DE10156124B4

DE10156124B4 - Liquid-cooled rocket engine with meandering cooling channels

Info

Publication number: DE10156124B4
Application number: DE2001156124
Authority: DE
Inventors: Christian Hensel; Oliver Dr. Knab; Stefan Dr. Menne
Original assignee: Astrium GmbH
Current assignee: EADS Space Transportation GmbH
Priority date: 2001-11-16
Filing date: 2001-11-16
Publication date: 2004-06-24
Anticipated expiration: 2021-11-17
Also published as: FR2832461B1; DE10156124A1; FR2832461A1; ITMI20022367A1

Abstract

Flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk (1) mit einer Brennkammer (2) und einer Expansionsdüse (3), wobei die Brennkammer (2) und/oder die Expansionsdüse (3) Kühlkanäle (8) einer Flüssigkeitskühlung aufweisen, wobei zumindest ein Teil der Kühlkanäle (8) zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass in Bereichen höherer Wärmebelastung (10} die mäanderförmig gekrümmte Geometrie der Kühlkanäle (8) eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in Bereichen (9) geringerer WärmebelastungLiquid-cooled rocket engine (1) with a combustion chamber (2) and an expansion nozzle (3), the combustion chamber (2) and / or the expansion nozzle (3) having cooling channels (8) for liquid cooling, at least some of the cooling channels (8) at least Sectionally has a meandering geometry, characterized in that in areas of higher heat load (10} the meandering curved geometry of the cooling channels (8) has a greater number of curvatures per unit length than in areas (9) of lower heat load

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit einer Brennkammer und einer Expansionsdüse, wobei die Brennkammer und/oder die Expansionsdüse Kühlkanäle einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Welcher der genannten Teile des Raketentriebwerkes mit einer Flüssigkeitskühlung versehen wird, hängt von den jeweiligen Anforderungen an das Triebwerk, den verwendeten Materialien sowie den Anwendungsbereichen für das Triebwerk ab.The present invention relates to a liquid-cooled rocket engine with a combustion chamber and an expansion nozzle, the combustion chamber and / or the expansion nozzle Cooling channels one Have liquid cooling. Which of the above-mentioned parts of the rocket engine are provided with liquid cooling will hang of the respective requirements for the engine, the used Materials as well as the areas of application for the engine.

Solche Raketentriebwerke sind aus dem Stand der Technik hinreichend bekannt, beispielsweise aus G. P. Sutton „Rocket Propulsion Elements", Sixth Edition, John Wiley & Sons Inc. 1992, S. 289–298. In der Regel verlaufen dabei die Kühlkanäle in Längsrichtung, also in Axialrichtung des Raketentriebwerkes. Es sind aber auch Raketenriebwerke bekannt, bei denen die Kühlkanäle in Form einer Helix verlaufen. Hierzu wird beispielsweise auf US 5,221,045 verwiesen.Such rocket engines are well known from the prior art, for example from GP Sutton "Rocket Propulsion Elements", Sixth Edition, John Wiley & Sons Inc. 1992, pp. 289-298. As a rule, the cooling channels run in the longitudinal direction, that is, in Axial direction of the rocket engine, but rocket engines are also known in which the cooling channels run in the form of a helix US 5,221,045 directed.

Die genannten Raketentriebwerke sind thermisch hoch belastet und werden daher durch Abführung der Wärme aus dem Triebwerk durch die Triebwerkswand an eine Kühlflüssigkeit, insbesondere an einen Brennstoff, gekühlt, der durch die Kühlkanäle in der Triebwerkswand geleitet wird. Aufgrund der dabei auftretenden großen Temperaturgradienten im Wandbereich (siehe hierzu beispielsweise G. P. Sutton „Rocket Propulsion Elements") ergibt sich eine mehr oder weniger ausgeprägte Temperaturschichtung der Kühlflüssigkeit (Stratifizierung) im Verlauf des Kühlkanals, die mit zunehmender Lauflänge immer ausgeprägter wird. Es erfolgt also eine Ausbildung von stabilen Flüssigkeitsschichten unterschiedlicher Temperatur in der Kühlflüssigkeit.The rocket engines mentioned are thermally highly stressed and are therefore by dissipation of the Heat out the engine through the engine wall to a coolant, in particular to one Fuel, chilled, through the cooling channels in the Engine wall is directed. Because of the large temperature gradients that occur in the wall area (see, for example, G. P. Sutton “Rocket Propulsion Elements ") there is a more or less pronounced temperature stratification of the coolant (Stratification) in the course of the cooling channel, which with increasing yardage more and more pronounced becomes. Stable liquid layers are thus formed different temperature in the coolant.

