DE4004000A1 - Tieftemperaturkühlsystem für Luftfahrzeuge - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ganz allgemein Tieftemperatur-Kühl­ systeme, und insbesondere solche Kühlsysteme, die im beson­ deren dort verwendet werden, wo Gewichts- und Raumerforder­ nisse an erster Stelle stehen.

Es gibt eine wachsende Anzahl von Vorrichtungen, die für den ordnungsgemäßen Betrieb eine Kühlung bei sehr niedrigen Tem­ peraturen benötigen. Beispielsweise benötigen bestimmte Infrarotdetektoren, welche in Wärmesuch-Flugkörperführungs­ systemen verwendet werden, eine Tieftemperaturkühlung.

In der Vergangenheit konnte der Bedarf von derartigen Tief­ temperaturkühlungen an Bord eines Flugkörpers beispielsweise lediglich durch die Verwendung eines Tieftemperatursystems befriedigt werden, welches einen übermäßigen Betrag an Gewicht hinzufügte. Beispielsweise bestehen herkömmliche Bord-Tieftemperatursysteme aus Joule-Thomson-Gasverflüssi­ gungscryostaten, Hochdruck-Speichergasflaschen und Steuer- und Druckregulierventile, die im allgemeinen ein Gewicht über einem Pfund hinzufügen, und zusätzliche Kosten für den Flugkörper verursachen. Das Gewicht solcher Systeme ist für einige Flugkörpersystemerfordernisse verbotenermaßen zu groß.

Bei einer weiteren Lösung aus der Vergangenheit wurde eine mechanische Kühlmaschine mit geschlossenem Kreislauf verwen­ det, wie beispielsweise eine geteilte Stirling-Kühlmaschine mit einem Gewicht von einigen Pfund, was vom Standpunkt des Gewichtes aus noch weniger wünschenswert erscheint.

Noch weitere Typen von Kühlsystemen, welche in Satelliten- Raumfahrzeugen verwendet werden, verwenden Festkörper-Tief­ temperaturkühler. Diese sind im allgemeinen sehr groß in der Ausdehnung, um eine Kühlung über eine Dauer von vielen Mona­ ten während des Raumfluges zu ermöglichen. Bei diesen Kühl­ systemen wird das Festkörper-Tieftemperaturmittel an Ort und Stelle eingefroren oder als vorher gefrorener Block einge­ setzt, kurz vor dem Start des Raumfahrzeuges. Die Kühlung wird aufgrund der latenten Sublimationswärme bei der Subli­ mation des Festkörper-Tieftemperaturmittels in das Raumva­ kuum erreicht. Solche Systeme sind lediglich für einen ein­ maligen Start verwendbar und benötigen darüberhinaus, daß die Belüftung des Kühlmitteldampfes druckgesteuert wird.

Geeignete externe Kühlmittel sind im allgemeinen verfügbar auf der Flugkörper-Startvorrichtung bzw. Abschußplattform, um den Infrarotdetektor abzukühlen und dessen Betrieb in einem Haltemodus vor dem Flugkörperabschuß zu halten. Es ist daher äußerst wünschenswert, ein Tieftemperatursystem für Luft- und Raumfahrzeuge wie beispielsweise Flugkörper vorzu­ sehen, welches eine Kühlung bei der Startbereitschaft mittels Verwendung einer externer Vorkühlung liefert, und welches die Kühlung mit einem sehr kleinen Festkörper-Tief­ temperatur-Phasenänderungskühler, welcher nahe dem Infrarot­ detektor angeordnet ist, aufrecht erhält, ohne eine kontinu­ ierliche Versorgung mit Kühlmittel während des Flugkörper­ fluges zu benötigen, wie im Falle der gaszugeführten Joule- Thomson-Tieftemperaturkühler oder einer mechanischen Kühlma­ schine mit geschlossenem Kreislauf.

