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Die Erfindung betrifft Expansionszyklus-Raketentriebwerke
(expander cycle rocket engines) und insbesondere rohrförmige Schubkammern
für derartige
Maschinen.
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Raketentriebwerke, beispielsweise
solche, wie sie bei Raumfahrtmissionen verwendet werden, sind kostspielig
zu konstruieren und herzustellen. Außerdem besteht ein kontinuierliches
und ansteigendes Bedürfnis
nach Raketen, die für
mehrmaliges Zünden
geeignet sind, um Nutzlasten in den Weltraum oder in erdnahe Umlaufbahnen
zu tragen. Hersteller derartiger Raketentriebwerke suchen konstant nach
neuen Wegen, die Haltbarkeit der Bauteile zu erhöhen, die derartige Triebwerke
aufweisen.
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Ein derartiges Bauteil ist die Raketenschubkammer,
in der die Treibmittel des Raketentriebwerks verbrannt und beschleunigt
werden. Wegen der extrem hohen Temperaturen der sich durch die Schubkammer
bewegenden Treibmittel müssen
die Wände der
Schubkammern bei den Anwendungen gekühlt werden, die mehrmaliges,
andauerndes Triebwerkbrennen benötigen.
Bei Expansionszyklus-Raketentriebwerken wird ein derartiges Kühlen typischerweise
bewirkt, indem man ein Kühlmittel,
beispielsweise flüssigen
Wasserstoff, durch Rohre oder Kanäle strömen lässt, die die innere Oberfläche der
Schubkammer bilden. Der flüssige
Wasserstoff verdampft in Folge des Wärmeübertrags, wird durch eine Turbopumpe
expandiert und wird dann der Brennkammer der Maschine zugeführt.
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Ein typisches Expansionszyklus-Raketentriebwerk
kühlt die
Kammer/Düsenkomponenten
mit der gesamten Triebwerk-Treibstoffströmung, und die durch den Kühlprozess
aufgenommene Energie liefert die Kraft zum Antreiben der Turbopumpen.
Die durch diesen Zyklus ausgebildete, relativ günstige Turbinenumgebung führt zu Gewichts-,
Kosten- und Zuverlässigkeitsvorteilen
gegenüber
anderen Zyklen (i. e. Gasgenerator, gestufte Verbrennung). Das Eliminieren
des Vor-Brenners und der korrespondierenden Leitungen erhöht diese
Vorteile weiter. Expansionszyklus-Triebwerke haben niedrigere Druckanforderungen
an die Turbopumpe(n) als Triebwerke mit gestufter Verbrennung und
ein höheres
Leistungspotenzial als Gasgeneratorzyklen. Jedoch muss ein wesentliches
Technologieproblem beim Erreichen des wahren Potenzials des Expansionszyklus-Triebwerks
(d.h. höchster
Schub in der Einhüllenden
mit den geringsten Abmessungen) angesprochen werden: Um die bestmögliche Leistung
zu erzielen und dabei die Zuverlässigkeit
und die geringen Kosten der Expansionskonstruktion beizubehalten,
muss die Wärmeaufnahme
von der Verbrennungskammer maximiert werden für maximale Kraft an die Antriebturbinen.
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Die Einfachheit des Expansionszyklus-Triebwerks
bietet die Fähigkeit,
die Kosten des Transports von Nutzlast in den Orbit zu senken. Die
Verbesserung der Leistung des Systems durch Zunahme im Kammerdruck
und gleichzeitiges Beibehalten der gleichen dimensionalen Einhüllenden
ist höchst
wünschenswert.
Triebwerke heutiger Generation sind in ihrer Fähigkeit zum Erhöhen des
Kammerdrucks begrenzt in Folge des geringen Wärmeübertrags, der durch die Materialien
geleistet wird, und der Konstruktion der Brennkammer. Die Entwicklung
einer Brennkammer, welche den Kammerdruck erhöht und mehr Leistung liefert
und dabei Zuverlässigkeit
und Arbeitsfähigkeit
beibehält,
ist ein Schlüssel
zum Voranbringen der Fähigkeit
des Expansionstriebwerks.