Vor allem in denjenigen Bereichen eines Triebwerkes, die eine gleichmäßige Kontur aufweisen (zylindrisch, gleichmäßig konisch), kann sich die Stratifizierung weitgehend ungestört ausbilden. Die in solchen gleichmäßig konturierten Teilen des Triebwerkes auftretende Stratifizierung des Kühlmediums führt zu einer verminderten Wärmeabfuhr, da der übertragene Wärmestrom annähernd proportional zum Temperaturunterschied zwischen Brennkammerwand und Kühlmedium ist. Bei stratifizierter Strömung führt die höhere Temperatur der Kühlmittelschicht in Wandnähe zu einer Verringerung der Kühlleistung und damit zu höheren Wandtemperaturen und einer geringeren Lebensdauer der Kammer.Especially in those areas of an engine that have a uniform contour (cylindrical, evenly conical), the stratification can develop largely undisturbed. Those in such evenly contoured Parts of the engine stratification of the cooling medium leads to a reduced heat dissipation, since the transferred heat flow nearly proportional to the temperature difference between the combustion chamber wall and cooling medium is. With stratified flow leads the higher Temperature of the coolant layer near the wall to a reduction in cooling capacity and thus to higher ones Wall temperatures and a shorter life of the chamber.

Zusätzlich gibt es Anwendungen, in denen eine möglichst hohe Aufheizung des Kühlmediums gefordert wird (z.B. bei regenerativ gekühlten Triebwerken, d.h. Expander Cycle Triebwerken). Diese Anforderungen können bei Vorliegen einer stratifizierten Strömung ebenfalls nur bedingt erfüllt werden.In addition, there are applications in which one if possible high heating of the cooling medium required (e.g. with regeneratively cooled Engines, i.e. Expander cycle engines). These requirements can in the presence of a stratified flow also only to a limited extent Fulfills become.

Aus DE 197 51 299 C2 ist eine Brennkammer mit einem Innenkühlraum und einem Außenkühlraum bekannt, wobei im Innen- und/oder Außenkühlraum serpentinenartige Führungen vorgesehen werden, um eine verbesserte Verteilung des Kühldampfes zu erreichen. Dabei wird jedoch einerseits das Problem der Stratifizierung nicht explizit angesprochen, andererseits wird bei diesem Dokument nur eine gleichmäßige Serpentinenform von Kühlkanälen vorgeschlagen, die in radialer Richtung eine geringere Ausdehnung aufweisen als in Umfangsrichtung der Brennkammer. Eine Stratifizierung des Kühlmediums kann bei einer solchen Brennkammer bestenfalls nur bedingt vermieden werden.Out DE 197 51 299 C2 A combustion chamber with an internal cooling space and an external cooling space is known, with serpentine guides being provided in the internal and / or external cooling space in order to achieve an improved distribution of the cooling steam. On the one hand, however, the problem of stratification is not explicitly addressed; on the other hand, this document only suggests a uniform serpentine shape of cooling channels which have a smaller extent in the radial direction than in the circumferential direction of the combustion chamber. In such a combustion chamber, stratification of the cooling medium can at best only be avoided to a limited extent.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein verbessertes Raketentriebwerk mit optimierter Geometrie der Flüssigkeitskühlung bereitzustellen, sodass ein höherer Wärmeübertrag von der Triebwerkswand in das Kühlmedium garantiert wird, und wobei erreicht werden soll, insbesondere die in den Kühlkanälen auftretende Stratifizierung des Kühlmediums so weit wie möglich auszuschließen oder wenigstens zu vermindern.Object of the present invention is therefore an improved rocket engine with optimized To provide the geometry of the liquid cooling, so a higher one Heat transfer from the engine wall into the cooling medium is guaranteed, and what is to be achieved, especially that occurring in the cooling channels Stratification of the cooling medium as far as possible to exclude or at least to diminish.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale der Ansprüche 1 und 4. Die Erfindung umfasst ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit einer Brennkammer und einer Expansionsdüse, wobei die Brennkammer und/oder die Expansionsdüse Kühlkanäle einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Gemäß der Erfindung ist jeweils vorgesehen, dass zumindest ein Teil der Kühlkanäle zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweist. Mäanderförmig bedeutet dabei, dass die Kühlkanäle mindestens eine Krümmung in positiver Umfangsrichtung sowie mindestens eine Krümmung in negativer Umfangsrichtung aufweist. Der Effekt dieser speziellen Geometrie ist folgenden Tritt eine Krümmung des Kühlkanals auf, werden durch die daraus resultierende Strömungsumlenkung, abhängig vom lokalen Krümmungsradius, Zentrifugalkräfte und Corioliskräfte induziert, die sich in der Ausbildung eines im Strömungsquerschnitt liegenden Wirbelpaares auswirken. Dieses Wirbelpaar sorgt für einen erheblichen konvektiven Strömungsaustausch innerhalb des Strönmungsquerschnitts, wodurch die Temperaturschichtung (Stratifizierung) im Kühlmedium verringert wird. Es erfolgt also die Induzierung einer Querströmung innerhalb des Kühlkanalquerschnitts, die zu einem effektiven Temperaturaustausch durch konvektive Vermischung innerhalb des Kühlmediums führt.This task is solved by the characteristics of the claims 1 and 4. The invention includes a liquid cooled rocket engine with a combustion chamber and an expansion nozzle, the combustion chamber and / or the expansion nozzle Cooling channels one Have liquid cooling. According to the invention it is provided that at least some of the cooling channels at least sectionally a meandering geometry having. Meandering means doing that the cooling channels at least a curvature in the positive circumferential direction and at least one curvature in has negative circumferential direction. The effect of this special geometry is a curvature following kick of the cooling channel due to the resulting flow deflection, depending on local radius of curvature, centrifugal and Coriolis forces induced in the formation of a flow cross-section lying pair of vertebrae. This pair of vertebrae provides one considerable convective flow exchange within the flow cross section, whereby the temperature stratification (stratification) in the cooling medium is reduced. So there is the induction of a cross flow within the cooling duct cross section, which leads to an effective temperature exchange through convective mixing inside the cooling medium leads.