Entsprechend dieser Erfindung ist ein Tieftemperaturkühler vorgesehen, der als ein Primärkühlelement eine Festkörper- Tieftemperaturkühlelementtablette aufweist, die integriert mit dem Infrarotdetektorgehäuse eingebaut ist, und die durch einen Sekundär-Tieftemperaturkühler gefroren ist, welche von einer außerhalb des Flugkörpers angeordneten Tieftemperatur­ quelle betrieben wird. Bei dem Zeitpunkt des Startes wird der Sekundär-Tieftemperaturkühler getrennt, und die latente Wärme der Phasenänderung des Festkörper-Tieftempera­ turmittels beim Schmelzen in eine Flüssigkeit bzw. bei der Sublimation in Dampf bewirkt die Kühlung der Vorrichtung während des freien Fluges des Flugkörpers. In Abhängigkeit vom Flugkörper kann die Zeit für den Gebrauch an Bord des Tieftemperaturkühlers von 15 Sekunden bis 1000 Sekunden variieren. Das beschriebene Kühlsystem kann anfänglich durch einen Sekundärkühler gekühlt sein, welcher entweder ein Festkörper-Tieftemperaturmittel oder alternativ ein Joule- Thomson-Cryostat, der den Gaseinlaß als den Sekundär-Tief­ temperaturkühler verwendet, sein.

Dementsprechend kann das Gewicht von einem bis drei Pfund eines herkömmlichen Bord-Tieftemperatursystems durch ein System ersetzt werden, welches ein sehr leichtes Gehäuse aufweist, innerhalb dessen lediglich wenige Gramm von Fest­ körper-Tieftemperaturmittel enthalten sind, und welches geeignet ist, eine Kühlung während eines Flugkörperfluges mit einer Dauer von typisch 15 bis 1000 Sekunden vorzusehen.

Als Option kann eine Temperatureinstellsteuerung mit geschlossener Schleife verwendet werden, um die Temperatur innerhalb eines benötigten, vorbestimmten Bereiches aufrecht zu erhalten.

Weitere Eigenschaften und Zweckmäßigkeiten der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung von Ausführungsbeispielen anhand der Figuren. Von den Figuren zeigen:

Fig. 1 eine Seitenschnittansicht der Tieftemperaturkühlvor­ richtung dieser Erfindung, insbesondere zur Verwen­ dung mit einem Joule-Thomson-Cryostat;

Fig. 2 eine Seitenschnittansicht eines weiteren Ausfüh­ rungsbeispieles dieser Erfindung, welches insbeson­ dere mit einem flüssigen Sekundär-Tieftemperaturküh­ ler verwendet wird;

Fig. 3 eine perspektivische Ansicht der in den Fig. 1 und 2 gezeigten, vollständig zusammengebauten Vor­ richtung; und

Fig. 4 eine Explosionsansicht der Vorrichtung gemäß Fig. 2, welche deren verschiedene Teile zerlegt zeigt.

Unter Bezugnahme auf die Zeichnungen und insbesondere auf Fig. 1 ist mit dem Bezugszeichen 10 ein Tieftemperaturkühl­ system entsprechend dieser Erfindung gezeigt, welches als eine Einheit mit einem Infrarotsensor dargestellt ist, der für den ordnungsgemäßen Betrieb eine Kühlung benötigt. Die Einheit weist einen Infrarotdetektor, eine Dewar- bzw. Vaku­ umgehäusepackung und Primär- und Sekundärtieftemperaturkühl­ stufen auf. Die Sekundärkühlstufe kann ein Joule-Thomson- (J-T)-Cryostat sein.

Ein äußeres Gehäuseteil 12 erstreckt sich mit einem offenen Ende und röhrenförmig, und mündet bei dem einen Ende in einen kreisförmigen Flansch 14. Das Gehäuseteil stößt bei dem offenen Ende an einen elektrischen Durchführungskopf 16, welcher einen Serienring aus Kovar-Stiften 18 aufweist, die sich durch Glas-Vakuumdichtungen 20 erstrecken. Der Kopf stößt ferner mit einem konischen Wandteil 22 zusammen, wel­ ches ein offenes Ende 24 aufweist, innerhalb dessen ein Fen­ ster 26 zum Übertragen von Lichtenergie auf einen Infrarot­ detektor 28 angebracht ist.

