RU2791932C1 - Nozzle - Google Patents
Nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2791932C1 RU2791932C1 RU2022116062A RU2022116062A RU2791932C1 RU 2791932 C1 RU2791932 C1 RU 2791932C1 RU 2022116062 A RU2022116062 A RU 2022116062A RU 2022116062 A RU2022116062 A RU 2022116062A RU 2791932 C1 RU2791932 C1 RU 2791932C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- injection
- working fluid
- oval
- control
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к системам управления вектором тяги (УВТ) двигателя летательного аппарата (ЛА).The invention relates to aviation and rocket technology, in particular to thrust vector control systems (UVT) of an aircraft engine (LA).
Известен способ управления вектором тяги двигателя путем вдува газа или впрыска жидкости в сверхзвуковую часть сопла. Принцип создания управляющих усилий, следующий: при несимметричном вдуве газа в сверхзвуковую часть сопла, возникает боковая сила, имеющая две составляющие - реактивная сила вторичной струи и сила, образующаяся за счет перераспределения давления на стенке сопла в зоне возмущения, причиной которого является взаимодействие основного и вторичного потоков. В месте вдува вторичный газ образует струйное препятствие, в результате происходит отрыв пограничного слоя с образованием в газовом потоке сложной системы скачков уплотненияA known method of controlling the engine thrust vector by blowing gas or liquid injection into the supersonic part of the nozzle. The principle of creating control forces is as follows: with an asymmetric gas injection into the supersonic part of the nozzle, a lateral force arises that has two components - the reactive force of the secondary jet and the force generated due to the redistribution of pressure on the nozzle wall in the perturbation zone, the cause of which is the interaction of the main and secondary streams. At the point of injection, the secondary gas forms a jet obstacle, as a result, the boundary layer is separated and a complex system of shock waves is formed in the gas flow.
Такое техническое решение реализовано в системах УВТ для двигателей на твердом топливе. Известны системы управления вектором тяги с вдувом газа в сверхзвуковую часть сопла (патенты США №3426972, 11.02.1969, №3296799, 10.01.1967), содержащие клапаны вдува, трубопроводы для подачи газа, источники газа. При этом система управления вектором тяги обеспечивает управление только по каналам тангажа и рыскания.This technical solution is implemented in UHT systems for solid fuel engines. Known thrust vector control systems with blowing gas into the supersonic part of the nozzle (US patents No. 3426972, 11.02.1969, No. 3296799, 10.01.1967), containing injection valves, pipelines for gas supply, gas sources. In this case, the thrust vector control system provides control only through the pitch and yaw channels.
Также существует система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), обеспечивающая управление по крену при вдуве газа в сверхзвуковую часть сопла (патент США №3229461, 18.01.1966), содержащая коллектор, сопла вдува, трубопроводы подачи газа, клапаны вдува, клапаны подачи газа и систему управления их работой. При этом вдув газа осуществляется через сопла, имеющие одну наклонную и одну прямую стенки, такая геометрия создает нецентральную тягу, которая в сочетании с косым срезом, возникающим в зоне пересечения сопла вдува с внутренней поверхностью сопла двигателя и поперечной струей, прижимающей поток к насадку, создает момент сил относительно оси сопла, то есть обеспечивает управление по крену. Клапаны подачи газа обеспечивают дискретный режим работы управляющих сопел.There is also a system for controlling the thrust vector of a liquid-propellant rocket engine (LRE), which provides roll control when gas is blown into the supersonic part of the nozzle (US patent No. gas and control system for their work. At the same time, gas is injected through nozzles having one inclined and one straight wall, such geometry creates an off-center thrust, which, in combination with an oblique cut that occurs in the zone of intersection of the injection nozzle with the inner surface of the engine nozzle and the transverse jet pressing the flow against the nozzle, creates the moment of forces relative to the axis of the nozzle, that is, it provides roll control. Gas supply valves provide a discrete mode of operation of the control nozzles.
Основной недостаток в данном техническом решении - это невозможность управления по каналам тангажа и рыскания.The main disadvantage of this technical solution is the inability to control the pitch and yaw channels.
