EP1913176A1 - Wärmedämmschichtsystem - Google Patents

Wärmedämmschichtsystem

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Publication number
EP1913176A1
EP1913176A1 EP06775798A EP06775798A EP1913176A1 EP 1913176 A1 EP1913176 A1 EP 1913176A1 EP 06775798 A EP06775798 A EP 06775798A EP 06775798 A EP06775798 A EP 06775798A EP 1913176 A1 EP1913176 A1 EP 1913176A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
barrier coating
thermal barrier
coating system
base material
thermal insulation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP06775798A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Thomas Uihlein
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines GmbH filed Critical MTU Aero Engines GmbH
Publication of EP1913176A1 publication Critical patent/EP1913176A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a thermal barrier coating system for components, in particular for metallic components of a gas turbine such as an aircraft engine, according to the preamble of claim 1. Furthermore, the invention relates to a component with a thermal barrier coating system according to the preamble of claim 11.
  • DE 100 08 861 A1 shows a thermal barrier coating system for a metallic component, the thermal barrier coating system consisting of two layers, namely an inner contact layer and an outer cover layer.
  • the inner contact layer is located between an adhesion-promoting layer and the outer cover layer, with the adhesion-promoting layer being applied to the component.
  • the inner contact layer of the thermal barrier coating system consists entirely of predominantly yttria (Y 2 O 3 ) partially stabilized zirconia or of a glass-metal composite, the outer cover consists of fully stabilized, cubic zirconia.
  • DE 197 43 579 C2 discloses a thermal barrier coating system of a ceramic thermal insulation base material, wherein the thermal insulation base material is applied by thermal spraying on a component surface of a metallic component.
  • DE 198 07 163 C1 discloses a special thermal insulation base material for a thermal barrier coating system.
  • the known from the prior art thermal barrier coating systems which are made of the known thermal insulation materials, have a thermal conductivity in the order of 1 to 2 W / Km. As a result, the maximum thermal insulation of the known from the prior art thermal barrier coating systems is defined.
  • the present invention is based on the problem of creating a novel thermal barrier coating system for components, in particular for metallic components of a gas turbine such as an aircraft engine, and a corresponding component.
  • This problem is solved by a réelledäiran Anlagensystem according to claim 1.
  • at least one airgel is embedded or embedded in the thermal insulation base material.
  • a thermal barrier coating system made of a thermal insulation base material wherein at least one airgel is embedded or embedded in the thermal insulation base material.
  • Aerogels are extremely porous and very light materials that can be made from virtually any metal oxide, metal oxide or other material.
  • the incorporation or embedding of at least one airgel in the thermal insulation base material of a thermal barrier coating system the thermal conductivity can be greatly reduced, preferably to a magnitude between 0.01 and 0.02 W / Km.
  • the thermal barrier coating system according to the invention therefore, a significantly higher thermal insulation can be realized compared with thermal barrier coating systems known from the prior art.
  • the thermal barrier coating system according to the invention Due to the fact that the aerogels are embedded or incorporated in a thermal insulation base material, the thermal barrier coating system according to the invention has an abrasion resistance that is comparable to the thermal barrier coating systems known from the prior art.
  • the or each airgel embedded or embedded in the thermal insulation base material is preferably designed as an oxidic airgel and formed from a material corresponding to the thermal insulation base material.
  • the thermal barrier coating system is designed as a deposit system, wherein the single layer thereof is formed from the thermal insulation base material and the or each embedded in the thermal insulation material airgel.
  • the thermal barrier coating system is designed as a multi-layer system, wherein between two layers, which are formed exclusively of the thermal insulation base material, respectively a position is positioned, which is formed from the thermal insulation base material and the or each embedded in the same airgel.
  • FIG. 1 shows a highly schematic cross section through a thermal barrier coating system according to a first embodiment of the invention.
  • FIG. 2 shows a highly schematic cross section through a thermal barrier coating system according to a second embodiment of the invention.
  • Fig. 3 is a highly schematic cross section through a thermal barrier coating system according to a third embodiment of the invention
  • Fig. 1 shows a first embodiment of the present invention in a highly schematic representation, wherein on a component 10, an inventive thermal barrier coating system 11 is applied.
