Wärmedämmschichten für Raketentriebwerke

Fiedler, Torben

doi:10.24355/dbbs.084-201805161356-0

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Wärmedämmschichten für Raketentriebwerke

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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.

To protect the combustion chamber of liquid fuel rocket engines against the high thermomechanical loads, a thermal-barrier coating can be applied on the hot-gas side. Thermal-barrier coatings are state of the art in gas turbines, but the harsh environmental conditions in rocket engines require different and new coating concepts. In the present dissertation, a new metallic coating system has been developed. It consists of a bond coat and a top coat, both applied with high velocity oxyfuel spray. For the top coat, two materials were tested: On the one hand, an experimental cobalt-rhenium alloy, on the other hand a nickel-based superalloy. For the bond coat, a graded coating was tested, which showed a bad performance in thermal tests. Thus, a newly developed NiCuCrAl bond-coat alloy was used for further coating tests. The coatings were tested in isothermal tests in a furnace and in laser cycling experiments with a thermal gradient. Based on these tests, the coating system NiCuCrAl + nickel-based superalloy was chosen for further experiments. In the thermal tests, four damage mechanisms were observed: Delamination cracks at the interface between substrate and bond coat, buckling of the coating, vertical cracks and Kirkendall pores, caused by diffusion. To elucidate these failure mechanisms and to compare the loads in the laser test to the rocket combustion chamber, finite element simulations were carried out. Since no sufficient materials data were available for the materials in this work, extensive measurements of the material’s properties were carried out on free-standing coatings. It could be observed in the FE-simulations, that the coatings in the combustion chamber are exposed to different loads than the coatings in the laser tests: Due to the relatively low thermal gradient in the laser tests and the larger coefficient of thermal expansion of the copper substrate, a tensile load at high temperatures was calculated in the coatings. If this load relaxes, a compressive load could be expected after subsequent cooling down. This load may cause the coatings to buckle. In contrast to this, the coatings in rocket engines exhibit a compressive load at high temperatures, caused by the large thermal gradient and thus a larger thermal expansion of the hot coatings compared to the relatively cold substrate, combined with the constrained deformation of the combustion chamber wall by the cold outer nickel jacket. If the compressive load in the coatings relaxes, a tensile load can be expected after cooling down which may lead to vertical cracks in the coating. To test the coatings under more realistic conditions, the laser test was modified. Although this modified test is indeed not able to reproduce the very high loads in the rocket combustion chamber, it is able to produce different load scenarios and provoke different damage mechanisms. Due to the good accessibility of the laser samples for temperature measurements, this test can be well modelled in FEM-simulations and may serve as a reference experiment for future coating design.