Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления
METHOD OF ATMOSPHERIC AIR EJECTION TO INCREASE THRUST OF CRUISE PROPULSION SYSTEM OF CARRIER ROCKET AND LAYOUT OF PIN NOZZLE UNIT FOR IMPLEMENTATION THEREOF

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при создании или модернизации маршевых многокамерных двигательных установок (ДУ) с центральным телом (ЦТ) для увеличения их тяги путем эжектирования обтекающего кормовую часть РН атмосферного воздуха через штыревой сопловой блок ЦТ и улучшения высотных характеристик ЖРД ракет-носителей (РН) (повышения удельного импульса тяги) [1-17, 22]. В том числе для увеличения суммарной тяги составного штыревого соплового блока ЦТ ДУ параллельно расположенных первой и второй ступеней РН, например собранных по конструктивно-компоновочной схеме типа «пакет», а также для уменьшения донного аэродинамического сопротивления РН на атмосферном участке полета.
Известны проекты реактивных двигателей с эжекторами, МПК F02K 1/36, например [1-5, 6-15], а также в авиационной технике в области реактивных двигателей известны способы и устройства индуцирования воздушного потока с помощью эжектирования струй жидкости или газа, МПК F02C 3/32, например [4, 5, 10-15].
Впервые в ракетной технике конструкторами ОКБ-1 под руководством С.П. Королева в 1963 году был предложен способ эжектирования набегающего потока атмосферного воздуха через специальные устройства и протоки в хвостовом отсеке РН для увеличения тяги многокамерной маршевой ДУ РН Н-1 при создании средств выведения космических аппаратов для лунной программы СССР [1].
Недостатки в выбранной ОКБ-1 конструкции маршевой ДУ РН Н-1 и газовода стартового устройства не позволили разработчикам к началу 1965 года реализовать предложенный способ с использованием конструктивно-компоновочной схемы ДУ и хвостового отсека первой ступени РН. Более того, при летных испытаниях РН проявился отрицательный эффект эжекции газа из донной области истекающими потоками газа ДУ первой ступени РН, а также колебательный режим изменения донного давления. Снижение донного давление при диаметре миделя РН 16 м приводило к потере общей тяги многокамерной ДУ, собранной из 30 ЖРД НК-15 [23]. Пульсации донного давления приводили к разрушению элементов конструкции ДУ РН. Положительный эффект от проточной эжекции атмосферного воздуха в донную область первой ступени РН Н-1 случайно проявился 21 февраля 1969 года при первом аварийном пуске РН. С третей по десятую секунды полета РН в результате кратковременного скачка напряжения системой контроля работы двигателя «КОРД» был выдан ложный сигнал на выключение двух исправных диаметрально противоположных камер ЖРД НК-15 (номера 12 и 24) из 24 двигателей, расположенных по окружности. Забор атмосферного воздуха в донную область произошел через два образовавшихся протока между соседними работающими камерами ЖРД НК-15. За счет увеличения донного давления и эффекта эжекции воздуха уменьшилось донное аэродинамическое сопротивление первой ступени РН, соответственно увеличилась эффективная (т.е. с учетом донного давления) суммарная тяга многокамерной ДУ на атмосферном участке полета до 68,7 секунды, после которой произошло аварийное выключение всех ЖРД.
Известен наиболее близкий прототип - аналог предлагаемого изобретения в авиационной технике, использующий способ индуцирования воздушного потока с помощью эжектирования струй газа для увеличения реактивной тяги газотурбинного двигателя [4].
