रॉकेट इंजन नोजल

रॉकेट इंजन नोजल एक प्रोपेलिंग नोजल है (सामान्यतः डी लावल नोजल प्रकार का) जो कि रॉकेट इंजन में उपयोग किया जाता है, जो उच्च सुपरसोनिक गति वेगों में दहन उत्पादों का विस्तार करने और तेजी लाने के लिए प्रयोग किया जाता है।

सीधे शब्दों में: दो से कई सौ वायुमंडलों के बीच कहीं भी पंप या उच्च दबाव वाली गैस से दबाव वाले प्रणोदकों को जलने के लिए दहन कक्ष में इंजेक्ट किया जाता है, और दहन कक्ष उस नोजल में जाता है जो उच्च दबाव, उच्च तापमान दहन उत्पादों में निहित ऊर्जा को परिवर्तित करता है। गैस को उच्च वेग और निकट-परिवेश के दबाव में गतिज ऊर्जा में परिवर्तित करना इसका प्रमुख कार्य है।

इतिहास
1500 के दशक में साधारण घंटी के आकार के नोज़ल विकसित किए गए थे। डी लवल नोजल को मूल रूप से 19वीं शताब्दी में गुस्ताफ डी लावल द्वारा भाप टर्बाइनों में उपयोग के लिए विकसित किया गया था। इसका उपयोग पहली बार रॉबर्ट गोडार्ड द्वारा विकसित प्रारंभिक रॉकेट इंजन में किया गया था, जो आधुनिक रॉकेटरी के जनकों में से एक थे। तब से इसका उपयोग लगभग सभी रॉकेट इंजनों में किया गया है, जिसमें वाल्टर थिएल का कार्यान्वयन भी सम्मिलित है, जिसने जर्मनी के V-2 रॉकेट को संभव बनाया।

वायुमंडलीय उपयोग
जब निकास दबाव परिवेश (वायुमंडलीय) दबाव के बराबर होता है, जो बढ़ती ऊंचाई के साथ घटता है तो एक रॉकेट इंजन नोजल का इष्टतम आकार प्राप्त होता है।इसका कारण इस प्रकार है: प्रवाह के एक अर्ध-एक-आयामी सन्निकटन का उपयोग करते हुए, यदि परिवेश का दबाव निकास दबाव से अधिक है, तो यह रॉकेट द्वारा उत्पादित शुद्ध प्रणोद को कम करता है, जिसे बल-संतुलन विश्लेषण के माध्यम से देखा जा सकता है। परिवेश का दबाव कम होता है, जबकि बल संतुलन इंगित करता है कि प्रणोद बढ़ जाएगा, तो आइसेंट्रोपिक मैक संबंध बताते हैं कि नोजल का क्षेत्र अनुपात अधिक हो सकता है, जिसके परिणामस्वरूप प्रणोदक के उच्च निकास वेग का परिणाम प्रणोद से प्रणोद होगा। पृथ्वी से कक्षा तक जाने वाली रॉकेटों के लिए, एक साधारण नोजल डिजाइन केवल एक ऊंचाई पर इष्टतम है, दक्षता खोना और अन्य ऊंचाई पर ईंधन बर्बाद करना है।

गले के ठीक पिछले, गैस का दबाव परिवेश के दबाव से अधिक है और विस्तार से गले और नोजल निकास के बीच कम करने की आवश्यकता होती है।यदि नोजल निकास छोड़ने वाले निकास का दबाव अभी भी परिवेश के दबाव से ऊपर है, तो एक नोजल को अनिर्दिष्ट कहा जाता है;यदि निकास परिवेश के दबाव से नीचे है, तो यह overexpanded है। थोड़ा ओवरएक्सपेंशन दक्षता में थोड़ी कमी का कारण बनता है, लेकिन अन्यथा थोड़ा नुकसान पहुंचाता है।हालांकि, यदि निकास का दबाव लगभग 40% से कम है, तो परिवेश का, तो प्रवाह पृथक्करण होता है।यह निकास अस्थिरता का कारण बन सकता है जो नोजल को नुकसान पहुंचा सकता है, वाहन या इंजन की कठिनाइयों को नियंत्रित कर सकता है, और अधिक चरम मामलों में, इंजन के विनाश।

