DE1626104A1 - Verfahren und Einrichtung zum Kuehlen von Raketentriebwerken - Google Patents

Description

önc: ..-α I/, ri:._ll.-n_nU0rStP.a

North American Aviation, Inc», El Segundo / California (V,St«v»A·)

Verfahren und Einrichtung zum Kühlen von Raketentriebwerken

Die Erfindung bezieht eich auf Raketentriebwerke und im besonderen auf ein Verfahren und eine Einrichtung zum Kühlen von Raketentriebwerken oder dergleichen«

Beim Bau von Raketentriebwerken besteht eine der größten Schwierigkeiten in der Notwendigkeit, die Triebwerke kühlen zu müssen entweder für kürzere oder für längere Brennzeiten· Die Kühlung dieser Triebwerke ist von äußerster Wichtigkeit, da der erzeugte Schub das Ergebnis hoher Drücke und Temperaturen iet_v die bei der Verbrennung eines oder mehrerer flüssiger oder fester Treibstoffe auftreten, wobei eigae große Hitze erzeugt wird» Die Ableitung dieser Hitze ist nur durch den Düsenauslass, die Düsenwan-

ipd äw©h den Injektor mäglieh· Sts*imt dies® Hitze dureh &le , so werden diese sohl stark erhitzt, wobei die 109813/0300 bad original

Gefahr einer Zerstörung besteht. Obwohl es möglich 1st, die Düsenwandungen aus Werkstoffen herzustellen, die höheren Temperaturen widerstehen können als die von den Verbrennungsgasen erzeugten Temperaturen, so sind solche Düsen oftmals schwer, unförmig und mit anderen Mangeln behaftet« Ungeachtet der verwendeten Werkstoffe kann In jedem Falle ein Teil der Hitze auf andere Teile des Raketentriebwerks übertragen werden, die aufgrund ihrer Funktion der Einwirkung dieser Hitze nicht ausgesetzt werden können, ohne einen Schaden zu erleiden« Z«B» muss bei dem Injektor selbst und bei den zu diesem führenden Treibstoff leitungen ein Eontakt mit hohen Temperaturen vermieden werden, besondere bei kryogenltohen Treibstoffen« Die Absorption oder die Ableitung von Hitze wird daher immer schwieriger*

Zum Kühlen eines Raketentriebwerks wurden bisher viele Verfahren angewendet« Das eine dieser Verfahren sieht eine Isolation an der Ismenseite der Düsenwandung vor« Hierbei entstehen jedoch Schwierigkeiten im Hinblick auf das Gewloht sowie im Hinblick auf eine Zerstörung der Isolation besondere bei längerer Brenndauer« Weiterhin sind die meisten bisher bekannten Isolierstoffe für diesen Zweck ungeeignet oder unzureichend«

Das am weitesten verbreitete Verfahren zum Kühlen eines Raketentriebwerks ist das sogenannte regenerative Kühlverfahren· Bei dies.er Kühlung wird eines der Treibstoffe durch Bohre geleitet, die die Düsenwandung bilden, wonach der Treibstoff sur Einspritzvorrichtung zurückgeleitet und in die Brennkammer eingespritzt imd schließlich verbrannt wird« Während des Umlaufs durch die Rohre wird dl® Hits© von dem Kühlmittel oder dem Treibstoff «bsorbiert» Bei dieee'Bi Vorfahren'werden jedooh ¥l«le Bohre nsst ein·- Pumpe Kit einer gg>©B@m !opazität benötigt, um die Viskosität und die

BAD ORIGINAL

109813/030 0

Reibungskopfverluste zu überwinden, die bei dem langen Strömen des Treibstoffes durch die Bohre auftreten, deren Länge im allgemeinen gleich der doppelten Länge des Raketentriebwerks ist«

Nach einem anderen, häufig angewendeten Kühlverfahren wird ein Kühlmittel, z*B« flüssiger Wasserstoff entweder in einen Hohlring oder in Bohre eingelassen,-der (die) die Brennkammer umgibt (umgeben)« Wenn das Kühlmittel zur Austrittsebene der Düse strömt, so absorbiert es Hitze, die eine Expansion bewirkt« Wird das expandierte Kühlmittel durch eine Düse geleitet, so erhöht es den spezifischen Impuls des Triebwerks« In diesem Falle wird jedoch ein komplizierter Aufbau benutzt, der in erster Linie nur mit Wasserstoff verwendbar ist« Ein Beispiel für ein solches Verfahren 1st in der amerikanischen Patentanmeldung Nr· 266 M&5, eingereicht am 19« Kärz 1963 und auf die Anmelderin übertragen, offenbart*

