
Specyficzny współczynnik ciepła - Stosunek ciepła właściwego opisuje stosunek ciepła właściwego gazu pod stałym ciśnieniem do ciepła właściwego gazu przy stałej objętości.
Liczba Macha - Liczba Macha to bezwymiarowa wielkość reprezentująca stosunek prędkości przepływu poza granicę do lokalnej prędkości dźwięku.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Temperatura komory: 24.6 kelwin --> 24.6 kelwin Nie jest wymagana konwersja
Specyficzny współczynnik ciepła: 1.33 --> Nie jest wymagana konwersja
Liczba Macha: 1.4 --> Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
Texit = Tc*(1+(γ-1)/2*M^2)^-1 --> 24.6*(1+(1.33-1)/2*1.4^2)^-1
Ocenianie ... ...
Texit = 18.5884842073447
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
18.5884842073447 kelwin --> Nie jest wymagana konwersja
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
18.5884842073447 18.58848 kelwin <-- Temperatura wyjściowa
(Obliczenie zakończone za 00.005 sekund)

Kredyty

Creator Image
Stworzone przez Shreyash
Instytut Technologiczny im. Rajiva Gandhiego (RGIT), Bombaj
Shreyash utworzył ten kalkulator i 10+ więcej kalkulatorów!
Verifier Image
Zweryfikowane przez Anshika Arya
Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur
Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ więcej kalkulatorów!

Wytwarzanie ciągu i mocy Kalkulatory

Moc wymagana do wytworzenia prędkości strumienia wydechowego
​ LaTeX ​ Iść Wymagana moc = 1/2*Masowe natężenie przepływu*Wyjdź z prędkości^2
Ciąg przy danej prędkości spalin i masowym natężeniu przepływu
​ LaTeX ​ Iść Pchnięcie = Masowe natężenie przepływu*Wyjdź z prędkości
Ciąg przy danej masie i przyspieszeniu rakiety
​ LaTeX ​ Iść Pchnięcie = Masa rakiety*Przyśpieszenie
Przyspieszenie rakiety
​ LaTeX ​ Iść Przyśpieszenie = Pchnięcie/Masa rakiety

Temperatura wylotu rakiety Formułę

​LaTeX ​Iść
Temperatura wyjściowa = Temperatura komory*(1+(Specyficzny współczynnik ciepła-1)/2*Liczba Macha^2)^-1
Texit = Tc*(1+(γ-1)/2*M^2)^-1
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!