Наиболее близким аналогом к предлагаемому изобретению является система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, обеспечивающая управление по крену, тангажу и рысканию при вдуве газа в сверхзвуковую часть сопла (патент RU 2594844 С1, МПК F02K 9/82), состоящая из коллектора, трубопроводов и газодинамических органов управления. Система содержит 8 газодинамических органов управления, каждый из которых представляет собой клапан, через который подается газ в сопло. При этом клапаны располагаются парами равномерно на наружной поверхности сверхзвуковой части сопла в плоскости инжекции газа, перпендикулярной продольной оси сопла. Клапаны в двух парах симметричны плоскости тангажа, а в двух других парах -плоскости рыскания. Причем для исключения взаимного влияния возмущений при вдуве оси клапанов в каждой паре пересекаются под углом 40°÷60°, а точка их пересечения находится на расстоянии 1/3R…2/3R от центра окружности, образованной пересечением внутренней поверхности сопла с плоскостью инжекции газа, где R - радиус этой окружности.The closest analogue to the proposed invention is a thrust vector control system for a liquid rocket engine that provides roll, pitch and yaw control when gas is blown into the supersonic part of the nozzle (patent RU 2594844 C1, IPC F02K 9/82), consisting of a manifold, pipelines and gas-dynamic governing bodies. The system contains 8 gas-dynamic controls, each of which is a valve through which gas is supplied to the nozzle. In this case, the valves are arranged in pairs evenly on the outer surface of the supersonic part of the nozzle in the plane of gas injection, perpendicular to the longitudinal axis of the nozzle. The valves in two pairs are symmetrical to the pitch plane, and in the other two pairs, to the yaw plane. Moreover, to exclude the mutual influence of disturbances during injection, the valve axes in each pair intersect at an angle of 40°÷60°, and the point of their intersection is at a distance of 1/3R…2/3R from the center of the circle formed by the intersection of the inner surface of the nozzle with the gas injection plane, where R is the radius of this circle.
Основными недостатками данного технического решения являются большое количество газодинамических органов управления и вдув под углом к перпендикуляру касательной к окружности в плоскости вдува. 8 газодинамических органов управления приводит увеличению массы конструкции относительно использования 4-х, а также увеличение количества элементов повышает сложность конструкции и снижает надежность. Вдув под углом, т.е. с тангенциальной составляющей, приводит к неравномерности параметров зоны возмущения, связанными с этим газодинамическими потерями и к увеличению расхода вдуваемого газа для достижения того же управляющего усилия, что при перпендикулярном вдуве. Также недостатком является невозможность применения данной системы в ракетных двигателях других типов.The main disadvantages of this technical solution are a large number of gas-dynamic controls and blowing at an angle to the perpendicular of the tangent to the circle in the blowing plane. 8 gas-dynamic controls leads to an increase in the mass of the structure relative to the use of 4, as well as an increase in the number of elements increases the complexity of the design and reduces reliability. Blowing at an angle, i.e. with a tangential component, leads to non-uniformity of the parameters of the perturbation zone, associated with this gas-dynamic losses and to an increase in the flow rate of the blown gas to achieve the same control force as with a perpendicular injection. Another disadvantage is the impossibility of using this system in rocket engines of other types.
Технической задачей, вытекающей из критики аналогов, является увеличение надежности и уменьшение потерь на управляющие усилия и момент при инжекции рабочего тела в сверхзвуковую часть сопла.The technical task arising from the criticism of analogues is to increase reliability and reduce losses for control forces and torque during the injection of the working fluid into the supersonic part of the nozzle.