Ein weiteres Kühlverfahren sieht vor, der Innenwandung der Brennkammer eines, Allanen Film eines Kühlmittels und vorzugsweise eines der Treibstoffe^ zuzuführen« Hierbei wird eine Grenzschicht erzeugt, die die bei der Verbrennung erzeugte Hitze auf den flüssigen Film überträgt, und damit verhindert, dass ein Teil der Hitze auf die Brennkammer und die Düsenwandung übertragen wird« Bei den älteren Verfahren absorbiert die Düsenwandung immer noch einen Teil der Hitze, die auf irgendeine Weise abgeleitet werden muss»

Ein weiteres Verfahren zum Kühlen eines Raketentriebwerks sieht eine sehr dünnwandige Düse vor, so dass die aus der Brennkammer durch die Düse übertragene Hitze in den Baum abgestrahlt wird« Dieses Verfahren weist jedoch den Nachteil auf, dass eine dünnwandige Kammer benötigt wird, die bei sehr hohen Temperaturen betrieben wird, die an sich eine geringere Festigkeit aufweist als

109813/0300 _0RiemAL

Kammern mit stärkeren Wandungen, so dass sich Druckspitzen und !Instabilitäten bei der Verbrennung so stark auswirken kann, dass die Zerstörung der Triebwerke die Folge ist« Ferner ist in diesem Falle die Zusammenfassung mehrerer Triebwerke zu einer Einheit schwierig, da die hitzeabstrahlenden Flächen einander gegenüberstehen»

Bei kleineren Raketentriebwerken besteht ein vorteilhaftes Kühlverfahren darin, an der Innenseite der Düsenwandungen abtragungsfähige Werkstoffe zu verwenden (Ablationskühlung)· Während des Brennens erfolgt eine Ablation, die eine chemische Reaktion ist und eine Verkohlung des Ablationsmaterials bewirkt, wobei zugleich eine Absorption der Hitze erfolgt« Solche Triebwerke weisen jedocj eine verhältnismäßig kurze Lebensdauer auf, da sich die Innenabmessungen ändern und da die Düsenwandung beständig erodiert wird·

Bei einem verhältnismäßig neuen Verfahren zum Kühlen von Raketentriebwerken wird eine endothermische Reaktion angewendet, bei der ein Material benutzt wird, das unter der Einwirkung von hohen Temperaturen eine chemische Reaktion erfährt« Bei dieser Reaktion werden große Mengen Wärme absorbiert, wodurch das Material als Kühlmittel wirkt· Ein Beispiel hierfür ist in der amerikanischen Patentschrift Nr, 3 067 59^ offenbart«

Eine weitere Lösung der Aufgabe, eine Kühlung besondere bei hohen Temperaturen durchzuführen, bestand darin, auf die Außenseite der Düsenwandung geschmolzene Metalle wie Lithium aufzuspritzen, wobei die hohe latente Verdampfungswärme ausgenutzt wird, wie in der amerikanischen Patentanmeldung Nr· 300 957» eingereicht an 5« August 1963 und auf die Anmelderin übertragen, ausführlich beschrieben ist« Dieses Verfahren ist jedoch teuer und auf besondere

1098 13/0300 bad original

Fälle beschränkt· Mit der Erfindung werden vie&Le der oben angeführten Nachteile behoben·

Die Erfindung bezieht sich, kurz gesagt, auf ein Raketentriebwerk, dessen Düse, der Hals und die Brennkammerwandungen aus einem Werkstoff hergestellt sind, der durch ein großes Verhältnis thermische Leitfähigkeit zu Dichte gekennzeichnet ist« Bei der Konstruktion nach der Erfindung bilden sich Wärmepfade, die von den heißesten Bezirken an der Düsenwandung zu den stromauf gelegenen Teilen der Brennkammerwandung führen« Die längs dieser Wärmepfade übertragene Hitze wird dann durch Einspritzen eines Films eines Kühlmittels an der Innenseite der Brennkammerwandung beseitigt« Weiterhin wird Hitze beseitigt durch Einspritzen eines Kühlmittelfilms an der Innenseite der Hals- und Düsenbezirke· Die nach rückwärts durch die Triebwerkwandung übertragene Hitze wird durch den Kühlmittelfilm und verbesserte Dauerbrandverhältnisse beseitigt· Bei einer Ausführungsform der Erfindung wird als Werkstoff Beryllium benutzt, während bei einer anderen Ausführungsform der verwendete Werkstoff aus Kupfer besteht, wobei an der Innenwandung ein Belag aus Nickel vorgesehen ist·