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Heutige Raketenschubkammern für Expansionszyklus-Triebwerke
sind aus rostfreien Stahlmaterialien gebildet. Diese Materialien
sind nur für
niedrige Kammerdruckanwendungen (etwa 4,83 MPa absolut (700 psia))
geeignet wegen Beschränkungen bei
dem Wärmeübertrag.
Kupferlegierungen können signifikante
Zunahmen bei den Kammerdrücken
erlauben wegen deren signifikant höherer thermischer Leitfähigkeit.
Indem man von der signifikant höheren thermischen
Leitfähigkeit
des Kupfers profitiert, kann die zu Verfügung stehende Wärme zum
Antreiben der Turbopumpen eines Expansionszyklus-Triebwerks ausreichend erhöht werden,
um Kammerdruckniveaus bis zu 10,3 MPa absolut (1500 psia) zu ermöglichen.
Momentane Schubkammern, die Kupfer als das Material der heißen Seite
nutzen, wie in dem bei dem Space Shuttle verwendeten Haupttriebwerk,
erfahren Haltbarkeitsprobleme wie beispielsweise Durchbrennen der
Auskleidung, Kupfer Weichglühen
(blanching) und heiße
Streifen (hot streaks).
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Wie der Fachmann leicht erkennen
wird, sind die Schubkammern-Raketentriebwerke, die während einer
Mission mehrere Brennphasen durchlaufen, einem Versagen in Folge
von thermisch induzierter Ermüdung
ausgesetzt. Das kann in der Schubkammer an Positionen auftreten,
an denen die Verbindung inadäquat
war oder an Stellen, wo die thermische Expansion und Kontraktion
eine zykllische Verformung verursacht und ein Bauteil ermüdet. Ein
Beispiel einer Schubkammer ist in US-Patent Nr. 3 208 132 an Escher
gezeigt, das eine Raketenkammer beschreibt, die durch das Ausbilden
von Kühlmittelströmungspassagen
zwischen zwei Blechen durch ein Explosions-Verformverfahren hergestellt
ist. Die verformten Bleche müssen
anschließend
miteinander verschweißt
oder verlötet
werden, um einzelne Strömungspassagen
zu bilden, und die Integrität
dieser Nähte
ist schwierig zu inspizieren.
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Das US-Patent Nr. 3 595 025 an Stockel
et al. beschreibt einen anderen Typ von Schubkammerauskleidung mit
Nuten, die Kühlkanäle bilden, wenn
sie mit einem Strukturmantel zusammengepasst sind. Kühlmittel,
welches in diesen Kanälen strömt, behindert
den Wärmeübertag von
den Verbrennungsprodukten auf den Strukturmantel, was zu einer minimalen
thermischen Ausdehnung des Mantels während des Triebwerkbrennens
führt.
Im Gegensatz dazu kommt es zu einer substanziellen thermischen Ausdehnung
an der den Verbrennungsprodukten exponierten Auskleidungsoberfläche. Diese thermische
Ausdehnung, verbunden mit der minimalen Ausdehnung des Mantels,
bewirkt, dass sich die radial innere Oberfläche der Auskleidung biegt und die
Oberfläche
gebogen bleibt, bis das Triebwerk zu brennen aufhört. Wenn
das Triebwerk abgeschaltet wird, kühlt die Auskleidung, und die
Verbiegung der Oberfläche
der Auskleidung wird aufgehoben. Das zyklische Verbiegen und Zurückbiegen
der Auskleidungsoberfläche,
das sich aus häufigerem
Brennen eines derartigen Triebwerks ergibt, kann die Auskleidung
bis zu dem Versagen ermüden.