вых
o
вых
o
вых
вых
Предложенный авиационными конструкторами эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя [4] содержит кольцевую камеру смешения, выполненную с переменным поперечным сечением, и установленное в ней многосопловое устройство двигателя, образующее с камерой входной участок и участок смешения. Внутренняя стенка камеры на участке смешения выполнена сужающейся в направлении от соплового устройства к выходному сечению, площадь которого составляет F=(6,5-40,0) F, где F - площадь выходного сечения камеры смешения, F - сумма площадей выходных сечений сопел, при этом выходное сечение камеры расположено на расстоянии от среза сопел, составляющем L=(0,35-1,4) D, где L - расстояние от среза сопел до выходного сечения камеры смешения, D - диаметр выходного сечения камеры смешения, а угол наклона внутренней стенки на участке смешения к ее оси составляет 5-17°. Такое осуществление изобретения позволяет увеличить тягу при сохранении расхода топлива летательного аппарата. Ожидаемый технический результат - расширение функциональных возможностей двигателя и летательного аппарата.
Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является невозможность их применения в известных конструктивно-компоновочных схемах РН различного класса, а также сложность использования конструкции и большой вес специальной камеры смешения (особенно для летательных аппаратов с большой площадью миделя, например для РН среднего и тяжелого классов, собранных по схеме «пакет»).
Целью настоящего изобретения является увеличение тяги маршевой ДУ РН, улучшение высотной характеристики (повышение удельного импульса тяги) многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней (блоков первой и второй ступеней с единой многокамерной ДУ).
Цель изобретения достигается тем, что конструктивно-компоновочная схема штыревого соплового блока многокамерной ДУ первой ступени РН 1 содержит внутри укороченного ЦТ 3 кольцевую камеру смешения 11, выполненную с переменным поперечным сечением (фиг. 1 и 2). Внутренняя полость укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 7 первой ступени РН 1 и внешняя поверхность ЦТ 4 многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 6 второй ступени РН 2 образуют кольцевое пространство между баками первой ступени РН 1 (межбаковое пространство 8 на фиг. 1-4). Цилиндрический бак второй ступени РН 2 с кольцевой камерой 11 образуют входной участок воздухозаборника 8 для прохода эжектируемого потока атмосферного воздуха к камере смешения во внутренней полости ЦТ 3. Внутренняя стенка камеры смешения 11 является нижним кольцевым теплозащитным экраном 9 для ЖРД многокамерной ДУ и на участке смешения выполнена сужающейся в направлении от укороченных камер сгорания ЖРД 6 (эжектирующего соплового устройства) к выходному сечению 5 в донной части ЦТ 3.
Сущность изобретения «Способ …» и компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа поясняется рисунками на фиг. 1-8.
На фиг. 1 представлен общий вид сбоку на разрез  нижней части известной многоступенчатой РН тяжелого класса типа РН «Вулкан», полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей в варианте размерности конструкции, предложенной в качестве примера для доработки с использованием предложенного изобретения. Конструкция «пакета» содержит соединенные по параллельной схеме цилиндрические ракетные блоки первой 1 и второй 2 ступеней РН и сопловой блок ДУ с ЦТ 3 аналогично прототипам изобретений [18, 19, 20].
На фиг. 1-8 представлены: топливные баки ракетных блоков первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 и укороченное ЦТ 4 многокамерной ДУ второй ступени РН 2; выходное сечения камеры смешения 5 в нижней кромке донной части укороченного ЦТ 3; сопла ЖРД 6 в многокамерной ДУ второй ступени РН 2; первичные укороченные сопла камер ЖРД 7 предварительного расширения с круглыми минимальными сечениями и наклонными прямоугольными выходными сечениями, образующие единое составное кольцевое сопло предварительного расширения общего штыревого сопла с ЦТ 3 в многокамерной ДУ первой ступени РН 1. ЖРД 7 выполнены по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа с укороченными соплами Лаваля, расположены в верхней части по периметру укороченного ЦТ 3 на первой ступени РН 1. В полости конической части блоков первой ступени РН 1 расположены емкости 14 с запасами жидкого азота для системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.