Die Erfindung wird nunmehr ausführlich beschrieben« In der beiliegenden Zeichnung ist die
Pig«l eine zum Teil als Schnitt gezeichnete Darstellung eines

Raketentriebwerke nach der Erfindung,

Fig»2 eine graphieohe Darstellung von Temperaturlinien und von Wärmeübertragungepfaden eines Raketentriebwerke nach der Erfindung,

Fig«3 eine Darfteilung von Kurven der erhaltenen Höchsttemperaturen dividiert durch die für 100£ Brenndauer erhaltenen HiJohstteeptraturen in bezug auf Brennzelt In Prozenten für 109813/030 0

ein Triebwerk nach der Erfindung und einem herkömmlichen

Triebwerk mit Ablationskühlung und die Fig«4 eine graphische Darstellung des Schubes in bezug auf die Brennzeit·

Die Pig«l zeigt einen Gasgenerator mit einer Raketentriebwerksdüse oder Schubkammerwandung 2« Die Kammerwandung 2 umfasst eine Düsenwandung 4, einen Halsbezirk 6 und eine von der Wandung 10 gebildete Brennkammer 8« Die Kammerwandung 2 ist an einem Abstandselement 12, einem Isolator 20 und an einem Injektor 14 mit Hilfe der Schrauben 18 angebracht, die in Abständen ua die Kammerwandung 2 herum angeordnet sind» Bei der einen Ausführungsforn besteht die Düse 2 aus Beryllium. Der Isolator kann hochtemperaturf estern und gummierten Asbest bestehen. Für die Schrauben 18 sind Dichtungsringe 1? vorgesehen.

Ein ferteilerring 22 bildet mit dem Injektor 16 einen am Umfang verlaufenden Verteiler 24. In den Verteiler 24 wird der Brennstoff über die Leitung 26 und den Durchlass 28 eingelassen« Dieser Brennstoff wird in die Brennkammer 8 durch die Kanäle 30 und 32 eingelassen«

Ein durch die Leitungen 36 und 38 eingelassenes Oxydierungsmittel sammelt sich in einem Hittelverteiler 40 und wird durch die Injektorkanäle 4-2 in die Brennkammer eingelassen. Der aus den Injektorkanälen 30 austretende Brennstoff vermischt sich alt de« aus den Kanälen 42 austretenden Oxydierungsmittel und wird verbrannt« Die Verbrennung kann entweder durch eine Zündeinrichtung oder durch hypergolieohe Zündung eingeleitet werden« Die Zündung mn sich bildet jedoch keinen Teil der Erfindung» Während der Vtrlsr muag warn» dert der in die Durchliefe 32 eingelassene Brennstoff augleioh in der liohtusg dor Pfeile 46 und bildet einen FiIa₉ der die Wandung

10 9813/0300

BAD ORIGiNAL

den Hals 6 und die Düsenwandung 4 kühlt«

Diese Filekühlung 1st an sich bekannt· Es ist jedoch nicht bekannt, Beryllium zusammen mit der Filmkühlung zu benutzen derart, dass Wärme Strömungspfade gebildet werden, wie in der Fig· 2 dargestellt ist·