कुछ मामलों में, यह विश्वसनीयता और सुरक्षा कारणों के लिए वांछनीय है कि जमीन पर एक रॉकेट इंजन को प्रज्वलित करने के लिए जो कि कक्षा के लिए सभी तरह से उपयोग किया जाएगा।इष्टतम उड़ान भरना़ प्रदर्शन के लिए, नोजल से बाहर निकलने वाली गैसों का दबाव समुद्र-स्तर के दबाव में होना चाहिए जब रॉकेट समुद्र के स्तर (टेकऑफ़ में) के पास होता है।हालांकि, समुद्र-स्तर के ऑपरेशन के लिए डिज़ाइन किया गया एक नोजल जल्दी से उच्च ऊंचाई पर दक्षता खो देगा।एक बहुमंज़िला डिज़ाइन में, दूसरा चरण रॉकेट इंजन मुख्य रूप से उच्च ऊंचाई पर उपयोग के लिए डिज़ाइन किया गया है, केवल पहले चरण के इंजन के प्रारंभिक लिफ्टऑफ के बाद अतिरिक्त प्रणोद प्रदान करता है।इस मामले में, डिजाइनर सामान्यतः दूसरे चरण के लिए एक ओवरएक्सपेंडेड नोजल (समुद्र तल पर) डिजाइन का विकल्प चुनते हैं, जिससे यह उच्च ऊंचाई पर अधिक कुशल हो जाता है, जहां परिवेश का दबाव कम होता है।यह अंतरिक्ष शटल के ओवरएक्सपेंडेड (समुद्र तल पर) SSME (SSMES) पर नियोजित तकनीक थी, जिसने अपने अधिकांश संचालित प्रक्षेपवक्र को निकट-वैक्यूम में खर्च किया, जबकि शटल के दो समुद्र-स्तर के कुशल ठोस रॉकेट बूस्टर ने प्रारंभिक लिफ्टऑफ का अधिकांश हिस्सा प्रदान किया।प्रणोद।अंतरिक्ष के वैक्यूम में वस्तुतः सभी नलिकाएं अनिर्दिष्ट हैं क्योंकि पूरी तरह से गैस का विस्तार करने के लिए नोजल को असीम रूप से लंबा होना होगा, परिणामस्वरूप इंजीनियरों को एक डिज़ाइन चुनना होगा जो अतिरिक्त विस्तार (प्रणोद और दक्षता) का लाभ उठाएगा, जबकि भी नहींअत्यधिक वजन जोड़ना और वाहन के प्रदर्शन से समझौता करना।

वैक्यूम उपयोग
वैक्यूम में या बहुत उच्च ऊंचाई पर उपयोग किए जाने वाले नलिकाओं के लिए, परिवेश के दबाव से मेल खाना असंभव है;बल्कि, बड़े क्षेत्र के अनुपात वाले नोजल सामान्यतः अधिक कुशल होते हैं।हालांकि, एक बहुत लंबे नोजल में महत्वपूर्ण द्रव्यमान होता है, अपने आप में एक दोष।एक लंबाई जो समग्र वाहन प्रदर्शन का अनुकूलन करती है, सामान्यतः पाई जाती है।इसके अतिरिक्त, जैसे -जैसे नोजल में गैस का तापमान कम होता जाता है, निकास गैसों के कुछ घटक (जैसे कि दहन प्रक्रिया से जल वाष्प) घनीभूत या यहां तक कि फ्रीज भी हो सकते हैं।यह अत्यधिक अवांछनीय है और इसे टालने की आवश्यकता है।

