DE69710528T2

DE69710528T2 - Düseneinsatz für Raketendüsen

Info

Publication number: DE69710528T2
Application number: DE69710528T
Authority: DE
Inventors: Dale L. Hook; Scott J. Rotenberger; Thomas M. Rust
Original assignee: TRW Inc
Current assignee: Northrop Grumman Corp
Priority date: 1996-07-29
Filing date: 1997-07-28
Publication date: 2002-08-08
Anticipated expiration: 2017-07-29
Also published as: DE69710528D1; JP3004949B2; EP0822328A2; US5802842A; EP0822328A3; EP0822328B1; IL121231A0; JPH1077907A; US6134781A; IL121231A

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

1. Technisches Gebiet

Diese Erfindung betrifft im allgemeinen Raketentriebwerke und insbesondere kleine, regenerativ gekühlte Raketenantriebe mit einem darin angeordneten dimensionsstabilen Durchlaßeinsatz.

2. Diskussion

In einem regenerativ gekühlten Zweifachtreibstoff-Raketenantrieb wird das Triebwerk unter Verwendung der latenten Verdampfungswärme des Oxidationsmittels gekühlt, das durch Kühlkanäle in der Wand der Triebwerkskammer strömt. Bei dieser Art der Konstruktion des gekühlten Triebwerks besteht ein großer thermischer Gradient zwischen der Innenwand der Triebwerkskammer und den Kühlkanälen. Der thermische Gradient ist insbesondere am Durchlaß des Raketentriebwerks, wo die Wärmelasten und die Betriebstemperaturen am größten sind, groß. Diese großen thermischen Gradienten verursachen eine lokale Dehnung des Materials zwischen der Durchlaßoberfläche und der Oberfläche der Kühlkanäle. Als Folge dieser Dehnung wird ein Phänomen erzeugt, das als thermische Verformung bezeichnet wird. Thermische · Verformung resultiert nach jedem Befeuern oder thermischen Zyklus des Triebwerks in einer radial nach innen gerichteten Schrumpfung des Durchlasses des Triebwerks. Eine Verringerung des Durchlaßbereichs von bis zu 45% wurde innerhalb von nur 60 thermischen Zyklen beobachtet. Verringerungen des Durchlaßbereichs in dieser Größenordnung sind natürlich nach so wenigen thermischen Zyklen inakzeptabel, insbesondere wenn berücksichtigt wird, daß es bei diesem Triebwerkstyp oft erforderlich ist, während der Lebensdauer des Triebwerks 700 Zyklen zu vollenden.
Es hat sich gezeigt, daß das Problem der thermischen Verformung schwierig zu überwinden ist. Thermische Gradienten können durch die Verwendung von Materialien mit einer hohen thermischen Leitfähigkeit verringert werden, aber die Streckgrenze und die Oxidationsbeständigkeit derartiger Materialien ist im allgemeinen geringer als es für diese Art von Anwendung erforderlich ist. Umgekehrt haben hochfeste Materialien, die beständiger gegen thermische Verformung sind und eine gute Oxidationsbeständigkeit aufweisen, typischerweise niedrige thermische Leitfähigkeiten. Die niedrige thermische Leitfähigkeit derartiger Materialien führt sogar zu höheren thermischen Gradienten und damit verbundenen Spannungen, die schließlich eine Dehnung und eine gewisse thermische Verformung verursachen können.