Die Fig.2 zeigt isothermische Linien und Wärmeübertragungspfade bei einer aus Beryllium hergestellten Düse im Dauerbetrieb« Dieses Triebwerk bestand aus einem ^5-kg-Sohubtriebwerk, das so lange betrieben wurde, bis bei den Temperaturen ein Dauerzustand erreicht wurde« Die unterbrochenen Linien zeigen die aufgezeichneten Temperaturen und die Vollinien die Richtung der Wärmeströmung an« Es ist an sich bekannt, dass die höchsten Temperaturen und die am meisten kritischen Bezirke in einer Gaserzeugungsvorrichtung wie ein Baketentriebwerk in der Nähe des Halses und etwas stromabseitig auftreten» Dies ist in der Fig.2 bei 50 dargestellt· Es hat sich gezeigt, dass Snrch die Verwendung einer aus Beryllium bestehenden Schubkammer und durch Einlassen eines Kühlmittelfilms

und längs der Innenwandung die Hitze aus dem Bezirk am Hals/unterhalb des Halses zurückgeleitet wird in Sichtung zum Injektor und dann in die Brennkammer hinein, in der die Hitze vom Kühlmittelfilm absorbiert wird«

Aus der Fig·2 ist zu ersehen, dass die bei diesem besonderen Triebwerk erreichte Höchsttemperatur in der Nähe von 93O⁰C lag und damit weit unter der Schmelztemperatur des Berylliums von ungefähr 1.280°C, Hieraus 1st zu ersehen, dass durch die Verwendung des Berylliums, das ein großes Verhältnis Wärmeleitfähigkeit:Dichte aufweist, zusammen nit einer Ktihlnitteletrömung längs der Innenwandung der Düse ein Dauerbetrieb des Triebwerks möglich ist«

Bei Brennschluss kann eine Schwierigkeit durch die zum 109813/0300

Injektor zurückströmende Hitze auftreten, die unerwünscht ist« Um dies zu verhindern, ist der Isolator 20 vorgesehen, so dass nach Brennschluss eine Weiterleitung der Hitze aus der Düse 2 zum Injektor 3Λ verhindert wird· Dies ist besonders deswegen erwünscht, weil Beryllium eine hohe Wärmeaufnahmekapazität aufweist· Um weiterhin zu verhindern, dass Hitze zu den Injektorkanälen und den Brennstoff leitungen weitergeleitet wird, kann der Injektor 16 aus Beryllium hergestellt werden, das aufgrund seiner großen Wärmeaufnahmekapazität einen großen Teil der Hitze absprbiert, ohne dass

W die Temperatur stark ansteigt·

Um ferner die Ableitung der Hitze zu fördern entweder währens des Betriebs oder nachher, kann die Düse 2 so ausgestaltet werden, dass die Außenfläche viel größer 1st als die Innenfläche· Hierdurch wird eine große Fläche zum Abstrahlen der Hitze geschaffen« Dies kann in der Weise erzielt werden, dass an der Außenseite der Düse Rippen vorgesehen oder auch andere an sich bekannte Mittel angewendet werden·

Die meisten für geringe Höhen bestimmten Steuertriebwerke

^ weisen Kammern mit Ablationskühlung auf· Diese Triebwerke sind für eine bestimmte Brennzeit ausgelegt, die in Prozenten ausgedrückt werden kann« Ζ·Β, kann ein Bit Ablationskühlung arbeitendes Triebwerk eine Brennzeit von 100 Sekunden für die volle Dauer des Brennens haben« Üblicherweise werden die Triebwerke nicht über die volle Länge der Zeit hinweg sondern nur in Stoßen oder Impulsen je nach den zu erfüllenden Aufgaben betrieben«

Die Fig.^ zeigt in einer graphischen Darstellung den Schub in bezug, auf die Dauer der Brennzeit, in Prozenten ausgedrückt· Der mit B bezeichnete Teil stellt den vollen Schub dar, während ein mit U bezeichneter Teil die Zeit während einer gegebenen

109813/0300 SAD original

Arbeitsperiode darstellt, wenn das Triebwerk nicht brennt· Der Prozentsatz der Brennzeit kann durch die nachstehende Gleichung ausgedrückt werden: _R