На фиг. 2 представлено увеличенное изображение с фиг. 1 вида сбоку на разрез  нижней части двухступенчатой РН типа «Вулкан», доработанной с использованием предложенного изобретения, без изображения части блоков первой ступени РН 1 для показа большими стрелками направления входа потока эжектируемого атмосферного воздуха через воздухозаборники 8 в камеру смешения 11 в разрезе  внутренней полости ЦТ 3 ДУ и нижней части пакета блоков РН 1. Общий вид сбоку на предложенную компоновку штыревого соплового блока для осуществления способа (вид сбоку на разрез % конструкции ЦТ 3 в предложенной компоновке) на фиг. 2 представлен в момент начала работы ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 и истечения эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения 11, а также движения эжектируемого потока атмосферного воздуха по направлению, показанному стрелками в разрезе ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1.
вых
На фиг. 1 и 2 по аналогии с относительными размерами элементов конструкции эжекторного усилителя тяги газотурбинного двигателя [4] показаны относительные размеры выходного сечения 5 камеры смешения 11 в полости ЦТ 3 многокамерной ДУ РН 1, которое расположено на расстоянии от среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2, составляющем L≥1,4D,
где L - расстояние от среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 до выходного сечения 5 камеры смешения 11 в днище укороченного ЦТ 3,
вых
D - диаметр выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3.
На фиг. 3 представлен вид на сечение Б-Б конструкции «пакета» ракетных блоков первой 1 и второй ступеней РН 2 на фиг. 2 и на межбаковое пространство воздухозаборников 8 для входа потока эжектируемого атмосферного воздуха по направлению, показанному большими стрелками.
На фиг. 4 представлен вид на сечение В-В конструкции «пакета» ракетных блоков первой 1 и второй 2 ступеней РН на фиг. 2 и на пространство воздухозаборников 8 между пилонами 16 крепления блоков первой ступени РН 1 с многокамерной ДУ по периметру укороченного ЦТ 3.
На фиг. 5 представлен вид А (снизу): на донную часть РН и сопловой блок ДУ РН с ЦТ многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 7; торцевую часть укороченного ЦТ 4 ДУ второй ступени РН 2 на фиг. 1 и 2. и на межбаковое пространство воздухозаборников 8 для входа потока эжектируемого атмосферного воздуха по направлению, показанному большими стрелками в разрезе  ЦТ ДУ и нижней части пакета блоков РН на фиг. 3.
вых
На фиг. 6 представлен вид сбоку на разрез  нижней части двухступенчатой РН, полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей конструкций центрального блока второй ступени 2 и одного из боковых блоков первой ступени РН 1 с показом воздухозаборников 8 с увеличенными по длине для выполнения требований L≥1,4 D пилонами 16 крепления блоков первой ступени РН 1 с многокамерной ДУ по периметру укороченного ЦТ 3.
На фиг. 7 для примера представлен аксонометрический вид нижней части первой ступени РН 1 со стороны круглого выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3.
На фиг. 8 представлен вид сбоку на нижнюю часть конструкции блоков первой ступени РН 1 с увеличенными по длине пилонами 16 для их крепления с многокамерной ДУ с первичными соплами ЖРД 7 по периметру укороченного ЦТ 3.
Представленная на фиг. 1-8 для осуществления способа компоновка штыревого соплового блока ДУ первой ступени РН 1 с ЦТ 3 многокамерной ДУ спроектирована в виде совмещенной конструкции ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1, кольцевой камеры смешения 11 и укороченного ЦТ 4 ДУ второй ступени РН 2. Крепление силовых элементов ДУ и днищ баков первой ступени РН 1 осуществляется с помощью пилонов 16, которые делят межбаковое пространство воздухозаборников 8 на отдельные сегменты (окна для забора воздуха).
Компоновка штыревого соплового блока содержит входной участок воздухозаборников 8 для эжектируемого потока атмосферного воздуха к камере смешения 11 во внутренней полости ЦТ 3, кольцевую камеру смешения 11, укороченные сопла ЖРД 6 и 7 ДУ первой 1 и второй 2 ступени, круглое отверстие 5 выходного сечения камеры смешения 11, которые установлены симметрично относительно продольной оси РН и двух укороченных ЦТ 3 и 4.