कुछ प्रकार के प्रणोदन (उदाहरण के लिए, चर विशिष्ट आवेग मैग्नेटोप्लाज्मा रॉकेट, वासिमर) के लिए चुंबकीय नलिकाओं को प्रस्तावित किया गया है, जिसमें प्लाज्मा (भौतिकी) या आयनों का प्रवाह ठोस पदार्थों से बने दीवारों के बजाय चुंबकीय क्षेत्रों द्वारा निर्देशित किया जाता है।ये लाभप्रद हो सकते हैं, क्योंकि एक चुंबकीय क्षेत्र स्वयं पिघल नहीं सकता है, और प्लाज्मा तापमान लाखों केल्विन तक पहुंच सकता है।हालांकि, प्रायः कॉइल द्वारा स्वयं को प्रस्तुत थर्मल डिजाइन चुनौतियां होती हैं, खासकर अगर सुपरकंडक्टिंग कॉइल का उपयोग गले और विस्तार क्षेत्रों को बनाने के लिए किया जाता है।

डे लावल नोजल 1 आयाम में


डी लावल नोजल के माध्यम से गैस के प्रवाह के विश्लेषण में कई अवधारणाएं सम्मिलित हैं और मान्यताओं को सरल बनाना सम्मिलित है:


 * दहन गैस को एक आदर्श गैस माना जाता है।
 * गैस का प्रवाह isentropic है;यानी, निरंतर एन्ट्रापी पर, गैर-उल्टा द्रव की धारणा के परिणामस्वरूप, और एडियाबेटिक प्रक्रिया प्रक्रिया।
 * गैस प्रवाह की दर फेंकने योग्य बर्न की अवधि के दौरान स्थिर (यानी, स्थिर) है।
 * गैस का प्रवाह गैस इनलेट से निकास गैस निकास (यानी, समरूपता के नोजल अक्ष के साथ) तक गैर-अशांत और अक्षीय है।
 * प्रवाह संपीड़ित प्रवाह है क्योंकि द्रव एक गैस है।

जैसा कि दहन गैस रॉकेट नोजल में प्रवेश करती है, यह ध्वनि वेगों की गति से यात्रा कर रहा है।जैसा कि गले में, गैस को नोजल गले तक तेज करने के लिए मजबूर किया जाता है, जहां क्रॉस-अनुभागीय क्षेत्र कम से कम होता है, रैखिक वेग मैक संख्या बन जाता है।गले से क्रॉस-सेक्शनल क्षेत्र तब बढ़ता है, गैस का विस्तार होता है और रैखिक वेग उत्तरोत्तर अधिक पराध्वनिक हो जाता है।

निकास निकास गैसों के रैखिक वेग की गणना निम्न समीकरण का उपयोग करके की जा सकती है
 * $$v_\text{e} = \sqrt{\frac{TR}{M} \, \frac{2\gamma}{\gamma - 1} \left[1 - \left(\frac{p_\text{e}}{p}\right)^\frac{\gamma - 1}{\gamma}\right]}$$

कहां पे:
 * {| border = "0" cellpadding = "2"

!style="text-align: right"| $$T$$, !style="text-align: right"| $$R$$ !style="text-align: right"| $$M$$, !style="text-align: right"| $$\gamma$$ !style="text-align: right"| $$c_\text{p}$$, !style="text-align: right"| $$c_\text{v}$$, !style="text-align: right"| $$v_\text{e}$$, !style="text-align: right"| $$p_\text{e}$$, !style="text-align: right"| $$P$$, निकास गैस वेग v के कुछ विशिष्ट मानe रॉकेट इंजनों के लिए विभिन्न प्रणोदक जल रहे हैं:
 * style="text-align: left" | पूर्ण तापमान इनलेट पर गैस (K)
 * style="text-align: left" | ≈ 8314.5J/kmol·K, सार्वभौमिक गैस नियम स्थिरांक
 * style="text-align: left" | आणविक द्रव्यमान या गैस का भार (किलो/किलोमोल)
 * style="text-align: left" | $$= c_\text{p}/c_\text{v}$$, आइसेन्ट्रोपिक एक्सपेंशन फैक्टर
 * style="text-align: left" | विशिष्ट ताप क्षमता, लगातार दबाव में, गैस की
 * style="text-align: left" | विशिष्ट ताप क्षमता, गैस की निरंतर मात्रा के तहत
 * style="text-align: left" | नोज़ल निकास तल पर गैस का वेग (m/s)
 * style="text-align: left" | निरपेक्ष दबाव नोज़ल निकास तल पर गैस का (Pa)
 * style="text-align: left" | इनलेट (Pa) पर गैस का पूर्ण दबाव
 * }