  • the component 10 is preferably a metallic component of a gas turbine, in particular a metallic component of an aircraft engine.
  • the thermal barrier coating system 11 On a surface 12 of the component 10, the thermal barrier coating system 11 according to the invention is applied, wherein the thermal barrier coating system 11 of the embodiment of FIG. 1 is designed as a deposit system. Accordingly, the thermal barrier coating system 11 of FIG. 1 has a single layer, wherein the layer is formed of a thermal insulation base material and of at least one aeroderge embedded or embedded in the thermal insulation base material.
  • the thermal insulation base material of the thermal barrier coating system 11 can be all thermal insulation base materials known from gas turbine construction or aircraft engine construction, such as e.g. aluminum oxide, yttrium-stabilized zirconium oxide or else lanthanum hexaaluminate.
  • At least one airgel, preferably an oxidic airgel, is embedded in such a thermal insulation base material.
  • the or each airgel is formed of a material which is adapted to the thermal insulation base material.
  • the thermal barrier base material is yttrium stabilized zirconia
  • the aerogels may be formed of zirconia.
  • the thermal barrier base material is lanthanum hexaaluminate
  • the airgel is preferably formed from lanthanum hexaaluminate.
  • aerogels are extremely porous and very light materials. Aerogels can almost be made of any metal oxide or of metal oxide mixtures or of other materials. Aerogels have a pore volume between 85% and 99%.
  • Such aerogels are preferably prepared by dissolving a starting material, for example a metal oxide, in a solvent, followed by hydrolysis by the addition of water. Then, aggregation of hydrolyzed monomers into colloidal particles takes place, followed by gelation in which the colloidal particles form a three-dimensional network. After gelation, drying is carried out by removing the liquid phases, the result being an airgel.
  • the thermal insulation layer system 13 of the embodiment of FIG. 2 is designed as a multi-layer system and thus has several layers.
  • First layers 14 are formed exclusively from the thermal insulation base material
  • second layers 15 consist of the thermal insulation base material and at least one airgel embedded in the thermal insulation base material.
  • a layer 15 is arranged from the Warmedammgroundtechnikstoff with the same embedded airgel.
  • FIG. 3 A further exemplary embodiment of an inventive thermal insulation layer system 16 is shown in FIG. 3, wherein the thermal insulation layer system 16 of FIG. 3 differs from the thermal insulation layer system 13 of FIG. 2 only in that the outer layer 15, which consists of the thermal insulation base material and the m a layer 17 of the thermal dam base material is applied.
  • the thermal insulation layer system 16 is accordingly closed to the outside from a layer 17 of the thermal insulation base material.
  • the outer layer 17 the abrasion resistance of the thermal insulation layer system 16 can be increased.
  • thermal insulation layer systems For the production of erfmdungsge18 thermal insulation layer systems is proceeded so that a powder of thermal insulation base material with particles be mixed from airgel, in which case this mixture is used to the thermal barrier coating system of Fig. 1 or the layers 15 of the thermal barrier coating systems 13 and 16 of the embodiments of FIGS. 2 and 3 via a slip process or sol-gel process or thermal spraying on to apply the component 10.
  • an adhesion-promoting layer can be arranged in each case.
  • Such adhesion-promoting layers are preferably formed from a MCrAlY material.
  • thermal insulation material of the thermal barrier coating systems according to the invention also several different aerogels can be embedded or embedded.
  • the thermal barrier coating system according to the invention is preferably used in metallic components of a gas turbine, in particular an aircraft engine.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Wärmedämmschichtsystem (11) für Bauteile (10), insbesondere für metallische Bauteile einer Gasturbine wie eines Flugtriebwerks, wobei das Wärmedämmschichtsystem (11) aus einem Wärmedämmgrundwerkstoff gebildet ist. Erfindungsgemäß ist in den Wärmedämmgrundwerkstoff mindestens ein Aerogel eingelagert bzw. eingebettet.

Description

WärmedämmschichtSystem
Die Erfindung betrifft ein Wärmedämmschichtsystem für Bauteile, insbesondere für metallische Bauteile einer Gasturbine wie eines Flugtriebwerks, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Weiterhin betrifft die Erfindung ein Bauteil mit einem Wärmedämmschichtsystem nach dem Oberbegriff des Anspruchs 11.