Для решения задачи и обеспечения технического результата предложено сопло, состоящее из сопла и инжекционных органов управления. Данное сопло имеет овальную форму поперечного сечения его сверхзвуковой части, соотношение а/b от 1,001 до 3, где а - длина большой полуоси, b - длина малой полуоси овала, образованного пересечением внутренней поверхностью сопла и плоскостью среза сопла, содержит 4 инжекционных органа управления, отверстия клапанов расположены своими осями перпендикулярно к касательным к овалу, образованного пересечением внутренней поверхности сопла и плоскостью инжекции рабочего тела, и своими осями образующие с большой полуосью этого овала в проекции на данную плоскость угол γ от 30° до 60°.To solve the problem and ensure the technical result, a nozzle is proposed, consisting of a nozzle and injection controls. This nozzle has an oval cross-sectional shape of its supersonic part, the ratio a/b is from 1.001 to 3, where a is the length of the major semi-axis, b is the length of the minor semi-axis of the oval formed by the intersection of the inner surface of the nozzle and the nozzle cut plane, contains 4 injection controls, valve openings are located with their axes perpendicular to the tangents to the oval formed by the intersection of the inner surface of the nozzle and the plane of injection of the working fluid, and with their axes forming with the major semi-axis of this oval in the projection on this plane an angle γ from 30° to 60°.
Угол γ в сопле может быть равен строго 45°.The angle γ in the nozzle can be exactly 45°.
Соотношение среза сопла а/b, для уменьшения газодинамических потерь, может принимать значения от 1,001 до 1,2.The ratio of the nozzle cut a / b, to reduce gas-dynamic losses, can take values from 1.001 to 1.2.
Форма поперечного сечения сверхзвуковой части сопла может выполняться в форме эллипса.The cross-sectional shape of the supersonic part of the nozzle can be in the form of an ellipse.
Овальная форма поперечного сечения сопла позволяет создать плечо между вектором управляющей силы, создаваемой инжекцией рабочего тела, и осью сопла что приводит к появлению момента. В сравнении с потребными управляющими усилиями по рысканию и тангажу ЛА потребный управляющий момент невелик, учитывая что силы и момент создаются инжекцией через одни и те же отверстия и при помощи одних и тех же устройств, для создания необходимого момента, плечо между осью сопла и вектором управляющей силы должно так же быть небольшим, и, следовательно, отношение осей овала поперечного сечения а/b достаточно мало (менее 1, 2), что приводит к весьма незначительным потерям тяги из-за неравномерности потока по срезу сопла.The oval cross-sectional shape of the nozzle makes it possible to create a shoulder between the vector of the control force generated by the injection of the working fluid and the axis of the nozzle, which leads to the appearance of a moment. In comparison with the required control forces for the yaw and pitch of the aircraft, the required control moment is small, given that the forces and moment are created by injection through the same holes and using the same devices, to create the necessary moment, the shoulder between the axis of the nozzle and the control vector forces should also be small, and, consequently, the ratio of the axes of the cross-sectional oval a/b is quite small (less than 1, 2), which leads to very small thrust losses due to uneven flow along the nozzle exit.
Инжекция рабочего тела происходит перпендикулярно стенке сопла т.е. без тангенциальной составляющей, что позволяет уменьшить газодинамические потери и массовый расход, необходимый для создания управляющего усилия, тем самым повышая эффективность системы управления.The injection of the working fluid occurs perpendicular to the nozzle wall, i.e. without a tangential component, which allows to reduce gas-dynamic losses and mass flow required to generate a control force, thereby increasing the efficiency of the control system.
Технический результат, достигаемый в результате реализации изобретения -это увеличение надежности за счет упрощения конструкции, уменьшения элементов конструкции и повышение эффективности за счет уменьшения газодинамических потерь при инжекции рабочего тела.The technical result achieved as a result of the invention is an increase in reliability by simplifying the design, reducing structural elements and increasing efficiency by reducing gas-dynamic losses during the injection of the working fluid.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежами:The present invention is illustrated by drawings:
Фиг. 1. Сопло вид сбоку;Fig. 1. Nozzle side view;
Фиг. 2. Сопло вид спереди;Fig. 2. Nozzle front view;
Фиг. 3. Сечение сопла А-А по месту расположения отверстий инжекции рабочего тела.Fig. Fig. 3. Section of the nozzle A-A at the location of the injection holes of the working fluid.