Ein hohler Stützzylinder 30 mit einem mittig angeordneten kreisförmigen Flansch 32 ist gleitbar innerhalb des Gehäuses 12 angeordnet und gegen den nach innen gerichteten Flansch 14 beispielsweise über eine Gewindevorrichtung 34 gesichert. Der Stützzylinder stößt mit einer Cryozelle 36 mit einer Hohlmetallwandkonstruktion zusammen, welche eine äußere Metallwand 38 aufweist, die gegen einen Fuß 40 mit guter thermischer Leitung aneinanderstößt, wobei die entgegenge­ setzte Seite bei 42 offen ist. Die Innenkammer der Cryozelle ist mit einem Metallschaum 44 (z. B. Aluminium oder Kupfer) gefüllt, um im Inneren thermisches Gleichgewicht zu ermögli­ chen. Die offene Seite 42 ist durch eine Abdeckplatte 46 abgeschlossen, welche eine Öffnung 48 aufweist, innerhalb deren eine Rohrleitung 40 eingesetzt ist, über die das Pri­ mär-Tieftemperaturmittel (z. B. Propan) hinzugefügt wird. Beim Zusammenbau wird die Cryozellen-Kammer mit einem gas­ förmigen Flüssig-Tieftemperaturmittel (z. B. Propan) entlang der Rohrleitung 50 aufgefüllt, welche anschließend auf irgendeine bekannte Art und Weise abgedichtet wird.

Eine Metallröhre 52 mit offenem Ende ist konzentrisch inner­ halb des Stützteiles 30 angeordnet und über einen kreisför­ migen, nach innen gerichteten Flansch 54 gesichert. Das andere Ende der Röhre 52 stößt mit der Platte 46 zusammen.

Es ist ein Joule-Thomson-Cryostat 56 ersichtlich, welcher ein im allgemeinen zylindrisches Körperteil 58 aufweist, mit einer hierum angeordneten spiralförmigen Windung einer hoh­ len Lamellentauscherrohrleitung 60 und abgeschlossen bei dessen innerem Ende durch eine Metallhaube 62, die gleitbar innerhalb des offenen Endes der Röhre 52 angeordnet werden kann, so daß sie vollständig innerhalb der Röhre angeordnet und sehr nahe benachbart der Cryozelle 36 ist, wie in Fig. 1 gezeigt. Verflüssigtes Kühlmittel wird von einer Cryostatgasexpansionsdüse 64, die bei dem Ende der Rohrlei­ tung 60 angeordnet ist, auf die Cryozelle 36 gesprüht, wenn der Cryostat in dem Vor-Abschuß-Modus betrieben wird.

Die abzukühlende Vorrichtung kann viele Formen annehmen, für die vorliegenden Zwecke ist jedoch ein beispielsweise aus Aluminium hergestelltes Keramikbefestigungsbrett 66 vorgese­ hen, welches mittig auf der Außenseite des Fußes 40 angeord­ net ist. Das Infrarotfokussierebenen-Array 28, welches ein Quecksilber-Cadmium-Tellurid-Detektorarry- und integrierter Ausleseschaltungschip sein kann, ist auf der entgegengesetz­ ten Seite des Brettes 66 angebracht. Ein röhrenförmiges Lichtstrahlungsschild 68 mit einem offenen Ende weist ein an das Schaltungsbrett 66 angebrachtes Ende auf, und das entge­ gengesetzt gerichtete, weitere Ende. Die elektrische Verbin­ dung mit dem Schaltungsbrett und damit mit dem Fokussier­ ebenen-Array wird über die Durchführungsstifte 18 ermög­ licht.

Bei der Verwendung des in Fig. 1 gezeigten Systems wird angenommen, daß sich der Flugkörper in einer Vor-Abschuß- Bedingung befindet, und daß der Joule-Thomson-Cryostat 56 in einer Position innerhalb der Röhre 52 ist. Das Kühlmittel (Propan) in der Cryozelle 36 wird auf die gewünschte Tempe­ ratur abgekühlt, so daß das Kühlmittel durch thermischen Kontakt mit den verflüssigten Sekundär-Kühlmittelgasen, die durch die Wärmetauscherrohrleitung 60 und die Gasexpansions­ düse 64 strömen, in einer Festkörper-Tablette gefroren wird. Beim Abschuß des Flugkörpers wird die Sekundärkühlung über den Joule-Thomson-Cryostat 56 durch Abschließen der externen Quelle von Kühlgas, welches in den Cryostaten über die Rohr­ leitung 50 strömt, getrennt, und die latente Wärme des Pha­ senüberganges, egal ob Schmelzen oder Sublimation, des Fest­ körper-Kühlmittels in der Cryozelle bewirkt die gewünschte weitere Kühlung des Fokussierebenen-Arrays 28, welche in Abhängigkeit vom Flugkörper sich beliebig von 15 bis 1000 Sekunden erstrecken kann.

