Dysza

Dysza ( napędzania dyszy w obszarze astronautycznych ) jest kanał o zmiennym przekroju poprzecznym w tył wytwarzania silnika gazy o spalaniu gorącej, który przekształca się w energię cieplną jej energii kinetycznej . Aby osiągnąć ten cel iw zależności od kontekstu realizacji, dysza może być zbieżna, rozbieżna lub zawierać sekcję zbieżną i inną rozbieżną ( dysza Lavala ). W szczególności dysze znajdują się z tyłu silników odrzutowych, na których znajdują się samoloty oraz na silnikach rakietowych napędzających pociski i wyrzutnie .

Zasada działania

Celem dyszy jest zwiększenie energii kinetycznej przepływającego przez nią płynu, to znaczy jego prędkości, poprzez przekształcenie jego energii wewnętrznej, to znaczy temperatury.

Zasada działania dyszy opiera się na właściwościach gazów, które krążą z prędkością poddźwiękową i naddźwiękową. Gdy gaz przepływa z prędkością poddźwiękową przez rurę o zwężającej się średnicy, jego prędkość wzrasta. Jednak prędkość gazu nie może przekraczać prędkości dźwięku (Mach 1). W rzeczywistości w reżimie przepływu naddźwiękowego (prędkość większa niż prędkość dźwięku) zachowanie gazu jest odwrotne: aby jego prędkość wzrosła, średnica rury musi się zwiększyć. To zachowanie gazu opiera się na zasadzie przyspieszenia gazu opisanej równaniem Hugoniota :

{\ frac {dS} {S}} = (M ^ {2} -1) {\ frac {dv} {v}}

S to pole przekroju kanału, v prędkość, a M liczba Macha $M = v / c$

Dysza może być zbieżna, rozbieżna lub zbieżna i rozbieżna:

Dysza zbieżna umożliwia przyspieszenie gazów krążących z prędkością poddźwiękową. Jeśli ciśnienie jest wystarczające, prędkość może osiągnąć 1 Mach na wylocie dyszy, ale nie może przekroczyć tej wartości.
Dysza rozbieżna umożliwia przyspieszanie gazów, które już na wlocie mają prędkość ponaddźwiękową.
Dysza zbieżna i rozbieżna ( dysza Lavala ), której charakterystyka została opisana poniżej.

Obudowa dyszy Laval

Dysza Lavala umożliwia przyspieszanie gazów od prędkości poddźwiękowej do prędkości naddźwiękowej poprzez połączenie dwóch opisanych powyżej efektów. Gazy są przyspieszane do Mach 1 w zbieżnej sekcji dyszy, a następnie są przyspieszane powyżej Mach 1 w rozbieżnej sekcji. Dysza Lavala ma zatem trzy podzespoły:

skupiać
szyja, w której średnica przekroju jest minimalna
część rozbieżna, która może mieć kształt stożka lub dzwonu lub może składać się z łopatek w przypadku turbiny gazowej .

Prędkość wydalanych gazów: obudowa silnika rakietowego

Im wyższa prędkość wyrzucanych gazów, tym efektywniejsza konwersja energii wewnętrznej na energię kinetyczną. W przypadku silnika rakietowego gazy powstają w wyniku spalania materiałów miotających w warunkach wysokiego ciśnienia. Prędkość wydalanych gazów obliczana jest za pomocą następującego równania:

v_ {e} = {\ sqrt {{\ frac {TR} {M}} \ cdot {\ frac {2 \ gamma} {\ gamma -1}} \ cdot \ lewo [1- \ lewo ({\ frac { p_ {e}} {p}} \ po prawej) ^ {{{\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}}} \ po prawej]}}

z:
$v_e$	= Prędkość gazów na wylocie dyszy w m / s
$T$	= Temperatura na wlocie dyszy
$R$	= Uniwersalna stała gazów doskonałych
$M$	= Masa cząsteczkowa gazu w kg / kmol
$\gamma$	= = Współczynnik adiabatyczny ${\ frac {c_ {p}} {c_ {v}}}$
$c_p$	= Pojemność cieplna gazu przy stałym ciśnieniu
$c_v$	= Pojemność cieplna gazu przy stałej objętości
$p_ {e}$	= Ciśnienie gazu na wylocie dyszy
$p$	= Ciśnienie gazu na wlocie dyszy

Uzyskaną prędkość można zoptymalizować za pomocą trzech parametrów:

Temperatura w komorze spalania
Stosunek ciśnienia na wlocie i wylocie dyszy
Rodzaje spalanych paliw (masa cząsteczkowa spalin)

Przykłady

Jedynym z tych parametrów, który zależy od charakterystyki dyszy, jest stosunek ciśnień. Możemy zilustrować jego wpływ w przypadku silnika spalającego mieszankę tlenowo-wodorową o ciśnieniu wewnętrznym 115 barów (przypadek silnika Vulcain 2 Ariane 5 ): przy a = 1,2 prędkość gazu spada o około 14% jeśli ciśnienie wylotowe wynosi 5 barów zamiast 1 bara. $\gamma$

W praktyce prędkości spalanych gazów mieszczą się w następujących zakresach:

1700 do 2900 m / s dla cieczy monopropellant silników rakietowych
od 2900 do 4500 m/s dla silników rakietowych na paliwo płynne
2100 do 3200 m/s dla silników na paliwo stałe

Różnice w prędkości wyrzutu są związane z doborem propelentów (mniej lub bardziej egzotermiczne reakcje chemiczne, a zatem mniej lub bardziej wysokie temperatury), z ciśnieniem w komorze spalania, z wybranym cyklem spalania (mniejsza lub większa strata) i długością części rozbieżnej (optymalna ekspansja gazu).

Obszary zastosowania dysz

Dysze znajdują kilka rodzajów zastosowań:

Silnik odrzutowy dysza samolotem lub silnika rakietowego z rakietą przyczynia się do napędowej siły i siły reakcji od ekspansji gorących gazów wytwarzanych przez spalanie propelentów.
W przypadku turbiny gazowej , gazy powstające podczas spalania umożliwiają wprawienie w ruch wału alternatora dostarczającego energię elektryczną. Energia płynu jest przekształcana w energię mechaniczną. Ostrza pełnią rolę rozbieżnych. Płynem może być woda z zapory zasilanej rurą wysokociśnieniową lub woda z obiegu wtórnego reaktora jądrowego doprowadzona do bardzo wysokiej temperatury/ciśnienia.
Zasada dyszy stosowana jest również w centralnych częściach dysz wtryskiwaczy lub opryskiwaczy .

Dysza silnika rakietowego

Rola i działanie dyszy silnika rakietowego

Silnik rakietowy jest systemem napędowym używanym przez rakiety do przyspieszania do prędkości naddźwiękowych, jednocześnie mogąc działać w próżni, to znaczy bez konieczności wyciągania utleniacza z atmosfery. W propelenty zapisane na płycie spalić w komorze spalania i gazy wytwarzane są przyspieszane przez Laval dyszy . Wytwarzają ciąg, który zwiększa prędkość rakiety zgodnie z prawem zachowania pędu . Dysza odgrywa kluczową rolę w wydajności tego napędu, przekształcając energię cieplną i ciśnienie gazu powstałe w wyniku spalania w energię kinetyczną . Gazy wyrzucane są z prędkością do 2000 do 4000 m/s, podczas gdy temperatura i ciśnienie gwałtownie spadają między komorą spalania a wylotem części rozbieżnej dyszy.

Wzrost prędkości gazów w rozbieżnej części jest tym ważniejszy, im większy jest stosunek średnicy szyjki do średnicy wylotu rozchodzącej się części. Ten stosunek przekroju przyjmuje wartości od 40 do 300 z powodów wyjaśnionych poniżej.
Ciąg jest optymalny, gdy ciśnienie gazu na wylocie dyszy jest równe ciśnieniu otoczenia. Dysze pierwszego stopnia, które muszą pracować przy ciśnieniu otoczenia, są stosunkowo krótkie, ponieważ gaz nie może być nadmiernie rozprężony, podczas gdy te ze stopni, które pracują w próżni, są bardzo wydłużone.
Dysza silnika pierwszego stopnia pracuje w bardzo różnych warunkach ciśnienia zewnętrznego między zapłonem silnika (ciśnienie atmosferyczne zbliżone do 1 bara) a jego wygaszeniem (prawie pusty). Jego kształt jest więc kompromisem.
Idealnie ukształtowany rozbieżnik ma dużą długość, ale ma to bezpośredni wpływ na masę wyrzutni. Aby ograniczyć masę, dysza silników rakietowych wyższych stopni może być częściowo rozkładana.
Siły ciągu wymagane do napędzania rakiety są ogromne: mogą sięgać 800 ton dla silników rakietowych na paliwo ciekłe i 1500 ton dla paliw rakietowych na paliwo stałe. Aby uzyskać takie naciski, ciśnienia i temperatury są doprowadzone do granic wytrzymałości materiałów stykających się z gorącymi gazami. Konstrukcja dyszy w dużej mierze opiera się na rozwoju technik chłodzenia i doborze odpowiednich materiałów.
Cała siła napędowa rakiety jest przyłożona do dyszy, która generuje maksymalne naprężenia mechaniczne na szyi. Obrazowo można powiedzieć, że cały ciężar rakiety (może sięgać kilkuset ton) spoczywa wyłącznie na szyjce dyszy.