 * 1.7 से 2.9 & nbsp; km/s (3800 से 6500 & nbsp; mi/h) तरल मोनोप्रोपेलक्स के लिए
 * 2.9 से 4.5 & nbsp; km/s (6500 से 10100 & nbsp; mi/h) तरल द्विध्रुवीय के लिए
 * 2.1 से 3.2 & nbsp; km/s (4700 से 7200 & nbsp; mi/h) ठोस रॉकेट के लिए

रुचि के नोट के रूप में, वीe कभी -कभी आदर्श निकास गैस वेग के रूप में जाना जाता है क्योंकि यह इस धारणा के आधार पर है कि निकास गैस एक आदर्श गैस के रूप में व्यवहार करती है।

उपरोक्त समीकरण का उपयोग करके एक उदाहरण गणना के रूप में, मान लें कि प्रणोदक दहन गैसें हैं: P & nbsp के नोजल में प्रवेश करने वाले एक पूर्ण दबाव में; = 7.0एमपीए और पी के पूर्ण दबाव में रॉकेट निकास से बाहर निकलेंe = 0.1एमपीए;t = 3500 के पूर्ण तापमान परक;γ = 1.22 के एक isentropic विस्तार कारक के साथ और m & nbsp का एक दाढ़ द्रव्यमान; = 22 & nbsp; kg/kmol।उपरोक्त समीकरण में उन मूल्यों का उपयोग करने से एक निकास वेग v पैदा होता हैe = 2802 & nbsp; m/s या 2.80 & nbsp; km/s जो उपरोक्त विशिष्ट मूल्यों के अनुरूप है।

तकनीकी साहित्य बहुत भ्रामक हो सकता है क्योंकि कई लेखक यह समझाने में विफल रहते हैं कि क्या वे सार्वभौमिक गैस कानून निरंतर आर का उपयोग कर रहे हैं जो किसी भी आदर्श गैस पर लागू होता है या क्या वे गैस कानून निरंतर आर का उपयोग कर रहे हैंs जो केवल एक विशिष्ट व्यक्तिगत गैस पर लागू होता है।दो स्थिरांक के बीच संबंध आर हैs = आर/एम, जहां आर सार्वभौमिक गैस स्थिरांक है, और एम गैस का दाढ़ द्रव्यमान है।

विशिष्ट आवेग
थ्रस्ट वह बल है जो हवा या स्थान के माध्यम से एक रॉकेट को स्थानांतरित करता है।न्यूटन के तीसरे नियम के आवेदन के माध्यम से रॉकेट के अंतरिक्ष यान प्रोपल्शन सिस्टम द्वारा थ्रस्ट उत्पन्न किया जाता है: हर कार्रवाई के लिए एक समान और विपरीत प्रतिक्रिया होती है।एक गैस या काम करने वाले तरल पदार्थ को रॉकेट इंजन नोजल के पीछे से बाहर निकाला जाता है, और रॉकेट को विपरीत दिशा में तेज किया जाता है।एक रॉकेट इंजन नोजल के प्रणोद को परिभाषित किया जा सकता है:
 * $$\begin{align}

F &= \dot{m} v_\text{e} + \left(p_\text{e} - p_\text{o}\right) A_\text{e} \\[2pt] &= \dot{m} \left[v_\text{e} + \left(\frac{p_\text{e} - p_\text{o}}{\dot{m}}\right) A_\text{e}\right], \end{align}$$ कोष्ठक में शब्द को समकक्ष वेग के रूप में जाना जाता है,
 * $$F = \dot{m} v_\text{eq}.$$