На фиг. 1, 2, 3 обозначены: Сопло 1, критическое сечение сопла 2, срез сопла 3, отверстия клапанов 4, 5, 6, 7, через которые подается рабочее тело, возмущенная зона 8.In FIG. 1, 2, 3 are marked:
Сопло Новикова осуществляет управление вектором тяги реактивного двигателя по трем необходимым углам за счет повышения давления на боковой поверхности сопла 1 в зоне 8 (см. фиг. 3) и возникновении реактивной силы вторичной струи путем поперечной инжекции рабочего тела в его сверхзвуковую часть. Сечение сверхзвуковой части сопла 1 имеет овальную форму и определенное расположение отверстий клапанов 4, 5, 6 и 7 позволяет управлять тягой в двух перпендикулярных направлениях и создавать момент М вокруг оси сопла 1.The Novikov nozzle controls the thrust vector of the jet engine at three required angles by increasing the pressure on the side surface of the
Отношение длин полуосей овала среза сопла 3 а/b (см. фиг. 2) рассчитывается исходя из соотношения потребных управляющих усилий по рысканию и тангажу и потребного момента по крену. Если выполнить форму поперечного сечения сопла 1 в виде эллипса, который является частным случаем овала, и принять угол γ=45°, то геометрические параметры среза сопла 3 можно найти из следующей системы уравнений:The ratio of the lengths of the semi-axes of the oval of the nozzle exit 3 a/b (see Fig. 2) is calculated based on the ratio of the required control efforts for yaw and pitch and the required roll moment. If you make the cross-sectional shape of the
где Р - проекция силы на плоскость поперечного сечения, создаваемой инжекцией рабочего тела через одно отверстие; Рт -управляющее усилие по тангажу; l - расчетное плечо, необходимое для создания момента; k(1…, 5) -коэффициент учитывающий перераспределение давления по стенке сопла 1 в поперечном сечении из-за овальности поперечного сечения сопла 1 и уменьшение плеча из-за удаления плоскости инжекции от среза сопла 3; М - потребный момент; х,у - координаты пересечения плоскостью, в которой лежат оси отверстий инжекции и параллельной оси сопла, среза сопла; а,b - длины полуосей овала; Fa- площадь среза сопла.where P is the projection of the force on the plane of the cross section, created by the injection of the working fluid through one hole; P t - control effort in pitch; l - calculated leverage required to create a moment; k(1…, 5) - coefficient taking into account the redistribution of pressure along the wall of the
Овальная форма поперечного сечения сверхзвуковой части сопла 1 и расположение отверстий клапанов 4-7 в проекции на плоскость этого сечения под определенным углом γ к большой полуоси овала и перпендикулярно к касательным к овалу создает плечо l между вектором силы, полученной за счет поперечной инжекции рабочего тела в закритическую часть сопла 1, и осью сопла 1, что в итоге приводит возникновению момента М, позволяющего управлять ЛА по углу крена (см. фиг. 3).The oval shape of the cross section of the supersonic part of the
Использование сопла 1 возможно при большом диапазоне значений соотношения а/b, обеспечивая необходимые управляющие усилия и моменты для управления по тангажу, рысканию и крену. Однако при больших значениях данного соотношения повышаются потери тяги из-за овальности поперечного сечения сопла 1. Распределение давлений по стенке сопла 1 в поперечном сечении приобретает заметный градиент, в зоне большой полуоси овала давление выше, чем в зоне малой полуоси, что помимо газодинамических потерь на тягу приводит к усложнению и утяжелению конструкции сопла 1 для обеспечения его жесткости. Аналогичная картина распределения и у температуры, что накладывает дополнительные требования к теплозащитному покрытию. Поэтому сопло наиболее эффективно при соотношении а/b менее 1,2.The use of
При больших значениях площади среза сопла 3 и достаточно больших управляющих усилиях по рысканию и тангажу, при том, что потребные управляющие моменты по крену малы, величина соотношения а/b стремится к 1, вплоть до значения 1,001.At large values of the
