PL241947B1 - Dysza wylotowa silnika rakietowego - Google Patents

Abstract

Dysza wylotowa silnika rakietowego, charakteryzuje się tym, że do korpusu silnika rakietowego przekręcona jest tarcza kulowa (2) z wewnętrznym ożebrowaniem, przy czym na tarczy kulowej (2) osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza (10), przy czym panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową (2) oraz z dyszą (10) za pomocą czterech sworzni oraz łożysk, osadzonych w piastach tarczy kulowej (2) i w deklach (4) przykręconych do dyszy (10). Łożyska osadzone są w deklach (4), a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej (2), przy czym w otworach znajdujących się w górnej jej części dyszy (10) zamontowane są skrętnie czopy (11), przy czym na końcach czopów (11) zamontowane są łączniki (9), które za pomocą przegubów połączone są za pośrednictwem siłowników (8) ze wspornikami (3) przykręconymi do tarczy kulowej (2), przy czym na siłownikach (8) zamontowane są stery aerodynamiczne (12). Korzystnie, pomiędzy korpusem silnika rakietowego i tarczą kulową (3) zainstalowane jest sprężyste uszczelnienie (2).

Description

Opis wynalazku

Przedmiotem wynalazku jest dysza wylotowa silnika rakietowego, sterująca kierunkiem lotu pocisku rakietowego.

Sterowanie kierunkiem lotu pocisku rakietowego realizują stery, jako elementy wykonawcze sterowania lotem. Rozróżniamy stery aerodynamiczne i gazodynamiczne. Sterami aerodynamicznymi są obrotowe elementy w postaci płytek, mocowane do korpusu w pewnej odległości od środka masy pocisku. Obrót steru z położenia neutralnego powoduje powstanie siły aerodynamicznej, wywołującej moment (aerodynamiczny) względem środka masy pocisku. Siły aerodynamiczne i momenty powodują obrót pocisku dookoła jego osi poprzecznej i tym samym zmianę kierunku lotu.

Gazodynamiczne sterowanie pocisków rakietowych polega na sterowaniu kierunkiem wypadkowego wektora ciągu silnika rakietowego lub silników rakietowych.

Jednym ze sposobów aerodynamicznego sterowania lotem pocisku jest rozwiązanie oparte o mechanizm, który stanowi parę aerodynamicznych powierzchni sterowych Sposób działania sterów aerodynamicznych polega na szybkim wysuwaniu i następnie wycofywaniu tych powierzchni ze strumienia powietrza. Innowacyjnością takiego rozwiązania jest wykorzystanie zaledwie dwóch powierzchni sterowych (sterów aerodynamicznych), podczas gdy najczęściej stosowane są cztery stery aerodynamiczne do manewrowania w trzech wymiarach.

Sterowanie wektorem ciągu może być realizowane przy użyciu sterów strumieniowych, znajdujące się w strumieniu gazów wylotowych, ruchomego dyfuzora, klap strumieniowych, zasuw sterów gazodynamicznych, klap odchylających ciąg, dysz dwuwymiarowych lub symetrycznych osiowo dysz sterujących, które umożliwiają odchylanie strumienia gazów wylotowych od osi silnika.

Innym sposobem na sterowanie wektorem ciągu było zastosowanie w latach osiemdziesiątych XX wieku dysz dwuwymiarowych. Pomimo zalet, jakie wykazywała taka konstrukcja, miała ona również swoje słabe strony. Jedną z nich jest fakt, że mogą odchylać wektor ciągu silnika tylko w jednej płaszczyźnie, pionowej. Pozwala to na sterowanie pochyleniem pocisku rakietowego. W celu pokonania tej niedogodności opracowano najnowszy rodzaj dysz, a dokładnie symetryczne osiowo dysze sterujące (ang. Axisymetric Vectoring Nozzle - AVEN). Pozwalają one na odchylanie strumienia gazów wylotowych od osi silnika w dowolnym kierunku.