विशिष्ट आवेग $$I_\text{sp}$$ प्रोपेलेंट्स के वजन प्रवाह के लिए उत्पन्न प्रणोद का अनुपात है।यह एक रॉकेट इंजन की ईंधन दक्षता का एक उपाय है।विशिष्ट आवेग#इकाइयों में इसे प्राप्त किया जा सकता है
 * $$I_\text{sp} = \frac{F}{\dot{m} g_\text{o}} = \frac{\dot{m} v_\text{eq}}{\dot{m} g_\text{o}} = \frac{v_\text{eq}}{g_\text{o}},$$

कहाँ पे:
 * {| border="0" cellpadding="2"

!align=right| $$F$$, !align=right| $$\dot{m}$$, !align=right| $$v_\text{e}$$, !align=right| $$p_\text{e}$$, !align=right| $$p_\text{o}$$, !align=right| $$A_\text{e}$$, !align=right| $$v_\text{eq}$$, !align=right| $$I_\text{sp}$$, !align=right| $$g_\text{o}$$, पूरी तरह से विस्तारित नोजल मामले के लिए, जहां $$p_\text{e}=p_\text{o}$$, सूत्र बन जाता है
 * align=left | gross thrust of rocket engine (N)
 * align=left | mass flow rate of gas (kg/s)
 * align=left | velocity of gas at nozzle exhaust (m/s)
 * align=left | pressure of gas at nozzle exhaust (Pa)
 * align=left | external ambient, or free stream, pressure (Pa)
 * align=left | cross-sectional area of nozzle exhaust (m²)
 * align=left | equivalent (or effective) velocity of gas at nozzle exhaust (m/s)
 * align=left | specific impulse (s)
 * align=left | standard gravity (at sea level on Earth); approximately 9.807 m/s$2$
 * }


 * $$I_\text{sp} = \frac{F}{\dot{m}\,g_\text{o}} = \frac{\dot{m}\,v_\text{e}}{\dot{m}\,g_\text{o}} = \frac{v_\text{e}}{g_\text{o}}$$

ऐसे मामलों में जहां ऐसा नहीं हो सकता है, क्योंकि एक रॉकेट नोजल के लिए $$p_\text{e}$$ के लिए आनुपातिक है $$\dot{m}$$, एक निरंतर मात्रा को परिभाषित करना संभव है जो वैक्यूम है $$I_\text{sp,vac}$$ किसी भी इंजन के लिए इस प्रकार:


 * $$I_\text{sp,vac} = \frac{1}{g_\text{o}}\left(v_\text{e} + \frac{p_\text{e} A_\text{e}}{\dot{m}}\right),$$

और इसलिए:


 * $$F = I_\text{sp,vac}\, g_\text{o} \dot{m} - A_\text{e} p_\text{o},$$

जो केवल वैक्यूम थ्रस्ट माइनस है, जो कि एग्जिट प्लेन पर अभिनय करने वाले परिवेशी वायुमंडलीय दबाव का बल है।

अनिवार्य रूप से, रॉकेट नोजल के लिए, इंजन पर अभिनय करने वाला परिवेश दबाव एक पीछे की दिशा में रॉकेट इंजन के निकास विमान को छोड़कर रद्द कर देता है, जबकि निकास जेट आगे का प्रणोद उत्पन्न करता है।

[[File:Rocket nozzle expansion.svg|thumb|right|200px|नोजल हो सकते हैं (ऊपर से नीचे):• underexpanded

• ambient

• overexpanded

• grossly overexpanded. यदि एक नोजल अंडर-या ओवरएक्सपैंड किया जाता है, तो दक्षता का नुकसान एक आदर्श नोजल के सापेक्ष होता है।

सकल ओवरएक्सपेंडेड नोजल ने एक underexpanded नोजल के सापेक्ष दक्षता में सुधार किया है (हालांकि अभी भी आदर्श विस्तार अनुपात के साथ एक नोजल की तुलना में कम कुशल हैं), हालांकि निकास जेट अस्थिर है। ]]