Falls die Kühlung aufgrund von Sublimation stattfindet, wird ein Ventil 70 beim Abschuß geöffnet, um eine Belüftung der Cryozelle in die benachbarten Umgebungen, die mit dem Raum­ vakuum verbunden sind, zu ermöglichen. Falls die Kühlung durch Schmelzen bei dem Tripelpunkt vor sich geht, wird das Ventil 70 nicht benötigt.

Unter Bezugnahme auf Fig. 2 erfolgt die Beschreibung eines weiteren Ausführungsbeispieles, welches insbesondere für die Verwendung eines flüssigen Sekundär-Kühlmittels eingerichtet ist. Das Tieftemperaturkühlsystem mit dem Bezugszeichen 72 ist für denselben allgemeinen Zweck wie bei dem zuerst beschriebenen vorgesehen, nämlich zum Kühlen von Vorrichtun­ gen bzw. Anordnungen, wie beispielsweise einem in einem Flugkörper getragenen Fokussierebenen-Array 74. Wie zuvor ist das Array 74 an einer Hauptoberfläche einer keramischen Schaltungskarte 76 angebracht, welche dessen entgegenge­ setzte Hauptoberfläche gegen einen plattenähnlichen Metall­ fuß 78 in guter Wärmeleitung zusammentreffend aufweist. Ein konisches Kälteschild 80 weist ein über eine Lichtmaske 82 mit der Schaltungskarte 76 befestigtes Ende auf.

Ein im allgemeinen zylindrisches Gehäuse 84 mit einem offe­ nen Ende, das ein konisches Wandteil 86 aufweist, ist in geschlossener Beziehung um das Array, die Schaltungskarte und den Fuß enthalten. Das konische Wandteil weist ein offe­ nes Ende 88 auf, das orthogonal entgegengesetzt zum Fokus­ sierebenen-Array angeordnet ist und innerhalb dessen ein Fenster 90 zum Übertragen von Lichtenergie auf das Array befestigt ist.

Es ist eine Cryozelle 92 zum Kühlen des Arrays 74 gezeigt, welche eine metallwandige Kammer 94 mit einer Außenwand auf­ weist, die gegen den Fuß 78 in gutem thermischen Kontakt stößt, wobei die entgegengesetzte Seite bei 96 offen ist. Das Kammerinnere ist mit einem Metallschaum 98 (z. B. Alumi­ nium oder Kupfer) aufgefüllt, um ganz im Inneren thermisches Gleichgewicht zu ermöglichen, und die offen Seite 96 ist durch eine Abdeckplatte 100 umschlossen, welche ein Paar von Öffnungen 102 und 104 aufweist, innerhalb deren Rohrleitun­ gen 106 und 108 eingesetzt werden, über die jeweils das Primär-Kühlmittel (z. B. Propan) hinzugefügt wird und belüf­ tet wird.

Ein Hohlzylinder 110 mit einem mittig angeordneten kreisför­ migen Flansch 112 ist gleitbar innerhalb des Gehäuses 84 angeordnet und beispielsweise über eine Gewindevorrichtung 116 gegen einen nach innen gerichteten Flansch 114 gesi­ chert. Eine bestimmte Länge einer Metallrohrleitung 118 ist um die Kammer 94 gespult, deren beiden Enden sich nach außen entlang des Zylinders 110 erstrecken. Die elektrische Verbindung mit dem Schaltungsbrett wird über herkömmliche Durchführungsstifte 120 erreicht.

Beim Zusammenbau wird die Cryozellenkammer 94 mit einem gas­ förmigen bzw. flüssigen Primärkühlmittel (z. B. Propan) über die Rohrleitungen 106, 108 gefüllt, die anschließend abge­ dichtet werden. Die Cryozelle wird durch das entlang der Rohrleitung 118 über die die Kammer 4 umgebenden Spulen gepumpte Flüssigsekundär-Kühlmittel abgekühlt. Auf diese Weise werden das Array 74 und das Schaltungsbrett vor dem Abschuß auf die gewünschte niedrige Temperatur gebracht und gehalten.

