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GEBIET DER
ERFINDUNG
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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Steuern von Temperaturen in elektronischen
Komponenten und insbesondere ein Steuern der Temperaturen von elektronischen
Komponenten in einer taktischen Rakete.
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HINTERGRUND
DER ERFINDUNG
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Während des
Flugs einer Rakete wird durch die Führungs- und Steuersysteme Abwärme erzeugt. Diese
Wärme muss
abgeleitet werden. Falls die Wärme
nicht aus den Systemen entfernt wird, können sie überhitzen und versagen. Während eines Überschallflugs
ist die Außenfläche der
Rakete zu heiß, um
als Strahler zu wirken. Dementsprechend muss die überschüssige Wärme intern
absorbiert werden.
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Eine
Flugzeit taktischer Raketen ist typischerweise ziemlich kurz, und
zwar in der Größenordnung
von höchstens
5 oder 6 Minuten. Während dieser
Zeit erzeugen die Elektronikbaugruppen, die beim Steuern des Flugs
beteiligt sind, eine wesentliche Wärmemenge. Diese Wärme ist
durch geeignet dimensionierte Metallwärmefallen bzw. -senken innerhalb
der Rakete absorbiert worden. Typischerweise kann ein Computerchip
eine Kupfer- oder Aluminiumplatte, mit oder ohne Finnen, aufweisen,
die daran befestigt ist, um überschüssige Wärme zu speichern und
wieder abzustrah len. Solche Wärmefallen
können
für die
kurze, für
den Flug benötigte
Zeit die Temperatur der Elektronikbaugruppen unterhalb nicht akzeptabler
Niveaus halten, obwohl sie Gewicht hinzufügen, welches eine Leistung
nicht direkt erhöht.
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Die
Verwendung von Wärmefallen
für jede wärmeempfindliche
Komponente ignoriert die Wärmekapazität der anderen
internen Komponenten der Rakete, wie z.B. des strukturellen Rahmens,
der die Rakete zusammenhält
und den Treibstoff speichert. Ein Wärmeverwaltungssystem, das die
Wärmekapazität dieser
internen Komponenten nutzt, könnte
die Größe von vielen
individuellen Wärmefallen
innerhalb der Rakete verringern oder sie vollständig eliminieren.
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Taktische
Raketen werden auch umfassend auf Prüfständen getestet und reprogrammiert.
Dieses Testen und Reprogrammieren kann wesentlich länger dauern
als die tatsächliche
Flugzeit, insbesondere wenn es wiederholte Simulationen von Kampfsituationen
gibt. Die für
einen sechsminütigen
Flug geeigneten Wärmefallen
können
die Elektronikbaugruppen für
einen sehr langen Test oder ein Reprogrammieren nicht ausreichend
kühl halten.
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In
der Vergangenheit wurden die Elektronikkomponenten während eines
Testens und Reprogrammierens durch kurzes Testen und Reprogrammieren
kühl gehalten
und anschließend
ließ man
die Komponenten abkühlen.
Dies hat den Nachteil von ausgedehnten Test- und Reprogrammierzeiten.
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Bei
einem anderen Ansatz wurden die Komponenten durch Herstellen temporärer mechanischer Verbindungen
zwischen den internen Wärmefallen und
dem Raketengehäuse
(Haut) während
eines Testens gegen ein Überhitzen
geschützt.
Diese mechanischen Verbindungen wurden mit Wärmedioden hergestellt, die
eine Wärme
von der Wärmefalle
zu dem Gehäuse
fließen
lassen, solange das Gehäuse kühler als
die Wärmefalle
ist. Solche Wärmedioden verschlechtern
eine Raketenleistung, indem Gewicht und Kosten hinzugefügt werden.
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Aktive
Kühlschleifen
wurden ebenfalls verwendet. Diese Kühlschleifen liefern während eines Testens
und Reprogrammierens eine interne Kühlung, indem ein Fluidwärmetransfermedium
durch Durchgänge
innerhalb der Rakete zirkuliert wird. Während dies ein Kühlen der
Elektronik während
eines Testens und Reprogrammierens ermöglicht, ist der durch das Kühlsystem
besetzte Raum während eines
taktischen Flugs verloren, wodurch eine Raketenleistung verringert
wird.
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Manchmal
wird eine spezifische Hardware geschaffen, um die gesamte Rakete
während
eines Testens und Reprogrammierens zu kühlen. Dies ist im Labor oder
in der Fabrik effektiv, jedoch lässt
sich das Kühlgerät nicht
einfach während
eines Kampfs für
eine Reprogrammierung auf das Feld bringen.