एयरोस्टैटिक बैक-प्रेशर और इष्टतम विस्तार
जैसे ही गैस नोजल के विस्तार भाग को नीचे ले जाती है, दबाव और तापमान में कमी आती है, जबकि गैस की गति बढ़ जाती है।

निकास जेट की सुपरसोनिक प्रकृति का मतलब है कि निकास का दबाव परिवेश के दबाव से काफी अलग हो सकता है - बाहर की हवा बहुत अधिक जेट वेग के कारण दबाव को ऊपर की ओर बराबर करने में असमर्थ है।इसलिए, सुपरसोनिक नोजल के लिए, यह वास्तव में नोजल से बाहर निकलने वाली गैस के दबाव के लिए संभव है कि वह काफी नीचे या बहुत से परिवेश के दबाव से बहुत ऊपर हो।

यदि निकास का दबाव बहुत कम है, तो जेट नोजल से अलग हो सकता है।यह प्रायः अस्थिर होता है, और जेट सामान्यतः बड़े ऑफ-एक्सिस थ्रस्ट का कारण होगा और यंत्रवत् नोजल को नुकसान पहुंचा सकता है।

यह पृथक्करण सामान्यतः तब होता है जब बाहर निकलने का दबाव लगभग 30-45% परिवेश से नीचे गिरता है, लेकिन अलग -अलग कम दबाव में देरी हो सकती है यदि नोजल को रिम पर दबाव बढ़ाने के लिए डिज़ाइन किया गया है, जैसा कि अंतरिक्ष शटल मुख्य इंजन के साथ प्राप्त किया जाता है (15 पीएसआई परिवेश में 1-2 साई)। इसके अलावा, जैसे -जैसे रॉकेट इंजन प्रारम्भ होता है या थ्रॉटल होता है, चैम्बर प्रेशर बदलता रहता है, और यह दक्षता के विभिन्न स्तरों को उत्पन्न करता है।कम चैम्बर दबाव में इंजन लगभग अनिवार्य रूप से अधिक विस्तारित होने जा रहा है।

इष्टतम आकार
निकास विमान क्षेत्र बेल नोजल के सबसे संकीर्ण भाग के क्षेत्र का अनुपात मुख्य रूप से यह निर्धारित करता है कि निकास गैसों के विस्तार को कितनी कुशलता से रैखिक वेग, निकास वेग, और इसलिए रॉकेट इंजन का प्रणोद बदल जाता है।गैस गुणों का प्रभाव भी होता है।

नोजल का आकार भी मामूली रूप से प्रभावित करता है कि निकास गैसों के विस्तार को कितनी कुशलता से रैखिक गति में बदल दिया जाता है।सबसे सरल नोजल आकार में ~ 15 ° शंकु आधा-कोण होता है, जो लगभग 98% कुशल है।छोटे कोण बहुत अधिक दक्षता देते हैं, बड़े कोण कम दक्षता देते हैं।

क्रांति के अधिक जटिल आकृतियों का उपयोग प्रायः किया जाता है, जैसे कि बेल नलिका या परवलयिक आकृतियाँ।ये शंकु नोजल की तुलना में शायद 1% अधिक दक्षता देते हैं और छोटे और हल्के हो सकते हैं।वे व्यापक रूप से लॉन्च वाहनों और अन्य रॉकेटों पर उपयोग किए जाते हैं जहां वजन प्रीमियम पर होता है।वे निश्चित रूप से, गढ़ने के लिए कठिन हैं, इसलिए सामान्यतः अधिक महंगा होता है।

