meme

Bir meme ( memesi sevk alanında Uzay ) üreten bir motor arka değişken bir enine kesite sahip bir kanal olan gazların bir yanma bir tuzunun, sıcak dönüştüren termal enerji kinetik enerji . Bu amaca ulaşmak için ve uygulama bağlamına bağlı olarak, bir nozül yakınsak, ıraksak olabilir veya yakınsak bir bölüm ve başka bir ıraksak ( Laval nozulu ) içerebilir . Özellikle uçakları donatan jet motorlarının arka kısmında ve füze ve fırlatıcıları sevk eden roket motorlarının üzerinde nozullar bulunmaktadır .

Çalışma prensibi

Nozulun amacı, içinden geçen akışkanın kinetik enerjisini yani hızını, iç enerjisini yani sıcaklığını dönüştürerek arttırmaktır.

Bir memenin çalışma prensibi, ses altı ve ses üstü hızlarda dolaşan gazların özelliklerine dayanır. Bir gaz, çapı daralan bir borudan ses altı hızda aktığında hızı artar. Ancak gazın hızı sesin hızını aşamaz (Mach 1). Aslında, süpersonik bir akış rejiminde (hız ses hızından daha büyük) gazın davranışı tersine çevrilir: hızının artması için borunun çapının artması gerekir. Bu gaz davranışı, Hugoniot denklemi tarafından açıklanan gaz ivmesi ilkesine dayanmaktadır :

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

S, kanalın kesit alanı, v hız ve M Mach sayısıdır. $M = v / c$

Bir meme, yakınsak, ıraksak veya hem yakınsak hem de ıraksak olabilir:

Yakınsayan bir meme, ses altı hızlarda dolaşan gazları hızlandırmayı mümkün kılar. Basınç yeterliyse, meme çıkışında hız Mach 1'e ulaşabilir ancak bu değeri aşamaz.
Farklı bir meme, girişinde zaten süpersonik hızda olan gazları hızlandırmayı mümkün kılar.
Özellikleri aşağıda geliştirilmiş olan yakınsak ve ıraksak bir nozul ( Laval nozul ).

Laval memenin durumu

Bir Laval ağızlığı, yukarıda açıklanan iki etkiyi birleştirerek gazları ses altı hızdan ses üstü hıza hızlandırmayı mümkün kılar. Gazlar, memenin yakınsak bölümünde Mach 1'e kadar hızlandırılır ve daha sonra ıraksayan bölümde Mach 1'in üzerine hızlandırılır. Bir Laval nozülü bu nedenle üç alt düzeneğe sahiptir:

birleştirmek
kesit çapının minimum olduğu boyun
bir koni veya çan şeklinde olabilen veya bir gaz türbini durumunda kanatlardan oluşabilen uzaklaşan kısım .

Dışarı atılan gazların hızı: bir roket motoru durumu

İç enerjinin kinetik enerjiye dönüştürülmesi, dışarı atılan gazların hızı yüksek olduğu için daha verimlidir. Bir roket motoru durumunda, itici gazların yüksek basınç koşulları altında yakılmasıyla gazlar üretilir. Dışarı atılan gazların hızı aşağıdaki denklem kullanılarak hesaplanır:

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

ile:
$v_e$	= Nozul çıkışındaki gazların hızı m/s cinsinden
$T$	= Nozul girişindeki sıcaklık
$$$	= İdeal gazların evrensel sabiti
$M$	= Gazın moleküler kütlesi , kg / kmol
$\gama$	= = Adyabatik katsayı ${\ frac {c_ {p}} {c_ {v}}}$
$c_p$	= Sabit basınçta gazın termal kapasitesi
$Özgeçmiş$	= Sabit hacimde gazın ısı kapasitesi
$p_ {e}$	= Meme çıkışındaki gaz basıncı
$p$	= Meme girişindeki gaz basıncı

Ortaya çıkan hız üç parametre ile optimize edilebilir:

Yanma odasındaki sıcaklık
Nozulun giriş ve çıkışındaki basınç arasındaki oran
Yakılan itici gaz türleri (yanma gazlarının moleküler kütlesi)

Örnekler

Nozulun özelliklerine bağlı olan bu parametrelerden sadece biri basınç oranıdır. 115 bar'lık bir iç basınca sahip bir oksijen / hidrojen karışımını yakan bir motor durumunda etkisini gösterebiliriz ( Ariane 5'in Vulcain 2 motorunun durumu ): a = 1.2 ile gaz hızı, çıkış basıncı 1 bar yerine 5 bardır. $\gama$