Кольцевая камера смешения 11 содержит нижний кольцевой теплозащитный экран 9 для ЖРД 7 первой ступени РН 1 и верхний кольцевой теплозащитный экран 10 для ЖРД 6 и корпуса второй ступени РН 2, которые образуют две конические внутренние стенки камеры смешения 11 на участке смешения. Нижний кольцевой теплозащитный экран 9 выполнен сужающимся в направлении от воздухозаборников 8 к выходному сечению 5 в донной части ЦТ 3.
Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой многокамерной ДУ РН с ЦТ осуществляют следующим образом:
1 - спрофилированное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 1 и 2) укорачивают до 30% от первичной длины ЦТ [18-21];
2 - во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 2) помещают ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2 и кольцевую камеру смешения 11 с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана 9 на участке смешения к продольной оси ЦТ 3 и блока первой ступени РН 1 от 5° до 17° [4];
вых
вых
3 - нижнюю кромку среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 совмещают с верхней кромкой кольцевой камеры смешения 11 (фиг. 2) на расстоянии L от нижней кромки первичных сопел ЖРД 6 (эжектирующего соплового устройства), составляющем L≥1,4 D, где D - диаметр выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3 [4];
4 - создают внутренний эжектирующий поток газов 12 в кольцевую камеру смешения 11 из первичных сопел ЖРД 6 многокамерной ДУ второй ступени РН 2;
5 - обеспечивают проход набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха через входной участок воздухозаборников 8 в межбаковом пространстве (фиг. 3 и 4) в кольцевую камеру смешения 11 по направлению, показанному большими стрелками в разрезе ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1;
6 - создают внешний эжектирующий поток газов 13 на фиг. 2 из укороченных сопел Лаваля ЖРД 7 многокамерной ДУ с укороченным ЦТ 3 первой ступени РН 1 и внутренний поток газов 12 из сопел ЖРД 6 многокамерной ДУ второй ступени РН 2, смешанный с атмосферным воздухом, из кольцевой камеры смешения 11;
7 - обеспечивают расчетный режим авторегулирования при разгоне внешнего 13 и внутреннего потоков газов 12, смешанного с атмосферным воздухом из кольцевой камеры смешения 11, на фиг. 2 следующим образом:
7.1 - создают изменяемые по форме и направлению потоки газов с внешней границей и внутренней границей свободной струи основного внешнего потока газов 13, истекающего из камер сгорания первичных сопел ЖРД 7 многокамерной ДУ первой ступени РН 1;
7.2 - создают изменяемый по форме и направлению внутренний поток выхлопных газов 12, смешанных с атмосферным воздухом в кольцевой камере смешения 11, из выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3;
h
h
7.3 - обеспечивают расчетный режим авторегулируемости соплового блока в зависимости от изменения давления окружающей среды P на срезе укороченных сопел ЖРД 7 по траектории полета при подъеме на начальном участке полета РН от уровня моря до высоты более 40 км, при котором атмосферное давление P уменьшается от 1 до 0,003 бар [18, 19].
8 - обеспечивают оптимальную работу выбранного варианта конструкции штыревого соплового блока (фиг. 1-8) для осуществления предложенного способа эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновки с использованием известных методических разработок, например [10-23].
9 - обеспечивают работу системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.
Компоновка штыревого соплового блока для осуществления «Способа …» содержит следующие элементы конструкции:
1. Укороченные сопла Лаваля предварительного расширения ЖРД 7 с укороченным ЦТ 3 в хвостовой части первой ступени РН 1 и укороченные сопла Лаваля предварительного расширения многокамерной ДУ с ЖРД 6 второй ступени РН 2 с ЦТ 4, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, показанные на фиг. 1 и 2.
2. Многокамерная ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2, вложенная во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 первой ступени РН 1, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ 3, показанные на фиг. 1-6.