अधिकतम निकास गति के लिए एक सैद्धांतिक रूप से इष्टतम नोजल आकार भी है।हालांकि, एक छोटी घंटी आकार का उपयोग सामान्यतः किया जाता है, जो इसके बहुत कम वजन, कम लंबाई, कम ड्रैग लॉस और केवल बहुत कम निकास गति के कारण बेहतर समग्र प्रदर्शन देता है। अन्य डिजाइन पहलू एक रॉकेट नोजल की दक्षता को प्रभावित करते हैं।नोजल के गले में एक चिकनी त्रिज्या होनी चाहिए।आंतरिक कोण जो गले में संकीर्ण होता है, उसका समग्र दक्षता पर भी प्रभाव पड़ता है, लेकिन यह छोटा है।नोजल के निकास कोण को कम निकास दबावों पर अलगाव की समस्याओं की संभावना को कम करने के लिए जितना संभव हो उतना छोटा (लगभग 12 °) होना चाहिए।

उन्नत डिजाइन
नोजल और अन्य उपयोगों की भरपाई करने वाले ऊंचाई के लिए कई अधिक परिष्कृत डिजाइन प्रस्तावित किए गए हैं।

एक वायुमंडलीय सीमा वाले नलिकाओं में सम्मिलित हैं:
 * विस्तार विक्षेपण नोजल | विस्तार-डिफ्लेक्शन नोजल, * प्लग नोजल,
 * वायु -यंत्र,
 * एकल विस्तार रैंप नोजल | सिंगल-एक्सपेंशन रैंप नोजल (सेरन), एक रैखिक विस्तार नोजल, जहां गैस का दबाव केवल एक तरफ काम करता है और जिसे एकल-पक्षीय एयरोस्पाइक नोजल के रूप में वर्णित किया जा सकता है।

इनमें से प्रत्येक सुपरसोनिक प्रवाह को विस्तार या अनुबंध करके परिवेश के दबाव के अनुकूल होने की अनुमति देता है, जिससे निकास अनुपात बदल जाता है ताकि यह संबंधित ऊंचाई के लिए इष्टतम निकास दबाव पर हो।प्लग और एयरोस्पाइक नोजल बहुत समान हैं कि वे रेडियल इन-फ्लो डिज़ाइन हैं, लेकिन प्लग नोजल में एक ठोस केंद्र (कभी-कभी छंटनी) की सुविधा होती है और एयरोस्पाइक नोजल में एक ठोस केंद्र-शरीर का अनुकरण करने के लिए गैसों का एक आधार-गले होता है।एड नोजल रेडियल आउट-फ्लो नोजल हैं, जो एक केंद्र पिंटल द्वारा डिफ्लेक्ट किए गए प्रवाह के साथ हैं।

नियंत्रित प्रवाह-पृथक्करण नोजल में सम्मिलित हैं: ये सामान्यतः बेल नोजल के समान होते हैं, लेकिन इसमें एक सम्मिलित या तंत्र सम्मिलित होता है जिसके द्वारा निकास क्षेत्र अनुपात को बढ़ाया जा सकता है क्योंकि परिवेश के दबाव को कम किया जाता है।
 * नोजल का विस्तार,
 * एक हटाने योग्य सम्मिलित के साथ बेल नोजल,
 * कदम रखा नलिका, या दोहरी-घंटी नलिका।