Brennzeit in % * ^x *⁰⁰

Es hat sich gezeigt, dass bei mit Ablationskühlung arbeitenden Triebwerken, wenn diese für eine kürzere Zeit als die volle Brennzeit (100£) betrieben werden, die Höchsttemperatur im Triebwerk höher ist als die Höchsttemperatur, die bei 100# Brennzeit erreicht wird· Eine typische Brennzeit für solche Triebwerke liegt bei etwa 20#, die der erreichten Höchsttemperatur entspricht, wie aus der Pig.4 zu er sehen ist» Die Höchsttemperatur in bezug auf die Höchsttemperatur bei 100£ Brennzeit bei einem mit Ablationskühlung arbeitenden Triebwerk ist durch die Kurve 60 dargestellt· Die Höchsttemperatur dividiert durch die Höchsttemperatur bei 100£ Brennzeit bei dem Triebwerk nach der Erfindung ist als Kurve 62 dargestellt· Hieraus ist zu ersehen, dass die Höchsttemperatur, die bei Triebwerken aaoh der Erfindung erreicht wird, beiweitem niedriger ist als bsi einem Triebwerk mit Ablationskühlung· Diese Beziehung kann auch als Wirkungsgrad ausgedrückt werden* Das Verhältnis der Höchsttempextatur dividiert durch die Höchsttemperatur bei 100$ Brennzeit stellt den Kehrwert des Wirkungsgrades dar· Bei kurzen Brennzeiten (wenige Prozent) ist die vorliegende Erfindung wirksamer als die herkömmliche Kammer mit Ablationskühlung·

Hieraus ist zu ersehen, dass duroh die Verwendung de& Berylliums, das ein, großeβ Verhältnis Wärmeleitfähigkeit:Dichte aufweist, zusammen, jnlt einer Filmkühlung der Düsenwandung ein Triebwerk geschaffen wird, das bei jeder gewählten sowie bei der vollen Brennzeit mit einem hohen Wirkungsgrad arbeitet im Vergleich zu den herkömmlichen Triebwerken mit Ablationskühlung· Dieses Triebwerk weist

109813/030 0

theoretisch eine Lebensdauer auf, die die anderer bekannter Triebwerke übersteigt, mit Ausnahme von Triebwerken mit regenerativer Kühlung, die jedoch impulsweise schwierig zu betreiben sind, wobei das Triebwerk intermittierend in und außer Betrieb gesetzt wird· Bei einer weiteren Ausführungsform der Erfindung besteht die Düse 2 des Raketentriebwerk· aus Kupfer, wobei die Düse 2 an der Innenwandung alt einer Flattierung aus Nickel versehen ist· Die Kammer kann in der Weise hergestellt werden, dass zuerst auf einem entfernbaren Dorn das Nickel und danaoh das Kupfer aufgebracht wird· Es können aber auch andere geeignete Herstellungsverfahren angewendet werden· Ferner kann auch eine Auflenschioht aus Nickel verwendet werden, um dia äußere Abetrahlung der Hits· zu verbessern! dies ist jedoch nicht unbedingt erforderlich·

Wie bereits beschrieben, strösfc der aus den Kanälen 32 aus» tretende Br@mmstoff über die Innenwandung der Sohubkammer Z₉ Wie sioh gezeigt hat, wird durch Verwenden von Kupfer, das ein großes Verhältnis Wärmeleitfähigkeit!Dient· AUfMiSt₁ di· jut Hals 6 auf tretend· Hitze stromauf sur Wandung 10 »urüokgeleiUt, an welcher Stell· di· Hitze vom Brennstoff absorbiert wird« Der Miokelbtlag ist aus dem Grunde vorgesehen, weil Kupfer einen niedrigen Schmelzpunkt aufweist und bei den auftretenden hohen Temperaturen erodiert und zerstört wird· Da der Nickelbelag verhältnismäßig dünn ist, so ist dessen Einfluss auf die gesamte Wärmeübertragung verhältnismäßig gering·

Bei der erfindungsgemäßen Einrichtung können auch andere Werkstoffe wie Aluminium und Silber zusammen mit einem Belag aus Niokel oder nichtrostendem Stahl verwendet werden» Es Mwa. Silberverwendet werden, obwohl dieses Metall nicht dms teste Verhältnis

: Dicht· aufweist· Erfolgt die Verbrennung alt 109813/0300 bad original

niedrigen Temperaturen, so stellt Aluminium einen guten Werkstoff dar, da es ein großes Verhältnis Wärmeleitfähigkeit : Dichte aufweist«

Der Vorgang der Wärmeableitung ist bei allen Ausführungsformen der Erfindung, hei denen Nickel, Kupfer und Beryllium verwendet wird, der gleiche« Die Erfindung ermöglicht bei Triebwerken eine lange Brennzeit, die nicht von komplizierten Kühlverfahren abhängig ist·