Während thermische Verformung nicht ausschließlich einzigartig für Zweifachtreibstoff-Raketentriebwerke ist, sind Einfachtreibstoff-Triebwerke viel weniger anfällig für thermische Verformung, da die thermischen Gradienten nicht so gravierend sind. Jedoch kann jede Verbesserung zur Verringerung der thermischen Verformung, die für Zweifachtreibstoff-Raketentriebwerke entwickelt wird, selbstverständlich eingesetzt werden, wenn die Triebwerke als ein Einfachtreibstoff-Triebwerk betrieben werden, selbst wenn der Bedarf nicht so groß ist.
Die GB 984 486 beschreibt die. Verbrennungskammer eines Raketenantriebs mit einem Verbrennungsabschnitt, einem Durchlaßabschnitt und einem Erweiterungsabschnitt, die von einem Schalenelement umgeben sind. Ein ausgehärtetes, Mikroblasen enthaltendes Harz ist mit mindestens einem Abschnitt der Oberfläche des Schalenelements verbunden. Ein Durchlaßeinsatz in dem Durchlaßabschnitt besteht aus einem hochtemperaturbeständigen, nicht erodierenden Material und weist die minimale Querschnittsfläche der Verbrennungskammer auf. Aus dem Mikroblasen enthaltenden Harzmaterial bestehende Verkleidungsübergänge berühren zur Bereitstellung eines hindernisfreien Durchgangs für die Verbrennungsgase in die Verbrennungskammer, wenn sie in die minimale Querschnittsfläche eintreten und sie verlassen, den Durchlaßeinsatz an seinen entgegengesetzten Enden.
Die US 3 222 862 beschreibt eine Hochtemperaturdüse für einen Raketenantrieb mit einem als Wärmesenke dienenden konvergentendivergenten Graphitabschnitt. Ein Durchlaß des konvergentendivergenten Abschnitts ist ausgespart und ein Legierungseinsatz mit einer dem heißen Gasstrom ausgesetzten Oberfläche ist darin angebracht. Zur Erniedrigung der Temperatur des Durchlasses ist ein leitfähiges Material zum Leiten von Wärme von dem Durchlaßeinsatz zur Wärmesenke zwischen dem Einsatz und der Wärmequelle angeordnet.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Gemäß den Lehrender vorliegenden Erfindung wird ein dimensionsstabiler Durchlaßeinsatz sowie ein Verfahren zur Herstellung und zur Verwendung des Durchlaßeinsatzes offenbart. Der Durchlaßeinsatz weist eine dünnwandige Schale auf, die aus einem hochfesten, oxidationsbeständigen Material besteht. Die Schale weist einen Durchlaß mit verringertem Querschnitt und einen sich radial erstreckenden ringförmingen Versteifungsring auf, der an dem Durchlaß angeordnet ist. Ein Gehäuse ist um eine Außenfläche der Schale geformt und weist eine im wesentlichen zylindrische Außenfläche auf, die es ermöglicht, den Durchlaßeinsatz in einem Raketenantrieb anzubringen. Das Gehäuse besteht aus einem Material mit einer thermischen Leitfähigkeit, die mindestens zehnmal größer ist als die der Schale. Die Schale hält der Dehnung und der Oxidation stand, die durch die extremen Temperaturen der durch den Durchlaßeinsatz strömenden Verbrennungsprodukte des Raketentreibstoffs verursacht werden, während das Gehäuse dazu dient, effizient Wärme von der Schale auf die Kühlkanäle zu übertragen.