दोहरे-मोड नलिका में सम्मिलित हैं:
 * दोहरी-विस्तारक नोजल,
 * डुअल-गला नोजल।

इनमें या तो दो गले या दो प्रणोद कक्ष हैं (इसी गले के साथ)।केंद्रीय गला एक मानक डिजाइन का है और एक कुंडलाकार गले से घिरा हुआ है, जो गैसों को उसी (दोहरे-गले) या एक अलग (डुअल-एक्सपेंडर) थ्रस्ट चैम्बर से निकलता है।दोनों गले, या तो मामले में, एक बेल नोजल में निर्वहन करेंगे।उच्च ऊंचाई पर, जहां परिवेश का दबाव कम होता है, केंद्रीय नोजल बंद हो जाएगा, गले के क्षेत्र को कम करेगा और इस तरह नोजल क्षेत्र अनुपात बढ़ जाएगा।इन डिजाइनों के लिए अतिरिक्त जटिलता की आवश्यकता होती है, लेकिन दो थ्रस्ट चैंबर्स होने का एक फायदा यह है कि उन्हें अलग -अलग प्रोपेलेंट या अलग -अलग ईंधन मिश्रण अनुपात को जलाने के लिए कॉन्फ़िगर किया जा सकता है।इसी तरह, एयरोजेट ने एक नोजल भी डिज़ाइन किया है जिसे थ्रस्ट ऑगमेंटेड नोजल कहा जाता है, जो प्रोपेलेंट और ऑक्सीडाइज़र को सीधे दहन के लिए नोजल सेक्शन में इंजेक्ट करता है, जिससे बड़े क्षेत्र के अनुपात नोजल को एक वातावरण में गहराई से उपयोग करने की अनुमति मिलती है, क्योंकि वे प्रवाह पृथक्करण के प्रभावों के कारण वृद्धि के बिना होंगे।वे फिर से कई प्रणोदकों का उपयोग करने की अनुमति देंगे (जैसे कि आरपी -1), आगे बढ़ते प्रणोद।

लिक्विड इंजेक्शन थ्रस्ट वेक्टरिंग नोजल एक और उन्नत डिजाइन है जो अन-गिम्बल नोजल से पिच और यव नियंत्रण की अनुमति देता है।भारत का PSLV अपने डिजाइन सेकेंडरी इंजेक्शन थ्रस्ट वेक्टर कंट्रोल सिस्टम कहता है;वांछित नियंत्रण को प्राप्त करने के लिए स्ट्रोंटियम पर्क्लोरेट को नोजल में विभिन्न द्रव पथों के माध्यम से इंजेक्ट किया जाता है।कुछ ICBMS और बूस्टर, जैसे कि टाइटन IIIC और MINUTEMAN II, समान डिज़ाइन का उपयोग करते हैं।

यह भी देखें

 * Choked प्रवाह - जब एक गैस का वेग गैस में ध्वनि की गति तक पहुंच जाता है क्योंकि यह प्रतिबंध के माध्यम से बहता है
 * डी लावल नोजल-सुपरसोनिक गति का उत्पादन करने के लिए डिज़ाइन किया गया एक अभिसरण-डिवरगेंट नोजल
 * दोहरी-थ्रस्ट राकेट मोटर्स
 * Giovanni Battista Venturi
 * जेट इंजिन - जेट्स (रॉकेट सहित) द्वारा प्रेरित इंजन
 * मल्टीस्टेज रॉकेट
 * NK-33-रूसी रॉकेट इंजन
 * पल्स जेट इंजन
 * स्पंदित रॉकेट मोटर
 * प्रतिक्रिया इंजन स्काईलोन-हाइब्रिड एयर-श्वास/आंतरिक-ऑक्सीजन इंजन (प्रतिक्रिया इंजन कृपाण) द्वारा संचालित एक एकल-चरण-से-ऑर्बिट स्पेसप्लेन
 * रॉकेट - रॉकेट वाहन
 * रॉकेट इंजन - रॉकेट वाहनों को आगे बढ़ाने के लिए उपयोग किया जाता है
 * SERN | SERN, सिंगल-एक्सपेंशन रैंप नोजल-एक गैर-अक्षीय एयरोस्पाइक
 * शॉक डायमंड्स - रॉकेट इंजनों के निकास में गठित दृश्य बैंड
 * ठोस-ईंधन रॉकेट
 * अंतरिक्ष यान प्रोपल्शन
 * विशिष्ट आवेग - निकास गति का एक उपाय
 * मंचित दहन चक्र (रॉकेट) - एक प्रकार का रॉकेट इंजन
 * वेंटुरी प्रभाव

बाहरी कड़ियाँ

 * Exhaust gas velocity calculator
 * NASA Space Vehicle Design Criteria, Liquid Rocket Engine Nozzles
 * NASA's "Beginners' Guide to Rockets"
 * The Aerospike Engine
 * Richard Nakka's Experimental Rocketry Web Site
 * "Rocket Propulsion" on Robert Braeuning's Web Site
 * Free Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis