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Die
Erfindung betrifft allgemein thermische Managementsysteme zur Verwendung
in Raketen und dergleichen, und genauer gesagt die Verwendung von
Kohlenfasermaterial als eine thermisch leitfähige Grenzschicht zwischen
einem Raketengehäuse
und einem darin aufgenommenen Elektronikpaket, sowie zwischen dem
Raketengehäuse
und der Raketenabschußeinrichtung,
sowie die Verwendung von Kohlenfasermaterial, das mit einem Kohlenwasserstoffmaterial
mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel
gesättigt
ist, als ein Kühlkörper der
Raketenabschußeinrichtung.
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Der
Anmelder der gegenwärtigen
Erfindung entwirft Raketensysteme und dergleichen und stellt solche
her. Solche Raketensysteme weisen relativ kompakte elektronische
Kontroll-, Steuer- und Computersysteme und dergleichen auf, die
es erfordern, daß Wärme davon
abgeleitet wird. Ein typisches Elektronikpaket, das in einem solchen
Raketensystem verwendet wird, ist im US-Patent Nr. 5 251 099 offenbart, das
am 5. Oktober 1993 mit dem Titel "High Density Electronics Package Having
Stacked Circuit Boards" erteilt
wurde und das auf den Anmelder der gegenwärtigen Erfindung übertragen
wurde. Dieses Patent offenbart ein hochgepacktes elektronisches Paket,
das eine Mehrzahl von kreisförmigen
Leiterkarten zusammen mit Kühlkörpern und
Schaltungszwischenverbindungen in einem einzigen Gehäuse einschließt. Das
Elektronikpaket ist in einer Rakete aufgenommen und wird als ein
Leitsystem für
die Rakete verwendet. Die gegenwärtige
Erfindung wurde zur Verwendung mit Raketen, die solche Arten von Elektronikpaketen
verwenden, entwickelt.
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Verschiedene
thermische Betriebsbeschränkungen
werden durch die Notwendigkeit erzeugt, bestehende Raketensysteme
umzubauen. Einschränkungen
bei kleinen Umbauten werden z. B. durch thermische Flußbegrenzungen
im Wärmeleitungsweg
zwischen der Rakete und ihrem Abschußrohr dominiert, und die Gesamtenergie
begrenzt das erhältliche
thermische System. Das kleine Volumen des thermischen Systems, das
gegenwärtig
in tragbaren Luftabwehrraketen vorhanden ist, führt dazu, daß die Leitfähigkeit
und die zugehörigen
Grenzflächen
eine wichtige Rolle beim thermischen Management des Raketensystems
spielen. Dieses Problem wird dann verschärft, wenn Raketen eng in thermisch isolierte
Abschußrohre
mit genau kontrollierten Reibungstoleranzen zur Rakete (Ausflugtoleranzen)
eingepaßt
werden.
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Systemanforderungen
für eine
Rakete mit langer "Einschaltzeit" erzeugen relativ
große
thermische Energiebelastungen. Solche hohe Energiewerte erfordern
eine erhebliche thermische Kapazität oder, mit anderen Worten,
einen großen
Kühlkörper. Um
das Gesamtgewicht von tragbaren Waffensystemen zu minimieren, ist
ein Kühlkörper mit
niedriger Masse notwendig.
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Es
ist demnach eine Aufgabe der gegenwärtigen Erfindung, ein Raketensystem
anzugeben, das verbesserte thermische Managementfähigkeiten
aufweist, und das insbesondere eine verbesserte Wärmeableitung
von dem Raketensystem während
des Starts besitzt.
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Diese
Aufgabe wird mit einem Raketensystem gelöst, das eine Raketenstarteinrichtung,
eine Rakete mit einem Raketengehäuse
und ein Elektronikpaket aufweist, das eine in dem Raketengehäuse aufgenommene
Wärmequelle
besitzt, und daß eine erste
Schicht aus Kohlenfaser-Flockmaterial vorgesehen ist, das eine thermisch
leitfähige
Grenzfläche aufweist,
die zwischen dem Elektronikpaket und dem Raketengehäuse angeordnet
ist.