Pratikte, yanmış gazların hızları aşağıdaki aralıklar içindedir:

Sıvı monopropellant roket motorları için 1.700 ila 2.900 m/s
Sıvı yakıtlı roket motorları için 2.900 ila 4.500 m/sn
Katı yakıtlı motorlar için 2100 ila 3200 m/s

Ejeksiyon hızındaki farklılıklar, itici gaz seçimine (az ya da çok ekzotermik kimyasal reaksiyonlar ve dolayısıyla az ya da çok yüksek sıcaklıklar), yanma odasındaki basınca, seçilen yanma döngüsüne (az ya da çok kayıp) ve uzunlukla bağlantılıdır. ıraksak kısmın (optimum gaz genleşmesi).

Nozulların uygulama alanları

Nozullar çeşitli uygulama türleri bulur:

Bir uçağın jet motoru nozulu veya bir roketin roket motoru , itici gazların yanması ile üretilen sıcak gazların genleşmesiyle itici kuvvete veya reaksiyon kuvvetine katkıda bulunur .
Bir gaz türbini durumunda , yanma sonucu oluşan gazlar, elektrik sağlayan bir alternatörün şaftını harekete geçirmeyi mümkün kılar. Akışkanın enerjisi mekanik enerjiye dönüşür. Bıçaklar ıraksak rolünü oynar. Akışkan, yüksek basınçlı bir boru tarafından sağlanan bir barajdan gelen su veya bir nükleer reaktörün ikincil devresinden çok yüksek sıcaklık / basınca getirilmiş su olabilir.
Nozul prensibi, enjektörlerin veya püskürtücülerin orta kısım nozullarında da kullanılmaktadır .

Roket motoru nozulu

Roket motoru memesinin rolü ve çalışması

Roket motoru bu tahrik sistemidir roketler atmosferden oksidan çekmek zorunda kalmadan söylemek bir vakumda işletmek mümkün olurken hipertonik hızlarda hızlandırmak için kullanılır. İticiler tahta üzerinde depolanmış bir yanma , yanma odasının ve üretilen gazların hızlandırıldıkları Laval memesi . Momentumun korunumu yasasına göre roketin hızını artıran bir itki üretirler . Nozul , yanmadan kaynaklanan termal enerjiyi ve gaz basıncını kinetik enerjiye dönüştürerek bu tahrikin verimliliğinde merkezi bir rol oynar . Gazlar, 2000 ila 4000 m / s'ye kadar bir hızda püskürtülürken, yanma odası ile memenin uzaklaşan kısmının çıkışı arasında sıcaklık ve basınç keskin bir şekilde düşer.

Uzaklaşan kısımdaki gazların hızındaki artış, boyun çapı ile ıraksayan kısmın çıkış çapı arasındaki oran büyük olduğundan daha da önemlidir. Bu kesit oranı aşağıda açıklanan nedenlerle 40 ile 300 arasında değerler almaktadır.
Nozul çıkışındaki gaz basıncı ortam basıncına eşit olduğunda itme optimaldir. Ortam basıncında çalışması gereken ilk aşama memeleri nispeten kısadır, çünkü gazın aşırı genleşmemesi gerekirken, vakumda çalışan aşamaların memeleri çok uzundur.
Birinci kademe motor nozulu, motorun ateşlemesi (1 bara yakın atmosfer basıncı) ile sönmesi (neredeyse boş) arasında çok farklı dış basınç koşullarında çalışır. Bu nedenle şekli bir uzlaşmadır.
İdeal olarak şekillendirilmiş ıraksak çok uzundur, ancak bu, fırlatıcının kütlesi üzerinde doğrudan bir etkiye sahiptir. Kütleyi sınırlamak için, üst aşamaların roket motorlarının nozülü kısmen açılabilir.
Bindirmeler bir roket itmek için gerekli olan muazzam: onlar sıvı yakıtlı roket motorları için 800 ton ve katı roket yakıtlarında 1.500 ton ulaşabilir. Bu tür itkileri elde etmek için, basınçlar ve sıcaklıklar, sıcak gazlarla temas eden malzemelerin dayanabileceği sınırlara getirilir. Bir memenin tasarımı, büyük ölçüde soğutma tekniklerinin geliştirilmesine ve uygun malzemelerin seçimine bağlıdır.
Roketin tüm itici gücü , boyunda maksimum mekanik stres oluşturan nozüle uygulanır . Resimli bir şekilde, roketin (birkaç yüz tona ulaşabilen) tüm ağırlığının yalnızca memenin boynuna dayandığını söyleyebiliriz.

