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Tasa de flujo másico del propulsor Fórmula

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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. Marque FAQs

ṁ = (A t \cdot P 1 \cdot γ) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{γ + 1})}^{\frac{γ + 1}{γ - 1}}}}{\sqrt{γ \cdot [R] \cdot T 1}}

ṁ - Tasa de flujo másico del propulsor?A_t - Área de la garganta de la boquilla?P₁ - Presión de la boquilla de entrada?γ - Relación de calor específico?T₁ - Temperatura en la cámara?[R] - constante universal de gas?

Ejemplo de Tasa de flujo másico del propulsor

Con valores

Con unidades

Solo ejemplo

Así es como se ve la ecuación Tasa de flujo másico del propulsor con Valores.

Así es como se ve la ecuación Tasa de flujo másico del propulsor con unidades.

Así es como se ve la ecuación Tasa de flujo másico del propulsor.

11.3282 = (0.21 \cdot 0.0037 \cdot 1.33) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{1.33 + 1})}^{\frac{1.33 + 1}{1.33 - 1}}}}{\sqrt{1.33 \cdot 8.3145 \cdot 256}}

11.3282kg/s = (0.21m² \cdot 0.0037MPa \cdot 1.33) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{1.33 + 1})}^{\frac{1.33 + 1}{1.33 - 1}}}}{\sqrt{1.33 \cdot 8.3145 \cdot 256K}}

11.3282 = (0.21 \cdot 0.0037 \cdot 1.33) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{1.33 + 1})}^{\frac{1.33 + 1}{1.33 - 1}}}}{\sqrt{1.33 \cdot 8.3145 \cdot 256}}

Consejo: Utilice el icono de lápiz ( Pencil

) de arriba para editar los valores de entrada y las unidades.

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Tasa de flujo másico del propulsor Solución

¿Sigue nuestra solución paso a paso sobre cómo calcular Tasa de flujo másico del propulsor?

Primer paso Considere la fórmula

ṁ = (A t \cdot P 1 \cdot γ) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{γ + 1})}^{\frac{γ + 1}{γ - 1}}}}{\sqrt{γ \cdot [R] \cdot T 1}}

Próximo paso Valores sustitutos de variables

∴

ṁ = (0.21m² \cdot 0.0037MPa \cdot 1.33) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{1.33 + 1})}^{\frac{1.33 + 1}{1.33 - 1}}}}{\sqrt{1.33 \cdot [R] \cdot 256K}}

Próximo paso Valores sustitutos de constantes

∴

ṁ = (0.21m² \cdot 0.0037MPa \cdot 1.33) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{1.33 + 1})}^{\frac{1.33 + 1}{1.33 - 1}}}}{\sqrt{1.33 \cdot 8.3145 \cdot 256K}}

Próximo paso Convertir unidades

∴

ṁ = (0.21m² \cdot 3700Pa \cdot 1.33) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{1.33 + 1})}^{\frac{1.33 + 1}{1.33 - 1}}}}{\sqrt{1.33 \cdot 8.3145 \cdot 256K}}

Próximo paso Prepárese para evaluar

∴

ṁ = (0.21 \cdot 3700 \cdot 1.33) \cdot \frac{\sqrt{{(\frac{2}{1.33 + 1})}^{\frac{1.33 + 1}{1.33 - 1}}}}{\sqrt{1.33 \cdot 8.3145 \cdot 256}}

Próximo paso Evaluar

∴

ṁ = 11.328154115397kg/s

Último paso Respuesta de redondeo

∴

ṁ = 11.3282kg/s

Tasa de flujo másico del propulsor Fórmula Elementos

variables

Constantes

Funciones

Tasa de flujo másico del propulsor

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.

Símbolo: ṁ

Medición: Tasa de flujo másicoUnidad: kg/s

Nota: El valor debe ser mayor que 0.

Fórmulas para encontrar Tasa de flujo másico del propulsor

Área de la garganta de la boquilla

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.