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Gemäß der Erfindung
wird Kohlenfaser-Flockmaterial als eine thermisch leitfähige Grenzfläche zwischen
einem Elektronikpaket (wie ein solches, das empfindliche dreidimensionale Schaltkreise
mit vielen Chips (MCM) aufweist) und einem Raketengehäuse verwendet,
das auch zur mechanischen Isolierung des Elektronikpaketes gegenüber der
Raketenstruktur dient.
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Kohlenfaser-Flockmaterialien
werden auch als eine Grenzfläche
zwischen der Rakete und ihrem Abschußrohr verwendet. Das Kohlenfasermaterial enthält Kohlenfasern,
die unidirektional orientiert sind, um eine niedrige Reibung zu
bewirken, um so z. B. die genau einzuhaltenden Abflugreibungstoleranzen
der Raketenabschußeinrichtung
zu optimieren.
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Geflockte
Kohlenfasern haben eine große Oberfläche und
eine thermisch leitfähige
Oberfläche, die
wie schwarzer Samt aussieht und sich so anfühlt. Verfahren zum Flocken
von Oberflächen
sind relativ preiswert, und das Flockmaterial kann in einem kontinuierlichen
Prozeß angewendet
werden, nicht unähnlich
zu in der Textilindustrie verwendeten Verfahren.
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Gemäß der bevorzugten
Ausführung
der Erfindung wird eine thermische Kapazität für die Rakete verwendet, indem
Kohlenwasserstoffmaterial mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel
(PCM) als ein Sättigungsmittel
innerhalb der Faserumhausungsstrukturen verwendet wird, die auf
der Abschußeinrichtung vorgesehen
sind. Das Kohlenwasserstoffmaterial mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel bildet
in Kombination mit dem Kohlenfasermaterial ein besonderes Verbundsystem,
das typische Probleme löst,
die mit wachsartigen Phasenumwandlungsmaterialien verbunden sind,
wozu eine mikroskopisch gleichförmige Phasenverteilung
als auch eine Wärmeübertragung in
ein inhärent
nicht leitfähiges
Medium (die Raketenabschußeinrichtung)
gehören.
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Somit
wird gemäß der bevorzugten
Ausführung
Kohlenfasermaterial und Kohlenfasermaterial, das mit Kohlenwasserstoffmaterial
mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel
kombiniert ist, als Struktur zum thermischen Management verwendet,
um eine thermisch leitfähige
Grenzfläche
zwischen einer Wärmequelle
und ihrem Gehäuse
bereitzustellen. Das Kohlenfasermaterial wird zur mechanischen Isolierung
der Wärmequelle
gegenüber
ihrem Elektronikpaket verwendet. Kohlenfasern werden in dem Kohlenfasermaterial
unidirektional orientiert verwendet, um niedrige Reibung zu erzeugen,
so daß die eng
kontrollierten Reibungstoleranzen optimiert werden. Ferner kann
das Kohlenwasserstoffmaterial, das mit Flüssig/Fest-Phasenwechselmaterial
gesättigt
ist, verwendet werden, um Wärme
in ein inhärent nicht
leitfähiges
Medium zu übertragen.
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Probekörper zur
thermischen Charakterisierung wurden unter Verwendung der geflockten
Kohlenfasermaterialien und der Phasenwechselmaterialien hergestellt,
und zwar in dem kleinen Durchmesser vom Faktor einer typischen Rakete,
in der sie verwendet werden, wurden instrumentiert und getestet, um
die Prinzipien der gegenwärtigen
Erfindung zu belegen.
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Die
verschiedenen Merkmale und Vorteile der gegenwärtigen Erfindung werden unter
Bezugnahme auf die folgende ausführliche
Beschreibung in Zusammenhang mit der zugehörigen Zeichnung besser verständlich,
in der gleiche Bezugsziffern gleiche strukturelle Elemente bezeichnen,
und in der:
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1 ein Raketensystem darstellt,
das thermische Managementkonzepte gemäß den Prinzipien der gegenwärtigen Erfindung
verwendet und
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2 ein simuliertes Elektronikpaket,
eine Rakete und eine vorgesehene Abschußeinrichtung zeigt, um die
Prinzipien der gegenwärtigen
Erfindung auszutesten.
