추진 노즐

Propelling nozzle

추진 노즐은 작동 중인 가스의 내부 에너지를 추진력으로 변환하는 노즐입니다. 노즐은 제트를 형성하여 가스터빈 또는 가스 발생기를 제트 엔진에서 분리합니다.

추진 노즐은 엔진의 동력 설정, 내부 형태 및 노즐 입출구 압력에 따라 사용 가능한 가스를 아음속, 천음속 또는 초음속으로 가속합니다.내부 형상은 수렴 또는 수렴-분산(C-D)일 수 있습니다.C-D 노즐은 발산 구간 내에서 제트를 초음속으로 가속할 수 있지만 수렴 노즐은 제트를 음속 [1]이상으로 가속할 수 없습니다.

추진 노즐은 고정된 형상을 가질 수도 있고, 애프터버너 또는 재가열 시스템이 장착된 경우 엔진의 작동을 제어하는 다양한 출구 영역을 제공하는 가변 형상을 가질 수도 있습니다.애프터버닝 엔진에 C-D 노즐이 장착된 경우 목구멍 영역은 가변적입니다.높은 노즐 압력비가 [2]발생하는 초음속 비행용 노즐도 가변 면적 발산부를 [3]가진다.터보팬 엔진에는 바이패스 공기를 더욱 가속화하는 별도의 추진 노즐이 있을 수 있습니다.

추진 노즐은 다운스트림 제한 장치로서도 작용하며, 그 결과는 엔진 [4]설계의 중요한 측면을 구성합니다.

동작 원리

  • 노즐은 Venturi 효과에 따라 작동하여 배기 가스를 외부 압력으로 유지하면서 추진 제트로 만듭니다. 노즐의 업스트림 압력이 충분히 높으면 흐름이 음속(초크)에 도달합니다.아래에서는 엔진을 역압할 때 노즐의 역할을 설명합니다.
  • 기류를 가속시키는 에너지는 가스의 온도와 압력에서 나온다.가스는 단열로 팽창하여 손실이 적고 효율이 높습니다.가스는 노즐 입구 압력 및 온도, 외부 압력(흐름이 막히지 않는 한) 및 [5]팽창 효율에 따라 최종 출구 속도로 가속됩니다.효율은 마찰, 비축적 발산 및 C-D 노즐 [6]누출로 인한 손실을 측정하는 것입니다.
  • 공기 호흡 엔진은 배기 가스에 순 후방 모멘텀을 부여하여 기체에 전진 추력을 생성합니다.추력이 항공기가 공중을 이동하면서 발생하는 저항을 초과하면 가속됩니다.제트는 완전히 팽창할 수도 있고 그렇지 않을 수도 있다.
  • 애프터버너가 장착된 일부 엔진에서는 노즐 영역이 비연소 또는 건조 스러스트 조건 중에 변화합니다.일반적으로 노즐은 시동 및 공회전 시 완전히 열려 있습니다.그런 다음 스러스트 레버가 밀리터리 또는 최대 드라이 스러스트 설정 전 또는 그 상태에서 최소 면적에 도달할 때 닫힐 수 있다.이 컨트롤의 두 가지 예는 General Electric J-79와[7] MIG-29의 [8]Tumansky RD-33입니다.노즐 면적이 변화하는 이유는 섹션: 건식 작동 시 노즐 면적 제어에 설명되어 있습니다.

주요 형상

수렴 노즐

수렴 노즐은 많은 제트 엔진에 사용됩니다.노즐 압력비가 임계치(약 1.8:1)를 초과하면 수렴 노즐이 질식하여 제트 웨이크 시에 목구멍 하류(즉, 최소 유량 영역)에서 대기압으로의 팽창이 발생합니다.제트 모멘텀은 여전히 많은 총 추력을 발생시키지만, 목의 정압과 대기압 사이의 불균형은 여전히 일부 (압력) 추력을 발생시킨다.

다이버전트 노즐

스크램제트로 유입되는 공기의 초음속 덕분에 단순한 분기 노즐을 사용할 수 있습니다.