KURZBESCHRELBUNG DER ZEICHNUNGEN

Die verschiedenen Vorteile der vorliegenden Erfindung werden für den Fachmann beim Lesen der folgenden Beschreibung unter Bezugnahme auf die Zeichnungen verständlich, von denen:
Fig. 1 eine Querschnittsansicht eines regenerativ gekühlten Zweifachtreibstoff-Raketentriebwerks zeigt, das einen gemäß den Lehren der vorliegenden Erfindung hergestellten Durchlaßeinsatz umfaßt;
Fig. 2 eine detaillierte Querschnittsansicht eines gemäß den Lehren der vorliegenden Erfindung hergestellten Durchlaßeinsatzes zeigt; und
Fig. 3 eine Querschnittsansicht einer Produktionsanordnung zeigt, die bei dem Verfahren zur Herstellung des Durchlaßeinsatzes gemäß der vorliegenden Erfindung eingesetzt wird.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM

Die folgende Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform ist lediglich exemplarischer Natur und ist in keiner Weise dazu vorgesehen, die Erfindung, ihren Einsatz oder ihre Verwendungen zu begrenzen.
In Fig. 1 ist ein gekühltes Zweifachtreibstoff-Raketentriebwerk 10 mit einem darin angebrachten Durchlaßeinsatz 12 gezeigt. Das Triebwerk 10 weist eine Hydrazin-(N&sub2;H&sub4;)-Zersetzungskammer 14 auf. Das als Treibstoff für das Triebwerk 10 verwendete Hydrazin fließt von der Einlaßleitung 16 durch ein Steuerventil 18 zu einem Katalysatorbett aus aktivem Material 20, wie z. B. mit Iridium beschichtetem Aluminiumoxid, das die exotherme Zersetzung des Hydrazins innerhalb der Zersetzungskammer 14 fördert. Die stark exotherme Zersetzung von Hydrazin resultiert in den Produktgasen Ammoniak, Wasserstoff und Stickstoff. Dieser Zersetzungsprozeß findet bei einer Temperatur von ungefähr 930ºC (1700ºF) statt. Die Produktgase stehen durch Injektoren 22 mit einer zweiten Reaktionskammer in Verbindung, die als eine innerhalb eines Triebwerksgehäuses 26 enthaltene Triebwerkskammer 24 definiert ist.
Ein flüssiges Oxidationsmittel, wie z. B. Stickstofftetroxid (N204) oder flüssiger Sauerstoff wird dem Triebwerk 10 durch eine Einlaßleitung 28 zugeführt und strömt durch ein Steuerventil 30. Das flüssige Oxidationsmittel tritt in einen mittleren Abschnitt 32 der Triebwerkskammer 24 ein und wird auf einen Kühlkanal 33 mit einem ersten Kanalabschnitt 34 und weiteren Kanalabschnitten 36 verteilt. Während Fig. 1 nur zwei Kühlkanäle 33 zeigt, versteht es sich für den Fachmann, daß jede Anzahl von Kühlkanälen 33, die zur ordnungsgemäßen Kühlung des Triebwerksgehäuses 26 erforderlich sind, um die Triebwerkskammer 24 herum angeordnet werden können.
Das flüssige Oxidationsmittel wirkt als Kühlmittel, indem es innerhalb des Triebwerksgehäuses 26 durch den Kanal 33 strömt, am Einlaß 35 eintritt und am Auslaß 37 austritt und Wärme absorbiert, die in der Triebwerkskammer 24 durch die Verbrennung der Produktgase und des in den Gaszustand überführten Oxidationsmittels erzeugt wird. Während es die Wärme absorbiert, wird das flüssige Oxidationsmittel vom flüssigen Zustand in eine erwärmte Gasphase umgewandelt. Wenn das Oxidationsmittel die gesamte Länge des Kühlkanals 33 zurückgelegt und den Auslaß 37 erreicht hat, sollte es im wesentlichen zu 100% ein Gas sein. Die latente Verdampfungswärme des Oxidationsmittels wird die Wärme absorbiert haben, die von den heißen Produktgasen in der Triebwerkskammer 24 übertragen wird, und wird die Mehrheit der Kühlung des Triebwerksgehäuses 26 erreicht haben.
