Wärmedämmschichten für Raketentriebwerke Um die Brennkammerwand eines Flüssigkeitsraketentriebwerks vor den extremen thermischen Lasten zu schützen kann eine Wärmedämmschicht auf die Heißgasseite aufgebracht werden. Wärmedämmschichten werden bereits erfolgreich in Gasturbinen eingesetzt können jedoch aufgrund der stark unterschiedlichen Belastungen in der etablierten Form nicht in Raketentriebwerken eingesetzt werden. In der vorliegenden Dissertation wurde ein neues metallisches Wärmedämmschichtsystem entwickelt bestehend aus einer Haftvermittlerschicht und einer Wärmedämmschicht. Beide Teilschichten wurden mittels Hochgeschwindigkeitsflammspritzen hergestellt. Als Wär¬me¬dämm schicht wurden zwei Materialien ausgewählt die potentiell für diesen Einsatz in Frage kommen: Eine experimentelle Kobalt Rhenium Legierung sowie eine Nickelbasis Superlegierung. Für die Haftvermittlerschicht wurde zum einen das Konzept einer gradierten Schicht untersucht für welches jedoch mit dem hier verwendeten Beschichtungsprozess keine zufriedenstellenden Ergebnisse erzielt werden konnten. Zum anderen wurde eine neuentwickelte NiCuCrAl Legierung getestet. Die Schichten wurden in isothermen Versuchen im Strahlungsofen sowie unter thermischen Gradienten im Laserversuch getestet. Anhand dieser Versuche wurde das Schichtsystem NiCuCrAl Legierung + Nickelbasis Superlegierung für weitere Versuche ausgewählt. In den thermischen Tests wurden vier Schädigungsmechanismen beobachtet: Delaminationsrisse an der Grenzfläche Substrat Haftvermittlerschicht Aufbeulen der Schicht (Buckling) vertikale Risse und diffusionsbedingte Kirkendall Porosität. Um die Ursachen dieser Schädigungen zu untersuchen und mit der zu erwartenden Schädigung in Raketentriebwerken in Zusammenhang zu bringen wurden Finite Elemente Simulationen der Laserversuche und eines Brennkammersegments durchgeführt. Da für die hier verwendeten Werkstoffe kaum Materialparameter zur Verfügung standen wurden zunächst umfangreiche Messungen an freistehenden Schichten durchgeführt. In den FE Simulationen konnte beobachtet werden dass die Schichten in der Raketenbrennkammer und im Laserversuch grundsätzlich unterschiedlichen Lasten ausgesetzt sind: Im Laserversuch treten bei hohen Temperaturen aufgrund des größeren Wärmeausdehnungskoeffizienten des Kupfersubstrats und des vergleichsweise geringen Temperaturgradienten Zugspannungen in der Schicht auf. Wenn diese Zugspannungen relaxieren kommt es zu einer Druckbelastung nach dem Abkühlen was ein Aufbeulen der Schicht zur Folge haben kann. Anders verhält es sich in der Brennkammer: Hier dehnt sich aufgrund des höheren Temperaturgradienten die heiße Schicht stärker aus als das kalte Substrat zusätzlich ist die Deformation von Substrat und Schicht durch einen kalten äußeren Nickelmantel gezwängt. Dadurch kommt es zu Druckspannungen bei hohen Temperaturen welche relaxieren und beim Abkühlen Zugspannungen erzeugen. Dadurch können hier vertikale Risse in der Schicht entstehen. Um die Schichten unter realistischeren Bedingungen testen zu können wurde der Laserversuch modifiziert. Dieser modifizierte Versuch bildet zwar immer noch nicht die hohen Lasten in der Brennkammer ab jedoch können so unterschiedliche Belastungsszenarien abgebildet und Schädigungsmechanismen provoziert werden. Durch die gute Zugänglichkeit der Proben für Temperaturmessungen kann dieser Versuch gut in FE Simulationen abgebildet werden und so als Referenz für eine zukünftige Schichtauslegung dienen.