컨버전트-다이버전트(C-D) 노즐

주요 기사: de Laval 노즐

초음속 비행이 가능한 엔진은 초음속 흐름을 발생시키는 수렴-분산 배기 덕트 기능을 가지고 있다.극단적인 경우인 로켓 엔진은 노즐의 면적 비율이 매우 높기 때문에 독특한 모양을 하고 있습니다.

수렴 노즐 전체의 압력비가 임계값을 초과하면 흐름이 쵸크되어 엔진에서 배출되는 배기 압력이 주변 공기의 압력을 초과하므로 기존의 Venturi 효과로는 감소할 수 없습니다.이는 노즐 자체의 다운스트림에서 팽창의 대부분을 발생시킴으로써 노즐의 스러스트 생성 효율을 감소시킵니다.따라서 초음속 비행용 로켓 엔진 및 제트 엔진은 C-D 노즐을 포함하고 있어 노즐 내부에 대해 한층 더 팽창할 수 있다.그러나 기존 로켓 모터에 사용되는 고정 수렴-분산 노즐과 달리 터보젯 엔진은 아음속부터 마하 3 이상 속도까지 발생하는 노즐 압력 비율의 큰 변화에 대처하기 위해 무겁고 비싼 가변 형상을 가져야 한다.

단, 저면적비 노즐에는 아음속 어플리케이션이 있습니다.

노즐의 종류

Boeing F/A-18 Hornet에 장착된 GE F404-400 저바이패스 터보팬의 가변 배기 노즐.

고정 면적 노즐

비연소 아음속 엔진은 고도와 아음속 비행 속도에 따른 엔진 성능 변화가 고정 노즐에서 허용되기 때문에 크기가 고정됩니다.이것은 아래의 콩코드에 설명된 초음속에서는 해당되지 않습니다.

면적비가 낮다

다른 극단에서는 바이패스(또는 혼합배기) 스트림의 면적비가 극히 낮은(또는 1.01 미만) 수렴-분산 노즐을 사용하여 일부 고바이패스비의 민간 터보팬이 팬 작동라인을 제어한다.저공기의 속도에서는 노즐이 질식하는 것을 방지하고 노즐이 목구멍 및 발산부에 접근하는 배기가스를 각각 가속 및 감속함으로써 노즐이 가변 형상인 것처럼 동작하도록 한다.그 결과 노즐 출구 영역은 목구멍보다 큰 팬 매치를 제어하고 팬 작동 라인을 서지로부터 약간 떼어낸다.높은 비행 속도에서는 흡기구의 램 상승에 의해 목구멍이 막혀 노즐의 면적이 팬의 일치를 지시합니다.노즐은 출구보다 작기 때문에 목구멍이 팬 작동 라인을 서지를 향해 약간 밀어냅니다.하지만 팬의 서지 여유는 고속 비행에서는 훨씬 더 크기 때문에 이것은 문제가 되지 않습니다.

로켓 내(면적비가 높음)

로켓 노즐은 V2에 있습니다.
주요 기사:로켓 엔진 노즐

로켓 모터도 수렴-분산 노즐을 사용하지만, 무게를 최소화하기 위해 일반적으로 고정된 기하학적 구조입니다.로켓 비행과 관련된 높은 압력비 때문에, 로켓 모터의 수렴-분사 노즐은 제트 엔진에 장착된 노즐보다 훨씬 더 큰 면적비(출구/목로)를 가집니다.

애프터버닝용 가변 영역

전투기의 애프터버너는 엔진 작동에 악영향을 미치는 것을 방지하기 위해 더 큰 노즐이 필요하다.가변 면적[9] 홍채 노즐은 거의 원형에 가까운 단면을 가진 일련의 움직이는 겹치는 꽃잎으로 구성되며 엔진의 작동을 제어하기 위해 수렴됩니다.항공기가 초음속으로 비행하는 경우, 애프터버너 노즐은 아래와 같이 이젝터 노즐 구성에서 별도의 발산 노즐에 이어지거나, 발산 형상이 다음과 같이 가변 형상 수렴-분산 노즐 구성에서 애프터버너 노즐에 포함될 수 있다.