Das Erwärmen und die Phasenumwandlung von einer Flüssigkeit zu einem Gas, die in dem Kühlkanal 33 erfolgen, werden durch die Verwendung von Strömungswirbelerzeugern 40 und 42 unterstützt. Für den Fachmann versteht es sich, daß die Strömungswirbelerzeuger 40 und 42 dazu verwendet werden, die Mischung aus einer Flüssigkeit und einem Gas herumzuwirbeln, um mehr Wärme auf die Flüssigkeit zu übertragen und die Entfernung des Gases von den Kanalwänden zu unterstützen. Für den Fachmann versteht es sich ferner, daß, obwohl in der vorliegenden Ausführungsform zwei Kühlkanalabschnitte 34 und 36 dargestellt sind, mehr Kanalabschnitte erforderlich sein können, um das Triebwerksgehäuse 26 in geeigneter Weise zu kühlen und das flüssige Oxidationsmittel vollständig in einen gasförmigen Zustand zu überführen.
Das in einen gasförmigen Zustand überführte Oxidationsmittel ist auf ungefähr 120ºC bis 150ºC (250º bis 300ºF) überhitzt und wird vom Auslaß 37 des Kühlkanals 33 zu einem Oxidationsmittel- Injektor 44 geleitet. Der Oxidationsmittel-Injektor 44 leitet die Strömung des gasförmigen Oxidationsmittels derart, daß sie mit den Produktgasen vermischt wird, die durch die Injektoren 22 strömen. Die Produktgase und das gasförmige Oxidationsmittel reagieren sekundär zur Erzeugung einer stark exothermen Reaktion bei ungefähr 2800ºC (5000ºF).
Es besteht ein großer thermischer Gradient zwischen der Innenwand 46 der Triebwerkskammer 24 und dem in dem Triebwerksgehäuse 26 enthaltenen Kühlkanal 33. Dieser thermische Gradient ist insbesondere am Durchlaß 48 der Düse 50 gravierend. Der große thermische Gradient kann eine lokale Dehnung des Materials des Triebwerksgehäuses 26 zwischen der Innenfläche 52 des Durchlasses 48 und dem Kühlkanal 33 verursachen. Diese lokale Dehnung kann ein als thermische Verformung bezeichnetes Phänomen zur Folge haben, das eine Schrumpfung des Durchlasses 48 nach innen nach jedem thermischen Zyklus ist.
Gemäß der Fig. 1 und 2 besteht der im Detail in Fig. 2 gezeigte Düseneinsatz 12 aus einer dünnwandigen Schale 54, die aus einem Material mit einer hohen Streckgrenze und einer hohe Oxidationsbeständigkeit besteht. Einige Legierungen, z. B. solche, die Nickel, Chrom und Kobalt enthalten, weisen bekanntermaßen Eigenschaften auf, die diese Kriterien erfüllen, sowie andere Legierungen oder Superlegierungen. Materialien, die derzeit erhältlich sind und die zur Herstellung der Schale 54 geeignet wären, umfassen Materialien, die unter den Handelsnamen WASPALOY, RENE 41, INCONEL ALLOY 625, HASTELLOY X (Note- HASTELLOY 8) und UDIMET erhältlich sind, sind aber nicht darauf beschränkt. Diese Legierungen sind bei Cabot Corp., Carpentio Technology, Cyclops Corp. und Simmonds Steel Corp. erhältlich. Diese Materialien weisen eine relativ geringe thermische Leitfähigkeit auf und folglich muß die Schale 54 relativ dünn sein, um große thermische Differenzen zu vermeiden.