Uyarlanmış nozul: tavizler

Bir roket motoru memesinin gaz ivmesine en iyi şekilde katkıda bulunması için ( uygun meme ), uzunluğunun dış ortamın basıncına uyarlanması gerekir. Nozul ne kadar uzun olursa, çıkıştaki basınç o kadar düşük olur. Fırlatıcıların üst kademelerini tahrik eden motorların birbirinden ayrılan kısımları özellikle uzun olmalıdır, çünkü dış basınç neredeyse sıfırdır ve yer seviyesinde, gazların yetersiz genleşmesine neden olmamak için nozül daha kısa olmalıdır. Nozulun uzunluğu, fırlatıcının uzamasına ve dolayısıyla genel performansa zarar veren daha ağır bir yapıya yol açar. Dış ortamın basınçları uçuş sırasında hızla değişir ve bu nedenle memelerin uzunluğu, mümkün olan en iyi verimi elde etmek için bir uzlaşmadır.

Birinci aşama roket motoru nozulu, çok farklı dış basınç koşullarında çalışacak şekilde yapılmıştır: bu, kalkışta 1 bardır, ancak motor kapatıldığında neredeyse sıfırdır. Nozulun geometrisi, dış basıncın sürekli değişimlerine uyum sağlayamaz. Yapılan seçim, ıraksamanın çıkışındaki gazların genişletilmesidir, yani, aşamanın çalışma süresinin çoğu için basıncının ortam havasınınkinden daha büyük olmasıdır. Bu, kısa bir memeye sahip olmayı ve dolayısıyla fırlatıcının kütlesini azaltmayı mümkün kılar.
Bununla birlikte, roket motoru kalkıştan önce rampa yaptığında ve motor kapatıldığında, üretilen gazlar geçici olarak aşırı genleşir ve bu da kalkışta memeye zarar verebilecek ve simetrik olmayan bir akış oluşturabilecek akışların ayrılmasına neden olur. itmeler, kalkışta ve yok olma sırasında.

Iraksak şekil

Iraksaklığın şekli, duvarı, dışarı atılan gazların akışının mevcut hattı ile birleşecek şekilde olmalıdır. Bu profil genellikle Euler denklemlerinin özellikle karakteristik yöntem kullanılarak çözülmesiyle hesaplanır . Plazma jetleri alanında kullanılan nozüller durumunda, sıcaklıklar ve dolayısıyla çok yüksek viskoziteler , Navier-Stokes denklemlerinin çözümüne başvurulmasını gerektirir . Optimal profil, 15 ° 'nin üstünde yarım açılı bir konininkidir. Uzaklaşan parçanın uzunluğunu kısaltmak ve böylece fırlatıcının uzunluğunu ve dolayısıyla kütlesini azaltmak için iki çözüm uygulanmaktadır:

İdeal kesilmiş meme (TIC), profili en uygun eğri, aşağıdaki bir enjektördür fakat bu ucunda kesilir. Vulcain motor söz konusu olduğunda, ideal profili 2/3 oranında (7 metre yerine 2,5 metre uzunluk) kırpmak, %3 ile sınırlı bir itme kaybı ile sonuçlanır.
Optimize edilmiş iç darbe meme (TOC = İtme-Optimize Çevresi ), profili sayesinde bir TIC tip meme ile karşılaştırılan, ıraksak parçanın uzunluğu başka bir% 20 tasarrufu sağlar uygun eğri, sapan bir memesidir. Boyun çevresindeki açı (20'den 50 °'ye kadar) optimum açıdan daha büyüktür, bu da ayrılan parçanın çapını daha hızlı arttırmayı mümkün kılar. İdeal profilden sapma, ayrılan kısmın sonunda sadece yaklaşık 10 ° 'ye ulaşacak şekilde kademeli olarak azaltılır. Elde edilen şeklin bir yumurtalık olduğu söylenir. Bu kazanç, ayrılan kısımda dahili şok dalgalarına yol açabilen daha rahatsız bir gaz akışı pahasına gelir.