Das Verhältnis Wärmeleitfähigkeit : Dichte ist wichtig, da die Wärmeübertragung aufgrund der Wärmeleitfähigkeit nur bei einem leichten Werkstoff erfolgtfc· Die Dichte des Kupfers beträgt 8800 kg/m³ und die Wärmeleitfähigkeit ungefähr 220 BTU/ft^2oF/ft» Diese Werte ergeben ein Verhältnis Wärmeleitfähigkeit : Dichte von ungefähr 0,40 hei Außerachtlassung der Nomenklatur« Aluminium weist ein Verhältnis von 0,68 auf« Die Erfindung soll daher in erster Linie diejenigen Werkstoffe umfassen, die ein Verhältnis von 0,*K) und höher aufweisen? obwohl auch Silber mit einem Verhältnis von 0,33 für die Erfindung in Betracht kommt·

Aus dem Vorstehenden ist zu ersehen, dass durch die Verwendung eines Materials mit einem großen Verhältnis Wärmeleitfähigkeit : Dichte zusammen mit einer Filmkühlung eine wirksame Kühlung der Schubkammerwandungen im Dauerbetrieb erreicht werden kann« Ss wird ferner darauf hingewiesen, dass durch die Rückleitung der Hitze zum Inneren des Triebwerks der Energieverlust nach außen klein gehalten wird« Wenn eine Erosion am Hals zu Schwierigkeiten führt, so kann an dieser Stelle ein hochtemperaturfester Einsatz vorgesehen werden»

Die oben beschriebene Erfindung wird nur durch die beiliegenden Patentansprüche abgegrenzt»

1098 13/03 00 bad ORIGINAL

Claims (1)

1. Patentansprüche

   1) Gaserzeugungseinrichtung, gekennzeichnet durch eine eine Brennkammer bildende Wandung, durch eine einen Hals bildende zweite Wandung, welche genannten Wandungen aus einem Werkstoff beste-

   - hen, der ein großes Verhältnis Wärmeleitfähigkeit : Dichte aufweist, durch einen Injektor zum Einlassen eines Treibstoffes in die Brennkammer, der Mittel zum Einführen eines KühlmittelfiIms an der Brennkammerwandung und an der genannten zweiten Wandung aufweist, wobei die Hitze aus einem am Hals gelegenen Bezirk durch die genannten Wandungen zu einem stromauf vom Hals gelegenen Bezirk geleitet wird, welche beiden Bezirke das Innere von Wandungen bilden, wobei die Hitze vom Kühlmittel absorbiert wird«

   2) Gaserzeugungseinrichtung nach Anspruch I₁ dadurch gekenn-) zeichnet, dass das genannte Verhältnis höher als 0,^0 ist.

   3) Gaserzeugungseinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen Isolator, der zwischen der Brennkammerwandung und dem Injektor angeordnet ist und verhindert, dass Hitze nach dem Zünden in der Schubkammer von der Düse aus zurück zum Injektor strömt·

   *0 Gaserzeugungseinriohtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammerwandung aus Kupfer mit einem Belag aus Nickel an der Innenseite hergestellt ist«

   BAD ORIGINAL

   1098 13/0300

   5) Gaserzeugungseinriohtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnung, dass die Brennkammerwandung aus Beryllium hergestellt ist·

   6) Gaserzeugungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenfläche der Brennkammerwandung wesentlich größer ist als die Innenfläche der Brennkammerwandung»

   7) Verfahren zum Kühlen eines Raketentriebwerks, dessen Düsen- und Brennkammerwandungen aus einem Werkstoff hergestellt sind, der ein großes Verhältnis Wärmeleitfähigkeit : Dichte aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass das Triebwerk gezündet wird, dass an der Innenwandung der Düse ein Kühlmittelfilm eingelassen wird, und dass die Hitze aus einem stromab vom genannten Hals gelegenen Bezirk zu einem stromauf gelegenen Bezirk abgeleitet wird»

   8) Verfahren zum Kühlen eines Raketentriebwerks nach Anspruch 7_f dadurch gekennzeichnet, dass das Raketentriebwerk aus Kupfer mit einem Belag aus Nickel an der Innenseite hergestellt wird·

   9) Verfahren zum Kühlen eines Baketantriebwerks nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Raketentriebwerk aus Beryllium hergestellt wird·

   109813/0300 ^BA°

   Leerseite