Ein Gehäuse 56 aus einem Material, das relativ zu der der Schale 54 eine hohe thermische Leitfähigkeit aufweist, ist daher auf die Außenfläche 58 der Schale 54 geformt, um die Wärme von der Schale 54 auf das Triebwerksgehäuse 26 und schließlich auf den Kühlkanal 33 zu übertragen. Die thermische Leitfähigkeit des Gehäuses 56 ist mindestens zehnmal größer als die der Schale 54. Materialien wie z. B. reines Kupfer, Silber, Gold, Nickel und andere Materialien, die eine ähnliche thermische Leitfähigkeit aufweisen wie die aufgeführten, sind für diese Anwendung geeignete Materialien. Eine dünne Beschichtung (0,05 bis 0,13 mm (0,002 bis 0,005 Inches) dick) aus einem Material, wie z. B. Sulfamatnickel kann auf die Außenfläche 58 der Schale 54 zugefügt werden, um die Benetzbarkeit des Materials des Gehäuses 56 mit der hohen thermischen Leitfähigkeit auf dem Material der Schale 54 mit der hohen Streckgrenze und der hohen Oxidationsbeständigkeit zu verbessern. Die Nickelbeschichtung kann ebenso zur Verringerung des Angriffs der Korngrenzen der Schale 54 durch das Gehäusematerial 56 während des Hochtemperaturvakuumgießens verwendet werden. Das Gehäuse 56 weist eine Außenfläche 59 auf, die im wesentlichen zylindrisch ist, so daß sie mit dem Triebwerksgehäuse 26 verbunden und ofenhartgelötet werden kann.
Zur weiteren Verringerung jeder möglichen Wirkung der thermischen Verformung ist in der Schale 54 am Durchlaß 58 des Durchlaßeinsatzes 12 ein ringförmiger Versteifungsring 60 ausgebildet. Der Versteifungsring 60 sorgt für einen strukturell stabilen Durchmesser des Durchlasses, indem er den radial nach innen gerichteten Kräften standhält; die durch jede lokale Dehnung erzeugt werden, die aufgrund der Temperaturwechselbelastung in der Nähe der Innenfläche 52 auftreten kann. Tatsächlich wirken den Umfangsspannungen, die aufgrund der thermischen Dehnung auftreten, die Umfangskräfte des Versteifungsrings 60 entgegen.
Die Schale 54 des Durchlaßeinsatzes 12 umfaßt ferner eine ringförmige Lötringnut 62, die dazu verwendet wird, einen sicheren Halt und eine Abdichtung des Durchlaßeinsatzes 12 in dem Triebwerksgehäuse 26 zu gewährleisten. Der Düseneinsatz 12 wird unter Verwendung von Hochtemperaturvakuumlötverfahren oder anderen Prozesses, die eine Verbindung mit hoher Temperaturstabilität ergeben, in das Triebwerksgehäuse 26 ofenhartgelötet.
In Fig. 3 ist ein bei der Herstellung des Durchlaßeinsatzes 12 eingesetzter Produktionsaufbau 70 gezeigt. Bei der vorliegenden Ausführungsform ist das Hochtemperaturvakuumgießen ein bevorzugtes Verfahren. Eine Form 72 wird aus dem hochfesten, oxidationsbeständigen Material hergestellt, das später zur Bildung der dünnwandigen Schale 54' (in den Fig. 1 und 2 gezeigt) bearbeitet wird. In der Form 72 sind spezifische Konturen ausgebildet, die dem ringförmigen Versteifungsring 60 und der Außenfläche 58 der Schale 54 entsprechen. Diese Konturen sind in Fig. 3 mit dem Bezugszeichen 60' und 58' bezeichnet. Nach der Herstellung wird die Form 72 mit einer dünnen Materialschicht, wie z. B. einer Sulfamatnickel-Beschichtung beschichtet, um die Benetzbarkeit des Materials mit einer hohen thermischen Leitfähigkeit, das das Gehäuse 56 bilden wird, zu verbessern. Diese dünne Beschichtung schützt das Material der Form 72 auch vor einem Angriff der Korngrenzen während des folgenden Gießprozesses. Die Form 72 enthält ebenso Löcher 74 und 76, die in nachfolgenden Bearbeitungsschritten bei der Bildung des Durchlaßeinsatzes 12 verwendet werden. Die Löcher 74 und 76 können während des Beschichtungsprozesses abgedeckt werden, um die Genauigkeit ihrer Abmessungen als Referenz während des anschließenden Bearbeitungsprozesses zu gewährleisten.