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Das
Dokument
US 4000776 offenbart
den Oberbegriff des Anspruchs 1 und dient als Basis für Anspruch
14.
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ZUSAMMENFASSUNG
DER ERFINDUNG
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Die
vorliegende Erfindung ist durch die Merkmale des Raketensystems
des Anspruchs 1 und durch die Merkmale des Verfahrens des Anspruchs 14
gekennzeichnet.
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Die
Erfindung schafft eine Wärmeerdungsebene
("thermal ground
plane") innerhalb
einer Rakete. Die Wärmeerdungsebene
verbindet alle thermisch signifikanten Komponenten innerhalb der
Rakete und hält
sie auf einer gleichmäßigen Temperatur.
Während
des Raketenflugs absorbiert die Erdungsebene überschüssige Wärme, was Komponenten kühl hält, und
verteilt Wärme
rasch an wärmeabsorbierende
Komponenten innerhalb der Rakete. Während eines Testens und Reprogrammierens
ist die Erdungsebene an einer externen Wärmeableitvorrichtung durch
eine Öffnung
in der Haut der Rakete befestigt. Hohe Wärmeflussraten durch die Erdungsebene
und ihre externe Kühlvorrichtung
halten die Elektronik während
eines Testens und Reprogrammierens auf einer gleichbleibenden Temperatur unterhalb
der unsicheren Betriebstemperaturgrenze.
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Die
Wärmeerdungsebene
wird innerhalb der Rakete unter Verwendung eines Wärmerohrs
errichtet. Diese Vorrichtung vertraut auf die Zirkulation und eine
Phasenänderung
eines Fluids, um Wärme
von heißeren
Bereichen zu kühleren
Bereichen zu bewegen. Das Wärmerohr
ist mit allen internen Vorrichtungen, die eine Kühlung benötigen, und mit jeder internen
Struktur verbunden, die Wärme
absorbieren kann. Während
eines taktischen Flugs liefert die Phasenänderung des Fluids von flüssig zu
gasförmig
und seine erneute Kondensation in kühleren Bereichen des Wärmerohrs,
wo Energie absorbiert wird, eine ausreichende Wärmekapazität, um die Komponenten vor einer Überhitzung
zu bewahren. Überschüssige Wärme wird
schnell an strukturelle, wärmeabsorbierende
Komponenten der Rakete übertragen. Während eines
Testens ist die externe Kühlvorrichtung
an den Kühlbereich
des Wärmerohrs
angeschlossen, um überschüssige Wärme aus
der Rakete zu ziehen.
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Die
Erfindung verbessert eine Raketenleistung, da es keine Verlustkomponenten,
die während eines
taktischen Flugs getragen werden, und wenig verlorenen Raum gibt.
Außerdem
kann Abwärme eher
umfassend als auf einer Komponente-um-Komponente-Basis verwaltet werden.
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Die
Erfindung verwendet ein Wärmerohr,
um die Wärmeerdungsebene
zu errichten. Wärmerohre weisen
eine sehr hohe thermische Leitfähigkeit
auf, wodurch Wärme
schnell bewegt wird. Wie eine elektrische Erdungsebene, die gegenüber dem
Elektrizitätsfluss
einen minimalen Widerstand aufweist, zeigt ein Wärmegrund einen minimalen Widerstand
gegenüber
einem Wärmefluss.
Bspw. kann ein Wärmerohr
eine 10 Mal so große
Wärmeleitfähigkeit
wie ein ähnlich
konfigurierter Kupferbus aufweisen. Eine hohe thermische Leitfähigkeit
ist ein wichtiges Merkmal der vorliegenden Erfindung, und andere
Vorrichtungen und Materialien, die eine hohe thermische Leitfähigkeit
zeigen, könnten
anstatt des Wärmerohrs
verwendet werden. Eingekapselte Graphitfaserbündel könnten z.B. verwendet werden.
Das Wärmerohr
kann Zweige umfassen, die sich von ihm erstrecken, um Wärme von
Komponenten mit hoher Wärme
zu absorbieren. Die Zweige können
aus Metall hergestellt sein, wie z.B. Kupfer, oder können selbst
Wärmerohre
sein.
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KURZE BESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNGEN
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Die
verschiednen Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung können unter
Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung in Verbindung
mit den beigefügten
Zeichnungen einfacher verstanden werden.
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Die
Figur zeigt den vorderen Endteil einer taktischen Rakete in einem
vertikalen Querschnitt, um interne wärmeerzeugende und wärmeabsorbierende
Komponenten zu zeigen, die miteinander durch ein Wärmerohr
und eine entfernbare externe Wärmeableitvorrichtung
verbunden sind, und zwar alles gemäß der vorliegenden Erfindung.