초기 애프터 버너는 켜지거나 꺼졌으며 애프터 버너에 [10]사용할 수 있는 영역이 한 곳뿐인 2단계 클램셸 또는 눈꺼풀 노즐을 사용했습니다.

이젝터

이젝터는 매우 뜨겁고 고속인 엔진 배기가스의 펌핑 동작을 말하며, 2차 또는 분기의 내부 형상과 함께 노즐이 엔진 배기의 팽창을 제어합니다.아음속에서는 기류가 배기 가스를 수렴된 형태로 수축시킵니다.애프터버닝을 선택하고 항공기 속도를 높이면 2개의 노즐이 팽창하여 배기 가스가 마하 1을 넘어 수렴-분산 형태를 형성할 수 있다.보다 복잡한 엔진 설치에서는 저속에서의 출구 면적을 줄이기 위해 제3의 에어플로우를 사용합니다.이젝터 노즐의 장점은 2차 노즐 플랩이 압력에 의해 위치할 경우 상대적으로 단순하고 신뢰성이 높다는 것입니다.또한 이젝트 노즐은 흡기구가 흡입한 공기를 사용할 수 있지만 엔진에는 필요하지 않습니다.이 공기의 양은 비행 엔벨로프에 따라 크게 달라지며, 이젝터 노즐은 흡기 시스템과 엔진 사이의 공기 흐름을 일치시키는 데 매우 적합합니다.노즐에서 이 공기를 효율적으로 사용하는 것은 장시간 고속으로 비행해야 하는 항공기의 주요 요건이었다. 따라서 SR-71, 콩코드 및 XB-70 발키리에 사용되었다.

이젝트 노즐의 간단한 예로는 T-38 [11]Talon의 J85 설치 시 애프터 연소 노즐을 둘러싼 고정 형상 원통형 쉬라우드가 있습니다.더 복잡한 것은 J58(SR-71)과 TF-30(F-111) 설치에 사용된 배치입니다.두 가지 모두 최종 노즐을 위해 3차 블로인 도어(저속으로 개방)와 자유 플로팅 오버랩을 사용했습니다.블로인 도어와 최종 노즐 플랩은 모두 엔진 배기로부터의 내부 압력과 항공기 흐름장으로부터의 외부 압력의 균형에 의해 배치된다.

초기 J79 설치(F-104, F-4, A-5 Vigilante)에서 보조 노즐의 작동은 애프터버너 노즐에 기계적으로 연결되었습니다.이후 설치에서는 최종 노즐이 애프터버너 노즐과 별도로 기계적으로 작동되었습니다.이것에 의해, 마하 2(B-58 Hustler)와 마하 3(XB-70)[12]의 효율이 향상되었습니다(높은 마하 수치에 의한 프라이머리/세컨더리 출구 영역의 매칭이 향상됩니다).

가변-기하 수렴-분산

엔진 배기가스를 통해 2차 공기 흐름을 펌핑할 필요가 없는 터보 팬 설치에는 가변 형상 C-D [13]노즐이 사용됩니다.이러한 엔진은 터보젯(핫 애프터 버너 케이스)에 필요한 외부 냉각 공기를 필요로 하지 않습니다.

발산 노즐은 애프터버너 노즐 꽃잎의 일부일 수 있으며, 후두부 이후의 각진 연장부일 수 있습니다.꽃잎은 곡선 트랙을 따라 이동하며 축방향 변환과 동시 회전을 통해 후연소를 위한 목구멍 면적이 증가하는 반면, 후연 부분은 더 큰 출구 면적으로 발산되어 고속에서 더 완전히 확장됩니다.예를 들어 TF-30(F-14)[14]이 있습니다.

