Taxa de área compressível Calculadora

✖A razão de calor específico descreve a razão entre os calores específicos de um gás a pressão constante e aquele a volume constante.ⓘ Razão de calor específica [γ]			+10% -10%
✖O número Mach é uma quantidade adimensional que representa a razão entre a velocidade do fluxo além de um limite e a velocidade local do som.ⓘ Número Mach [M]			+10% -10%

✖A proporção da área é definida como a proporção da área entre a área de saída e a área da garganta.ⓘ Taxa de área compressível [A_r]

⎘ Cópia De

👎

Fórmula

✖

Taxa de área compressível

Fórmula

`"A"_{"r"} = (("γ"+1)/2)^(-("γ"+1)/(2*"γ"-2))*((1+("γ"-1)/2*"M"^2)^(("γ"+1)/(2*"γ"-2)))/"M"`

Exemplo

`"1.120283"=(("1.33"+1)/2)^(-("1.33"+1)/(2*"1.33"-2))*((1+("1.33"-1)/2*("1.4")^2)^(("1.33"+1)/(2*"1.33"-2)))/"1.4"`

Calculadora

LaTeX

Redefinir

👍

Download Propulsão de foguete Fórmulas PDF PDF Image

Taxa de área compressível Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Proporção de área = ((Razão de calor específica+1)/2)^(-(Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2))*((1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^((Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2)))/Número Mach
A_r = ((γ+1)/2)^(-(γ+1)/(2*γ-2))*((1+(γ-1)/2*M^2)^((γ+1)/(2*γ-2)))/M
Esta fórmula usa 3 Variáveis

Variáveis Usadas

Proporção de área - A proporção da área é definida como a proporção da área entre a área de saída e a área da garganta.
Razão de calor específica - A razão de calor específico descreve a razão entre os calores específicos de um gás a pressão constante e aquele a volume constante.
Número Mach - O número Mach é uma quantidade adimensional que representa a razão entre a velocidade do fluxo além de um limite e a velocidade local do som.

ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base

Razão de calor específica: 1.33 --> Nenhuma conversão necessária
Número Mach: 1.4 --> Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

A_r = ((γ+1)/2)^(-(γ+1)/(2*γ-2))*((1+(γ-1)/2*M^2)^((γ+1)/(2*γ-2)))/M --> ((1.33+1)/2)^(-(1.33+1)/(2*1.33-2))*((1+(1.33-1)/2*1.4^2)^((1.33+1)/(2*1.33-2)))/1.4

Avaliando ... ...

A_r = 1.12028343696668

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

1.12028343696668 --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

1.12028343696668 ≈ 1.120283 <-- Proporção de área

(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

Você está aqui -

Casa » Física » Propulsão » Propulsão de foguete » Aeroespacial » Impulso e geração de energia » Taxa de área compressível

Créditos

Criado por Shreyash

Instituto de Tecnologia Rajiv Gandhi (RGIT), Mumbai

Shreyash criou esta calculadora e mais 10+ calculadoras!

Verificado por Akshat Nama

Instituto Indiano de Tecnologia da Informação, Design e Fabricação (IIITDM), Jabalpur

Akshat Nama verificou esta calculadora e mais 10+ calculadoras!

< 14 Impulso e geração de energia Calculadoras

Taxa de fluxo de massa através do motor

Vai Taxa de fluxo de massa = Número Mach*Área*Pressão total*sqrt(Razão de calor específica*Massa molar/(Temperatura total*[R]))*(1+(Razão de calor específica-1)*Número Mach^2/2)^(-(Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2))

Taxa de área compressível

Vai Proporção de área = ((Razão de calor específica+1)/2)^(-(Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2))*((1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^((Razão de calor específica+1)/(2*Razão de calor específica-2)))/Número Mach

Velocidade de saída dada a massa molar

Vai Velocidade de saída = sqrt(((2*Temperatura da Câmara*[R]*Razão de calor específica)/(Massa molar)/(Razão de calor específica-1))*(1-(Pressão de saída/Pressão da Câmara)^(1-1/Razão de calor específica)))

Velocidade de saída dada a capacidade térmica específica molar

Vai Velocidade de saída = sqrt(2*Temperatura total*Capacidade térmica específica molar a pressão constante*(1-(Pressão de saída/Pressão da Câmara)^(1-1/Razão de calor específica)))

Pressão de saída do foguete

Vai Pressão de saída = Pressão da Câmara*((1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^-(Razão de calor específica/(Razão de calor específica-1)))

Velocidade de saída dada o número de Mach e a temperatura de saída

Vai Velocidade de saída = Número Mach*sqrt(Razão de calor específica*[R]/Massa molar*Temperatura de saída)

Temperatura de saída do foguete

Vai Temperatura de saída = Temperatura da Câmara*(1+(Razão de calor específica-1)/2*Número Mach^2)^-1

Potência necessária para produzir a velocidade do jato de exaustão dada a massa do foguete e a aceleração

Vai Energia necessária = (Massa de Foguete*Aceleração*Velocidade efetiva de exaustão do foguete)/2

Impulso Total

Vai Impulso total = int(Impulso,x,Hora inicial,Hora final)

Potência necessária para produzir a velocidade do jato de exaustão

Vai Energia necessária = 1/2*Taxa de fluxo de massa*Velocidade de saída^2

Empuxo dada velocidade de escape e taxa de fluxo de massa

Vai Impulso = Taxa de fluxo de massa*Velocidade de saída