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Es
sei nun auf die Figuren der Zeichnung Bezug genommen, worin 1 einen Teil eines Raketensystems 10 zeigt,
das thermische Managementkonzepte gemäß den Prinzipien der gegenwärtigen Erfindung
verwendet. Das Raketensystem 10 weist eine Raketenabschußeinrichtung 12 (oder
ein erstes Element 12), eine Rakete 11 (oder ein
zweites Element 11) auf, das aus der Raketenabschußeinrichtung 12 abgeschossen
(oder ausgeführt
oder ausgeschossen) wird. Die Rakete besitzt ein Elektronikpaket 20 (das
ist eine Wärmequelle 20)
innerhalb ihres Körpers 13 oder
ihres Raketengehäuses 13.
Das Elektronikpaket 20 kann eine elektronische Leiteinheit
(GEU) 20 sein, die von dem Anmelder der gegenwärtigen Erfindung
zur Verwendung in umgerüsteten
Raketen 11 mit kleinem Durchmesser entwickelt wurde, um
deren Einsatzbereich und Führungsfähigkeiten
zu verbessern. Das Design des Elektronikpakets 20 ist für das Verständnis der
gegenwärtigen
Erfindung unerheblich, wird jedoch mit gewissem Detail beschrieben,
so daß 1 besser verständlich ist.
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Das
Elektronikpaket 20 besteht aus einem Gehäuse 20a,
in das eine Mehrzahl von gestapelten Schaltkarten 21, 22, 25, 26 eingesetzt
ist, und die in dem Gehäuse 20a mittels
einer konischen Fläche
auf einer Innenwand des Gehäuses 20a,
mittels eines Halterings 31 und mittels eines Keilrings 32 gehalten sind.
Die erste und die zweite kreisförmige
Schaltkarte 21, 22 sind mit einem ersten Kühlkörper 23 verbunden,
um eine erste Untereinheit 24 zu bilden. Auf der Kante
der ersten Untereinheit 24, die auf die konische Oberfläche des
Gehäuses 20a abgestimmt
ist, ist ein konischer Winkel gebildet. Die dritte und die vierte
Schaltkarte 25, 26 sind mit einem zweiten Kühlkörper 27 verbunden,
um eine zweite Untereinheit 28 zu bilden. Der Keilring 32 hat
einen Innenwinkel, der zwischen der äußeren Kante der zweiten Untereinheit 28 und
der inneren Wand des Gehäuses 20a eingeschlossen
ist. Es ist eine elektrische Interface-Karte 34 vorgesehen,
die elektrisch mit jeder der Schaltkarten 21, 22, 25, 26 verbunden
ist. Externe Verbindungen werden mit Hilfe von flachen elektrischen
Kabeln oder Drähten
(nicht dargestellt) hergestellt. Der Haltering 31 und der
Keilring 32 sichern die Komponenten in dem Gehäuse 20a.
Details der Konstruktion des Elektronikpakets 20 können durch
lesen des US-Patentes Nr. 5 251 099, das eingangs zitiert ist, erhalten
werden.
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Die
gegenwärtige
Erfindung stellt ein Kohlenfaser-Flockmaterial
als eine thermische Grenzfläche
zwischen dem Elektronikpaket 20 und dem Raketengehäuse 13 bereit.
Insbeson dere ist eine erste Schicht aus geflocktem Material 14a zwischen
einer Außenfläche des
Elektronikpakets 20 und einer inneren Wand des Raketengehäuses 13 der
Rakete 11 angeordnet. Ferner stellt die erste Schicht von
Kohlenfaser-Flockmaterial 14a eine mechanische Isolierung
des Elektronikpakets 20 gegenüber dem Raketengehäuse 13 dar.