1차 및 2차 꽃잎은 EJ200(Eurofighter)[15]과 같이 애프터버너 제어 및 높은 노즐 압력비 확장을 제공하기 위해 동일한 메커니즘으로 함께 힌지되고 작동될 수 있습니다.그 외의 예는, F-15, F-16, B-1B 에 있습니다.

기타 기능

스러스트 벡터링

벡터 추력 노즐
주요 기사: 스러스트 벡터링 및 벡터링 노즐

벡터 추력을 위한 노즐은 고정 형상 Bristol Siddeley Pegasus 및 가변 형상 F119(F-22)를 포함합니다.

스러스트 리버스

상세 정보: 스러스트 반전

일부 엔진의 스러스트 리버서는 노즐 자체에 통합되어 있으며, 이를 타깃 스러스트 리버라고 합니다.노즐은 두 부분으로 나뉘어 열리고, 두 부분이 합쳐져 배기구가 부분적으로 앞으로 향하게 됩니다.노즐 영역은 엔진 작동에 영향을 미치기 때문에(아래 참조), 전개된 스러스트 리버서는 엔진 작동 [16]한계치의 변화를 방지하기 위해 제트 파이프에서 올바른 거리를 두어야 합니다.목표 추력 역전의 예는 포커 100, 걸프스트림 IV 및 다쏘 F7X에서 찾을 수 있다.

노이즈 저감

노즐 출구에 원통형 제트의 표면적을 증가시키는 기능을 추가함으로써 제트 노이즈를 줄일 수 있다.상용 터보젯과 초기 바이패스 엔진은 일반적으로 제트기를 여러 개의 로브로 분할합니다.현대의 하이 바이패스 터보팬은 쉐브론이라 불리는 삼각형 톱니가 있으며 추진 제트 안으로 약간 돌출되어 있습니다.

기타 토픽

추진 노즐의 다른 목적

노즐은 배압 설정을 통해 컴프레서에 대한 다운스트림 제한 장치 역할을 하며, 따라서 엔진 전면으로 들어가는 부분을 결정합니다.이 기능은 다른 다운스트림 제한 장치인 터빈 [17]노즐과 공유합니다.추진 노즐과 터빈 노즐의 영역은 엔진을 통과하는 질량 흐름과 최대 압력을 설정합니다.이 두 영역 모두 많은 엔진(즉, 단순하게 고정된 추진 노즐이 있는 엔진)에 고정되어 있지만, 다른 영역(특히 애프터 연소 노즐)에는 가변적인 추진 노즐이 있습니다.이 면적 변화는 제트 파이프에서 높은 연소 온도의 엔진에 대한 방해 효과를 억제하기 위해 필요하지만, 낮은 추력 [4]설정에서 압축기의 펌프 성능을 변경하기 위해 면적이 변경될 수도 있다.

예를 들어 터보제트를 터보샤프트로 변환하기 위해 추진 노즐을 탈거할 경우, 이제 파워 터빈 노즐 가이드 베인 또는 스타터의 [18]영역에서 노즐 영역의 역할을 수행합니다.

C-D 노즐 과팽창 원인 및 예

출구 면적이 애프터버너 또는 프라이머리 [19]노즐의 크기에 비해 너무 큰 경우 과팽창이 발생합니다.이 문제는 T-38에 J85를 설치한 특정 조건에서 발생했습니다.보조 노즐 또는 최종 노즐은 최대 애프터버너 케이스에 적합한 크기의 고정 형상입니다.비 애프터버너 스러스트 설정에서는 엔진 노즐이 닫히기에 출구 면적이 너무 커서 과도한 팽창을 초래했습니다.2차 공기가 1차 제트 팽창을 제어할 수 있도록 이젝터에 자유 플로팅 [11]도어가 추가되었습니다.