Zum Schutz vor hohen Temperaturen und vor Heißgaskorrosion werden metallische Bauteile einer Gasturbine mit Wärmedämmschichten versehen. So zeigt zum Beispiel die DE 100 08 861 Al ein Wärmedämmschichtsystem für ein metallisches Bauteil, wobei das Wärmedämmschichtsystem aus zwei Schichten besteht, nämlich aus einer inneren Kontaktschicht und einer äußeren Deckschicht. Die innere Kontaktschicht befindet sich zwischen ' einer Haftvermittlungsschicht und der äußeren Deckschicht, wobei die Haftvermittlungsschicht auf dem Bauteil aufgebracht ist. Nach der DE 100 08 861 Al besteht die innere Kontaktschicht des Wärmedämmschichtsystems ganz o- der überwiegend aus mit Yttriumoxid (Y2O3) teilstabilisiertem Zirkonoxid oder aus einem Glas-Metall-Kompositwerkstoff, die äußere Deckschicht besteht aus vollstabilisiertem, kubischem Zirkonoxid.
Weitere Wärmedämmschichtsysteme sind aus der DE 197 43 579 C2 und aus der DE 198 07 163 Cl bekannt. Die DE 197 43 579 C2 offenbart ein Wärmedämmschichtsystem aus einem keramischen Wärmedämmgrundwerkstoff, wobei der Wärmedämmgrundwerkstoff durch thermisches Spritzen auf eine Bauteiloberfläche eines metallischen Bauteils aufgebracht ist. Die DE 198 07 163 Cl offenbart einen speziellen Wärmedämmgrundwerkstoff für ein Wärmedämmschichtsystem.
Die aus dem Stand der Technik bekannten Wärmedämmschichtsysteme, die aus den bekannten Wärmedämmgrundwerkstoffen hergestellt sind, weisen eine thermische Leitfähigkeit in der Größenordnung zwischen 1 und 2 W/Km auf. Hierdurch wird die maximale Wärmedämmung der aus dem Stand der Technik bekannten Wärmedämmschichtsysteme definiert.
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, ein neuartiges Wärmedämmschichtsystem für Bauteile, insbesondere für metallische Bauteile einer Gasturbine wie eines Flugtriebwerks, sowie ein entsprechendes Bauteil zu schaffen. Dieses Problem wird durch ein Wärmedäiranschichtsystem gemäß Anspruch 1 gelöst. Erfindungsgemäß ist in den Wärmedämmgrundwerkstoff mindestens ein Aerogel eingelagert bzw. eingebettet.
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird ein Wärmedämmschichtsystem aus einem Wärmedämmgrundwerkstoff vorgeschlagen, wobei in den Wärmedämmgrundwerkstoff mindestens ein Aerogel eingelagert bzw. eingebettet ist. Bei Aerogelen handelt es sich um extrem poröse sowie sehr leichte Werkstoffe, die praktisch aus jedem Metalloxid, aus Metalloxidmischungen oder sonstigen Materialien hergestellt werden können. Durch die Einlagerung bzw. Einbettung mindestens eines Aerogels in den Wärmedämmgrundwerkstoff eines Wärmedämmschichtsystems kann die thermische Leitfähigkeit stark reduziert werden, vorzugsweise auf eine Größenordnung zwischen 0,01 und 0,02 W/Km. Mit dem erfindungsgemäßen WärmedämmschichtSystem kann demnach gegenüber aus dem Stand der Technik bekannten Wärmedämmschichtsystemen eine deutlich höhere Wärmedämmung realisiert werden. Bedingt dadurch, dass die Aerogele in einen Wärmedämmgrundwerkstoff eingebettet bzw. eingelagert sind, verfügt das erfindungsgemäße Wärmedämmschichtsystem über eine Abriebfestigkeit, die mit den aus dem Stand der Technik bekannten Wärmedämmschichtsystemen vergleichbar ist.