Istnieją rozwiązania, które do sterowania wektorem ciągu silnika rakietowego stosują jedną, a także dwie lub więcej dysz. Rozwiązania mechanizmów z pojedynczymi dyszami do sterowania kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego wykorzystują mechaniczne odchylenie dyszy lub komory ciągu, wprowadzenie do strumienia wylotowego gazów żaroodpornych, ruchomych elementów, które wywołują siły aerodynamiczne i powodują wychylenie części przepływu gazów, wprowadzenie płynu w wydzieloną część dyszy, powodując w ten sposób asymetryczne zniekształcenie naddźwiękowego przepływu gazów, oddzielenie urządzenia wytwarzającego siłę ciągu, które nie jest częścią głównego przepływu przez dyszę.

W rozwiązaniach posiadających układ przegubowy lub kardanowy, gdzie przegub umożliwia obrót tylko wokół jednej osi, podczas gdy przegub kardanowy jest zasadniczo przegubem uniwersalnym, cały silnik jest obracany na łożysku i w ten sposób następuje zmiana kierunku wektora ciągu. Zaletą takiego rozwiązania jest to, że dla małych kątów system ten ma znikome straty dla impulsu właściwego. Rozwiązanie to posiada wadę, ponieważ wymaga stosowania elastycznych zestawów paliwowych, tak zwanych mieszków, aby umożliwić przepływ paliwa ze zbiorników obiektu do ruchomego silnika.

Kolejnym rozwiązaniem stosowanym do sterowania kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego są łopatki strumieniowe które stanowią pary żaroodpornych, aerodynamicznych elementów w kształcie skrzydła umiejscowionych w strumieniu gazów wylotowych dla stałej, nieruchomej dyszy rakietowej. Wadą tego rozwiązania jest to, że wychylenie łopatek powoduje dodatkowy opór, gdyż opór zwiększa się przy większych wychyleniach łopatek oraz występuje zjawisko erozji powierzchni łopatek. Grafitowe łopatki strumieniowe były używane w niemieckiej rakiecie V-2 w czasie II wojny światowej oraz w pociskach rakietowych Scud.

Innego typu rozwiązaniem konstrukcyjnym są klapy strumieniowe. Ważnym czynnikiem termicznym tego typu konstrukcji jest oddzielenie systemów silnika na paliwo stałe (ang. solid rocket motor SRM) i TVC oraz modułowość. Uzyskanie efektywnej w działaniu konstrukcji w postaci klap strumieniowych, wpływa na zwiększenie jej objętości oraz utracie ciągu.

Konstrukcje z ruchomymi klapami charakteryzuje możliwość sterowania kątem przechylania oraz brak utraty ciągu. Ale ich największą wadą jest złożoność konstrukcyjna.

PL 241 947 B1

W pociskach Thor i wczesnej wersji rakiety Atlas użyto małych pomocniczych komór ciągu. Zapewniają one kontrolę podczas pracy głównego silnika rakietowego. Są one zasilane z tego samego systemu zasilania, co główny silnik rakietowy.

Strumień wtórnego płynu doprowadzonego przez ścianę dyszy do głównego strumienia gazów powoduje powstanie skośnych drgań w rozchodzącej się części dyszy, powodując niesymetryczny rozkład głównego strumienia gazu, w wyniku czego powstaje siła boczna. Wtórna ciecz może być gromadzona w postaci cieczy lub gazu z oddzielnego generatora gorącego gazu, bezpośredniego odpowietrzania z komory lub wtrysku katalizowanego monopropylenu. Kiedy wychylenia są małe mamy system niskich strat, ale w przypadku dużych momentów, duże siły boczne, ilość wtórnej cieczy staje się nadmierna. System ten znalazł zastosowanie w kilku dużych rakietach na paliwo stałe, takich jak Titan III C oraz jednej wersji Minuteman.