Dostosowana dysza: kompromisy

Aby dysza silnika rakietowego optymalnie przyczyniała się do przyspieszenia gazu ( odpowiednia dysza ), jej długość musi być dostosowana do ciśnienia środowiska zewnętrznego. Im dłuższa dysza, tym niższe ciśnienie na wylocie. Rozbieżne części silników napędzających górne stopnie wyrzutni muszą być szczególnie długie, ponieważ ciśnienie zewnętrzne jest prawie zerowe, a na poziomie gruntu dysza musi być krótsza, aby nie doszło do niedostatecznego rozprężenia gazów. Długość dyszy prowadzi do wydłużenia wyrzutni, a tym samym do cięższej konstrukcji, co jest szkodliwe dla ogólnej wydajności. Ciśnienie środowiska zewnętrznego zmienia się gwałtownie podczas lotu, a długość dysz jest zatem kompromisem w celu uzyskania najlepszej możliwej wydajności.

Dysza pierwszego stopnia silnika rakietowego jest przystosowana do pracy w bardzo różnych warunkach ciśnienia zewnętrznego: wynosi 1 bar przy starcie, ale prawie zero, gdy silnik jest wyłączony. Geometria dyszy nie może dostosować się do ciągłych zmian ciśnienia zewnętrznego. Dokonany wybór dotyczy rozprężania gazów na wylocie rozbieżnego, to znaczy, że jego ciśnienie jest większe niż otaczającego powietrza przez większość czasu pracy sceny. Umożliwia to posiadanie krótkiej dyszy, a tym samym zmniejszenie masy wyrzutni.
Jednakże, gdy silnik rakietowy rozpędza się przed startem i gdy silnik jest wyłączony, wytwarzane gazy są chwilowo nadmiernie rozprężane, co powoduje oddzielenie przepływów, co może uszkodzić dyszę podczas startu i generować nie- symetryczne pchnięcia podczas startu i wygaśnięcia.

Rozbieżny kształt

Kształt rozbieżnego musi być taki, aby jego ścianka łączyła się z bieżącą linią przepływu wyrzucanych gazów. Profil ten jest zwykle obliczany poprzez rozwiązywanie równań Eulera, w szczególności przy użyciu metody charakterystycznej . W przypadku dysz stosowanych w dziedzinie strumieni plazmowych, temperatury, a co za tym idzie bardzo wysokie lepkości, wymagają odwołania się do rozdzielczości równań Naviera-Stokesa . Optymalny profil to stożek z półkątem na górze 15°. W celu skrócenia długości części rozbieżnej, a tym samym zmniejszenia długości wyrzutni, a tym samym jej masy, wdrażane są dwa rozwiązania:

Idealnym obcięta końcówka (TIC) jest dysza, której profilu podąża za optymalną krzywą, ale który jest odcięty na jego końcu. W przypadku silnika Vulcain przycięcie idealnego profilu o 2/3 (długość 2,5 metra zamiast 7 metrów) skutkuje utratą ciągu ograniczoną do 3%.
Zoptymalizowane dysza wewnętrzna prądem (TOC = oporowa optymalizowaną konturu ) jest dysza, której profil odbiega od optymalnej krzywej, dzięki czemu można zaoszczędzić kolejne 20% w stosunku do długości w stosunku do części rozbieżnej tic dyszy typu. Kąt w okolicy szyjki (od 20 do 50°) jest większy od kąta optymalnego, co umożliwia szybsze zwiększenie średnicy części rozbieżnej. Odchylenie od idealnego profilu jest stopniowo zmniejszane, aby osiągnąć tylko około 10° na końcu rozbieżnej części. O otrzymanym kształcie mówi się, że to kielich na jajko. Zysk ten odbywa się kosztem bardziej zaburzonego przepływu gazu, który może powodować wewnętrzne fale uderzeniowe w rozbieżnej części.