Símbolo: A_t

Medición: ÁreaUnidad: m²

Nota: El valor debe ser mayor que 0.

Fórmulas para encontrar Área de la garganta de la boquilla

Presión de la boquilla de entrada

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.

Símbolo: P₁

Medición: PresiónUnidad: MPa

Nota: El valor puede ser positivo o negativo.

Fórmulas para encontrar Presión de la boquilla de entrada

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.

Símbolo: γ

Medición: NAUnidad: Unitless

Nota: El valor debe ser mayor que 0.

Fórmulas para encontrar Relación de calor específico

Temperatura en la cámara

La temperatura en la cámara generalmente se refiere a la temperatura dentro de una cámara o recinto cerrado.

Símbolo: T₁

Medición: La temperaturaUnidad: K

Nota: El valor debe ser mayor que 0.

Fórmulas para encontrar Temperatura en la cámara

constante universal de gas

La constante universal de los gases es una constante física fundamental que aparece en la ley de los gases ideales y relaciona la presión, el volumen y la temperatura de un gas ideal.

Símbolo: [R]

Valor: 8.31446261815324

sqrt

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.

Sintaxis: sqrt(Number)

Otras fórmulas en la categoría Propulsores

Ir Proporción de mezcla de propulsor

r = \frac{ṁ o}{ṁ f}

Ir Caudal másico del oxidante

ṁ o = \frac{r \cdot ṁ}{r + 1}

Ir Tasa de flujo másico de combustible

ṁ f = \frac{ṁ}{r + 1}

¿Cómo evaluar Tasa de flujo másico del propulsor?

El evaluador de Tasa de flujo másico del propulsor usa Propellant Mass Flow Rate = (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) para evaluar Tasa de flujo másico del propulsor, El caudal másico del propulsor es un parámetro crucial que influye directamente en el rendimiento del motor y la generación de empuje. Representa la velocidad a la que la masa (propulsor) es expulsada del motor del cohete, contribuyendo a la generación de empuje. Tasa de flujo másico del propulsor se indica mediante el símbolo ṁ.

¿Cómo evaluar Tasa de flujo másico del propulsor usando este evaluador en línea? Para utilizar este evaluador en línea para Tasa de flujo másico del propulsor, ingrese Área de la garganta de la boquilla (A_t), Presión de la boquilla de entrada (P₁), Relación de calor específico (γ) & Temperatura en la cámara (T₁) y presione el botón calcular.

FAQs en Tasa de flujo másico del propulsor

¿Cuál es la fórmula para encontrar Tasa de flujo másico del propulsor?

La fórmula de Tasa de flujo másico del propulsor se expresa como Propellant Mass Flow Rate = (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). Aquí hay un ejemplo: 11.32815 = (0.21*3700*1.33)*sqrt((2/(1.33+1))^((1.33+1)/(1.33-1)))/sqrt(1.33*[R]*256).

¿Cómo calcular Tasa de flujo másico del propulsor?

Con Área de la garganta de la boquilla (A_t), Presión de la boquilla de entrada (P₁), Relación de calor específico (γ) & Temperatura en la cámara (T₁) podemos encontrar Tasa de flujo másico del propulsor usando la fórmula - Propellant Mass Flow Rate = (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). Esta fórmula también utiliza funciones constante universal de gas y Raíz cuadrada (sqrt).

¿Puede el Tasa de flujo másico del propulsor ser negativo?

No, el Tasa de flujo másico del propulsor, medido en Tasa de flujo másico no puedo sea negativo.

¿Qué unidad se utiliza para medir Tasa de flujo másico del propulsor?

Tasa de flujo másico del propulsor generalmente se mide usando Kilogramo/Segundo[kg/s] para Tasa de flujo másico. gramo/segundo[kg/s], gramo/hora[kg/s], miligramo/minuto[kg/s] son las pocas otras unidades en las que se puede medir Tasa de flujo másico del propulsor.

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Tasa de flujo másico del propulsor Fórmula

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