Угол γ может варьироваться из соотношения потребных управляющих усилий по рысканию и тангажу. Также при увеличении отношения а/b овала, для получения максимального плеча l управляющего момента по крену, угол γ между большей полуосью овала и проекцией осей отверстий клапанов 4-7 будет увеличиваться. Однако для обеспечения достаточно близких управляющих усилий по рысканию и тангажу и учитывая то, что при инжекции рабочего тела фактически угол между вектором созданной силы Р и большей полуосью овала будет немного больше чем между проекцией оси отверстий клапанов 4-7 и этой полуосью, смещение происходит за счет повышенного давления у стенки сопла 1 в области большой полуоси. Поэтому, при малом отношении а/b (менее 1, 2), удобным для расчетов и выгодным для обеспечения управления вектором тяги по трем каналам угол γ принимается равным 45°.The angle γ can vary from the ratio of the required control efforts for yaw and pitch. Also, with an increase in the ratio a/b of the oval, in order to obtain the maximum arm l of the control moment in roll, the angle γ between the major semi-axis of the oval and the projection of the axes of the valve openings 4-7 will increase. However, in order to ensure sufficiently close control forces for yaw and pitch, and taking into account the fact that during the injection of the working fluid, the angle between the vector of the created force P and the major semi-axis of the oval will actually be slightly larger than between the projection of the axis of the valve holes 4-7 and this semi-axis, the displacement occurs beyond due to the increased pressure at the wall of the
Обеспечение управления по трем каналам возможно при использовании любой разновидности овала, как формы сечения сверхзвуковой части сопла 1, однако наиболее подходящим для расчетов и обеспечивающий равномерное изменение кривизны, что исключает резкие скачки газодинамических параметров потока по стенке сопла в поперечном сечении, является эллипс.Ensuring control over three channels is possible when using any kind of oval as a sectional shape of the supersonic part of
Критическое сечение сопла 1 остается осесимметричным, для стабильной работы двигателя и равномерности характеристик потока относительно оси сопла 1 в критическом сечении сопла 2. Приобретение формы овала в поперечном сечении сопла 1 по мере отдаления от критического сечения сопла 2 происходит постепенно, конечное отношение полуосей а/b сечения начинает выполнятся к месту отрыва потока во время инжекции и сохраняется до среза сопла 3, это необходимо для стабильности и рассчетности управляющей силы и момента.The critical section of the
Алгоритм работы сопла Новикова реализуется соответствующим порядком инжекции рабочего тела через отверстия клапанов 4-7. Для создания управляющего усилия по тангажу при расположении отверстий клапанов 4-7 под углом γ ≈ 45° (см. фиг. 3) инжекция происходит сразу через два клапана, например, инжекция одновременно через отверстия клапанов 4 и 5 приводит к возникновению управляющей силы, направленной вверх. Для создания усилия по рысканию инжекция производится аналогичным образом, например, инжекция одновременно через отверстия клапанов 5 и 6 создает управляющую силу, направленную вправо. Для создания управляющего момента вокруг оси сопла инжекция рабочего тела производится через противоположные клапаны, например, инжекция через отверстия клапанов 5 и 7 (см фиг. 3) создаст управляющий момент направленный против часовой стрелки. Также возможны варианты инжекции рабочего тела через 1 или 3 клапана. Такая инжекция приведет к тому, что управление будет осуществляться одновременно по трем каналам, например, при инжекции через отверстия клапана 4 появится управляющее усилие по каналу тангажа, направленное вверх, по каналу рыскания направленное влево и по каналу крена, направленное по часовой стрелке. Использование подобного алгоритма работы позволяет управлять в некоторых случаях не последовательно по трем каналам, а одновременно, что сократит расход рабочего тела и повысит эффективность, однако это усложняет модель управления и требует повышения вычислительной мощности приборов управления.The operation algorithm of the Novikov nozzle is implemented by the appropriate order of injection of the working fluid through the openings of the valves 4-7. To create a control force in pitch, when
Таким образом данное техническое решение позволяет увеличить надежность за счет упрощения конструкции, уменьшения элементов конструкции и повысить эффективность за счет уменьшения газодинамических потерь при инжекции рабочего тела. При этом для управления вектором тяги по рысканию, тангажу и крену используется одна система управления.Thus, this technical solution makes it possible to increase reliability by simplifying the design, reducing structural elements and increasing efficiency by reducing gas-dynamic losses during the injection of the working fluid. At the same time, one control system is used to control the thrust vector in yaw, pitch and roll.