Vorzugsweise ist das oder jedes in den Wärmedämmgrundwerkstoff eingelagerte bzw. eingebettete Aerogel als oxidisches Aerogel ausgebildet und aus einem dem Wärmedämmgrundwerkstoff entsprechenden Werkstoff gebildet .
Nach einer ersten vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist das Wärmedämmschichtsystem als Einlagensystem ausgebildet, wobei die einzige Lage desselben aus dem Wärmedämmgrundwerkstoff und dem oder jedem in den Wärmedämmgrundwerkstoff eingelagerten Aerogel gebildet ist.
Nach einer alternativen, zweiten vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist das Wärmedämmschichtsystem als Mehrlagensystem ausgebildet, wobei zwischen zwei Lagen, die ausschließlich aus dem Wärmedämmgrundwerkstoff gebildet sind, jeweils eine Lage positioniert ist, die aus dem Wärmedämmgrundwerkstoff und dem oder jedem in denselben eingelagerten Aerogel gebildet ist.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt: Fig. 1 einen stark schematisierten Querschnitt durch ein Wärmedämmschichtsystem nach einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 2 einen stark schematisierten Querschnitt durch ein Wärmedämm- schichtsystem nach einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung; und
Fig. 3 einen stark schematisierten Querschnitt durch ein Wärmedämmschichtsystem nach einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung
Nachfolgend wird die hier vorliegende Erfindung unter Bezugnahme auf Fig. 1 bis 3 in größerem Detail beschrieben.
Fig. 1 zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung in stark schematisierter Darstellung, wobei auf einem Bauteil 10 ein erfindungsgemäßes Wärmedämmschichtsystem 11 aufgebracht ist. Bei dem Bauteil 10 handelt es sich vorzugsweise um ein metallisches Bauteil einer Gasturbine, insbesondere um ein metallisches Bauteil eines Flugtriebwerks .
Auf eine Oberfläche 12 des Bauteils 10 ist das erfindungsgemäße Wärmedämmschichtsystem 11 aufgebracht, wobei das Wärmedämmschichtsystem 11 des Ausführungsbeispiels der Fig. 1 als Einlagensystem ausgebildet ist. Das Wärmedämmschichtsystem 11 der Fig. 1 verfügt demnach über eine einzige Lage, wobei die Lage aus einem Wärmedämmgrundwerkstoff und aus mindestens einem in den Wärmedämmgrundwerkstoff eingelagerten bzw. eingebetteten Ae- rogel gebildet ist.
Bei dem Wärmedämmgrundwerkstoff des Wärmedämmschichtsystems 11 kann es sich um alle aus dem Gasturbinenbau bzw. Flugtriebwerksbau bekannten Wärmedämmgrundwerkstoffe handeln, so z.B. um Aluminiumoxid, yttriumstabilisiertes Zirkonoxid oder auch um Lanthanhexaaluminat . In einen derartigen Wärmedämmgrundwerkstoff ist mindestens ein Aerogel, vorzugsweise ein oxidisches Aerogel, eingelagert. Vorzugsweise ist das oder jedes Aerogel aus einem Werkstoff gebildet, der an den Wärmedämmgrundwerkstoff angepasst ist. Dann, wenn der Wärmedämmgrundwerkstoff yttriumstabilisiertes Zirkonoxid ist, kann das Aerogele aus Zirkonoxid gebildet sein. Dann, wenn der Wärmedämmgrundwerkstoff Lanthanhexaaluminat ist, ist das Aerogel vorzugsweise aus Lanthanhexaaluminat gebildet.
An dieser Stelle sei darauf hingewiesen, dass es sich bei Aerogelen um extrem poröse und sehr leichte Werkstoffe handelt. Aerogele können nahezu aus jedem Metalloxid oder aus Metalloxidmischungen oder auch aus anderen Materialien hergestellt werden. Aerogele verfugen über ein Porenvolumen zwischen 85% und 99%. Derartige Aerogele werden vorzugsweise dadurch hergestellt, dass ein Ausgangsmaterial, z.B. ein Metalloxid, in einem Losungsmittel aufgelost wird, wobei anschließend durch Zugabe von Wasser eine Hydrolyse erfolgt. Sodann erfolgt eine Aggregation von hydrolisier- ten Monomeren zu kolloidalen Teilchen, wobei nachfolgend eine Gelation durchgeführt wird, bei welcher die kolloidalen Teilchen ein dreidimensionales Netzwerk ausbilden. Im Anschluss an die Gelation erfolgt eine Trocknung durch Entfernen der flussigen Phasen, wobei als Ergebnis dann ein Aerogel vorliegt.