3. Укороченное ЦТ 3, показанное на фиг. 1-6, выполнено в варианте устройства, когда внутренняя полость и внешняя поверхность укороченного ЦТ 3 выполнены в аэродинамическом профиле «пакета» двухступенчатой РН без увеличения миделевого сечения хвостовой части РН 1 в плоскости входного участка воздухозаборников 8 на фиг. 1-6;
4. ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2, показанная на фиг. 1-6, выполнена в варианте устройства, когда первичные камеры ЖРД 6 являются частью ДУ второй ступени РН 2, оснащена камерами сгорания ЖРД 6, симметрично расположенными внутри полости кольцевой камеры смешения 11 внутри круглого укороченного ЦТ 3 (круглого штыря);
5. Кольцевая камера смешения И, показанная на фиг. 1, 2, 6 выполнена с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана 9 на участке смешения к продольной оси ЦТ 3 от 5° до 17° [4], предложена в варианте устройства, в котором проход эжектируемого атмосферного воздуха в камеру смешения 11 осуществляется через несколько окон воздухозаборников 8 в виде входов в межбаковое пространство в конструкции «пакета» блоков первой ступени РН 1 в плоскости входного участка воздухозаборников 8.
6. Конструкция крепления силовых элементов ДУ и баков первой ступени РН 1 содержит пилоны 16 на фиг. 1, 2, 6, 7, которые делят межбаковое пространство воздухозаборников 8 на отдельные сегменты (окна для забора воздуха).
7. Специальные емкости 14 (например, шар-баллоны) для хранения запасов жидкого азота для системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.
Использование указанной совокупности отличительных признаков, приводящих к увеличению тяги маршевой ДУ РН, к повышению удельного импульса тяги ДУ первой и второй ступеней РН с многокамерными ЖРД, в других технических решениях не известно, и изобретение отвечает критерию «существенные отличия».
Применение предложенного изобретения «Способ …» путем реализации эффекта эжектирования атмосферного воздуха для увеличения реактивной тяги маршевой многокамерной ДУ РН с ЦТ и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления в ракетной технике позволяет:
1. Обеспечить увеличение реактивной тяги маршевой ДУ РН за счет увеличения общей массы истекающего рабочего тела после смешения выхлопных газов эжектирующего соплового устройства (ЖРД 6 ДУ с ЦТ 4) и набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха.
2. Упростить конструкцию компоновки штыревого соплового блока маршевой ДУ РН за счет использования внутренней полости ЦТ 3 с воздухозаборниками 8 и теплозащитными экранами 9 и 10 для создания камеры смешения 11 выхлопных газов из эжектирующего соплового устройства ДУ с ЦТ 4 и эжектируемого атмосферного воздуха.
3. Улучшить за счет авторегулирования двух сверхзвуковых потоков газов (внешнего потока 13 вокруг укороченного ЦТ 3 и внутреннего смешанного потока 12 из камеры смешения 11 и ДУ с ЦТ 4) высотные характеристики (повысить удельный импульс тяги) ЖРД (блоков первой и второй ступеней с единым сопловым блоком многокамерной ДУ) на этапе их совместной работы в полете РН.
4. Уменьшить аэродинамическое донное сопротивление РН с параллельным расположением первой и второй ступеней (например, собранных по схеме «пакет»).
Источники информации:
1.В.П. Мишин. Записи и воспоминания (1960-1974 годы). Дневники. В 3-х томах. / Воронеж: Кварта, 2014. - Том I. - 348 с.
2. Осипов Э.С., Демидов Г.В., Глебов Г.А. Комбинированный ракетный двигатель, МПК F02K 7/18 (Авторское свидетельство SU 1828176): подача заявки: 1990-12-25, патентообладатель: Казанский авиационный институт им. А.Н. Туполева.
3. Азимов Ф.И., Митрофанов Г.А., Иванов А.Л. Ракетный двигатель, МПК F02K 1/36, F02C 3/32P, (Патент RU 2194873), подача заявки: 2000-05-06, патентообладатель: Казанская государственная архитектурно-строительная академия.