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Benötigt wird eine Raketenschubkammer, die
einfach inspiziert werden kann, die einen Wärmeübertrag mit Übertragsraten
schafft, die genügend Energie
liefern können,
um Kammerdruckniveaus bis zu 10,3 MPa absolut (1500 psia) zu ermöglichen,
und die den durch die thermische Ausdehnung und Kontraktion, die
durch mehrmaliges Triebwerkbrennen hervorgerufen werden, induzierten
Spannungen widerstehen kann.
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Weitere Rohranordnungen sind in DE-C-43 01
041 (gegenüber
der der Anspruch 1 abgegrenzt wurde), EP-A-0374382 und J. M. Kazaroff
et al. "Advanced
Tube-Bundle Rocket Thrust Chambers", in Journal or Propulsion and Power,
Vol. 8, Nr. 4, 1. Juli 1992, Seiten 786–791 beschrieben.
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Gemäß der vorliegenden Erfindung
wird eine Schubkammer für
ein Ausdehnungszyklus-Raketentriebwerk bereitgestellt, welche eine
vorbestimmte Anzahl N von Rohren konzentrisch um eine Zentralachse
aufweist, wobei die Rohre ein Rohrbündel definieren, in dem jedes
Rohr einen Sektor-Winkel α überspannt,
der gleich 360°/N
ist, wobei jedes der Rohre zwei von den Rohren unmittelbar benachbart ist,
wobei jedes der Rohre eine erste und eine zweite im Wesentlichen
planare Seitenwand und eine erste Abschlusswand, die im Wesentlichen "U-förmig" im Querschnitt ist
und sich von der ersten Seitenwand zu der zweiten Seitenwand erstreckt,
aufweist, wobei die erste Seitenwand radial von der zweiten Seitenwand
divergiert und so einem Divergenzwinkel β zwischen der ersten Seitenwand
und der zweiten Seitenwand definiert, wobei der Divergenzwinkel
für jedes Rohr
größer ist
als der Sektor-Winkel, wobei der radial innere Bereich einer jeden
ersten Seitenwand und der radial innere Bereich der dieser unmittelbar
benachbarten zweiten Seitenwand einen Kanal definieren, wobei das
Rohr des Rohrbündels
radial innerhalb eines ringförmigen
Strukturmantels angeordnet ist, der um die Zentralachse konzentrisch
ist, dadurch gekennzeichnet, dass jedes Rohr eine zweite Abschlusswand
hat, die radial von der ersten Abschlusswand außerhalb beabstandet ist, die
im Wesentlichen "U-förmig" im Querschnitt ist
und sich von der ersten Seitenwand zu der zweiten Seitenwand erstreckt,
und dass der radial äußere Bereich
einer jeden ersten Seitenwand mit dem radial äußeren Bereich der dieser unmittelbar
benachbarten zweiten Seitenwand verlötet ist.
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Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der
vorliegenden Erfindung definieren die Rohre ein Rohrbündel, welches
eine Einlassebene, eine Einschnürungsebene
und eine konvergente Verbrennungskammer dazwischen hat, wobei die
Einlassebene und die Einschnürungsebene
rechtwinklig zu einer Referenzachse sind. Der Konvergenzbereich eines
jeden Rohrs erstreckt sich zwischen der Einlassebene und der Einschnürungsebene.
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Eine bevorzugte Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung wird nun nur beispielhaft und mit Bezugnahme
auf die begleitenden Zeichnungen beschrieben, für die gilt:
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1 ist
eine Schnittansicht des Strukturmantels der Raketenschubkammer der
vorliegenden Erfindung;
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2 ist
eine Schnittansicht der Rohre der vorliegenden Erfindung, die entlang
der Linie 2-2 von 1 genommen
ist; und
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3 ist
ein vergrößerter Schnitt,
der entlang der Linie 3-3 von 2 genommen
ist.