Uzaklaşan kısmın uzunluğunu azaltmanın bir başka yolu, tek bir yanma odası ile bağlantılı memelerin sayısını çarpmaktır. 4 nozulu olan RD-171 de dahil olmak üzere birçok Sovyet / Rus sıvı yakıtlı roket motoru bu tekniği kullanır . Her bir memenin akış hızı, toplam akış hızının dörtte biri olduğundan, boğazın boyutu ve buna bağlı olarak, uzaklaşan parçanın çapı ve uzunluğu azalır. Uzunluk kazancı %30 olarak değerlendirilir ve buna karşılık olarak tek bir meme konfigürasyonundan daha fazla karmaşıklık ve şüphesiz daha büyük bir kütle elde edilir.

Nozulun soğutulması

Yanma odasından çıkan yanma gazları çok yüksek bir sıcaklığa sahiptir. Çok yüksek sıcaklıklarda (yaklaşık 3000 °C ) çalışan roket motoru memelerinde, hiçbir alaşım yüksek sıcaklığa ve ayrıca yüksek termal strese dayanamayacağından memenin duvarlarını soğutmak için bir işlem sağlanmalıdır. Nozulun boynu, ısı alışverişinin en yoğun olduğu yerdir, uzaklaşan kısmın sonu ise en soğuk gazların dolaştığı yerdir. Birkaç soğutma tekniği kullanılır:

Roket motoru, her zaman çok düşük sıcaklıkta depolanan kriyojenik itici gazları (sıvı hidrojen, sıvı oksijen) yakarsa, itici gazların sirkülasyonu ile soğutma, bunların yanma odasından havanın tamamına veya bir kısmına uzanan bir çift duvarda dolaşmasını sağlamaktan ibarettir. itici gazları üretmek için yakılmadan önce birbirinden uzaklaşır.
Işınımsal soğutma, molibden veya niyobyum gibi çok yüksek sıcaklıklara dayanabilen , sıcaklıkları erime noktalarının altındaki bir değere yükselen ve ardından gazlar tarafından iletilen ısıyı kademeli olarak boşaltarak termal bir dengeye ulaşan metallerin kullanılmasından oluşur . Orta ila yüksek güçlü roket motorları için bu teknik sadece nozülün daha soğuk kısımları için kullanılabilir.
Ablatif kaplamalar ayrıca düşük itme nozulları için veya daha güçlü motorlarda kullanılır, ancak kullanımlarını daha soğuk alanlarla sınırlar.
Akışkan film soğutması, memenin (ve yanma odasının) duvarı boyunca, hızlandırılmış gazlardan daha soğuk bir akışkanın dolaşmasından oluşur, bu da yapının erime noktasına ulaşmasını engeller. Bu teknik, kendi başına, Goddard gibi belirli sevk öncüleri tarafından kullanıldı, ancak diğer soğutma tekniklerini tamamlamadan itkinin %5 ila %17'si oranında bir azalmayla sonuçlandı: o zaman yönlendirilen sevk maddesi miktarı %1 ile %6 arasındadır ve özgül darbe %0,5 ila %2 oranında azaltılır. Akışkan filmi oluşturmak için birkaç teknik kullanılabilir: fazladan yakıt (dolayısıyla yanmamış), enjeksiyon plakasının çevresinde veya yanma odasının yan duvarlarında veya memede bulunan enjektörler tarafından yanma odasına verilebilir. Katı yakıtlı motorlar için kullanılan bir başka teknik, yanma sırasında daha soğuk gazlar üreten yanma odasında malzeme blokları sağlamaktır.

Farklı roket motorlarına uygulanan farklı soğutma tekniklerinin karşılaştırılması

roket motoru	Tür	Geometri	Iraksak bölüm	Iraksak malzeme	Soğutma tekniği
Vinci	Üst kademe tahrik	Kesit oranı: 240 sapma yüksekliği 3,2 m çıkış çapı: 2,2 m	Üst parça	Bakır ve nikel alaşımı	Çift duvarda sıvı hidrojen sirkülasyonu
Vinci	Üst kademe tahrik	Kesit oranı: 240 sapma yüksekliği 3,2 m çıkış çapı: 2,2 m	Alt parçası	karbon kompozit	Pasif radyant soğutma ( 1,800 Kelvin)
Vulkan 2	İlk aşama tahrik	Kesit oranı: 58 sapma yüksekliği 2,3 m çıkış çapı: 2,1 m	Üst parça	Nikel alaşımı	Çift duvarda hidrojen sirkülasyonu
Vulkan 2	İlk aşama tahrik	Kesit oranı: 58 sapma yüksekliği 2,3 m çıkış çapı: 2,1 m	Alt parçası	Nikel alaşımı	Gaz türbini egzoz gazlarından ve soğutma sisteminden gelen hidrojenden oluşan gazlı film