C-D 노즐 저팽창 원인 및 예시

주변 압력으로 완전히 확장되어 최대 노즐 추력 또는 효율을 얻기 위해 필요한 면적비는 비행 마하 숫자에 따라 증가합니다.배출 면적이 너무 짧아 배출 면적이 너무 작을 경우 배기 가스는 노즐의 주변 압력으로 확장되지 않고 추력[20] 전위가 손실됩니다. 마하 수치가 증가함에 따라 노즐 출구 면적이 엔진 나셀 직경 또는 항공기 후체 직경만큼 커지는 지점이 발생할 수 있습니다.이 지점을 넘어서면 노즐 직경이 가장 커지며 항력이 증가하기 시작합니다.따라서 노즐은 설치 크기로 제한되며 발생하는 추력 손실은 낮은 항력, 낮은 무게와 같은 다른 고려사항과의 트레이드오프이다.

예를 들어 마하 2.0의[21] F-16과 마하 3.0의 [22]XB-70이 있습니다.

또 다른 고려사항은 필요한 노즐 냉각 흐름과 관련이 있을 수 있습니다.발산 플랩 또는 꽃잎은 냉각 공기 층에 의해 약 3,600°F(1,980°C)의 애프터버너 화염 온도로부터 격리되어야 합니다.발산 시간이 길수록 냉각되는 영역이 늘어납니다.불완전한 팽창으로 인한 추력 손실은 냉각 흐름 감소의 편익과 비교된다.이는 마하 2.4의 이상적인 면적비가 더 낮은 [23]값으로 제한된 F-14A의 TF-30 노즐에 적용되었습니다.

발산 섹션을 추가하는 것이 실질적으로 가치가 있는 것은 무엇입니까?

발산부는 추가적인 배기 속도와 초음속 비행 [24]속도에서의 추력을 제공합니다.

프랫 앤 휘트니의 첫 번째 C-D 노즐에서 발산 섹션을 추가하는 효과를 입증했습니다.수렴 노즐은 동일한 항공기 F-101의 동일한 엔진 J57의 C-D 노즐로 교체되었습니다.이 엔진의 C-D 노즐(2,000lb, 해수면 이륙 시 910kg)의 추진력이 증가해 속도가 마하 1.6에서 거의 2.0으로 빨라졌고 공군은 이날 마하 2를 조금 밑도는 1,207.6mph(1,943.4km/h)의 세계 최고 속도 기록을 세웠다.C-D 노즐의 진정한 가치는 F-101에서 실현되지 않았습니다. 왜냐하면 흡기구가 [25]고속으로 수정되지 않았기 때문입니다.

또 다른 예로는 YF-106/P&W J75의 C-D 노즐로 컨버전스를 교체하여 마하 2에 도달하지 못한 경우입니다.C-D 노즐의 도입과 함께 흡입구가 재설계되었습니다.이후 USAF는 1526mph(마하 2.43)의 [25]F-106으로 세계 최고 속도 기록을 세웠다.

건식 작동 중 노즐 영역 제어

Zwiebel 중앙 플러그를 보여주는 섹션 Jumo 004 배기 노즐

BMW 003 및 [26]Jumo 004와 같이 애프터버너가 장착되지 않은 일부 초기 제트 엔진은 [27]모양에서 Zwiebel [야생 양파]로 알려진 변환 플러그에 의해 형성된 가변 면적 노즐을 가지고 있었습니다.Jumo 004는 터빈의 과열을 방지하기 위한 넓은 영역과 더 높은 배기 속도와 추력을 제공하기 위한 이륙 및 비행을 위한 작은 영역을 가지고 있었습니다.004의 Zwiebel은 배기 노즐 영역을 변화시키기 위해 40cm(16인치)의 전진/후진 주행 범위를 가지고 있었으며, 터빈 바로 뒤에 있는 차체 발산 영역 내의 전기 모터 구동 메커니즘에 의해 구동되었습니다.

애프터 버너가 장착된 엔진은 시동 및 공회전 시 노즐을 열 수도 있습니다.공회전 추력이 감소하여 택시 속도와 브레이크 마모가 감소합니다.F-106의 J75 엔진의 이 기능은 '아이돌 스러스트 컨트롤'이라고 불리며 공회전 스러스트를 40%[28]까지 감소시켰습니다.항공모함에서는 공회전 추력을 낮추면 제트 폭발로 인한 위험을 줄일 수 있다.