Beim Abschuß wird die Verbindung mit dem Sekundär-Tieftempe­ ratursystem über die Rohrleitung 118 unterbrochen, und die benötigte Kühlung wird vollständig durch das Festkörper-Pri­ märkühlmittel in der Kammer 94 während des freien Fluges des Flugkörpers vorgesehen. Entsprechend dieser Erfindung ist ein vom Gewicht leichtes, abschußbereites Cryosystem vorge­ sehen. Im Gegesatz zu bestimmten bekannten Systemen benötigt das beschriebene System lediglich nicht weniger als ein Gramm oder weniger Kühlmittel, das an Bord des Flugkörpers nach dem Abschuß vorhanden ist, während bei den früheren Lösungen viele Pfund von Kühlmittel notwendig waren. Wo zur Anpassung an den Umgebungsdruck und die Beschleunigung bei bestimmten bekannten Systemen eine Dampfdrucksteuerung notwendig war, wird bei dem vorliegenden System eine ausge­ zeichnete Temperaturstabilität während des Tripelpunkt-Pha­ senüberganges in einer abgedichteten Cryozelle erreicht.

Ferner wird durch Verwenden der latenten Wärme des Phasen­ überganges einer relativ kleinen Kühlmitteltablette, welche wie beschrieben benachbart einem Fokussierebenen-Array ange­ ordnet ist, eine Vorrichtung zum Erhalten der benötigten kalten Temperatur für das Array während des freien Fluges des Flugkörpers erreicht, ohne eine Kühlmitteleingabe zu konsultieren. Ein weiterer Vorteil ist das Vorsehen einer stabilen Array-Tieftemperatur (Tripelpunkt-Temperatur) innerhalb Zehntel eines Grades, was innerhalb der normal vorhandenen thermophonen Schwankungen ist, welche aufgrund der Umgebungsfaktoren der anderen Systeme vorhanden sind. Als Beispiel für den Gewichtsvorteil können die Primär-Kühl­ mitteltabletten weniger als ein Gramm wiegen, während andere Systeme 200 bis 500 Gramm benötigt haben. Das leichte Gewicht der Kühlmitteltablette gewährleistet ferner, daß ein Herunterkühlen relativ schnell durchgeführt werden kann. Die Kosteneinsparung wurde verbessert, da die Vereinfachung in der Konstruktion viele zuvor verwendeten Komponenten über­ flüssig hat werden lassen.

Zusätzlich zu Propan kann das Primärkühlmittel beispiels­ weise auch aus anderen Kohlenwasserstoffen, wie beispiels­ weise Propylen hergestellt sein. Diese beiden Kühlmittel haben Tripelpunkt-Temperaturen im 85 bis 88 Kelvin-Bereich, was die beschriebene Erfindung für die direkte Kühlung von HgcdTe-Detektoren für mittlere Wellenlängen als geeignet erscheinen läßt. Niedrigere Phasenübergangstemperaturen im Bereich von 75 bis 80 K zum Kühlen von HgCdTe-Detektoren für längere Wellenlängen können mit eutektischen Kohlenwasser­ stoff-Mischungen aus Propan und Ethan erreicht werden.

Die an Bord des Fahrzeuges verbleibenden Cryozellen wurden so beschrieben, daß sie vollständig mit dem Primär-Kühlmit­ tel (z. B. Propan) gefüllt und abgedichtet sind. Die Kühlung bei diesem Fall von der abgedichteten Zelle wird durch die Schmelzwärme vorgesehen, und es wurde gezeigt, daß, wenn 1,0 Gramm von Propan verwendet wird, dies ungefähr 100 Sekunden der Abkühlung für das Fokussierebenen-Array ermöglicht. Alternativ kann die Cryozelle beim Zeitpunkt des Abschusses auf einen reduzierten Umgebungsdruck wie beispielsweise das Raumvakuum geöffnet werden, was die Sublimation der Festkör­ per Kühlmitteltablette bewirkt, und damit die Änderung eines Festkörpers in ein Gas, mit einer latenten Wärme, die um ein Vielfaches durch die zusätzliche Verdampfungswärme zur latenten Schmelzwärme verbessert wird. Bei diesem letzteren Fall ermöglichen dieselben 1,0 Gramm von Propan eine Kühldauer von 800 Sekunden.

Obwohl im Detail bevorzugte Ausführungsbeispiele offenbart und beschrieben sind, sollte vermerkt werden, daß diese Erfindung keinesfalls darauf beschränkt ist, sondern in einer Anzahl von Wegen modifiziert werden kann und dennoch innerhalb des Gedankens der Erfindung sich bewegt, wobei der Umfang durch die beigefügten Ansprüche bestimmt wird.