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Ein Strukturmantel 10 einer
Raketenschubkammer für
ein Expansionszyklus-Raketentriebwerk ist
in der 1 mit einer Mittellinienachse 50,
die dort hindurch definiert ist, gezeigt. Der ringförmige Strukturmantel 10 ist
um die Achse 50 konzentrisch und befindet sich radial außerhalb
davon und weist eine Mehrzahl von Einlass-Verteilereinrichtungsöffnungen 50,
die radial ein Ende 12 des Mantels 10 umgeben, und
eine Mehrzahl von Sammeleinrichtung-Austrittsöffnungen 13 auf, die
radial das entgegengesetzte Ende 14 des Strukturmantels 10 umgeben.
In Folge seiner strukturellen Art ist der Mantel 10 vorzugsweise
aus einem hoch festen Material, beispielsweise rostfreiem Stahl,
hergestellt.
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Eine vorbestimmte Anzahl N von Rohren 15 ist
konzentrisch um die Achse 50 und radial innerhalb des Mantels 10 relativ
zur Achse 50 angeordnet. Die Rohre
15 sind zu
einer Gestalt geformt, welche sich an das gewünschte axiale Profil des Strukturmantels 10 anformt,
wie in 2 gezeigt ist.
Die Rohre 15 sind vorzugsweise aus einem hoch leitfähigen Material,
beispielsweise Kupfer oder einer Kupferlegierung, hergestellt. Jedes
Rohr 15 ist in dem Strukturmantel 10 angeordnet,
so dass sich das Rohr 15 axial entlang dem Strukturmantel 10 erstreckt.
Ein Ende 18 eines jeden Rohrs 15 kommuniziert
mit einer Einlassverteilereinrichtung (nicht gezeigt) durch eine
der Einlassöffnungen 11,
und das andere Ende 19 kommuniziert mit einer Auslasssammeleinrichtung
(nicht gezeigt) durch eine der Auslassöffnungen 13. Die Rohre 15 definieren
ein Bündel 20,
welches eine Einlassebene 22, eine Einschnürungsebene 24 und
eine konvergente Verbrennungskammer 26 dazwischen hat.
Wie in 1 gezeigt, sind
die Einlassebene 22 und die Einschnürungsebene 24 rechtwinklig
zur Achse 50, und jedes Rohr 15 hat einen Konvergenzbereich,
der sich zwischen der Einlassebene 22 und der Einschnürungsebene 24 erstreckt.
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Wie in 2 gezeigt, überspannt
jedes Rohr 15 in einem Sektor-Winkel α, der gleich 360°/N ist. Der
Konvergenzereich 28 eines jeden Rohrs 15 weist eine
erste Seitenwand 30 und eine zweite Seitenwand 32 auf,
die beide im Wesentlichen planar sind. Die erste Seitenwand 30 befindet
sich in beabstandeter Relation zu der zweiten Seitenwand 32 und
divergiert von dieser radial und definiert so einen Divergenzwinkel β zwischen
der ersten Seitenwand 30 und der zweiten Seitenwand 32.
Der Konvergenzbereich 28 eines jeden Rohrs 15 weist
ferner eine erste Abschlusswand (34) und eine zweite Abschlusswand 36 auf,
von denen jede integral mit der ersten und mit der zweiten Seitenwand 30, 32 ist.
Die erste Abschlusswand 34 ist im Wesentlichen. "U-förmig" im Querschnitt,
wie in 2 gezeigt, und
die erste Abschlusswand 34 erstreckt sich von der ersten
Seitenwand 30 zu der zweiten Seitenwand 32 entlang
der gesamten Länge
des Rohrs 15. Die zweite Abschlusswand 36, die
vorzugsweise im Wesentlichen im Querschnitt "U-förmig" ist, ist radial
außerhalb
von der ersten Abschlusswand relativ zur Achse 50 beabstandet
und erstreckt sich von der ersten Seitenwand 30 zu der
zweiten Seitenwand 32. Der Divergenzwinkel β eines jeden
Rohrs 15 ist größer als
der Sektor-Winkel α,
und der Divergenzwinkel β ist
so, dass das spezielle Lotmaterial, welches zum Verbinden der Rohre 15 gewählt ist,
nicht zu der ersten Abschlusswand 34 ausfließen oder
herausgezogen wird, wie nachfolgend beschrieben.