Drei Füller 78, 80 und 82 werden um die Form 72 angeordnet und bestehen aus einem Material mit einer hohen thermischen Leitfähigkeit (wie z. B. reines Kupfer, Silber, Gold oder Nickel), das beim Abschluß der Herstellung des Durchlaßeinsatzes 12 das Material des Gehäuses 56 bilden wird. Die Form 72 und die Füller 78, 80 und 82 werden in einem Gehäuse 84 angeordnet, das so konstruiert ist, daß es die Form 72 positioniert und die Füller 78, 80 und 82 während des Gießprozesses enthält. Das Gehäuse 84 kann aus Stahl oder jedem anderen kompatiblen Material bestehen.
Wenn die Form 72 und die Füller 78, 80 und 82 in dem Gehäuse 84 angeordnet sind und dadurch der in der Fig. 3 gezeigte Produktionsaufbau 70 gebildet wurde, werden sie in einem Hochtemperaturvakuumlötofen oder einem ähnlichen Ofen, wie z. B. einem Inertgas- oder einem Wasserstofflötofen angeordnet. Ein Hochtemperaturisolator (nicht gezeigt) wird über der Oberseite des Aufbaus 70 angeordnet, so daß der Aufbau 70 von einer Unterseite 86 des Gehäuses 84 beheizt und gekühlt wird. Der Zweck der Bereitstellung eines Hochtemperaturisolators besteht darin, sicherzustellen, daß sich die geschmolzenen Füller 78, 80 und 82 beim Kühlen von der Unterseite in Richtung der Oberseite verfestigen. Dies stellt sicher, daß sich Schwindungsporen, die auftreten können, nach dessen Fertigstellung außerhalb des Düseneinsatzes 12 befinden.
Ein Thermoelement 88 ist zur Überwachung der Temperatur des Aufbaus 70 an dem Gehäuse 84 befestigt, wenn er beheizt und später gekühlt wird. Die Ofentemperatur wird auf ungefähr 2100ºF eingestellt und die Temperatur des Aufbaus 70 wird mittels des Thermoelements 88 überwacht. Die Füller 78, 80 und 82 schmelzen bei ungefähr 1090ºC (2000ºF), wobei die exakte Temperatur von dem ausgewählten, spezifischen Material abhängt, und während dieser Zeit ist das Thermoelement 88 auf die Schmelztemperatur festgelegt. Nach der Beendigung des Schmelzens wird die Temperatur leicht auf ungefähr 1120ºC (2050ºF) erhöht und der Ofen wird abgeschaltet, um die Abkühlung des Aufbaus 70 und die Verfestigung der Füller 78, 80 und 82 zu ermöglichen. Die geschmolzenen Füller 78, 80 und 82 benetzen die beschichtete Form 72 wie eine Lötlegierung und füllen die in die Form 72 eingearbeiteten Hohlräume.
Wenn der Aufbau 70 vollständig abgekühlt ist, wird die Form 72 und das aus den Füllern 78, 80 und 82 bestehende und nun zu der Form 72 geformte Material aus dem Gehäuse 84 entnommen. Bearbeitungsschritte unter Verwendung der Löcher 72 und 76 als dimensionsstabile Ausrichtungspunkte werden zur Bildung des fertigen, in Fig. 2 gezeigten Durchlaßeinsatzes 12 durchgeführt, Der Durchlaßeinsatz 12 wird dann unter Verwendung einer Lötlegierung, wie z. B. Gold/Nickel in die Triebwerkskammer 24 des Triebwerksgehäuses 26 vakuumofengelötet. Die verwendete Lötlegierung sollte eine Schmelztemperatur haben, die geringer ist als die des für die Füller 78, 80 und 82 verwendeten Materials, das nun das Gehäuse 56 bildet.

