Die Leistungsanforderungen an heutige Triebwerke und Raketen erfordern Betriebstemperaturen weit über dem Schmelzpunkt der einsetzbaren Werkstoffe. Daher ist eine aktive Kühlung der Brennkammer und der Turbine unerlässlich. Eine effektive und häufig eingesetzte Methode ist die Filmkühlung. Dabei wird ein kühleres Fluid parallel oder unter einem bestimmten Winkel zur Hauptströmung injiziert und isoliert die zu schützende Fläche vor dem Heißgas. Im Triebwerk handelt es sich bei dem Kühlmedium in der Regel um Luft, während in der Raketenanwendung auch Brennstoff zur Kühlung injiziert wird.
Wird nun das Kaltgas mit dem Ziel der Kühlung injiziert, kann es im Kühlfilm durch turbulenter Interaktion mit dem Heißgas lokal zu stöchiometrischen Bedingungen kommen. Da die Temperaturen oberhalb der Zündgrenze liegen, sind chemische Reaktionen / Verbrennungen und somit thermische Belastungen der Oberfläche die Folge [1].