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Es wird auf 3 Bezug genommen. Dieses Rohr 15 ist
unmittelbar zwei anderen Rohren 15 benachbart, und da der
Divergenzwinkel (3 größer als der
Sektor-Winkel α ist,
ist der radial innere Bereich einer ersten Seitenwand 30 in
beabstandeter Relation zu der gegenüber liegenden zweiten Seitenwand 32 des
unmittelbar diesem benachbarten Rohrs 15. Somit definieren
der radial innere Bereich 40 der ersten Seitenwand 30 und
der radial innere Bereich 40 der zweiten unmittelbar dieser
benachbarten Seitenwand 32 einen Kanal 42. Im
Gegensatz ist der radial äußere Bereich 44 einer
jeden ersten Seitenwand 30 mit dem radial äußeren Bereich 44 der
zweiten Seitenwand 32 des diesem unmittelbar benachbarten Rohrs 15 vorzugsweise
mit einem Lotmaterial 46 verbunden.
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Das Rohrbündel 20 kann hergestellt
werden, indem jedes Rohr 15 mit einem Lotmaterial 46,
beispielsweise einer Kupferlegierung, mit einer Schmelztemperatur,
die niedriger ist als die des Materials, aus dem die Rohre 15 hergestellt
sind, beschichtet wird. Unter Verwendung einer Halterung, die mit
einem Trennmittel beschichtet ist, welches für das spezielle Lotmaterial 46 geeignet
ist, können
die Rohre 15 positioniert werden, um das Rohrbündel 20 zu
bilden und dann den Löttemperaturen
ausgesetzt werden. Wenn das Lotmaterial schmilzt, fließt es in die
Kanäle 42 zwischen
unmittelbar benachbarten Rohren 15, oder es wird dort "dochtähnlich" hineingezogen. Da
jedoch der radial innere Bereich 40 einer jeden Rohrseitenwand 30 von
dem radial inneren Bereich 40 der dazu unmittelbar gegenüber liegenden Seitenwand 32 divergiert,
hört das
Lotmaterial 46 gut kurz vor den ersten Abschlusswänden der
Rohre 15 auf, zu fließen.
Damit ist, wenn die Rohre 15 und die Halterung auf Umgebungstemperatur
zurück
gebracht sind, das Ergebnis ein Rohrbündel 20, wie vorangehend
beschrieben. Der Fachmann wird leicht erkennen, dass ein derartiges
Rohrbündel 20 leicht inspiziert
werden kann, um zu bestimmen, ob jedes der Rohre 15 entlang
seiner gesamten Länge
mit jedem der dazu unmittelbar benachbarten Rohre 15 verlötet ist.
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Im Anschluss an das Löten des
Rohrbündels 20 wird
der Strukturmantel darum herum vorzugsweise durch ein Plasmasprühen von
rostfreiem Stahl oder einem anderen geeigneten Material auf die
radial äußeren Oberfläche des
Rohrbündels
geformt, so dass jede der zweiten Abschlusswände 36 mit der inneren
Oberfläche
des Mantels 10 verbunden ist. Wie der Fachmann leicht erkennen
wird, beinhaltet das Dampfplasma-Sprühverfahren das Anordnen des Rohrbündels 20 in
eine Unterdruckkammer und das Aufsprühen von geschmolzenem Metall
auf die radial äußere Oberfläche davon
und das Verbinden mit dieser Oberfläche, um einen Strukturmantel 10 zu
bilden. Dieses Verfahren ist gegenüber anderen bekannten Verfahren
zum Herstellen eines Strukturmantels bevorzugt, weil es effektiv
die Spalte zwischen benachbarten Rohren 15 radial außerhalb
des Lotmaterials füllt
und so das Inspizierbarkeits-Problem eliminiert, das bei maschinell
hergestellten Strukturmänteln
inhärent
ist, und wesentlich schneller ist, als den Mantel durch ein Elektroplattierverfahren
durch Elektroformen herzustellen. Eine so hergestellte Kombination
aus Rohrbündeln
und Mantel resultiert in einer Schubkammer, bei der der Strukturmantel
mit der zweiten Abschlusswand eines jeden Rohrs 15 mit
diesem entlang der gesamten Länge davon
verbunden ist, die zu diesem unmittelbar benachbart sind.