Innym sposobem zmniejszenia długości części rozbieżnej jest zwielokrotnienie liczby dysz związanych z pojedynczą komorą spalania. Kilka radzieckich/rosyjskich silników rakietowych na paliwo ciekłe wykorzystuje tę technikę, w tym RD-171, który ma 4 dysze. Natężenie przepływu każdej dyszy stanowi jedną czwartą całkowitego natężenia przepływu, rozmiar przewężenia jest zmniejszony, a w konsekwencji średnica i długość części rozbieżnej. Przyrost długości ocenia się na 30%, w zamian za większą złożoność i niewątpliwie większą masę niż konfiguracja z pojedynczą dyszą.

Chłodzenie dyszy

Spaliny opuszczające komorę spalania mają bardzo wysoką temperaturę. W przypadku dysz silników rakietowych, które pracują w bardzo wysokich temperaturach (około 3000 ° C ), należy zapewnić proces chłodzenia ścianek dyszy, ponieważ żaden stop nie jest w stanie wytrzymać wysokiej temperatury, a także wysokiego naprężenia termicznego. Szyjka dyszy to miejsce, w którym wymiana ciepła jest najintensywniejsza, natomiast koniec części rozbieżnej to miejsce, w którym krążą najzimniejsze gazy. Stosuje się kilka technik chłodzenia:

Jeżeli silnik rakietowy pali paliwo kriogeniczne (ciekły wodór, ciekły tlen), które zawsze przechowywane są w bardzo niskiej temperaturze, chłodzenie przez cyrkulację paliw pędnych polega na tym, że krążą one w podwójnej ściance rozciągającej się od komory spalania do całości lub części komory spalania. rozbieżne, zanim zostaną spalone w celu wytworzenia gazów miotających.
Chłodzenie radiacyjne polega na wykorzystaniu metali zdolnych do wytrzymania bardzo wysokich temperatur, takich jak molibden lub niob, których temperatura wzrasta do wartości poniżej temperatury topnienia, a następnie osiąga równowagę termiczną poprzez stopniowe odprowadzanie ciepła przekazywanego przez gazy. W przypadku silników rakietowych o średniej i dużej mocy technikę tę można stosować tylko do chłodniejszych części dyszy.
Powłoki ablacyjne są również stosowane w dyszach o niskim ciągu lub w mocniejszych silnikach, ale ograniczając ich zastosowanie do chłodniejszych obszarów.
Chłodzenie filmu fluidalnego polega na krążeniu wzdłuż ścianki dyszy (i komory spalania) płynu chłodniejszego niż przyspieszone gazy, co w ten sposób zapobiega osiągnięciu temperatury topnienia struktury. Ta technika była stosowana samodzielnie przez niektórych pionierów napędów, takich jak Goddard, ale spowodowała zmniejszenie impulsu o 5 do 17% bez uzupełniania innych technik chłodzenia: ilość kierowanego paliwa wynosi wówczas od 1 do 6%, a impuls właściwy jest zmniejszony o 0,5 do 2%. Do wytworzenia filmu płynu można zastosować kilka technik: paliwo nadliczbowe (a więc niespalone) można wprowadzić do komory spalania za pomocą wtryskiwaczy umieszczonych na obrzeżu płyty wtryskowej lub na bocznych ścianach komory spalania lub dyszy. Inna technika stosowana w silnikach na paliwo stałe polega na dostarczaniu do komory spalania bloków materiału, które podczas spalania wytwarzają chłodniejsze gazy.

Porównanie rozbieżnych technik chłodzenia stosowanych w różnych silnikach rakietowych

Silnik rakietowy	Rodzaj	Geometria	Sekcja rozbieżna	Rozbieżny materiał	Technika chłodzenia
Vinci	Napęd górnego stopnia	Stosunek sekcji: 240 rozbieżność wysokość 3,2 m średnica wylotu: 2,2 m	Górna część	Stop miedzi i niklu	Cyrkulacja ciekłego wodoru w podwójnej ścianie
Vinci	Napęd górnego stopnia		Dolna część	Kompozyt węglowy	Pasywne chłodzenie radiacyjne ( 1,800 kelwinów)
Wulkan 2	Napęd pierwszego stopnia	Stosunek sekcji: 58 wysokość rozbieżności 2,3 m średnica wylotu: 2,1 m	Górna część	Stop niklu	Cyrkulacja wodoru w podwójnej ścianie
Wulkan 2	Napęd pierwszego stopnia		Dolna część	Stop niklu	Film gazowy złożony ze spalin z turbiny gazowej i wodoru z układu chłodzenia from

