Raketentriebwerksabschnitt mit porösem Innenwandteil und Verfahren zum Herstellen eines Raketentriebwerksabschnitts

Es wird ein Raketentriebwerksabschnitt (100) beschrieben, der einen Brennkammerkörper (105) mit einer Innenwand (201) und einen ein Kühlmedium führenden Kanal (210, 220), der außenseitig und entlang der Innenwand (201) verläuft, umfasst. Ferner umfasst der Raketentriebwerksabschnitt (100) einen porösen Abschnitt (250), der einstückig mit der Innenwand (201) ausgebildet und in die Innenwand (201) integriert ist und dazu eingerichtet ist, das in dem Kanal (210, 220) geführte Kühlmedium von dem Kanal (210, 220) in das Innere des Brennkammerkörpers (105) hindurchzulassen. Eine Porosität des porösen Abschnitts (250) bestimmt dabei einen Volumenstrom und/oder Massenstrom des in das Innere des Brennkammerkörpers (105) hindurchgelassenen Kühlmediums. Ferner wird ein Verfahren zum Herstellen solch eines Raketentriebwerksabschnitts (100) beschreiben. A rocket engine section includes a combustion chamber body having an inner wall and a channel carrying a cooling medium extending outside and along the inner wall. The rocket engine section further comprises a porous portion integrally formed with the inner wall and integral with the inner wall and adapted to allow the cooling medium carried in the channel to pass from the channel to the interior of the combustion chamber body. A porosity of the porous portion determines a volume flow rate and/or mass flow rate of the cooling medium let through into the interior of the combustion chamber body.