Wie bereits erwähnt tritt der Effekt der Stratifizierung besonders deutlich in Bereichen mit gleichmäßiger Geometrie auf. Damit können besonders in solchen Bereichen mäanderförmige Kühlkanäle vorgesehen werden. So kann insbesondere vorgesehen sein, dass die Kühlkanäle in einem zylindrischen Bereich der Brennkammer des Raketentriebwerkes zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweisen. Je nach Anforderung und verwendeten Materialien des Triebwerkes kann alternativ oder zusätzlich aber auch vorgesehen sein, dass die Kühlkanäle im Bereich der Düsenerweiterung der Brennkammer und/oder im Bereich der Expansionsdüse zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweisen.As already mentioned, the effect of stratification is particularly evident in areas with a uniform geometry. This allows meandering cooling channels to be provided, particularly in such areas. In particular, it can be provided that the cooling channels in a cylindrical region of the combustion chamber of the rocket engine have a meandering geometry, at least in sections. Depending on the requirement and use Deteten materials of the engine may alternatively or additionally also be provided that the cooling channels in the area of the nozzle extension of the combustion chamber and / or in the area of the expansion nozzle have a meandering geometry at least in sections.

Die Gestaltung der mäanderförmigen Geometrie der Kühlkanäle ist weitgehend frei wählbar und kann jeweils an den gewünschten Wärmeübergang von der Triebwerkswand in das Kühlmittel durch Variation der Krümmungsradien sowie der Anzahl der Krümmungen pro Längeneinheit angepasst werden. Es ist dabei jedoch gegebenenfalls der durch die Krümmungen induzierte zusätzliche Druckverlust zu berücksichtigen. Dieser kann minimiert werden durch geeignete Wahl der Zahl und der geometrischen Ausbildung der Krümmungen.The design of the meandering geometry the cooling channels are largely freely selectable and can in each case to the desired Heat transfer from the engine wall into the coolant Variation of the radii of curvature and the number of curvatures per unit length be adjusted. However, it may be the one by curvatures induced additional Pressure loss to be taken into account. This can be minimized by a suitable choice of the number and the geometric formation of the curvatures.