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BESCHREIBUNG
DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
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Die
in der Zeichnungsfigur gezeigte Rakete 10 ist eine taktische
Rakete, die für
einen Flug von höchstens
fünf oder
sechs Minuten bei Überschallgeschwindigkeit
gedacht ist. Die Rakete 10 weist eine zylindrische Form
mit einer abgerundeten Nase auf. Der Rakete 10 bekommt
ihre äußere Form
durch eine Haut oder Hülle 12 gegeben.
Die Rakete 10 umfasst einen internen strukturellen Rahmen,
der schematisch als Querwände
bzw. Schotte 14a-14c gezeigt ist. Innen weist
die Rakete 10 einen Treibstoff 16, eine Energieversorgung 18 und
verschiedene elektronische Komponenten 20a-20f auf,
die zum Steuern ihres Flugs verwendet werden.
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Die
Rakete 10 umfasst auch ein Wärmerohr 22, das einige,
aber nicht alle, Komponenten innerhalb der Rakete verbindet. Das
Wärmerohr 22 bildet eine
thermische Erdungsebene, die alle Komponenten 14, 16 und 20,
die mit ihr verbunden sind, auf nahezu der gleichen Temperatur hält, so wie
ein elektronischer Erdungsbus es für elektrische Potenziale tut.
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Die
Figur zeigt eine externe Wärmeableitvorrichtung 24,
die nachfolgend beschrieben ist. Diese Vorrichtung wird während eines
Testens und Reprogrammierens der Rakete verwendet, um die thermische
Erdungsebene, die durch das Wärmerohr 22 errichtet
ist, auf einer akzeptablen kühlen
Temperatur zu halten.
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Das
Wärmerohr 22 ist
ein herkömmliches Wärmerohr,
einschließlich
einen hohlen Metallzylinders 30 mit einem Docht 32,
der seine Innenfläche auskleidet.
Ein Wärmeübertragungsfluid
wird in den ausgekleideten Zylinder 30 gebracht, und der
Zylinder wird verschlossen bzw. abgedichtet. Im Stand der Technik
ist es wohl bekannt, dass Wärmerohre
durch Absorbieren von Wärme
funktionieren, wenn das Arbeitsfluid verdampft, und Wärme abgeben,
wenn das Arbeitsfluid kondensiert. Das Arbeitsfluid bewegt sich in
seinem flüssigen
Zustand von kälteren
Bereichen zu wärmeren
Bereichen durch eine Kapillarwirkung in dem Docht 32, während der
Dampf in einem offenen Kern in der Mitte des Wärmerohrs von den heißeren Bereichen
zu den kühleren
Bereichen frei nach unten wandert. Geeignete Dochtmaterialien und
Fluide sind dem Fachmann bekannt, wenn die Anwendung in einem sich
rasch bewegenden Objekt und die anzutreffenden Temperaturbereiche
berücksichtigt
wird.
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Das
Wärmerohr 22 ist
mit allen wärmeerzeugenden
Vorrichtungen 20a-20f, die vor einem Überhitzen
bewahrt werden müssen,
und mit jeder vorhandenen Wärmefalle 14, 16 innerhalb
der Rakete verbunden. Verschiedene Techniken werden verwendet, um
die Wärmequellen
mit dem Wärmerohr 22 zu verbinden.
Jede Verbindung ist geeignet, solange sie eine hohe thermische Leitfähigkeit
aufweist und ein so schnelles Übertragen
von Wärmeenergie
an das Wärmerohr
zulässt,
wie sie erzeugt wird. Elektronische Baugruppen 20a und 20b sind
z.B. geformt, um zumindest um einen Teil des Äußeren des Wärmerohrs 22 zu passen.
Sie können
an dem Wärmerohr 22 unter
Verwendung jedes geeigneten Zements oder einer Bindeanordnung angebracht
werden, die eine hohe thermische Leitfähigkeit aufweist. Leiterplatten 20c können Halteflansche 34 aufweisen,
um die Leiterplatte an dem Wärmerohr 22 zu
befestigen. Die Halteflansche 34 sind wiederum mit Metallwärmefallen
(nicht gezeigt) verbunden oder einstückig damit ausgebildet, die
mit den Leiterplatten verbunden sind, um Wärme von Wärmequellen, wie z.B. Computerchips,
an den Flansch zu leiten. Für
besonders heiße
Komponenten können
radiale Zweige 36, 38 verwendet werden. Ein Zweig 36 ist
selbst ein Wärmerohr,
dessen eines Ende mit der wärmeerzeugenden Komponente 20d verbunden
ist und dessen anderes Ende mit dem mittigen Wärmerohr 22 verbunden
ist. Die Verbindung wird durch jedes geeignete Mittel hergestellt,
das dem Fachmann bekannt ist und einen schnellen Wärmefluss
von dem Zweigwärmerohr 36 zu
dem mittigen Wärmerohr 22 zulässt. Jeder
Zweig des mittigen Wärmerohrs 22 kann
ein flaches Plattenwärmerohr 38 sein,
wenn eine zusätzliche
Effizienz beim Wärmeübertragen
erforderlich ist, oder wenn die Wärmequellen weiter verteilt
sind.