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Ferner
ist eine zweite Schicht aus Kohlenfaser-Flockmaterial 14b zwischen
einer äußeren Wand des
Raketengehäuses 13 und
einer inneren Wand der Abschußeinrichtung 12 vorgesehen.
Kohlenstoff-Fasern, die die zweite Schicht von Kohlenfaser-Flockmaterial 14b umfassen,
können
unidirektional orientiert sein, um niedrige Reibung zu bewirken, und
um somit die genau kontrollierten Abschußreibungstoleranzen des Raketenabschußrohrs zu
optimieren. Die zweite Schicht aus Kohlenfaser-Flockmaterial 14b erlaubt es
der Rakete 11, aus der Abschußeinrichtung 11 in
einer kontrollierten Weise auszugleiten.
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Die
erste und die zweite Schicht aus Kohlenfaser-Flockmaterial 14a, 14b können z.
B. aus Kohlenfaser-Flockmaterial
bestehen, das von Energy Science Laboratories, Inc. entwickelt wurde.
Geflockte Kohlenfasern haben eine große Oberfläche und eine thermisch leitfähige Oberfläche, die
wie schwarzer Samt aussieht und sich so anfühlt. Verfahren zum Flocken
von Oberflächen
sind relativ kostengünstig, und
die Schichten aus Flockmaterial 14a, 14b können in
einem kontinuierlichen Verfahren aufgebracht werden, nicht unähnlich den
in der Textilindustrie verwendeten Verfahren.
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Ferner
kann ein Kühlkörper 17 mit
niedrigem Gewicht als ein Teil der Abschußeinrichtung 12 gebildet
werden. Der Kühl körper 17 besitzt
eine Öffnung 15,
die sich neben einem Ende der Abschußeinrichtung 12 befindet,
das mit Kohlenfasermaterial 16 gefüllt ist, das mit Kohlenwasserstoffmaterial
mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel
gesättigt
ist. Typische Kohlenwasserstoffmaterialien mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel
schließen
z. B. normales Alkandotriacontan mit 32 Kohlenstoffatomen ein. Solche
Kohlenwasserstoffmaterialien mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel sind
z. B. von Energy Science Laboratories, Inc. erhältlich und sind gut zur Anwendung
bei Raketenanwendungen und dergleichen geeignet. Das Kohlenwasserstoffmaterial
mit Flüssig/Fest-Phasenwechsel bildet
ein besonderes Verbundsystem, das typische Probleme vermeidet, die
mit herkömmlichen
wachsartigen Phasenwechselmaterialien verbunden sind, wozu eine
mikroskopisch gleichförmige
Phasenverteilung als auch eine Wärmeübertragung
in ein inhärent
nicht leitfähiges
Medium (die Raketenabschußeinrichtung 12)
gehören.
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Es
wurde eine Testvorrichtung 40 hergestellt, um die Größe und die
thermischen Anforderungen einer typischen Rakete 11 nachzubilden. 2 zeigt die Testvorrichtung 40,
die ein simuliertes Elektronikpaket 20', eine Rakete 11' und ein Abschußrohr 12' aufweist, die
verwendet wurden, um die Prinzipien der gegenwärtigen Erfindung zu testen.
Das simulierte Abschußrohr 12' wurde aus 6061-Aluminium
hergestellt. Aluminium wurde anstelle von Kupfer verwendet, und
seine Dicke wurde um 391/167 = 2,341 vergrößert, so daß es die gleiche thermische
Leitfähigkeit
wie ein typisches Abschußrohr 12 aus
Kupfer mit seiner nominalen Dicke zeigte. Auf der Innenseite des
simulierten Raketenabschußrohrs 12' wurde ein Ausschnitt
von 228,6 mm × 0,38
mm (9,0'' × 0,015'') eingeschnitten,
in den eine Dichtung einer Dicke von 1,02 mm (0,040'') unter Verwendung von Nr. 2216 Epoxidharz,
das von Minnesota Mining and Manufacturing hergestellt wurde, eingeklebt
wurde, und die das zweite Kohlenfaser-Flockmaterial 14b enthielt.