Bei dem ersten Gegenstand der Erfindung wird vorgesehen, dass in Bereichen höherer Wärmebelastung die mäanderförmige Geometrie der Kühlkanäle eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in Bereichen geringerer Wärmebelastung.In the first subject of the invention provided that in areas higher heat stress the meandering geometry of the cooling channels one larger number of curvatures per unit length exhibits than in areas with lower thermal loads.

Bei dem zweiten Gegenstand der Erfindung wird dagegen vorgesehen, dass die Kühlkanäle in radialer Richtung des Raketentriebwerkes eine größere Ausdehnung aufweisen als in Umfangsrichtung des Raketentriebwerkes. Bei dieser Geometrie ergeben sich in den Kühlkanälen Wirbelpaare mit einer sehr günstigen, weitgehend runden Wirbelform.In the second subject of the invention contrast provided that the cooling channels in a radial Direction of the rocket engine have a greater extent than in the circumferential direction of the rocket engine. With this geometry vortex pairs result in the cooling channels with a very cheap, largely round vortex shape.

Spezielle Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung werden nachfolgend anhand der 1 bis 4 erläutert.Specific embodiments of the present invention are described below with reference to 1 to 4 explained.

Es zeigen:Show it:

1: Raketentriebwerk mit Kühlkanal-Geometrie nach dem Stand der Technik 1 : Rocket engine with cooling channel geometry according to the state of the art

2: Raketentriebwerk mit mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie im Brennkammer-Bereich 2 : Rocket engine with meandering cooling channel geometry in the combustion chamber area

3: Raketentriebwerk mit mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie im Bereich der Düsenerweiterung bzw. der Expansionsdüse 3 : Rocket engine with meandering cooling channel geometry in the area of the nozzle extension or the expansion nozzle

4: Raketentriebwerk mit variierender mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie in Bereichen unterschiedlicher Wärmebelastung 4 : Rocket engine with varying meandering cooling channel geometry in areas with different thermal loads

1 zeigt schematisch ein Raketentriebwerk 1, welches insbesondere eine Brennkammer 2 und eine Expansionsdüse 3 (hier nur angedeutet) aufweist. Die Brennkammer 2 besteht dabei aus einem zylindrischen Teil 4 und einem konturierten Düsenteil 5, welches wiederum einen Brennkammerhals 6 und eine Düsenerweiterung 7 umfasst. Das Triebwerk 1 besitzt eine Flüssigkeitskühlung, die durch Kühlkanäle 8 realisiert wird, welche in die Wand 12 des Triebwerkes 1 eingelasen sind und sich in Längsrichtung x des Triebwerkes 1 erstrecken. Durch die Kühlkanäle 8 wird ein flüssiges Kühlmedium, insbesondere ein Treibstoff wie z.B. flüssiger Wasserstoff, geleitet, um die heisse Innenseite 11 der Triebwerkswand 12 während des Betriebs zu kühlen. Für diese Kühlkanäle 8 ist also der Winkel θ entsprechend der üblichen Bauweise immer konstant, da sich die Kühlkanäle 8 in einer Ebene parallel zur x-Achse erstrecken. Der in 1 exemplarisch dargestellte Kühlkanal 8 erstreckt sich in 1 nur über den Bereich der Brennkammer 2, er kann aber je nach Anforderung sich auch weiter in den Bereich der Expansionsdüse 3 erstrecken. 1 shows schematically a rocket engine 1 , which in particular a combustion chamber 2 and an expansion nozzle 3 (only hinted at here). The combustion chamber 2 consists of a cylindrical part 4 and a contoured nozzle part 5 which in turn is a combustion chamber neck 6 and a nozzle extension 7 includes. The engine 1 has liquid cooling through cooling channels 8th is realized, which is in the wall 12 of the engine 1 are injected and in the longitudinal direction x of the engine 1 extend. Through the cooling channels 8th a liquid cooling medium, in particular a fuel such as liquid hydrogen, is passed around the hot inside 11 the engine wall 12 cool during operation. For these cooling channels 8th So the angle θ is always constant according to the usual design, because the cooling channels 8th extend in a plane parallel to the x-axis. The in 1 cooling channel shown as an example 8th extends in 1 only over the area of the combustion chamber 2 , but depending on requirements, it can also move further into the area of the expansion nozzle 3 extend.