Obudowa silników rakietowych na paliwo stałe

W sterach strumieniowych na paliwo stałe sekcja gardzieli reguluje spalanie bloku „na paliwo stałe”. Gardziel dyszy musi być wystarczająco szeroka, aby gazy spalinowe mogły się ulotnić tworząc ciąg, ale na tyle wąska, aby paliwo nie spłonęło w jednej eksplozji.

System orientacji oporowej

Dysza orientowana to dysza umocowana przegubowo wokół jednej lub dwóch osi i umożliwiająca zmianę kierunku naporu .

Typ dyszy

Wysuwana dysza rozbieżna

Silniki rakietowe najwyższego stopnia wymagają bardzo długich dysz, ponieważ działają w próżni. Aby ograniczyć masę konstrukcyjną, jaką narzucałaby bardzo długa dysza, niektóre silniki, takie jak RL-10 B-2, napędzający drugi stopień wyrzutni Delta IV, zawierają wysuwaną dywersantę, która jest w pełni wysunięta dopiero po wysunięciu dolnego stopnia. porzucone.

RL10 ma rozbieżną rozszerzalność
Schemat RL-10 z rozszerzalną rozbieżnością.
Test rozłożenia wysuwanej części dyszy silnika RL-10 B-2 napędzającego drugi stopień wyrzutni Delta IV.

Dysza z przepływem zewnętrznym / korpus centralny (np. aerospike)

Dysza z przepływem zewnętrznym lub z korpusem centralnym automatycznie dostosowuje się do zmiany ciśnienia występującej podczas lotu, zajmując jednocześnie niewielką powierzchnię. Przetestowano różne geometrie:

Dysza pierścieniowa nie ścięta
Wielokrotna dysza obrotowa ze ściętym korpusem centralnym
Liniowa wielodysza ze ściętym korpusem centralnym jak aerospike aero

Koncepcja została przetestowana na prototypach, ale nigdy nie została wykorzystana na działającej wyrzutni ze względu na specyficzne problemy charakterystyczne dla dysz aerospike, a w szczególności problemy z chłodzeniem i ich złożoność (pierścieniowa lub rozproszona komora spalania).

Dysze centralnego korpusu
Test wielodyszy liniowej ze ściętym korpusem centralnym Aerospike XRS-2200 (2001)
Nie ścięta dysza pierścieniowa testowana na silniku na paliwo stałe (2004)
Schemat porównujący dwa silniki rakietowe wykorzystujące z jednej strony dyszę konwencjonalną, a z drugiej dyszę typu Aerospike

Dysza z podwójną krzywą

Podwójnie zakrzywiona dysza ma kolejno dwa różne profile biegnące od szyjki do wylotu części rozbieżnej. Druga część zaczyna się od odpadnięcia. Ten typ dyszy musi umożliwiać przystosowanie się do zmiany ciśnienia występującej w silniku rakietowym pierwszego stopnia między rozpoczęciem a końcem jego działania. Na małej wysokości używana jest tylko górna część dyszy, natomiast gdy ciśnienie zewnętrzne jest znacznie zmniejszone, cała rozbieżna część przyczynia się do ukierunkowania przepływu gazu. Ta konfiguracja pozwala na samodopasowanie przepływu bez mechanizmu, ale powoduje obciążenia boczne podczas przejścia między dwoma reżimami przepływu.

Dysza turboodrzutowa

Dysze turboodrzutowców są używane w różnych warunkach. Istnieją dwa rodzaje dysz: dysza miotająca przeznaczona do rozprężania gazów spalinowych oraz dysza kierująca wlot powietrza, który może być zbieżny lub rozbieżny. Silnik odrzutowy posiada również następujące cechy, które wpływają na konstrukcję jego dysz:

Kilka prędkości obrotowych silnika z dopalaniem lub bez
Stosunkowo niska szybkość ekspansji
Wyrzut strumienia wtórnego (strumień zimny)
W przypadku myśliwców stealth trzeba zamaskować sygnaturę termiczną
W przypadku niektórych samolotów bojowych znaczne odchylenie strumienia miotającego (kierunek dyszy, pionowy start)
Bardzo zmienne prędkości wlotu powietrza. W samolotach lecących z prędkością ponaddźwiękową powietrze musi zostać spowolnione do prędkości poddźwiękowej przed wejściem do komory sprężania.

