フィルムクーリング
液体推進剤またはガスが加熱された壁に薄膜を形成する冷却方法は、燃焼ガスが熱を壁に移動するのを防ぐために、液体膜冷却または空気膜冷却と呼ばれます。液体ロケットエンジンのスラストチャンバーは、熱流束密度が最大であるノズルの喉の近くで液体フィルム冷却を使用します。より多くの場合、低{-混合比ノズルまたは燃料直方向の電流穿孔の円がインジェクターの周りに設定され、低-温度エッジエリアまたは燃焼室の内壁近くのフィルムを形成して、壁からの中心部の高-温度燃焼ガスを分離します。エアフィルムの冷却は、タービンブレードとターボジェットエンジンの火炎チューブによく使用され、ブレードの温度は400〜600度低下する可能性があります。一部の液体ロケットエンジンは、タービン排気をスラストチャンバーノズルに導入し、ノズルの内壁で空気膜冷却を行います。
発汗冷却
Divergent Coolingとも呼ばれます。加熱された部分は多孔質材料で作られており、冷却液はマイクロ孔を通って加熱された表面から浸透して熱を奪い、壁に冷却フィルムの層を形成し、良好な冷却効果があります。多孔質材料を開発することは困難であるため、炭化水素燃料の燃焼後の炭素堆積物は微小孔を簡単に詰まらせます。この冷却方法は広く使用されておらず、液体酸素-液体水素エンジンのインジェクターパネルの冷却にのみ使用されます。
アブレーション冷却
固体ロケットエンジンのノズルで広く使用されています（アブレーション熱保護、アブレーション材料を参照）。自己-冷却方法もあり、アブレーション冷却と同様のメカニズムがあります。多孔質タングステンはマトリックスとして使用され、銀、銅、亜鉛、および低融点を持つ他の材料が浸透しています。加熱すると、融点が低い材料は昇華し、冷却の役割を果たすために逃げます。マトリックスタングステンは耐衝撃性と腐食-耐性であり、その形状を維持できます。固体ロケットエンジンのノズルの喉の裏地を作るのに適しています。
放射冷却
熱いオブジェクトの熱放射を使用して、熱を外側に消散させます。放射冷却は、一般に、ロケットエンジンの低熱流束密度、ガス温度が低いガス発電機、および単位推進剤分解のスラストチャンバーを備えたノズル延長セクションで使用されます。ピストンエンジンシリンダーヘッドの黒いヒートシンクも、放射熱散逸に役割を果たします。放射線熱散逸効果の改善は、主に加熱部品を製造するための高-温度耐性材料の使用に依存しています。第二に、表面の黒さの改善、つまり壁の表面に0.85以上の黒さで高い-温度塗料を適用することに依存しています。
熱断熱層
壁への熱伝達を減らすために、加熱された壁表面の熱伝導率が低い-温度耐性材料のコーティングまたは貼り付け。酸化ジルコニウムや酸化アルミニウムなどの一般的に使用される熱断熱材は、液体ロケットエンジンに適しています。グラファイト、タングステンカーバイド、セラミックなどは、固体ロケットエンジンに適しています。セラミック、高-温度断熱ペイント、アスベストなどは、ターボジェットエンジンに適しています。