Claims (4)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2791932C1 true RU2791932C1 (en) | 2023-03-14 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116220952A (en) * | 2023-05-06 | 2023-06-06 | 北京星河动力装备科技有限公司 | Nozzle, rocket engine and carrier rocket |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB916692A (en) * | 1958-06-19 | 1963-01-23 | Snecma | Improvements in jet control apparatus |
| DE1180251B (en) * | 1961-02-28 | 1964-10-22 | United Aircraft Corp | Thrust propelled vehicle such as B. a rocket in which shock waves are generated on one side in the thrust nozzle for steering by supplying a flow medium |
| RU2594844C1 (en) * | 2015-07-21 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine |
| RU2771254C1 (en) * | 2021-07-21 | 2022-04-29 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of a liquid rocket engine with a gas-dynamic method for controlling the thrust vector |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB916692A (en) * | 1958-06-19 | 1963-01-23 | Snecma | Improvements in jet control apparatus |
| DE1180251B (en) * | 1961-02-28 | 1964-10-22 | United Aircraft Corp | Thrust propelled vehicle such as B. a rocket in which shock waves are generated on one side in the thrust nozzle for steering by supplying a flow medium |
| RU2594844C1 (en) * | 2015-07-21 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine |
| RU2771254C1 (en) * | 2021-07-21 | 2022-04-29 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of a liquid rocket engine with a gas-dynamic method for controlling the thrust vector |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116220952A (en) * | 2023-05-06 | 2023-06-06 | 北京星河动力装备科技有限公司 | Nozzle, rocket engine and carrier rocket |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10267515B2 (en) | Fractal fluid passages apparatus | |
| CA2754855C (en) | Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area | |
| US6679048B1 (en) | Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection | |
| Bibi et al. | Drag reduction of supersonic blunt bodies using opposing jet and nozzle geometric variations | |
| US9551296B2 (en) | Method and apparatus for nozzle thrust vectoring | |
| RU2791932C1 (en) | Nozzle | |
| Huang et al. | Design and experimental study of a bypass dual throat nozzle with the ability of short/vertical takeoff and landing | |
| Das et al. | Fluidic thrust vector control of aerospace vehicles: State-of-the-art review and future prospects | |
| RU2425241C2 (en) | Jet nozzle with thrust orientation, its operating method, jet turbine engine and unpiloted aircraft equipped with such nozzle | |
| US3166897A (en) | Roll control and thrust vector control | |
| Sokolov et al. | Optimization of micronozzle performance at zero ambient pressure | |
| Ma et al. | Numerical investigation of hypersonic unsteady flow around a spiked blunt-body | |
| RU2594844C1 (en) | System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine | |
| Kislovskiy et al. | Numerical modeling of the pressure distribution on the axisymmetric body surface at the supersonic freestream interaction with a transversely blown gas jet | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| Duzel et al. | The effects of static aeroelasticity on the performance of supersonic/hypersonic nozzles | |
| CN114781055A (en) | Design method of bifurcation transition section for single-shot inverted-V layout vector propulsion system | |
| EP2659118B1 (en) | Flight vehicle, propulsion system and thrust vectoring system | |
| EP1585896B1 (en) | Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection | |
| Heidari et al. | Investigation and comparison effects of fluid injection type in thrust vector control | |
| EA027683B1 (en) | Aerodynamic engine | |
| Bibin et al. | Flow analysis of secondary air injection in conical rocket nozzle | |
| RU2605496C2 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust | |
| Majil | Design and analysis of jet vane thrust vectoring nozzle using CFD and optimization of nozzle parameters | |
| Morozov et al. | Stability of the boundary layer of contoured M= 6 nozzle with local foreign gas injection |