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, जो कि दक्षता खोना और अन्य ऊंचाई पर ईंधन बर्बाद करने का प्रमुख कारण है।

मार्ग के ठीक पिछले भाग पर, गैस का दबाव परिवेश के दबाव से अधिक होने के कारण विस्तार से मार्ग और नोजल निकास के बीच दबाव 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 अति-प्रसारित होता है।

अति-प्रसारण दक्षता में कुछ कमी का कारण बनता है, लेकिन अन्यथा नुकसान भी पहुंचाता है। हालांकि, यदि निकास का दबाव लगभग 40% से कम है, तो परिवेश प्रवाह का पृथक्करण होता जाता है। यह निकास अस्थिरता का कारण बन सकता है जो नोजल को नुकसान पहुंचा सकता है, साथ ही वाहन या इंजन की कठिनाइयों को नियंत्रित कर सकता है, और अधिक चरम सन्दर्भों में, इंजन के विनाश का कारण बन सकता है।

कुछ सन्दर्भों 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 प्रदर्शन के लिए, नोजल से बाहर निकलने वाली गैसों का दबाव समुद्र-स्तर के दबाव में उस समय 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 शीघ्रता से उच्च ऊंचाई पर दक्षता खोने लगता है। एक मल्टी-लेवल डिज़ाइन में, दूसरा चरण रॉकेट इंजन मुख्य रूप से उच्च ऊंचाई पर उपयोग करने के लिए डिज़ाइन किया गया है, केवल पहले चरण के इंजन के प्रारंभिक उड़ान भरने के बाद अतिरिक्त प्रणोद प्रदान करता है। इस सदर्भ में, डिजाइनर सामान्यतः दूसरे चरण के लिए एक अति-प्रसारण 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 अति-प्रसारण (समुद्र तल पर) एसएसएमई (SSMES) पर नियोजित तकनीक थी, जिसने अपने अधिकांश संचालित प्रक्षेपवक्र को निकटतम निर्वात में खर्च किया, जबकि शटल के दो समुद्र-स्तर के कुशल ठोस रॉकेट बूस्टर ने प्रारंभिक उड़ान भरने का अधिकांश हिस्सा प्रदान किया। प्रणोद द्वारा अंतरिक्ष के निर्वात 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 ऐसा डिज़ाइन चुनना होगा जो अतिरिक्त विस्तार (प्रणोद और दक्षता) का लाभ उठाएगा, जबकि अत्यधिक वजन जोड़ना और वाहन के प्रदर्शन से समझौता करना उतना आवश्यक नहीं होता है।

निर्वात उपयोग
निर्वात में 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 अपने आप में एक दोष महत्वपूर्ण द्रव्यमान होता है। एक लंबाई जो समग्र वाहन प्रदर्शन का अनुकूलन करती है, सामान्यतः सभी में 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 क्षेत्र 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, कॉइल द्वारा स्वयं को प्रस्तुत थर्मल डिजाइन चुनौतियां होती हैं, विशेष रूप से अगर सुपरकंडक्टिंग कॉइल का उपयोग मार्ग 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 समऐन्ट्रॉपिक है; अर्थात, निरंतर एन्ट्रापी पर, गैर-उल्टा द्रव की धारणा के परिणामस्वरूप, और एडियाबेटिक प्रक्रिया।
 * गैस प्रवाह की दर फेंकने योग्य बर्न की अवधि के दौरान स्थिर (अर्थात, स्थिर) है।
 * गैस का प्रवाह गैस प्रवेशिका से निकास गैस निकास (अर्थात, 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 मार्ग में, गैस को नोजल मार्ग तक तेज करने के लिए विवश किया जाता है, जहां क्रॉस-अनुभागीय क्षेत्र कम से कम होता है, रैखिक वेग मैक संख्या बन जाता है। मार्ग से क्रॉस-सेक्शनल क्षेत्र तब बढ़ता है, जब गैस का विस्तार होता है और रैखिक वेग उत्तरोत्तर अधिक पराध्वनिक हो जाता है।

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

जहाँ पर:
 * {| 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 ve के कुछ विशिष्ट मान रॉकेट जल इंजनों के लिए विभिन्न प्रणोदक रहे हैं:
 * style="text-align: left" | पूर्ण तापमान प्रवेशिका 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" | प्रवेशिका (Pa) पर गैस का पूर्ण दबाव
 * }


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

नोट के रूप में, ve 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: Pe के नोजल में प्रवेश करने वाले एक पूर्ण दबाव में; = 7.0mpa और P के पूर्ण दबाव में रॉकेट निकास से बाहर निकलें = 0.1एमपीए; t = 3500 के पूर्ण तापमान पर;γ = 1.22 mpa के एक समऐन्ट्रॉपिक विस्तार कारक के साथ और m का एक आण्विक द्रव्यमान = 22 kg/kmol।

उपरोक्त समीकरण में उन मूल्यों का उपयोग करने से एक निकास वेग ve पैदा होता है = 2802 m/s या 2.80 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 सिद्धांत निरंतर R का उपयोग कर रहे हैं जो किसी भी आदर्श गैस पर लागू होता है या क्या वे गैस सिद्धांत निरंतर Rs का उपयोग कर रहे हैं जो केवल एक विशिष्ट व्यक्तिगत गैस पर लागू होता है। दो स्थिरांक के बीच संबंध Rs है = R/M, जहां R सार्वभौमिक गैस स्थिरांक है, और M गैस का आण्विक द्रव्यमान है।

