Dławienie cieplne przepływu
Porównuje zmianę temperatury całkowitej z zadanym progiem analizy Rayleigha.
Dane wejściowe
Wyniki
| Stosunek temperatur całkowitych | 1.6667 |
|---|---|
| Doprowadzone ciepło właściwe | 201000 J/kg |
| Margines do temperatury krytycznej | 0.3333 |
Porównanie ze znanym z osobnej analizy krytycznym stosunkiem Rayleigha.
Równania i granice
q=cp(T02−T01); margin=(T0*/T01)−T02/T01
Stałe cp; próg krytyczny pochodzi z osobnego modelu.
Interpretacja wyniku: Rachunek jest bezpośrednim obliczeniem podanych równań. Nie oznacza to dokładnego odwzorowania obiektu rzeczywistego: trafność fizyczna pozostaje ograniczona przez jawne założenia modelu.
Podstawa konkretnego równania
J.D. Mattingly, Elements of Propulsion: Gas Turbines and Rockets, 2nd ed. — odzysk ciśnienia wlotu, bilans silnika przepływowego i dopasowanie podzespołów. Powiązanie z tym kalkulatorem: q=cp(T02−T01); margin=(T0*/T01)−T02/T01.
Odtwarzalny przypadek dla danych domyślnych
Statyczny punkt regresyjny. Wartości wejściowe, oczekiwane wyniki i tolerancje są publikowane, aby zmianę modelu można było wykryć i niezależnie odtworzyć.
Dane wejściowe
| Parametr | Wartość |
|---|---|
| Temperatura wejścia | 300 K |
| Temperatura wyjścia | 500 K |
| Ciepło właściwe | 1005 J/(kg·K) |
| Krytyczny stosunek temperatur | 2 – |
Oczekiwane wyniki i tolerancje
| Wynik | Wartość oczekiwana | Tolerancja bezwzględna |
|---|---|---|
| Stosunek temperatur całkowitych | 1.66666666666667 | 1.66666666666667e-9 |
| Doprowadzone ciepło właściwe | 201000 J/kg | 0.000201 J/kg |
| Margines do temperatury krytycznej | 0.333333333333333 | 3.33333333333333e-10 |