Katı yakıtlı roket motorlarının durumu

Gelen katı yakıtlı iticileri , boyun kısmı “katı yakıt” blok yanmasını düzenler. Nozulun boynu, yanma gazlarının itme yaratarak kaçabileceği kadar geniş, ancak itici gazın tek bir patlamada yanmayacağı kadar dar olmalıdır.

İtme yönlendirme sistemi

Yönlendirilebilir bir meme, bir veya iki eksen etrafında eklemlenen ve itme yönünü değiştirmeyi mümkün kılan bir memedir .

Nozul tipi

Uzatılabilir farklı meme

Üst kademe roket motorları, vakumda çalıştıkları için çok uzun nozullar gerektirir. Çok uzun bir nozülün getireceği yapısal kütleyi sınırlamak için , Delta IV fırlatıcının ikinci aşamasını iten RL-10 B-2 gibi belirli motorlar , yalnızca alt aşama kapatıldığında tamamen açılan genişletilebilir bir ıraksamayı içerir. düştü.

RL10 farklı genişletilebilir
Genişletilebilir ıraksaklı RL-10'un şeması.
Delta IV fırlatıcının ikinci aşamasını harekete geçiren RL-10 B-2 motorunun memesinin genişletilebilir kısmının konuşlandırılmasının testi .

Harici akış nozulu / merkezi gövde (örn. aerospike)

Dış akış veya merkezi gövde nozulu, küçük bir ayak izine sahipken uçuş sırasında karşılaşılan basınç değişikliğine otomatik olarak uyum sağlar. Farklı geometriler test edilmiştir:

Kesik olmayan dairesel nozul
Kesik merkezi gövdeli çoklu dönüş nozulu
Aerospike gibi kesik merkezi gövdeye sahip doğrusal çoklu nozul

Konsept prototipler üzerinde test edilmiştir, ancak aerospike nozullara özgü spesifik problemler ve özellikle soğutma problemleri ve bunların karmaşıklığı (halka veya dağıtılmış yanma odası) nedeniyle hiçbir zaman operasyonel bir fırlatıcıda kullanılmamıştır.

Merkezi gövde nozulları
Aerospike XRS-2200 (2001) kesik merkezi gövdeli lineer çoklu nozul testi
Katı yakıtlı bir motorda test edilen, kesik olmayan dairesel meme (2004)
Bir yandan geleneksel bir meme ve diğer yandan Aerospike tipi bir meme kullanan iki roket motorunu karşılaştıran diyagram

Çift eğri meme

Çift kavisli nozül, boyundan uzaklaşan parçanın çıkışına kadar art arda iki farklı profile sahiptir. İkinci bölüm bir bırakma ile başlar. Bu tip bir nozul, birinci kademe roket motorunun çalışmasının başlangıcı ile bitişi arasında karşılaştığı basınç değişikliğine uyum sağlamayı mümkün kılmalıdır. Düşük irtifada, nozülün sadece üst kısmı kullanılırken, dış basınç büyük ölçüde azaltıldığında, uzaklaşan kısmın tamamı gaz akışının kanalize edilmesine katkıda bulunur. Bu konfigürasyon, bir mekanizma olmadan akışın kendi kendine adapte olmasına izin verir, ancak iki akış rejimi arasındaki geçiş sırasında yanal yüklere neden olur.

turbojet meme

Turbojetlerin memeleri farklı koşullar altında kullanılmaktadır. İki tip meme vardır: yanma gazlarını genişletmeye yönelik itici meme ve yakınsak veya farklı olabilen hava girişini kanalize eden meme. Jet motoru ayrıca memelerinin tasarımını etkileyen aşağıdaki özelliklere sahiptir:

Yanma sonrası veya yanmasız birkaç motor devri
Nispeten düşük genişleme oranı
İkincil akış çıkışı (soğuk akış)
Gizli savaş uçakları için termal imzayı maskelemeniz gerekir
Bazı savaş uçakları için, itici jetin önemli ölçüde sapması (yönlendirilebilir meme, dikey kalkış)
Çok değişken hava giriş hızları. Süpersonik hızda uçan uçaklar için, sıkıştırma odasına girmeden önce havanın ses altı hıza düşürülmesi gerekir.

itici meme

Genel durumda, meme basitçe ıraksaktır.