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Das äußere Gehäuse 13 der
simulierten Rakete 11' wurde
auch aus 6061-Aluminium hergestellt und hatte eine Masse von 112
g. Eine 0,76 mm (0,030'') dicke Dichtung,
die das erste Kohlenfaser-Flockmaterial 14a enthielt, wurde
auf der Innenseite des äußeren Gehäuses 13 installiert,
das als eine Grenzfläche
zu der Simulation verwendet wurde, und die gleichfalls unter Verwendung
von Nr. 2916 Epoxidharz geklebt wurde, das von Minnesota Mining
and Manufacturing hergestellt wurde.
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Die
Form des simulierten Elektronikpakets 20' wurde in dem Versuch ausgewählt, die
Wärmekapazität von 95
J/K eines tatsächlichen
Elektronikpakets 20 zu erhalten. Die Masse des simulierten
Elektronikpakets 20' betrug
96,9 g und hatte eine Wärmekapazität von 86,8
J/K. In der Mitte des simulierten Elektronikpakets 20' wurde ein Heizkörper 33 angeordnet,
der eine Masse von 15,6 g hatte, jedoch war seine Zusammensetzung
unbekannt (der Heizkörper 33 war
aus Edelstahl, Keramik und anderen Materialien hergestellt). Unter
der Annahme, daß der
Heizkörper 33 ungefähr zwei
Drittel der Wärmekapazität von Aluminium
besaß,
ergab sich eine Wärmekapazität von ungefähr 9 J/K,
so daß die
gesamte Wärmekapazität etwa dem
tatsächlichen
Wert eines wirklichen Elektronikpakets 20 entsprach.
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Die äußere Oberfläche des
simulierten Elektronikpakets 20' wurde mit einer ersten Schicht
aus Kohlenfaser-Flockmaterial 14a mit einer Dicke von 0,51
mm (0,020'') beschichtet. Die
Fläche
dieser Schicht 14a beträgt
67,18 cm2, was einer anderen Schicht 14c von
Kohlenfaser-Flockmaterial 14a entspricht, die auf eine
Innenoberfläche
des Gehäuses 13 der
simulierten Rakete 11' aufgebracht
wurde. Ein Spalt zwischen den beiden benachbarten Schichten aus
Kohlenfaser-Flockmaterial 14a, 14c betrug nominal
0,81 mm (0,032''), so daß sich wenigstens
eine Überlappung
der beiden Materialschichten 14a, 14c um 0,30
mm (0,012'') ergab. In Wirklichkeit
ergibt sich eine zusätzliche Überlappung
des Samtmaterials infolge der tatsächlichen Dicke der Klebeschicht
zwischen den beiden Materialschichten 14a, 14c und
ihren betreffenden Substraten (die äußere Oberfläche des simulierten Elektronikpakets 20' und die innere Oberfläche der
simulierten Rakete 11').
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Der
leichtgewichtige Kühlkörper 17 wurde als
ein Hohlraum 15' gebildet,
der ein Hohlraumvolumen von 45,81 cm3 besaß. Der Hohlraum 15' wurde mit Kohlenfasermaterial 16 gefüllt, das
eine Dichte von 0,100 g/cm3 hatte, was z.
B. von Energy Science Laboratories, Inc. erhältlich ist, und was ungefähr einem
5%igen Faserpackanteil entspricht. Der Hohlraum 15' wurde ferner
mit Kohlenwasserstoffmaterial mit Fest/Flüssig-Phasenwechsel gefüllt. Das
Kohlenfasermaterial 16 bewirkt eine Vergrößerung der
thermischen Leitfähigkeit
des Kohlenwasserstoffmaterials mit Fest/Flüssig-Phasenwechsel auf ungefähr 1 Wm–1K–1,
und es dient als ein Docht, um die Lage von geschmolzenem Phasenwechselmaterial
zu kontrollieren. Das verwendete Phasenwechselmaterial war ein normales
Alkandotriacontan mit 32 Kohlenstoffatomen (C32H66) einer Reinheit von 99%. Der Schmelzbereich
des Phasenwechselmaterials betrug 68–70°C, und es hatte eine latente
Wärme von
ungefähr
257 kJ/kg. Das Phasenwechselmaterial hatte eine gesamte Masse von
30,0 g und wurde in den Hohlraum 15 eingebracht, um eine
gesamte latente Wärmekapazität von 7,7
kJ zu erzeugen. Die Wärmekapazität der Metallteile
des Testproduktes betrug ungefähr
0,40 kJ/K.