Wie bereits beschrieben weisen solche Triebwerke jedoch den Nachteil auf, dass vor allem in denjenigen Bereichen des Triebwerkes 1, die eine gleichmäßige Kontur aufweisen (zylindrisch, gleichmäßig konisch), sich eine Stratifizierung des Kühlmediums weitgehend ungestört ausbilden kann. Die in solchen gleichmäßig konturierten Teilen des Triebwerkes 1 auftretende Stratifizierung des Kühlmediums führt dann zu einer unerwünschten Verminderung der Wärmeabfuhr. Das Triebwerk 1 nach 1 weist vor allem drei gleichmäßig konturierte Bereiche auf, nämlich den zylindrischen Teil 4, die Düsenerweiterung 7 sowie die sich daran anschließende Expansionsdüse 3. In den 2 bis 4 werden analoge Komponenten ebenfalls mit den vorstehend genannten Bezugszeichen bezeichnet.As already described, however, such engines have the disadvantage that, above all, in those areas of the engine 1 which have a uniform contour (cylindrical, uniformly conical), a stratification of the cooling medium can form largely undisturbed. In such evenly contoured parts of the engine 1 Stratification of the cooling medium then leads to an undesirable reduction in heat dissipation. The engine 1 after 1 mainly has three evenly contoured areas, namely the cylindrical part 4 who have favourited Nozzle Extension 7 as well as the subsequent expansion nozzle 3 , In the 2 to 4 analog components are also designated with the above-mentioned reference numerals.

2 zeigt ein erfindungsgemäßes Triebwerk 1, wobei im Bereich des zylindrischen Teils 4 eine mäanderförmige Geometrie des Kühlkanals 8 vorgesehen ist. Mäanderförmig bedeutet dabei, dass der Kühlkanal 8 mindestens eine Krümmung in positiver θ-Richtung sowie mindestens eine Krümmung in negativer θ-Richtung, also mindestens eine Krümmung in positiver Umfangsrichtung sowie mindestens eine Krümmung in negativer Umfangsrichtung aufweist. Es wird dadurch eine Stratifizierung des Kühlmediums im Kühlkanal 8 vermieden, und vielmehr eine Durchmischung des Kühlmediums erreicht. Die Mischung der Strömungsbereiche des Kühlmediums im Kühlkanalquerschnitt wird durch Verwendung der mäanderförmigen Krümmungen des Kühlkanals 8 erreicht; die, wie vorher geschildert, zur Ausbildung eines Wirbelpaares im Kühlkanalquerschnitt führt, induziert durch Zentrifugalkräfte und Corioliskräfte. Diese Krümmungen des Kühlkanals 8 liegen dabei in einer Mantelfläche, also in einer Fläche, die durch die Koordinaten (x, θ) definiert wird. 2 shows an engine according to the invention 1 , being in the area of the cylindrical part 4 a meandering geometry of the cooling channel 8th is provided. Meandering means that the cooling channel 8th has at least one curvature in the positive θ direction and at least one curvature in the negative θ direction, that is to say at least one curvature in the positive circumferential direction and at least one curvature in the negative circumferential direction. This causes stratification of the cooling medium in the cooling channel 8th avoided, and rather achieved a thorough mixing of the cooling medium. The mixing of the flow areas of the cooling medium in the cooling channel cross section is achieved by using the meandering curvatures of the cooling channel 8th reached; which, as previously described, leads to the formation of a vortex pair in the cooling channel cross section, induced by centrifugal and Coriolis forces. This curvature of the cooling channel 8th lie in a lateral surface, that is, in a surface that is defined by the coordinates (x, θ).

Bedingt durch die Lage der Kühlkanalkrümmung in einer radialen (x,θ)-Mantelfläche liegt die Symmetriachse des Wirbelpaares in Umfangsrichtung (θ), also entlang eines Kreises mit konstantem Radius r. Daraus ergibt sich eine untere und eine obere Wirbelzelle. Insbesondere bei besonders in Hochleistungs-Raketentriebwerken verwendeten Kühlkanälen 8 mit großem Verhältnis von Kühlkanalhöhe zu Kühlkanalbreite ergibt sich für die so erzeugten Wirbelpaare eine sehr günstige, weitgehend runde Wirbelform.Due to the position of the cooling channel curvature in a radial (x, θ) surface, the axis of symmetry of the vortex pair lies in the circumferential direction (θ), i.e. along a circle with a constant radius r. This results in a lower and an upper vertebral cell. Especially with cooling channels used especially in high-performance rocket engines 8th With a large ratio of cooling channel height to cooling channel width, the vortex pairs produced in this way have a very favorable, largely round vortex shape.