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Während
des Triebwerkbetriebs wärmt
das Brennen des Triebwerks die radial nach innen gerichtete Oberfläche des
Rohrbündels 20 auf
und bewirkt eine thermische Ausdehnung der ersten Abschlusswand 34 eines
jeden Rohrs 15. Jedoch erfahren in Folge der Grenzschichteffekte
und des Wärmeübertrags
auf den Treibstoff die Seitenwände 30, 32 nur eine
minimale thermische Ausdehnung. Wie der Fachmann leicht erkennen
wird, verringert die thermische Ausdehnung der ersten Abschlusswände 34 den
Abstand zwischen unmittelbar benachbarten ersten Abschlusswänden 34,
bewirkt jedoch nicht, dass sich die ersten Abschlusswände 34 so
signifikant biegen, wie das beim Stand der Technik auftrat, da die
radial nach innen gerichteten Bereiche 40 der Seitenwände 30, 32 frei
sind, sich zu verbiegen, um die Ausdehnung der ersten Abschlusswände 34 aufzunehmen.
Folglich führt
beim Abschalten des Triebwerks und beim Kühlen der Schubkammer die thermische
Kontraktion der ersten Abschlusswände 34 zu minimaler
thermischer Spannung, verglichen mit Expansionszyklus-Schubkammern
des Stands der Technik. Ein mehrfaches Brennen erzeugt ähnliche thermische
Expansions- und Kontraktionsexkursionen, die signifikant weniger
Spannung und Dehnung in den Rohren 15 erzeugen als das
Verbiegen und Zurückbiegen
der Auskleidungen von Schubkammern des Stands der Technik mit flachen
inneren Wänden,
die der Brennkammerflamme ausgesetzt sind.
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Die rohrförmige Konfiguration der vorliegenden
Erfindung liefert einen erhöhten
Wärmeübertrag, verglichen
mit glattwandigen gefrästen
Kanälen
oder plattenartigen Konstruktionen wegen der erhöhten Fläche der Oberflächen der
Rohre 15. Die ersten Abschlusswände liefern bis zu 40% mehr
Oberflächen-Fläche oder
15% mehr an effektiver Wärmeübertragsfläche (nachdem
Grenzschichteffekte berücksichtigt
sind) gegenüber
glattwandigen Konstruktionen für
eine äquivalente
Kammerlänge.
Die rohrförmige
Konstruktion liefert auch verbesserte Druckabfallcharakteristika
gegenüber
rechtwinkligen Kanalkonstruktionen. Die natürliche Druckkesselgestalt der
Rohre 15, kombiniert mit dem Verbinden von benachbarten
Rohren 15, nur an dem radial äußeren Bereich einer jeden Seitenwand
der Rohre 15 schafft eine Konstruktion, die auf Wärmespannungen
bei niedrigeren Dehnungsniveaus reagieren kann als die Schubkammern
des Stands der Technik, und so wird eine Expansionszyklus-Raketenschubkammer
mit einem höheren
Kammerdruck bereitgestellt als der des Stands der Technik, und eine
solche Schubkammer, die für
mehrfaches Brennen während
eine Mission in der Lage ist, ohne Versagen in Folge von thermisch induzierter
Ermüdung.
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Somit liefert die vorliegende Erfindung
zumindest in der dargestellten Ausführungsform eine Raketenschubkammer,
die sichere, leicht inspizierbare Rohre und Verbindungen zwischen
benachbarten Kühlmittelrohren
liefert und die den durch thermische Expansion und Kontraktion,
die durch mehrfaches Triebwerkbrennen induziert werden, besser widerstehen
kann als die Schubkammern des Stands der Technik.