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Systemanforderungen
mit langer "Einschaltzeit" der Elektronikeinheit 20 erzeugen
eine thermische Energielast für
die Elektronikeinheit 20 von ungefähr 90 kJ. Dieser Energiewert
erfordert eine erhebliche thermische Kapazität für die Abschußeinrichtung 11,
oder mit anderen Worten einen großen Kühlkörper 17. Um das Gesamtgewicht
des tragbaren Waffensystems zu minimieren, ist ein Kühlkörper 17 niedriger
Masse notwendig. Das Flüssig/Fest-Phasenwechselmaterial
erlaubt eine Schmelzwärmekapazität ohne einen
merklichen Gewichtsnachteil. Gegenwärtig erhältliche Kohlenwasserstoff-Phasenwechselmaterialien
(Wachs) sind chemisch stabil und können leicht formuliert werden, um
an die Systemschmelzpunktanforderungen angepaßt zu werden. Eine wirkungsvolle
Wärmeübertragung
unmittelbar in das Phasenmaterial niedriger Leitfähigkeit
wird durch Verwendung des geflockten Kohlenfasermaterials 16 erreicht.
Starke Kapillarkräfte
halten das Phasenwechselmaterial in der Kohlenstoff-Faser des Kohlenfasermaterials 16.
Die Wärmeverteilung
innerhalb des Phasenwechselmaterials ist äußerst gleichförmig und
verhindert somit große
mechanische Spannungen, die sich entwickeln würden, wenn eine nicht gleichförmige Verfestigung
des Körpers
auftreten würde,
wie es bei herkömmlichen
Behältern
auftritt, die unter Verwendung von Phasenwechselmaterialien hergestellt
sind.
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Durch
Testergebnisse an der Testvorrichtung 40 wurden die Prinzipien
der gegenwärtigen
Erfindung bewiesen. Die Testergebnisse zeigten, daß die Kohlenfasermaterialien
und das gesättigte
Kohlenfasermaterial 16 als Materialien zum thermischen
Management verwendet werden können,
um eine thermisch leitfähige Grenzschicht
zwischen einem Elektronikpaket 20 und einem Raketengehäuse 13,
eine mechanische Isolierung des Elektronikpakets 20 gegenüber der
Rakete 11 bereitzustellen, und die Kohlenfasern können unidirektional
orientiert sein, um niedrige Reibung zu erzeugen, um so z. B. die
genau kontrollierten Ausflug-Reibungstoleranzen
der Rakete zu optimieren. Ferner wurde festgestellt, daß das Kohlenfasermaterial 16,
das mit dem Fest/Flüssig-Phasenwechselmaterial
gesättigt
wurde, verwendet werden kann, um Wärme von einer Rakete 11 auf eine
Raketenabschußeinrichtung 12 zu übertragen.
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Somit
wurden Strukturen zum thermischen Management unter Verwendung von
Kohlenfasermaterialien zur Verwendung in Raketensystemen und dergleichen
offenbart. Es versteht sich, daß die
hier beschriebenen Ausführungen
lediglich beispielhaft zu einigen der speziellen Ausführungen
sind, die gegenwärtige
Anwendungen der Prinzipien der gegenwärtigen Erfindung darstellen.
Es versteht sich, daß zahlreiche
und andere Ausführungen
von den Fachleuten ohne weiteres entwickelt werden können, ohne
vom Rahmen der Erfindung abzuweichen, wie diese durch die Ansprüche definiert
ist.