विशिष्ट आवेग
प्रणोद 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 प्रणोद उत्पन्न किया जाता है: हर क्रियाविधि के लिए एक समान और विपरीत प्रतिक्रिया होती है। एक गैस या कार्य करने वाले तरल पदार्थ को रॉकेट इंजन नोजल के पश्च भाग 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 $$I_\text{sp}$$ प्रणोदक्स 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
 * $$I_\text{sp} = \frac{F}{\dot{m} g_\text{o}} = \frac{\dot{m} v_\text{eq}}{\dot{m} g_\text{o}} = \frac{v_\text{eq}}{g_\text{o}},$$

जहाँ पर:
 * {| 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 सदर्भ के लिए, जहां $$p_\text{e}=p_\text{o}$$, सूत्र बन जाता है
 * align=left | रॉकेट इंजन का सकल जोर (N)
 * align=left | गैस की द्रव्यमान प्रवाह दर (किग्रा/सेकेंड)
 * align=left | नोज़ल निकास पर गैस का वेग (एम/एस)
 * align=left | नोजल निकास पर गैस का दबाव (Pa)
 * align=left | बाहरी परिवेश, या मुक्त धारा, दबाव (Pa)
 * align=left | नोज़ल निकास का अनुप्रस्थ-अनुभागीय क्षेत्रफल (m²)
 * align=left | नोज़ल निकास (m/s) पर गैस के समतुल्य (या प्रभावी) वेग
 * align=left | विशिष्ट आवेग
 * align=left | मानक गुरुत्व (पृथ्वी पर समुद्र तल पर); लगभग 9.807 मी/से2
 * }


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

ऐसे सन्दर्भों में ऐसा नहीं हो सकता है, क्योंकि एक रॉकेट नोजल के लिए $$p_\text{e}$$ के लिए $$\dot{m}$$ आनुपातिक है, एक निरंतर मात्रा को परिभाषित करना संभव है जो $$I_\text{sp,vac}$$ निर्वात है, 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 निर्वात प्रणोद 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 पीछे की दिशा में रॉकेट इंजन के निकास विमान को छोड़कर निष्क्रिय 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):• कम विस्तारित

• व्यापक

• अतिप्रसरित

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

सकल अति-प्रसारण नोजल ने एक कम विस्तारित 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।

]]

वायु स्थैतिकी प्रतिदाब 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 संतुलन स्थापित 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 प्रणोद 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, कक्ष दाब बदलता रहता है, और यह दक्षता के विभिन्न स्तरों को उत्पन्न करता है। कम कक्ष दाब में इंजन लगभग अनिवार्य रूप से अधिक विस्तारित होने लगता 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, जो कि गैस गुणों का प्रभाव भी होता है।

यह नोजल का आकार भी साधारण रूप से प्रभावित करता है जिससे कि निकास गैसों के विस्तार को कितनी कुशलता से रैखिक गति में बदल दिया जाता है। सबसे सरल नोजल आकार में होता है, जो लगभग 98% सार्थक हैं क्योकि छोटे कोण बहुत अधिक दक्षता देते हैं, बड़े कोण कम दक्षता देते हैं।

सामान्यतः अधिक जटिल आकृतियों का उपयोग प्रायः किया जाता है, जैसे कि बेल नलिका या परवलयिक आकृतियाँ, ये शंकु नोजल की तुलना में अनुमानतः 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 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 के 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 मार्ग में एक समतल त्रिज्या होनी चाहिए। आंतरिक कोण जो मार्ग 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 (सेरन), एक रैखिक विस्तार नोजल, जहां गैस का दबाव केवल एक तरफ कार्य 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 का अनुकरण करने के लिए गैसों का एक आधार-मार्ग 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,
 * सोपान नलिका, या दोहरी बेल नलिका।

दोहरे-मोड नलिका में सम्मिलित हैं:
 * दोहरी-विस्तारक नोजल,
 * द्वि-मार्गीय नोजल

इनमें या तो दो मार्ग या दो प्रणोद कक्ष हैं, (इसी मार्ग के साथ) केंद्रीय मार्ग एक मानक डिजाइन है और एक कुंडलाकार मार्ग से घिरा हुआ है, जो गैसों को उसी (दोहरे-मार्ग) या एक अलग (डुअल-एक्सपेंडर) प्रणोद चैम्बर से निकलता है। दोनों मार्ग, या तो सदर्भ में, एक बेल नोजल में निर्वहन करेंगे। उच्च ऊंचाई पर, जहां परिवेश का दबाव कम होता है, केंद्रीय नोजल बंद हो जाएगा, यह मार्ग 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 प्रणोद कक्ष होने का एक लाभ यह है कि उन्हें अलग -अलग प्रणोदक 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 प्रणोद ऑगमेंटेड नोजल कहा जाता है, जो प्रणोदक 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 (आगे बढ़ते प्रणोद) का उपयोग करने की अनुमति देंगे (जैसे कि RP -1)।

लिक्विड इंजेक्शन प्रणोद 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 प्रणोद को 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

 * अवरूद्ध 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-प्रणोद राकेट मोटर्स
 * जियोवन्नी बतिस्ता वेंटुरी
 * 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, सिंगल-एक्सपेंशन रैंप नोजल-एक गैर-अक्षीय एयरोस्पाइक
 * शॉक डायमंड - 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