The propulsion system has always been a critical and challenging component of space flight, particularly due to the extreme thermal loads in the combustion chamber, which push the materials used to their limits. As a result, rocket engines require advanced cooling techniques. One option for reducing the thermal load on the engine are thermal barrier coatings, which possess a higher operating temperature than the combustion chamber liner and provide an insulating effect. These coatings are easy to apply without changing the engine design and help the chamber to cope with hot gas temperatures of up to 3500 K and temperature gradients of up to 1000 K/mm near the chamber wall [43]. These severe conditions make conventional physical property measurements difficult or impossible. In the case of capacitively cooled chambers in rocket engine design, the primary focus is on the heat flux from the combustion gases through the wall. Traditionally, heat flux determination has relied on empirical correlations and global calorimetric measurements. However, the inverse heat transfer method can be applied to reconstruct the heat flux from experimental data. In this case of a small in-space thruster using the propellants methane and oxygen. This research aims to enhance the performance and protection of the rocket chamber by exploring the potential of two different thermal barrier coating systems. A ceramic system consisting of a YSZ/NiCrAlY and a metallic system composed of a Rene80/NiCuCrAl material were applied to a capacitively cooled copper chamber segment and hotfire experiments were conducted. The choice of coatings was based on an extensive research into suitable materials and manufacturing techniques. In order to evaluate the gathered data, an evaluation method based on an inverse heat conduction method combined with a conjugate gradient algorithm was implemented and validated. Both coatings showed a reduction in the heat flux distribution and the copper substrate temperatures were lowered, the amount of reduction depending on the load point. For a pressure point of 10 bar and an Ratio-Oxidizer-Fuel (ROF) of 3.1 the ceramic coating reduces the heat flux on average over the length of the coated segment of about 14.6% and the metallic coating of 11.2%. Suggestions for further investigation are given.     «

The propulsion system has always been a critical and challenging component of space flight, particularly due to the extreme thermal loads in the combustion chamber, which push the materials used to their limits. As a result, rocket engines require advanced cooling techniques. One option for reducing the thermal load on the engine are thermal barrier coatings, which possess a higher operating temperature than the combustion chamber liner and provide an insulating effect. These coatings are easy t...     »

Das Antriebssystem ist seit jeher eine kritische und anspruchsvolle Komponente der Raumfahrt, insbesondere aufgrund der extremen thermischen Belastungen in der Brennkammer, die die verwendeten Materialien an ihre Grenzen bringen. Daher benötigen Raketentriebwerke fortschrittliche Kühlmechanismen und Kombinationen dieser. Eine Möglichkeit, die thermische Belastung des Triebwerks zu reduzieren, sind Wärmedämmschichten, die eine höhere Betriebstemperatur als das Brennmaterial aufweisen und isolierend wirken. Diese Beschichtungen lassen sich leicht aufbringen, ohne dass die Konstruktion des Antriebs großartig geändert werden muss, Sie helfen der Kammer, mit Heißgastemperaturen von bis zu 3500 K und Temperaturgradienten von bis zu 1000 K/mm in der Nähe der Kammerwand zurechtzukommen [43]. Diese schwierigen Bedingungen machen herkömmliche Messungen physikalischer Eigenschaften schwierig oder unmöglich. Bei kapazitiv gekühlten Kammern in Raketentriebwerken liegt das Hauptaugenmerk auf dem Wärmestrom der Verbrennungsgase zur und dann durch die Wand. Traditionell stützt sich die Bestimmung des Wärmestroms auf empirische Korrelationen und globale kalorimetrische Messungen. Die Methode der inversen Wärmeübertragung ermöglicht nun jedoch eine lokale Analyse des Wärmestroms anhand von experimentellen Daten, was die Klassifizierung von Wärmedämmschichten für ein kleines Weltraumtriebwerk mit den Treibstoffen Methan und Sauerstoff ermöglicht. Ziel dieser Forschungsarbeit ist es, die Leistung und den Schutz der Raketenkammer zu verbessern, indem das Potenzial von zwei verschiedenen Wärmedämmschichtsystemen untersucht wird. Ein keramisches System, bestehend aus YSZ/NiCrAlY, und ein metallisches System, bestehend aus einem Rene80/NiCuCrAl- Material, wurden auf ein kapazitiv gekühltes Kupferkammersegment aufgebracht und experimentelle Daten wurden gesammelt. Die Wahl der Beschichtungen beruhte auf einer umfassenden Untersuchung geeigneter Materialien und Herstellungsverfahren. Zur Auswertung der gesammelten Daten wurde eine Bewertungsmethode auf der Grundlage einer inversen Wärmeleitungsmethode in Kombination mit einem konjugierten Gradientenalgorithmus implementiert und validiert. Beide Beschichtungen zeigten eine Verringerung der Wärmestromverteilung und die Temperaturen des Kupfersubstrats wurden gesenkt, wie viel hängt vom jeweiligen Lastpunkt ab. Bei einem Druckpunkt von 10 bar und einer ROF von 3.1 verringert die keramische Beschichtung den Wärmestrom im Durchschnitt über die Länge des beschichteten Segments um etwa 14.6% und die metallische Beschichtung um 11.2%. Es werden Vorschläge für weitere Untersuchungen gemacht.     «

Das Antriebssystem ist seit jeher eine kritische und anspruchsvolle Komponente der Raumfahrt, insbesondere aufgrund der extremen thermischen Belastungen in der Brennkammer, die die verwendeten Materialien an ihre Grenzen bringen. Daher benötigen Raketentriebwerke fortschrittliche Kühlmechanismen und Kombinationen dieser. Eine Möglichkeit, die thermische Belastung des Triebwerks zu reduzieren, sind Wärmedämmschichten, die eine höhere Betriebstemperatur als das Brennmaterial aufweisen und isoliere...     »