Spośród wszystkich typów wychyleń mechanicznych, najbardziej wydajne są dysze ruchome oraz silnik z zawieszeniem kardanowym. Nie zmniejszają one znacząco ciągu i są stosunkowo lekkie w porównaniu z innymi typami mechanizmów. Używany w silnikach na paliwo stałe system TVC ma uformowany, wielowarstwowy zespół łożysk, który działa jak uszczelnienie, łożysko przenoszące obciążenie i wiskoelastyczne zginanie. Wykorzystywana jest deformacja ułożonego zestawu podwójnie zakrzywionych elastomerowych (gumowych) warstw pomiędzy blachami sferycznymi w celu przeniesienia obciążeń i umożliwienia odchylenia kątowego osi dyszy. Elastyczna dysza uszczelniająca została zastosowana w rakietach nośnych i dużych strategicznych pociskach rakietowych, gdzie ekstremalne temperatury środowiska są umiarkowane.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3142153 system do kierowania wektora ciągu silnika rakietowego, realizowany przez zespół czterech dyszy silnika rakietowego, zamontowanych na końcu pocisku. Każdą z tych dysz można podłączyć do oddzielnego lub wspólnego silnika rakietowego w zależności od konkretnej wydajności i wymagań projektowych systemu. Każda z dysz posiada dyfuzor, który może być odchylany w płaszczyźnie prostopadłej do płaszczyzny zawierającej oś centralną pocisku oraz dysze.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3069852 układ do wektoryzacji ciągu realizującego odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego. Wokół poszerzonego końca dyszy znajduje się pusty zawór kulowy, który jest otwarty na przeciwstawnych końcach i zamontowany obrotowo. Serwomotor obraca zawór wokół osi tak, aby wychylać strumień gazu wychodzący z dyszy w jednym lub drugim kierunku. W wyniku tych wychyleń strumienia gazów możliwa jest zmiana kierunku lotu pocisku rakietowego. Układ ten nie posiada uszczelek pierścieniowych, charakteryzuje się stosunkowo dużymi szczelinami, w celu wyeliminowania zamarzania, zmniejszenia ciężaru i kosztów konstrukcji, przy jednoczesnym utrzymaniu wysokiej sprawności urządzenia. Inny ważnym elementem konstrukcji jest to, że mechanizm napędowy do przesuwania lotek może być umieszczony na zewnątrz kadłuba, ponieważ występuje przestrzeń pomiędzy dyszą a osłoną gorącej dyszy.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3090198 system sterowania dyszy obrotowej z dyfuzorem, która jest wychylana w celu osiągnięcia zadanego położenia przez dysze pomocnicze. Ruchoma połowa dyszy i dyfuzora jest połączona obrotowo z drugą nieruchomą połową dyszy za pomocą pierścienia kardanowego z możliwością wykonania 360-stopniowego obrotu ruchomej części dyszy.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3230708 sterowany silnik rakietowy z kulistymi dyszami i środkami chłodzącymi. Rozwiązanie dotyczy silników reakcyjnych, a w szczególności do ulepszonej osiowo dyszy wylotowej. Rozwiązanie umożliwia obracanie dysz wylotowych strumienia gazów w celu sterowania wektorem ciągu. Ruchoma dysza silnika rakietowego wyposażona jest w przegub kardanowy na końcu komory ciągu i składa się z pierścienia kardanowego, który obraca się w płaszczyźnie pionowej za pomocą rozmieszczonych na średnicy sworzni obrotowych. Pary ramion podporowych dyszy zamontowanych na sworzniu połączonych z pierścieniem kardanowym w celu umożliwienia ruchu w płaszczyźnie poziomej z wykorzystaniem rozmieszczonych na średnicy sworzni obrotowych. W ten sposób dysza silnika, może być łatwo przesuwana lub obracana do pożądanego położenia kątowego względem osi komory ciągu za pomocą zdalnie sterowanych siłowników do zmiany wektora ciągu silnika rakietowego.