Dysza miotająca

W ogólnym przypadku dysza jest po prostu rozbieżna.

Jeśli turboodrzutowiec napędza samolot, który nie przekracza prędkości dźwięku, część rozbieżną tworzy stożek, który wystaje. Ten system dostosowuje się sam.
Jeśli samolot korzysta z dopalacza, do regulacji przepływu służy szyjka o zmiennej średnicy.

Wlot powietrza

Aby turboodrzutowiec działał prawidłowo, prędkość przepływu powietrza na wlocie sprężarki musi wynosić około 600 km/h (Mach 0,5). Jeśli samolot leci poniżej tej prędkości, wlot powietrza musi być dyszą zbieżną, a powyżej tej prędkości wlot powietrza musi być dyszą rozbieżną.

Aby uzyskać geometrię odpowiadającą tym różnym potrzebom, stosuje się elementy mobilne: zmienne sekcje z rampą lub korpus centralny (mysz) modyfikują profil wlotu powietrza.
Kiedy samolot porusza się z prędkością ponaddźwiękową, geometria wlotu powietrza jest dostosowana do geometrii dyszy Lavala. Napływający strumień powietrza jest najpierw spowalniany w zbieżnej sekcji, aż do osiągnięcia Mach 1 w szyjce, a następnie hamowanie jest kontynuowane w rozbieżnej sekcji, aż jego prędkość spadnie do Mach 0,5.
Gdy samolot jest nieruchomy, wzrost prędkości obrotowej silnika w naturalny sposób prowadzi do separacji strumieni powietrza, a tym samym do zmniejszenia wydajności dolotu. Aby ograniczyć to zjawisko, z boku dyszy wlotowej otwierają się włazy, aby umożliwić dopływ dodatkowego powietrza.

Uwagi i referencje

Równanie 12. Richarda Nakki.
Równanie Roberta Braeuninga 1.22.
(w) George P Sutton i Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements: wprowadzenie do inżynierii rakietowej , New York/Brisbane itp., Wiley-Interscience ,19926 th ed. , 636 s. ( ISBN 0-471-52938-9 )
D. Marty s. 110
D. Marty s. 71-72
John Gary Landry, „Przepływ dyszy z brakiem równowagi wibracyjnej”, Raport NASA-CR-199948, 1995 [1]
Sutton i Biblarz s. 75-85
Philippe Reijasse (ONERA), „ Aerodynamika dysz naddźwiękowych ” ,28 listopada 2007 r., s. 46-48
Luca Boccaletto, Kontrola separacji dysz. Analiza zachowania się dyszy typu TOC i zdefiniowanie nowego pojęcia: BOCCAJET (raport pracy) ,2011, 327 s. ( ISBN 978-0-387-98190-1 , czytaj online ) , s. 11
Philippe Reijasse (ONERA), „ Aerodynamika dysz naddźwiękowych ” ,28 listopada 2007 r., s. 61-66
Philippe Reijasse (ONERA), „ Aerodynamika dysz naddźwiękowych ” ,28 listopada 2007 r., s. 9

Bibliografia

Książki skupiające się na silnikach rakietowych

(w) George P Oscar Biblarz Sutton, rakieta napędowe elementy 8 th edition , Hoboken, NJ, Wiley ,2010, 768 pkt. ( ISBN 978-0-470-08024-5 , czytaj online )
(en) George P Sutton, Historia silników rakietowych na paliwo ciekłe , Amerykański Instytut Aeronautyki i Astronautyki,2006( ISBN 1-56347-649-5 )
(pl) NASA, Dysze silników rakietowych na ciecz , NASA,Lipiec 1976( przeczytaj online )

Ogólne prace nad działaniem wyrzutni

Philippe Couillard, Wyrzutnie i satelity , Tuluza, Cépaduès,2005, 246 s. ( ISBN 2-85428-662-6 )
Daniel Marty, Systemy kosmiczne: design i technologia , Paryż/Mediolan/Barcelona, Masson,1994, 336 s. ( ISBN 2-225-84460-7 )