Claims (13)

1. System zum Abkühlen einer Vorrichtung an Bord eines Flugkörpers, welches aufweist:
eine Kammer, welche ein erstes Kühlmittel, das an Bord des Flugkörpers benachbart der Vorrichtung angeordnet ist, enthält;
eine benachbart zur Kammer in einer Wärmeleitungsbezie­ hung dazu angeordnete Einrichtung;
eine Versorgungsquelle eines zweiten Kühlmittels, wel­ che extern und separat von dem Flugkörper angeordnet ist; und
eine selektive Unterbrechungsvorrichtung zum Leiten des zweiten Kühlmittels von der Versorgungsquelle zur Vor­ richtung, welche benachbart der Kammer angeordnet ist, zum Kühlen des ersten Kühlmittels und der Vorrichtung.

2. System nach Anspruch 1, bei dem das erste Kühlmittel ein verflüssigter Kohlenwasserstoff ist, der durch das zweite Kühlmittel verfestigt worden ist.

3. System nach Anspruch 2, bei dem der verflüssigte Koh­ lenwasserstoff Propan ist.

4. System nach Anspruch 2, bei dem der verflüssigte Koh­ lenwasserstoff Propylen ist.

5. System nach Anspruch 1, bei dem das zweite Kühlmittel Flüssigstickstoff aufweist.

6. System nach Anspruch 5, bei dem die selektive Unterbre­ chungsvorrichtung eine Länge einer Rohrleitung auf­ weist, welche zum Teil um die Kammer gespult ist.

7. System nach Anspruch 1, bei dem die Kammer eine thermi­ sche Gleichgewichtsvorrichtung bestehend aus einer Menge eines Aluminiummetallschaumes, als auch dem ersten Kühlmittel aufweist.

8. System nach Anspruch 1, bei dem die Kammer eine thermi­ sche Gleichgewichtsvorrichtung bestehend aus einer Menge aus Aluminiumkupfermetallschaum, sowie aus dem ersten Kühlmittel aufweist.

9. System nach Anspruch 1, bei dem die Kammer eine Viel­ zahl von voneinander entfernten Stütz- und Wärmelei­ tungspfosten aufweist, welche entgegengesetzte Wände, die die Kammer definieren, verbinden, und die erste Kammer zwischen den Pfosten angeordnet ist.

10. System nach Anspruch 1, bei dem die der Kammer benach­ barte Einrichtung ein Joule-Thomson-Cryostat ist, der durch Entfernen der Eingabe-Abkühlgasleitung von dem Flugkörper beim Abschuß nicht-betriebsfähig gemacht wird.

11. Kühlvorrichtung an Bord eines Flugkörpers, welche auf­ weist:
einen metallwandigen Behälter;
eine Versorgung mit einem ersten Kühlmittel innerhalb des Behälters;
eine Versorgungsquelle eines zweiten und flüssigen Kühlmittels, welche extern und separat von dem Flugkör­ per angeordnet ist;
eine innerhalb des Flugkörpers angeordnete Düsensprüh­ vorrichtung zum Richten eines Strahles auf den metall­ wandigen Behälter;
eine selektiv entfernbare Leitung, welche die Düsen­ sprühvorrichtung und die Versorgungsquelle des zweiten Kühlmittels nach dem Sprühen des Behälters verbindet.

12. Kühlvorrichtung an Bord eines Flugkörpers nach Anspruch 11, bei dem eine weitere Leitung den metallwandigen Behälter und das Äußere des Flugkörpers verbindet, sowie mit einer Vorrichtung zum selektiven Druckmindern der weiteren Leitung.

13. Kühlvorrichtung an Bord eines Luftfahrzeuges, welches aufweist:
eine metallwandige Kammer;
eine Menge eines gasförmigen ersten Kühlmittels, wel­ ches innerhalb der Kammer angeordnet ist;
eine röhrenförmige Vorrichtung, welche um und in Kon­ takt mit der metallwandigen Kammer gespult ist;
eine Quelle eines auf Druck gebrachten zweiten Kühlmit­ tels, welches außerhalb und getrennt von dem Flugkörper angeordnet ist; und
eine selektiv trennbare Leitung, welche die Quelle des zweiten Kühlmittels und die röhrenförmige Vorrichtung verbindet.