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Fórmula Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito

IrCoeficiente de pressão derivado da teoria do choque oblíquo Fórmula

IrCoeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua Fórmula

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O coeficiente de pressão é um número adimensional que representa a diferença de pressão relativa em uma superfície no fluxo de fluido, indicando como a pressão varia em diferentes condições de fluxo. Verifique FAQs

C p = \frac{4}{Y + 1} \cdot {(\sin (β))}^{2}

C_p - Coeficiente de pressão?Y - Razão de calor específico?β - Ângulo de onda?

Exemplo de Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito

Com valores

Com unidades

Apenas exemplo

Esta é a aparência da equação Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito com valores.

Esta é a aparência da equação Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito com unidades.

Esta é a aparência da equação Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito.

0.3536 = \frac{4}{1.6 + 1} \cdot {(\sin (0.5))}^{2}

0.3536 = \frac{4}{1.6 + 1} \cdot {(\sin (0.5rad))}^{2}

0.3536 = \frac{4}{1.6 + 1} \cdot {(\sin (0.5))}^{2}

Dica: Use o ícone de lápis ( Pencil

) acima para editar valores de entrada e unidades.

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Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito Solução

Siga nossa solução passo a passo sobre como calcular Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito?

Primeiro passo Considere a fórmula

C p = \frac{4}{Y + 1} \cdot {(\sin (β))}^{2}

Próxima Etapa Substituir valores de variáveis

∴

C p = \frac{4}{1.6 + 1} \cdot {(\sin (0.5rad))}^{2}

Próxima Etapa Prepare-se para avaliar

∴

C p = \frac{4}{1.6 + 1} \cdot {(\sin (0.5))}^{2}

Próxima Etapa Avalie

∴

C p = 0.353613610870662

Último passo Resposta de arredondamento

∴

C p = 0.3536

Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito Fórmula Elementos

Variáveis

Funções

Coeficiente de pressão

Símbolo: C_p

Medição: NAUnidade: Unitless

Observação: O valor pode ser positivo ou negativo.

Fórmulas para encontrar Coeficiente de pressão

Razão de calor específico

A razão de calor específico é a razão entre a capacidade de calor a pressão constante e a capacidade de calor a volume constante, importante para entender o comportamento do fluido em fluxos hipersônicos.

Símbolo: Y

Medição: NAUnidade: Unitless

Observação: O valor pode ser positivo ou negativo.

Fórmulas para encontrar Razão de calor específico

Ângulo de onda

O ângulo de onda é o ângulo entre a direção de um fluxo hipersônico e a onda gerada por um choque oblíquo na mecânica dos fluidos.

Símbolo: β

Medição: ÂnguloUnidade: rad

Observação: O valor deve ser maior que 0.

Fórmulas para encontrar Ângulo de onda

sin

Seno é uma função trigonométrica que descreve a razão entre o comprimento do lado oposto de um triângulo retângulo e o comprimento da hipotenusa.

Sintaxe: sin(Angle)

Outras fórmulas para encontrar Coeficiente de pressão

Ir Coeficiente de pressão derivado da teoria do choque oblíquo

C p = 2 \cdot {(\sin (β))}^{2}

Ir Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua

C p = \frac{4}{Y + 1} \cdot ({(\sin (β))}^{2} - \frac{1}{M^{2}})

Ir Coeficiente de pressão não dimensional

C p = \frac{Δp}{P dynamic}

Outras fórmulas na categoria Relação de choque oblíquo

Ir Ângulo de onda para pequeno ângulo de deflexão

β = \frac{Y + 1}{2} \cdot (θ d \cdot \frac{180}{π}) \cdot \frac{π}{180}

Ir Componentes de fluxo paralelo a montante após o choque, pois Mach tende ao infinito

u2 = V 1 \cdot (1 - \frac{2 \cdot {(\sin (β))}^{2}}{Y - 1})

Ir Componentes de fluxo a montante perpendicular atrás da onda de choque

v2 = \frac{V 1 \cdot \sin (2 \cdot β)}{Y - 1}

Ir Razão de pressão exata

r p = 1 + 2 \cdot \frac{Y}{Y + 1} \cdot ({(M \cdot \sin (β))}^{2} - 1)

Ver mais

Como avaliar Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito?

O avaliador Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito usa Pressure Coefficient = 4/(Razão de calor específico+1)*(sin(Ângulo de onda))^2 para avaliar Coeficiente de pressão, O coeficiente de pressão por trás da onda de choque oblíqua para a fórmula do número de Mach infinito é definido como uma quantidade adimensional que caracteriza a taxa de pressão através de uma onda de choque oblíqua em um fluxo supersônico, fornecendo um parâmetro crucial na análise de aplicações aerodinâmicas de alta velocidade e engenharia aeroespacial. Coeficiente de pressão é denotado pelo símbolo C_p.

Como avaliar Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito usando este avaliador online? Para usar este avaliador online para Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito, insira Razão de calor específico (Y) & Ângulo de onda (β) e clique no botão calcular.

FAQs sobre Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito

Qual é a fórmula para encontrar Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito?

A fórmula de Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito é expressa como Pressure Coefficient = 4/(Razão de calor específico+1)*(sin(Ângulo de onda))^2. Aqui está um exemplo: 0.353614 = 4/(1.6+1)*(sin(0.5))^2.

Como calcular Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito?

Com Razão de calor específico (Y) & Ângulo de onda (β) podemos encontrar Coeficiente de pressão atrás da onda de choque oblíqua para número de Mach infinito usando a fórmula - Pressure Coefficient = 4/(Razão de calor específico+1)*(sin(Ângulo de onda))^2. Esta fórmula também usa funções Seno (pecado).

Quais são as outras maneiras de calcular Coeficiente de pressão?

Aqui estão as diferentes maneiras de calcular Coeficiente de pressão-

Pressure Coefficient=2*(sin(Wave Angle))^2
Pressure Coefficient=4/(Specific Heat Ratio+1)*((sin(Wave Angle))^2-1/Mach Number^2)
Pressure Coefficient=Change in Static Pressure/Dynamic Pressure

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