3 zeigt eine alternative oder zusätzliche Anwendung der vorliegenden Erfindung, wobei nun alternativ oder zusätzlich zu mäanderförmigen Kühlkanälen 8 im Bereich des zylinderförmigen Teils der Brennkammer 2 auch mäanderförmige Kühlkanäle 8 im Bereich der Düsenerweiterung 7 bzw. der Expansionsdüse 3 vorgesehen werden können. 3 shows an alternative or additional application of the present invention, wherein alternatively or in addition to meandering cooling channels 8 in the region of the cylindrical part of the combustion chamber 2 also meandering cooling channels 8 in the area of the nozzle extension 7 or the expansion nozzle 3 can be provided.

4 zeigt eine weitere alternative Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Hierbei sei angenommen, dass in einem ersten Bereich 9 eine geringere Wärmebelastung der Triebwerkswand 12 vorliegt als in einem zweiten Bereich 10, in dem also eine höhere Wärmebelastung der Triebwerkswand 12 gegeben sein soll. Es kann dann vorgesehen werden, dass in dem zweiten Bereich 10 mit höherer Wärmebelastung die Geometrie der Kühlkanäle 8 eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in dem ersten Bereich 9, also in dem zweiten Bereich 10 die Krümmungen eine kürzere „Wellenlänge" besitzen. Es kann dadurch in dem zweiten Bereich 10 mit einer größeren Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit eine noch stärkere Durchmischung des Kühlmediums erreicht werden und so eine noch weiter verbesserte Wärmeaufnahme garantiert werden. 4 shows another alternative embodiment of the present invention. Here it is assumed that in a first area 9 a lower thermal load on the engine wall 12 exists as in a second area 10 , in which a higher thermal load on the engine wall 12 should be given. It can then be provided that in the second area 10 the geometry of the cooling ducts with higher heat loads 8th has a greater number of curvatures per unit length than in the first region 9 , so in the second area 10 the curvatures have a shorter "wavelength". It can therefore be in the second range 10 With a larger number of curvatures per unit length, an even stronger mixing of the cooling medium can be achieved, thus guaranteeing an even further improved heat absorption.

Claims

Liquid-cooled rocket engine ( 1 ) with a combustion chamber ( 2 ) and an expansion nozzle ( 3 ), the combustion chamber ( 2 ) and / or the expansion nozzle ( 3 ) Cooling channels ( 8th ) have a liquid cooling, at least some of the cooling channels ( 8th ) has a meandering geometry, at least in sections, characterized in that in areas of higher thermal load ( 10 } the meandering curved geometry of the cooling channels ( 8th ) has a greater number of curvatures per unit length than in areas (9) of lower thermal stress

Rocket engine according to claim 1, characterized in that the cooling channels ( 8th ) in a cylindrical area ( 4 ) the combustion chamber ( 2 ) have a meandering curved geometry at least in sections.

Rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the cooling channels ( 8th ) in the area of the nozzle extension ( 7 ) the combustion chamber ( 2 ) and / or in the area of the expansion nozzle ( 3 ) have a meandering curved geometry at least in sections.

Liquid-cooled rocket engine ( 1 ) with a combustion chamber ( 2 ) and an expansion nozzle ( 3 ), the combustion chamber ( 2 ) and / or the expansion nozzle ( 3 ) Cooling channels ( 8th ) have a liquid cooling, at least some of the cooling channels ( 8th ) has at least in sections a meandering geometry, characterized in that the cooling channels ( 8th ) have a greater extent in the radial direction of the rocket engine than in the circumferential direction of the rocket engine.

Rocket engine according to claim 4, characterized in that the cooling channels ( 8th ) in a cylindrical area ( 4 ) the combustion chamber ( 2 ) have a meandering curved geometry at least in sections.

Rocket engine according to claim 4 or 5, characterized in that the cooling channels ( 8th ) in the area of the nozzle extension ( 7 ) the combustion chamber ( 2 ) and / or in the area of the expansion nozzle ( 3 ) have a meandering curved geometry at least in sections.

Rocket engine according to one of claims 4 to 6, characterized in that in areas of higher thermal load ( 10 ) the meandering geometry of the cooling channels ( 8th ) has a greater number of curvatures per unit length than in areas ( 9 ) lower heat load.