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Das
Wärmerohr 22 ist
auch mit allen möglichen
Wärmefallen
innerhalb der Rakete verbunden. Diese umfassen im Wege eines Beispiels
die Querwände 14a-14c und
den Treibstoff 16. Es wird bevorzugt, die wärmeerzeugenden
Elemente 20a-20f und die wärmeabsorbierenden Elemente 16 innerhalb
der Rakete 10 derart anzuordnen, dass die Wärmeerzeugenden
sich an einem Ende befinden und dass sich wärmeabsorbierende Elemente an
dem anderen Ende des Wärmerohrs
befinden. In der Zeichnung befinden sich die wärmeerzeugenden Elemente 20a-20f in
Richtung des vorderen Endes der Rakete, während der wärmeabsorbierende Treibstoff 16 achtern
angeordnet ist. Die Querwände 14a-14c befinden
sich aus strukturellen Gründen
zwischen den zwei Enden des Wärmerohrs 22.
Ein Anordnen der heißesten
Elemente bei einem Ende des Wärmerohrs 22 und
der kühlsten
Elemente bei dem anderen erleichtert einen kapillaren Fluss des
flüssigen
Arbeitsfluids von dem kühleren
Bereich zu dem heißeren
Bereich.
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Einige
Komponenten, wie z.B. die Wärmebatterie 18,
sind gegenüber
dem Wärmerohr
isoliert. Dies stellt eine geeignete Behandlung für jede Komponente
dar, die Wärme
erzeugt, jedoch durch sie nicht entgegenwirkend beeinflusst wird.
Aus ähnlichen
Gründen
sind die Querwände 14 nicht
direkt mit der Haut 12 verbunden. Bei Überschallgeschwindigkeiten
erwärmt
sich die Haut 12 durch Reibung mit der Luft. Diese Wärme wird
von den Komponenten 14, 16, 18 und 20 innerhalb
der Rakete teilweise abgehalten, indem die Haut nicht direkt an
die Querwände 14 gekoppelt
wird, sondern anstatt dessen isolierende Verschlusssysteme (nicht
gezeigt) verwendet werden.
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Das
Wärmerohr 22 weist
eine hohe thermische Leitfähigkeit
auf, die ungefähr
zehn Mal so groß wie
die ist, die ein vergleichbar dimensionierter und geformter Kupferbus
erzielen würde.
Die tatsächliche Leistung
des Wärmerohrs 22 hängt von
vielen Faktoren ab, einschließlich
dem gewählten
Arbeitsfluid, dem Material und Durchmesser des Wärmerohrs und dem Temperaturbereich, über dem
das Wärmerohr arbeiten
muss.
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Das
Wärmerohr 22 arbeitet
auf eine zu einem elektrischen Erdungsebenenkreis analoge Weise,
wobei alles damit Verbundene auf einer gemeinsamen Temperatur gehalten
wird. Das Wärmerohr 22 weist
eine exzellente thermale Leitfähigkeit
auf. Sobald Hitze durch eine an dem Wärmerohr 22 befestigte
Komponente erzeugt wird, wird die Wärme zuerst durch ein Verdampfen
des Fluids innerhalb des Wärmerohrs
absorbiert. Dieses Fluid bewegt sich im Wärmerohr 22 nach unten
zu kühleren
Bereichen, wo es kondensiert, wobei es Wärme an z.B. Querwände 14 und
den Treibstoff 16 oder an irgendein anderes Element in
der Rakete 10 abgibt, das Wärme absorbieren kann und das
mit dem Wärmerohr
verbunden ist. Aufgrund der schnellen Wärmeübertragung bedeutet ein Verwenden
des Wärmerohrs 22,
das die Verwaltung von überschüssiger,
durch die Elektronikkomponenten erzeugten Wärme virtuell auf der Wärmekapazität der gesamten
Rakete 10 (strukturelle Komponenten, z.B., 14,
Treibstoff 16 und Wärmerohr 22)
und nicht nur auf spezifische Wärmefallen
für individuelle
wärmeerzeugende
Komponenten basiert werden kann. Mit der Fähigkeit, die gesamte Rakete als
Wärmefalle
zu verwenden, ist es einfacher, kritische Elektronikkomponenten
unterhalb einer maximalen zulässigen
Temperatur, z.B. 85°C,
zu halten.