다양한 항공기의 J79 설치와 같은 일부 애플리케이션에서는 고속 스로틀 진행 중에 노즐 영역이 특정 지점을 넘어 닫히는 것을 방지하여 RPM의 보다[29] 빠른 증가를 허용하고 따라서 최대 추력까지의 시간을 단축할 수 있습니다.

콩코드의 올림푸스 593과 같은 2-스풀 터보제트의 경우 노즐 영역을 변경하여 최대 마하 [30]2까지의 비행 속도에서 발생하는 광범위한 엔진 진입 온도에서 최대 저압 압축기 속도와 최대 터빈 진입 온도를 동시에 달성할 수 있습니다.

일부 증강 터보팬에서는 팬 작동 라인이 건식 및 습식 작동 중에 노즐 영역으로 제어되어 과도한 서지 마진을 더 많은 추력을 위해 교환됩니다.

습식 작동 중 노즐 영역 제어

엔진에 대한 업스트림 영향을 제한하기 위해 애프터 버너 작동 중에 노즐 면적이 증가합니다.터보팬을 가동시켜 최대 에어플로우(터러스트)를 제공하기 위해 노즐 영역을 제어하여 팬 작동 라인을 최적의 위치에 유지할 수 있습니다.터보제트가 최대 추력을 제공하기 위해 터빈 배기 온도를 [31]한계로 유지하도록 영역을 제어할 수 있습니다.

애프터 버너를 선택했을 때 노즐이 열리지 않으면 어떻게 됩니까?

초기 애프터 버너 설치에서 조종사는 애프터 버너를 선택한 후 노즐 위치 표시기를 확인해야 했습니다.어떤 이유로 노즐이 열리지 않고 조종사가 애프터버너 선택을 취소하여 반응하지 않는 경우, 그 기간의[32] 일반적인 제어장치(예: F-86L의 J47)는 터빈 블레이드를 과열시키고 [33]고장을 일으킬 수 있습니다.

기타 응용 프로그램

배기 매니폴드에서 가스가 후방으로 배출되는 모습을 스케치합니다.

독일 Bf-109와 Macchi C.202/205와 같은 일부 항공기에는 "이젝터형 배기"가 장착되었다.이러한 배기 가스는 (내연) 엔진의 폐에너지 중 일부를 항공기보다 더 빠른 속도로 후방 방향의 뜨거운 기체를 가속함으로써 소량의 전진 추력으로 변환했다.배기 가스가 후방 방향으로 배출되는 경우 모든 배기 구성이 어느 정도 이 기능을 수행합니다.

1937년 [34]롤스로이스사가 특정한 추력을 발생시키는 배기 장치를 특허를 취득했습니다.1944년식 드 하빌랑드 호넷의 롤스로이스 멀린 130/131 엔진에서는 멀티이젝터 배기 가스로부터의 추진력이 최대 스로틀 높이에서 엔진당 70bhp의 추가 추진력과 맞먹습니다.

