Raketentriebwerk

Die Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk (10) mit einer von einer Mantelkonstruktion (18) begrenzten Schubkammer (12) mit einer Kammerlängsachse (A), wobei die Mantelkonstruktion mindestens einen mit einer Quelle (19) eines Kühlmediums in fluidischer Verbindung stehenden Kühlkanal (20) enthält, wobei der Kühlkanal von einer Mehrzahl von dem Kühlmedium umströmter, sich jeweils nur über einen Teil, insbesondere einen Minderteil, der entlang der Kammerlängsachse (A) gemessenen Länge des Kühlkanals erstreckender Brückenelemente (30-38) durchsetzt ist, welche zwei den Kühlkanal innen- und außenseitig begrenzende Mantelwandstücke (21, 23) der Mantelkonstruktion miteinander verbinden. The invention relates to a rocket engine (10) having a thrust chamber (12) bounded by a casing construction (18) with a chamber longitudinal axis (A), wherein the casing construction (18) includes at least one cooling channel (20) in fluidic connection with a source (19) of a cooling medium, wherein the cooling channel is traversed by a plurality of bridge elements around which the cooling medium flows and which each extend only over a part, in particular a minor part, of the length of the cooling channel measured along the chamber longitudinal axis (A), and which connect two casing wall pieces (21, 23), bounding the cooling channel on the inside and on the outside of the casing construction, to one another.