4. Плотников В.А. Эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя, МПК F02K 1/36, (Патент RU 2150593), подача заявки: 1999-03-29, патентообладатель: ЗАО «Энерготех».
5. Прудников А.Г. Яновский Ю.Г. Способ формирования реактивной силы, МПК F02K 9/82, (Патент RU 2225526), подача заявки: 2002-07-11, патентообладатель: Институт прикладной механики РАН.
6. Иванов Н.Ф. Транспортная космическая система, МПК B64G 1/14, B64G 1/40, B64G 1/26 (F02K, F03H), (Патент RU 2165870): подача заявки: 1998-12-23, патентообладатель: ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева».
7. Иванов Н.Ф. Многоразовый одноступенчатый носитель, МПК B64G 1/00, B64G 1/14, (Патент RU 2196078), подача заявки: 15.09.2000, патентообладатель: ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева».
8. Вавилин А.В., Киселев В.И., Плошкин А.В., Усолкин Ю.Ю., Фетисов В.А. Одноступенчатая осесимметричная многоразовая ракета-носитель и способ создания подъемной силы в процессе движения одноступенчатой ракеты-носителя, МПК B64G 1/24, B64G 1/14 (Патент RU 2226169), подача заявки: 2001-09-20, патентообладатель: ФГУП ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева».
9. Вавилин А.В., Усолкин Ю.Ю., Фетисов В.А. Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки, МПК (Патент RU 2309088), подача заявки: 2005-09-19, патентообладатель: ФГУП ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева».
10. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. Основы теории. М.: Машиностроение. 1977. - 213 с.
11. Говоров А.Н., Гусев В.А., Орлов П.В. Теория прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Киевское высшее инженерно-авиационное военное училище ВВС - М.: Книга по Требованию, 2012. - 151 с.
12. Джесси Рассел. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, - М.: Книга по Требованию, 2012. - 58 с.
13. О конкурентоспособности техники, создаваемой по программе NASP, на мировом рынке. - Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика», №24, 1990, ВИНИТИ.
14. Концепции двигателей гиперзвуковых летательных аппаратов. - Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика», №28, 1988, ВИНИТИ.
15. О разработке аппаратов Х-33 и RLV. - Экспресс-информация «Ракетная и космическая техника», №2, 1997, ЦНИИмаш.
16. Инякин В.А. Численное моделирование течения газа в трехмерных эжекторных соплах. Дис. канд. физ.-мат. наук, Код специальности ВАК: 05.13.18, МФТИ, Москва, 2005, 89 с.
17. Монахова В.П. Исследование эжекторных усилителей тяги (ЭУТ): Дис. канд. техн. наук, Код специальности ВАК: 05.07.05, МАИ, Москва, 2005, 156 с.
18. Стернин Л.Е., Ширшов В.Е., Денисов А.Э. Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа (патент RU №2511800), подача заявки: 2012-10-19.
19. Чванов В.К., Стернин Л.Е., Денисов А.Э., Ширшов В.Е., Юрьев В.Ю. Компоновка многоступенчатой ракеты-носителя (патент RU №2532445), подача заявки: 2013-03-13.
20. Чванов В.К., Левочкин П.С., Стернин Л.Е., Денисов А.Э., Ширшов В.Е., Крайко А.Н., Пономарев Н.Б., Пьянков К.С., Юрьев В.Ю. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком (патент RU №2610873) подача заявки: 2015-07-25 г.
21. Крайко А.Н., Тилляева Н.И. Профилирование сопел с центральным телом и определение оптимального направления их первичных потоков // Изв. РАН. МЖГ. 2007. №2, с. 194-203.
22. Чау, Эдди, Взаимодействие между основным и вторичным потоками сверхзвуковых и эжекторных систем и их рабочие характеристики. РТ и К, 1964, №4, с. 91-104.
23. Засухин О.Н., Булат П.В., Продан Н.В. Развитие методов расчета донного давления // Фундаментальные исследования. - 2012. - №6-1. - С. 273-279.