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Statisches
Testen und Reprogrammieren einer Rakete 10 kann eine wesentliche
Zeitdauer in Anspruch nehmen. Eine externe Wärmeableitvorrichtung 24 wird
vorgesehen, um das Wärmerohr 22 auf einer
stabilen, akzeptablen kühlen
Temperatur zu halten. Die externe entfernbare Wärmeableitvorrichtung 24 ist
analog zu einem elektrischen Erdungsdraht zu sehen, der mit der
Rakete und anderer elektrischer Ausrüstung verbunden ist, um Schläge, Funken
oder den Aufbau einer statischen elektrischen Ladung zu verhindern.
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Die
externe Wärmeableitvorrichtung 24 erstreckt
sich durch eine Öffnung 40 in
der Raketenhaut und bildet eine Wärmeverbindung mit dem Wärmerohr 22.
Die externe Wärmeableitvorrichtung 24 kann
Wärme schnell
aus dem Wärmerohr 22 ziehen. Das
Wärmerohr 22 weist
einen Vorsprung 42 auf, um einen vergrößerten Bereich zum Berühren der
und zum Übertragen
von Wärme
an die externe Wärmeableitvorrichtung 24 zu
schaffen. Eine konische Bohrung 44 in dem Vorsprung 42 dient
diesem Zweck, andere Formen sind jedoch auch möglich. Ein Mechanismus, wie
z.B. ein Schraubgewinde oder eine Klemme (nicht gezeigt) halten
die externe Wärmeableitvorrichtung 24 in
Kontakt mit dem Wärmerohr 22, um
eine gute Wärmeverbindung
sicherzustellen.
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Die
externe Wärmeableitvorrichtung 24 könnte z.B.
ein (nicht gezeigtes) mit einem dadurch laufenden Kühlmittel
sein. Das Kühlmittel
kann durch eine herkömmliche
Kühlmaschine
gekühlt
werden. Die externe Wärmeableitvorrichtung 24 könnte auch ein
anderes Wärmerohr 46 sein.
In diesem Fall weist das externe Wärmeableitvorrichtungs-Wärmerohr 46 eine
große
Oberfläche
auf, wie z.B. die Finnen 48 auf ihrem externen Endteil,
um Wärme
zu übertragen. Ein
externer Lüfter 50 kann
verwendet werden, um eine Luftströmung zu erzwingen und eine
Wärmeübertragung
zu erhöhen.
Ein Verwenden eines Wärmerohrs 46 und
eines externen Lüfters 50 als
externe Wärmeableitvorrichtung
hat den Vorteil einer Einfachheit und Wirtschaftlichkeit gegenüber einer
mit einem Kühlmittel
gekühlten
Sonde und ist einfach erhältlich
zur Verwendung in diesem Gebiet. Mit der befestigten externen Wärmeableitvorrichtung 24 kann die
Rakete ohne Überhitzung
getestet und/oder reprogrammiert werden. Die externe Wärmeableitvorrichtung 24 zieht
Wärme von
dem Wärmerohr,
wobei die Elektronikkomponenten 20, die Wärme erzeugen, unterhalb
eines kritischen Maximums gehalten werden. Wenn die Rakete 10 für einen
Flug bereit ist, kann die externe Wärmeableitvorrichtung 24 entfernt werden
und die Öffnung 40 in
der Haut 12 kann mit einem geeigneten Stopfen geschlossen
werden.
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Es
versteht sich, dass die vorliegende Erfindung ein Verfahren und
eine Vorrichtung zum Bewahren von Elektronikkomponenten 20 gegenüber einer Überhitzung
sowohl während
kurzen Raketenflügen als
auch während
eines ausgedehnten Prüfstand testens
oder Reprogrammierens der Rakete bewahrt, und zwar mit einem kleinen
Opfer hinsichtlich einer Raketenleistung. Es versteht sich auch,
dass die beschriebenen Ausführungsformen
lediglich illustrativ für
einige der vielen spezifischen Ausführungen sind, die Anwendungen
der Prinzipien der vorliegenden Erfindung repräsentieren. Viele andere Anordnungen können von
einem Fachmann auf einfache Weise ersonnen werden, ohne den Schutzbereich
der Erfindung zu verlassen.