Claims

1. Durchlaßeinsatz (12) zur Verwendung in einem Raketenantrieb (10), wobei der Durchlaßeinsatz (12) umfaßt:

eine dünnwandige Schale (54), die einen Durchlaß (48) umfaßt und aus einem hochfesten, oxidationsbeständigen Material besteht;

eine Ummantelung (56), die eine an einer Außenfläche (58) der Schale (54) angebrachte Innenfläche und eine äußere Oberfläche (59) zur Befestigung an einem Gehäuse (26) für den Raketenantrieb aufweist, wobei die Ummantelung (56) aus einem Material bestehtr das eine thermische Leitfähigkeit aufweist, die mindestens zehnmal größer ist als die der Schale (54); und

wobei die Schale (54) der Dehnung und der Oxidation standhält, die durch die extremen Temperaturen der durch den Durchlaßeinsatz (12) geleiteten Verbrennungsprodukte des Raketentreibstoffs verursacht werden, während die Ummantelung (56) dazu dient, wirksam Wärme von der Schale (54) abzuführen.

2. Durchlaßeinsatz nach Anspruch 1, wobei die Schale (54) mit einem sich radial erstreckenden, ringförmigen Versteifungsring (60) ausgebildet ist, der an dem Durchlaß (48) angeordnet ist.

3. Durchlaßeinsatz nach Anspruch 1, wobei die Ummantelung (56) eine im wesentlichen zylindrische äußere Oberfläche (59) aufweist.

4. Durchlaßeinsatz nach Anspruch 1, wobei die Außenfläche (58) der Schale (54) mit einer Materialschicht überzogen wird, bevor die Ummantelung (56) um die Schale (54) herum geformt wird, wodurch die Überzugsmaterialschicht die Benetzbarkeit der Schale (54) verbessert und die Schale (54) während eines Formungsprozesses schützt.

5. Durchlaßeinsatz nach Anspruch 1, wobei die Schale (54) aus einem oxidationsbeständigen, hochfesten Material besteht, das dazu in der Lage ist, Temperaturen standzuhalten, die durch die Verbrennung von Produktgasen und eines in den Gaszustand überführten Oxidationsmittels erzeugt werden, ohne eine wesentliche Materialdehnung, eine thermische Verformung oder Zersetzung zu erfahren.

6. Durchlaßeinsatz nach Anspruch 1, wobei die Ummantelung (56) aus Kupfer besteht.

7. Durchlaßeinsatz nach Anspruch 1, wobei die Ummantelung (56) aus einem Material besteht, das aus der Gruppe bestehend aus Silber, Gold und Nickel ausgewählt ist.

8. Durchlaßeinsatz nach Anspruch 1, wobei die Schale (54) aus einem Material besteht, das Nickel, Chrom und Kobalt enthält.

9. Regenerativ gekühltes Zweifachtreibstoff-Raketentriebwerk (10), in dem Treibstoff und ein Oxidationsmittel eingesetzt werden, die beide bei Umgebungstemperatur flüssig sind, wobei das Raketentriebwerk (10) umfaßt:

eine Zersetzungskammer (14), die ein Katalysatorbett aus einem aktiven Material (20) aufweist;

ein Triebwerksgehäuse (26) mit einer darin angeordneten Triebwerkskammer (24);

eine Einrichtung (28), zum Zuführen von Treibstoff in die Zersetzungskammer (14), wodurch eine exotherme Zersetzung des Treibstoffs in dem Katalysatorbett aus aktivem Material (20) eine erste Gruppe von Produktgasen erzeugt, wobei die Produktgase von der Zersetzungskammer (14) in die Triebwerkskammer (24) strömen und das Triebwerksgehäuse (26) aufheizen;

eine in dem Triebwerksgehäuse (26) ausgebildete Leitung (33), wobei die Leitung (33) einen Einlaß (35) und einen Auslaß (37) aufweist und der Einlaß (35) zur Aufnahme des Oxidationsmittels, während dieses sich in einem flüssigen Zustand befindet, angekoppelt ist, und wobei das flüssige Oxidationsmittel zur Aufnahme von ausreichend Wärme von dem Triebwerksgehäuse (26) durch einen ersten Abschnitt (34) der Leitung (33) strömt, um zu Beginn einen Teil des flüssigen Oxidationsmittels in eine aufgeheizte Gasphase zu überführen, und wobei das Oxidationsmittel zur Aufnahme von ausreichend Wärme von dem Triebwerksgehäuse (26) weiter durch andere Leitungsabschnitte (36) strömt, um das Oxidationsmittel im wesentlichen vollständig in eine Gasphase zu überführen, wobei die Phasenumwandlung des Oxidationsmittels von einer Flüssigkeit in ein Gas zur Kühlung des Triebwerksgehäuses (26) dient;

eine Einrichtung (44) zum Zuführen des gasförmigen Oxidationsmittels vom Auslaß (37) der Leitung (33) in die Triebwerkskammer (24), um als ein Gas mit den Produktgasen zu reagieren, die aus der Zersetzungskammer (14) strömen; und