Turbojet, ses hızını geçmeyen bir uçağı iterse, uzaklaşan kısım çıkıntı yapan bir koni tarafından oluşturulur. Bu sistem kendi kendine uyarlanabilir.
Uçak bir art yakıcı kullanıyorsa, akışı düzenlemek için değiştirilebilir çapa sahip bir boyun kullanılır.

Hava girişi

Turbojetin doğru çalışabilmesi için kompresör girişindeki hava akış hızının yaklaşık 600 km/h (Mach 0,5) olması gerekir. Uçak bu hızın altında uçarsa, hava girişi yakınsayan bir nozul olmalı, bu hızın ötesinde hava girişi ıraksak bir nozul olmalıdır.

Bu farklı ihtiyaçlara karşılık gelen bir geometri elde etmek için mobil elemanlar kullanılır: rampalı veya merkezi gövdeli (fare) değişken bölümler hava girişinin profilini değiştirir.
Uçak süpersonik hızda hareket ederken, hava girişinin geometrisi bir Laval memesininki olacak şekilde uyarlanır. Gelen hava akışı önce yakınsak bir bölümde boyunda Mach 1'e ulaşana kadar yavaşlar, ardından yavaşlama hızı Mach 0,5'e düşene kadar ıraksak bir bölümde devam eder.
Uçak hareketsizken, motor devrindeki artış doğal olarak hava akımlarının ayrılmasına ve dolayısıyla emme veriminin düşmesine yol açar. Bu fenomeni sınırlamak için, ilave havanın girmesine izin vermek için giriş ağzının yan tarafındaki kapaklar açılır.

Notlar ve referanslar

Richard Nakka'nın Denklemi 12.
Robert Braeuning'in Denklemi 1.22.
(içinde) George P Sutton ve Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements: roket mühendisliğine giriş , New York / Brisbane vb., Wiley-Interscience ,19926 inci baskı. , 636 s. ( ISBN 0-471-52938-9 )
D. Marty s. 110
D. Marty s. 71-72
John Gary Landry, "Titreşim Dengesizliği ile Nozzle Flow", Rapor NASA-CR-199948, 1995 [1]
Sutton ve Biblarz s. 75-85
Philippe Reijasse (ONERA), " Süpersonik nozulların aerodinamiği " ,28 Kasım 2007, s. 46-48
Luca Boccaletto, Meme ayırma kontrolü. TOC tipi bir memenin davranışının analizi ve yeni bir kavramın tanımı: BOCCAJET (tez raporu) ,2011, 327 s. ( ISBN 978-0-387-98190-1 , çevrimiçi okuyun ) , s. 11
Philippe Reijasse (ONERA), " Süpersonik nozulların aerodinamiği " ,28 Kasım 2007, s. 61-66
Philippe Reijasse (ONERA), " Süpersonik nozulların aerodinamiği " ,28 Kasım 2007, s. 9

bibliyografya

Roket motorlarına odaklanan kitaplar

(in) George P Sutton Oscar Biblarz, Roket Propulsion Elemanları 8 inci baskı , Hoboken, New Jersey, Wiley ,2010, 768 s. ( ISBN 978-0-470-08024-5 , çevrimiçi okuyun )
(tr) George P Sutton, Sıvı yakıtlı roket motorlarının tarihi , Amerikan Havacılık ve Uzay Bilimleri Enstitüsü,2006( ISBN 1-56347-649-5 )
(tr) NASA, Sıvı roket motoru memeleri , NASA,Temmuz 1976( çevrimiçi okuyun )

Başlatıcıların çalışması ile ilgili genel çalışmalar

Philippe Couillard, Fırlatıcılar ve uydular , Toulouse, Cépaduès,2005, 246 s. ( ISBN 2-85428-662-6 )
Daniel Marty, Uzay sistemleri: tasarım ve teknoloji , Paris / Milano / Barselona, Masson,1994, 336 s. ( ISBN 2-225-84460-7 )