Z publikacji opisu patentowego US3659788 znany jest zespół dysz strumieniowych, składający się z korpusu o zakrzywionej powierzchni nośnej zapewniającej miejsce osadzenia dla wychylnego elementu dyszy, wewnątrz którego podczas pracy może przepływać strumień napędowy. Dodatkowe elementy zespołu stanowią siłownik, który powoduje obracanie się elementu dyszy względem korpusu, kanał doprowadza płyn chłodzący i/lub smarujący powierzchni oraz element kołnierzowy przymocowany

PL 241 947 B1 do dyszy. Obudowa posiada wspornik, na którym znajduje się zamontowany co najmniej jeden siłownik, za pomocą którego nachylenie elementu dyszy do osi podłużnej obudowy może być zmieniane. W przypadku, gdy siłownik działa dwukierunkowo, pojedynczy siłownik może być wystarczający do nachylenia i obrotu elementu dyszy. Dla przypadku, gdy mamy do dyspozycji siłowniki jednostronnego działania, wymagana jest para takich siłowników rozmieszczonych naprzeciwko elementu dyszy.

Znane są rozwiązania hybrydowe, które stanowią połączenie sterowania gazodynamicznego ze sterowaniem aerodynamicznym.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3764091 układ sterowania i napędu pocisku kierowanego, w którym stosuje się wektoryzację ciągu gazów wylotowych osiągniętą za pomocą sterowanej dyszy ogonowej. Dysza sterująca jest zamontowana na sferycznym łożysku umożliwiającym jej obrót. Za punktem obrotu, dysza sterująca zmniejszą swoją średnicę w kierunku dyszy napędowej. Do dyszy sterującej zamontowany jest zestaw sterów aerodynamicznych.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US4272040 sposób sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego z wykorzystaniem połączonych ze sobą za pomocą przekładni zębatych czterech skrętnych sterów aerodynamicznych i czterech łopatek zasłaniających wylot gazów z nieruchomej dyszy.

Opisane powyżej rozwiązania odznaczają się jedną wspólną wadą, a mianowicie w celu szybkiej zmiany toru lotu pocisku rakietowego musi nastąpić odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego przez wychylenie kątowe dyszy. Manewrowość pocisku rakietowego w tych przypadkach zależy od szybkości realizowania tego wychylenia oraz kąta wychylenia osi dyszy względem osi pocisku rakietowego. Są to dwa warunki, które posiadają ograniczenia, ponieważ większy kąt wychylenia wiąże się z koniecznością przebycia większej drogi przez napęd, co wydłuża czas reakcji układu sterowania. Ponadto zakresy wychyleń kątowych dysz w pociskach rakietowych ze względu na ich konstrukcje posiadają ograniczenia, a dodatkowo napędy układów wykorzystywanych w układach sterowania posiadają ograniczenia w prędkości działania. Kolejną niedogodnością jest zastosowanie systemów napędowych na korpusie rakiety lub układu wykonawczego co wydłuża całą konstrukcję i wymaga zastosowania dodatkowych elementów np. w postaci ramion dźwigni i cięgien. Większa liczba ruchomych elementów mechanicznych może podnosić awaryjność systemów sterowania. Ciągły rozwój techniki stwarza nieustającą potrzebę konstruowania układów wykonawczym sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego. W systemach rakietowych istnieje zapotrzebowanie na opracowanie układów wykonawczych sterowania kierunkiem lotu pocisku, które będzie można wykorzystywać w różnych typach pocisków rakietowych poprawiając ich manewrowość, bez znaczącego zwiększania objętości korpusu pocisku rakietowego i jednocześnie przy zminimalizowaniu ilości ruchomych układów napędowych.

Znana jest z publikacji zgłoszenia wynalazku US2005016158 obrotowa dysza silnika rakietowego, która zawiera ruchomą część rozbieżną i część statyczną przymocowaną do tylnej ściany końcowej komory spalania silnika. Łącznik przegubowy z mocowaniem Cardana łączy ruchomą część rozbieżną dyszy z częścią statyczną, przy czym ruchoma część rozbieżna i część statyczna są we wzajemnym kontakcie za pośrednictwem odpowiednich powierzchni kulistych Sprężyste elementy powrotne są umieszczone pomiędzy ruchomą rozbieżną częścią dyszy a statyczną częścią i działają na ruchomą rozbieżną część w celu popychania jej w kierunku statycznej części tak, aby zachować kuliste powierzchnie stykające się ze sobą dla dowolnej pożądanej orientacji dyszy.