eine Durchlaßeinsatzeinrichtung (12), die an dem Triebwerksgehäuse (26) befestigt ist, um wirksam Wärme von der Triebwerkskammer (24) an das Triebwerksgehäuse (26) abzuführen, wobei die Produktgase von der Triebwerkskammer (24) durch den Durchlaßeinsatz (12) und in eine Düse (50) des Raketentriebwerks (10) strömen, und wobei die Durchlaßeinsatzeinrichtung (12) ferner umfaßt:

eine dünnwandige Schale (54), die einen Durchlaß (48) aufweist und aus einem hochfesten, oxidationsbeständigen Material besteht; und

eine Ummantelung (56), die eine an einer Außenfläche (58) der Schale (54) angebrachte Innenfläche und eine äußere Oberfläche (59) zur Befestigung an dem Triebwerksgehäuse (26) aufweist, wobei die Ummantelung (56) aus einem Material besteht, das eine thermische Leitfähigkeit aufweist, die mindestens zehnmal größer ist als die der Schale (54).

10. Raketentriebwerk nach Anspruch 9, wobei die Schale (54) der Durchlaßeinsatzeinrichtung (12) einen sich radial erstreckenden, ringförmigen Versteifungsring (60) aufweist, der an dem Durchlaß (48) angeordnet ist.

11. Raketentriebwerk nach Anspruch 9, wobei die Ummantelung (56) der Durchlaßeinsatzeinrichtung (12) aus Kupfer besteht.

12. Raketentriebwerk nach Anspruch 9, wobei die Ummantelung (56) der Durchlaßeinsatzeinrichtung (12) aus einem Material besteht, das aus der Gruppe bestehend aus Silber, Gold und Nickel ausgewählt ist.

13. Raketentriebwerk nach Anspruch 9, wobei die Schale (54) der Düseneinsatzeinrichtung (12) aus einem Material besteht, das Nickel, Chrom und Kobalt enthält.

14. Verfahren zur Herstellung und Installation eines Durchlaßeinsatzes (12) gemäß Anspruch 1 für einen Raketenantrieb (10), der ein darin angeordnetes Gehäuse (26) aufweist, wobei das Verfahren die Schritte umfaßt:

Herstellen einer Form (52) aus einem Material mit einer hohen Streckgrenze und einer hohen Oxidationsbeständigkeit, wobei die Form (72) Umrisse (58', 60') aufweist;

Positionieren von Füllern (78, 80, 82) um die Form (72);

Zusammenbauen der Form (72) und der Füller (78, 80, 82) in einem Gehäuse (84) zur Erzeugung eines Produktionsaufbaus (70); Aufheizen des Aufbaus (70), so daß die Füller (78, 80, 82) aufschmelzen und sich an die Umrisse (58', 60') der Form -(72) anpassen und diese benetzen; und Abkühlen des Aufbaus (70), so daß die Füller (78, 80, 82) erstarren und mit der Form (72) ausgebildet sind und daran haften.

15. Verfahren nach Anspruch 14, wobei ein Isolator über dem Produktionsaufbau (70) angeordnet wird, so daß der Aufbau (70) im wesentlichen durch eine Unterseite (86) des Gehäuses (84) aufgeheizt und abgekühlt wird. ·

16. Verfahren nach Anspruch 14, das ferner den Schritt des Überziehens der Form (72) mit einem Material umfaßt, bevor die Füller (78, 80, 82) um die Form (72) positioniert werden.

17. Verfahren nach Anspruch 14, das ferner den Schritt des Durchführens von Bearbeitungsvorgängen an der Form (72) und den Füllern (78, 80, 82) umfaßt, um den Durchlaßeinsatz (12) zu erzeugen.

18. Verfahren nach Anspruch 17, das ferner den Schritt des Anbringens des Durchlaßeinsatzes (12) an dem Gehäuse (26) des Raketenantriebs (10) umfaßt.

19. Verfahren nach Anspruch 14, wobei die Füller (78, 80, 82) aus einem Material bestehen, das eine thermische Leitfähigkeit aufweist, die mindestens zehnmal größer ist als die der Form (72).