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

  1. ^ Pitman Publishing Corporation p136, Hesse and Mumford, "항공우주 애플리케이션용 제트 추진" 제2판
  2. ^ "노즐 선택 및 설계 기준"AIAA 2004-3923, 그림11
  3. ^ "노즐 선택 및 설계 기준"AIAA 2004-3923
  4. ^ a b '제트 추진' 니콜라스 컴프스티 ISBN0 59674 2, 페이지 144
  5. ^ "제트 추진" Nicholas Cumpsty, ISBN 0 59674 2, p243
  6. ^ "초음속 항공기에 중점을 둔 추진 시스템의 배기 노즐" 레너드 E.Stitt, NASA 레퍼런스 출판물 1235, 1990년 5월, 단락 2.2.9
  7. ^ J79-15/-17 터보젯 사고 조사 절차, 기술 보고서 ASD-TR-75-19, 항공 시스템 부문, 라이트 패터슨 공군 기지 오하이오, 그림 60 "노즐 영역 v 스로틀 각도"
  8. ^ '비행 매뉴얼 MIG-29' Luftwaffen materialkommando GAF T.O.1F-MIG-29-1, 그림 1-6 "기본 노즐 영역 v 스로틀 각도"
  9. ^ "아이리스 노즐용 가변 이젝터" C. R. Brown 미국 특허 2,870,600
  10. ^ "After burning A Review of Current American Practice" Flight 매거진 1952년 11월 21일 p648, Flight global Archive 웹사이트
  11. ^ a b '기술 삽입을 통한 J85 회춘' 브리스켄, 하웰, 유잉, G.E.항공기 엔진, 신시내티, 오하이오, OH45215, 미국
  12. ^ "가변 기하학 배기 노즐과 그 항공기 성능에 미치는 영향" R. C. Ammer와 W.F.펀치, SAE680295
  13. ^ '항공전투 디자인' Ray Whitford ISBN 07106 0426 2 p207
  14. ^ "F-14A 장착 노즐 성능" W.C.Schnell, Grumman Aerospace Corporation, AIAA 문서 74-1099호
  15. ^ "http://ftp.rta.nato.int/public/PubFullText/RTO/MP/RTO-MP-008/$MP-008-20.pdf Wayback Machine에서 2016-03-04 아카이브 완료
  16. ^ "포커 100 및 걸프스트림 항공기를 위한 공통 엔진 및 나셀 설계 및 테스트" H.Nawrocki, J.van Hengst, L.de Hzaij, AIAA-89-2486
  17. ^ Whittle, Frank (1981). Gas turbine aero-thermodynamics : with special reference to aircraft propulsion. Pergamon Press. p. 83. ISBN 9780080267197.
  18. ^ "가스터빈 이론" 코헨, 로저스, 사라바나무투, ISBN 0 582 44927 8, p242
  19. ^ "노즐 선택 및 설계 기준" AIAA 2004-3923, 그림 14 "과팽창 노즐"
  20. ^ "노즐 선택 및 설계 기준" AIAA 2004-3923, 그림 15
  21. ^ "항공 전투 설계" Ray Whitford ISBN 07106 0426 2 그림 226
  22. ^ SAE 680295 "가변 형상 배기 노즐과 그 항공기 성능에 미치는 영향"
  23. ^ W.C.의 "F-14A 장착 노즐 퍼포먼스"Schnell, AIAA 문서 No. 74-1099, 그림 5 "냉각 흐름이 노즐 성능에 미치는 영향"
  24. ^ "노즐 선택 및 설계 기준" AIAA 2004-3923, 페이지 4
  25. ^ a b Harry Schmidt에 의해 편집된 "Mach 2 Books" Shelton CT 06484
  26. ^ 크리스토퍼, 존히틀러의 X-Planes를 위한 경주 (글로스터셔 주, 제분소:History Press, 2013), 페이지 70.
  27. ^ '제트 추진 프로그레스' 레슬리 E. 네빌과 나다니엘 F.실스비, 맥그로힐 북컴퍼니, 1948년 초판
  28. ^ "비행 매뉴얼 F-106A 및 F-106B 항공기" T.O. 1F-106A-1
  29. ^ "비행 매뉴얼 USAF F-4E 시리즈 항공기" TO 1F-4E-1, 1979년 2월 1일 "배기 노즐 제어 장치" P1-8
  30. ^ '제트 추진' 니콜라스 컴프스티, ISBN 0 59674 2
  31. ^ 미국 특허 3,656,301 "보상 피드백 가스터빈 증강 제어 시스템" 허버트 캣츠, 제너럴 일렉트릭 컴퍼니
  32. ^ "미국 특허 3,080,707 "애프터버너 연료 및 노즐 영역 제어"
  33. ^ '죽음의 테스트' 조지 J. 마렛, ISBN 978-1-59114-512-7
  34. ^ "Exhaust pipe for internal combustion engines of aircraft".