Celem niniejszego wynalazku jest opracowanie konstrukcji dyszy wylotowej silnika rakietowego charakteryzującej się minimalną długością przy jednoczesnym zwiększeniu manewrowości pocisku rakietowego, przy minimalnej liczbie układów napędowych oraz niewielkich kątach wychylenia dyfuzora i sterów aerodynamicznych.

Rozwiązanie, według wynalazku eliminuje wyżej wymienione ograniczenia. Dzięki konstrukcji dyszy, umożliwiającej sterowanie kierunkiem lotu pocisku rakietowego, w którym odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego, realizowane będzie za pomocą skrętnej dyszy, a za pomocą uchylnych sterów aerodynamicznych będzie następowała zmiana kierunku powietrza opływającego pocisk. Pozwoli to na skrócenie czasu reakcji układu sterowania, poprawi manewrowość pocisków rakietowych oraz pozwoli na stosowanie napędów o mniejszych przemieszczenia liniowych lub kątowych.

W rozwiązaniu, według wynalazku, przedstawiono połączenie ruchomej dyszy ze sterami aerodynamicznymi zamontowanymi na siłownikach. W konstrukcji układu wykonawczego zastosowano siłowniki, które jednocześnie w sposób proporcjonalny odchylają dyszę oraz stery aerodynamiczne.

Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, do którego przykręcona jest tarcza kulowa z wewnętrznym ożebrowaniem, przy czym na tarczy kulowej osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza, zaś panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową

PL 241 947 B1 oraz z dyszą za pomocą czterech sworzni, przy czym w otworach znajdujących się w górnej części dyszy zamontowane są skrętnie czopy, a na końcach czopów zamontowane są łączniki, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi ze wspornikami przykręconymi do tarczy kulowej, charakteryzuje się tym, że panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową z wewnętrznym ożebrowaniem oraz z dyszą dodatkowo za pomocą łożysk, osadzonych w piastach tarczy kulowej i w deklach przykręconych do dyszy. Łożyska osadzone są w deklach, a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej, przy czym czopy zamontowane są skrętnie w otworach znajdujących się w górnej jej części dyszy, przy czym na siłownikach zamontowane są stery aerodynamiczne.

Korzystnie, pomiędzy korpusem rakiety a tarczą kulową znajduje się element sprężysty w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyszą i tarczą kulową.

Wynalazek umożliwia sterowanie lotem pocisku rakietowego przez zastosowanie wychylnej dyszy oraz uchylnych sterów aerodynamicznych zamontowanych na siłownikach. Zależność geometryczna oparta na zamocowaniu dolnej części siłownika w połowie długości między osią obrotu dyszy a osią obrotu czopu wpływa na wychylanie się steru aerodynamicznego względem płaszczyzny symetrii dyszy. Każdy ster aerodynamiczny wychyla się o pewną wartość kątową, zgodnie z tą zależnością. Wychylenie dyszy w dowolną stronę powoduje dodatkowe odchylenie się sterów aerodynamicznych od płaszczyzny symetrii dyszy. Układ wykonawczy sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego umożliwia stosowanie mniejszych kątów wychylenia elementów sterujących lotem pocisku rakietowego oraz znaczne skrócenie długość całego układy wykonawczego dzięki zamontowaniu sterów aerodynamicznych na siłownikach. Wynalazek, dzięki swojej modułowej konstrukcji oraz swojej uniwersalności, może być stosowany w większości sterowanych pocisków rakietowych. Ożebrowanie powierzchni wewnętrznej tarczy kulowej stabilizuje temperaturowo całą konstrukcję, wzmacnia i zmniejsza masę.

Przedmiot wynalazku uwidoczniono w przykładach wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia widok z góry dyszy wylotowej silnika rakietowego, fig. 2 - widok z boku dyszy, fig. 3 - przekrój A-A z fig. 1, fig. 4 - przekrój B-B z fig. 1, a fig. 5 - przekrój C-C z fig. 2.

Dysza wylotowa przykręcona jest do korpusu silnika rakietowego, nie pokazanego na rysunku, za pomocą tarczy kulowej 2 posiadającej wewnątrz ożebrowanie 13. Na tarczy kulowej 2 osadzono uchylnie w punkcie obrotu 16 panewkę kulową 7, następnie dyszę 10. W punkcie obrotu 16 przecina się oś dyszy 15 oraz oś rakiety 17. Panewka kulowa 7 połączona jest z tarczą kulową 2 oraz z dyszą 10, za pomocą czterech sworzni 5 oraz łożysk 6, 18 osadzonych w dwóch piastach 19 tarczy kulowej 2 i w dwóch deklach 4 przykręconych do dyszy 10. Łożyska 6 osadzone są w deklach 4, a łożyska 18 osadzone są w piastach 19 tarczy kulowej 2. W otworach znajdujących się w górnej jej części zamontowane są skrętnie czopy 11. Na końcach czopów 11 zamontowane są łączniki 9, które za pomocą przegubów połączone są siłownikami 8 ze wspornikami 3 przykręconymi do tarczy kulowej 2. Na siłownikach 8 zamontowane są stery aerodynamiczne 12. Pomiędzy korpusem silnika rakietowego, nie pokazanego na rysunku, a tarczą kulową 2 znajduje się w sprężyste uszczelnienie 1, w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyszą a tarczą kulową. Wewnątrz dyszy 10 zamontowana jest wymienna zwężka 14 wykonana w postaci tulei z materiału odpornego na wysoką temperaturę oraz niskiej rozszerzalności cieplnej.

Podczas sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego dysza steruje kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego przez zmianę położenia osi dyszy 10 względem osi rakiety 17 za pomocą czterech siłowników 8, których ruch jest odpowiednio sterowany w celu zrealizowania trajektorii lotu pocisku rakietowego. Jednocześnie podczas zmiany położenia dyszy 10 proporcjonalnie realizowana jest zmiana położenia sterów aerodynamicznych 12, które zmieniają kierunek przepływu powietrza. Proporcjonalna zmiana położenia sterów aerodynamicznych 12 względem położenia dyszy 10 realizowana jest za pomocą łącznika 9 osadzonego na czopie 11 połączonego przegubem z siłownikiem 8, który połączony jest przegubem ze wspornikiem 3 przykręconym do tarczy kulowej 2.

Wykaz oznaczeń:

1. Uszczelnienie, element sprężysty

2. Tarcza kulowa

3. Wspornik

4. Dekiel

5. Sworzeń

6. Łożysko

7. Panewka kulowa

PL 241 947 B1

8.

9.

10.

11.

12.

13.

14.

15.

16.

17.

18.

19.

Siłownik

Łącznik

Dysza

Czop steru

Stery aerodynamiczne

Ożebrowanie

Zwężka (przekrój krytyczny)

Oś dyszy

Punkt obrotu

Oś rakiety

Łożysko

Piasta.

Claims (2)

1. Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, do którego przykręcona jest tarcza kulowa z wewnętrznym ożebrowaniem, przy czym na tarczy kulowej osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza, zaś panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową oraz z dyszą za pomocą czterech sworzni, przy czym w otworach znajdujących się w górnej części dyszy zamontowane są skrętnie czopy, a na końcach czopów zamontowane są łączniki, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi ze wspornikami przykręconymi do tarczy kulowej, znamienna tym, że panewka kulowa (7) połączona jest z tarczą kulową (2) z wewnętrznym ożebrowaniem oraz z dyszą (10) dodatkowo za pomocą łożysk (6, 18), osadzonych w piastach (19) tarczy kulowej (2) i w deklach (4) przykręconych do dyszy (10), przy czym łożyska (6) osadzone są w deklach (4), a łożyska (18) osadzone są w piastach (19) tarczy kulowej (2), przy czym czopy (11) zamontowane są skrętnie w otworach znajdujących się w górnej jej części dyszy (10), przy czym na siłownikach (8) zamontowane są stery aerodynamiczne (12).

2. Dysza, według zastrz. 1, znamienna tym, że pomiędzy korpusem silnika rakietowego i tarczą kulową (2) zainstalowane jest sprężyste uszczelnienie (1).