Fig. 2 zeigt ein zweites Ausfuhrungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung, wobei im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 2 wiederum auf der Bauteil- oberflache 12 eines vorzugsweise metallischen Bauteils 10 ein Warmedamm- schichtsystem 13 aufgebracht ist. Das Warmedammschichtsystem 13 des Aus- fuhrungsbeispiels der Fig. 2 ist als Mehrlagensystem ausgebildet und verfugt demnach über mehrere Lagen. Erste Lagen 14 sind ausschließlich aus dem Warmedammgrundwerkstoff gebildet, zweite Lagen 15 hingegen bestehen aus dem Warmedammgrundwerkstoff und mindestens einem m den Warmedammgrundwerkstoff eingelagerten Aerogel. Zwischen zwei Lagen 14 aus dem Warmedammgrundwerkstoff ist dabei jeweils eine Lage 15 aus dem Warmedammgrundwerkstoff mit dem in denselben eingelagerten Aerogel angeordnet. Mit einem derartigen Mehrlagensystem bzw. Multilayersystem kann die thermische Sperrwirkung gegenüber dem Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 1 nochmals optimiert werden. Es sei darauf hingewiesen, dass die Lagen 15 mit dem eingelagerten Aerogel wesentlich dunner ausgebildet werden können als die Lagen 14, die lediglich aus dem Warmedammgrundwerkstoff gebildet sind.
Em weiteres Ausfuhrungsbeispiel eines erfmdungsgemaßen Warmedamm- schichtsystems 16 zeigt Fig. 3, wobei sich das Warmedammschichtsystem 16 der Fig. 3 vom Warmedammschichtsystem 13 der Fig. 2 lediglich dadurch unterscheidet, dass auf die äußere Lage 15, die aus dem Warmedammgrundwerk- stoff und dem m den Warmedammgrundwerkstoff eingelagerten Aerogel gebildet ist, eine Lage 17 aus dem Warmedammgrundwerkstoff aufgebracht ist. Im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 3 wird das Warmedammschichtsystem 16 nach außen hm demnach von einer Lage 17 aus dem Warmedammgrundwerkstoff abgeschlossen. Durch die äußere Lage 17 kann die Abriebfestigkeit des Warme- dammschichtSystems 16 erhöht werden.
Zur Herstellung der erfmdungsgemaßen Warmedammschichtsysteme wird so vorgegangen, dass ein Pulver aus Warmedammgrundwerkstoff mit Partikeln aus Aerogel gemischt werden, wobei dann diese Mischung verwendet wird, um das Wärmedämmschichtsystem der Fig. 1 oder die Lagen 15 der Wärmedämmschichtsysteme 13 und 16 der Ausführungsbeispiele gemäß Fig. 2 und 3 über einen Schlickerprozess oder Sol-Gel-Prozess oder über thermisches Spritzen auf das Bauteil 10 aufzubringen.
Zwischen den Wärmedämmschichtsystemen 11, 13 und 16 der Ausführungsbeispiele gemäß Fig. 1 bis 3 und dem Bauteil 10 kann jeweils eine Haftvermittlungsschicht angeordnet sein. Derartige Haftvermittlungsschichten sind vorzugsweise aus einem MCrAlY-Werkstoff gebildet.
In den Wärmedämmgrundwerkstoff der erfindungsgemäßen WärmedämmschichtSysteme können auch mehrere unterschiedliche Aerogele eingelagert bzw. eingebettet sein.
Das erfindungsgemäße Wärmedämmschichtsystem findet bevorzugt Verwendung bei metallischen Bauteilen einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks .

Claims

Patentansprüche
1. Wärmedämmschichtsystem für Bauteile, insbesondere für metallische Bauteile einer Gasturbine wie eines Flugtriebwerks, wobei dasselbe aus einem Wärmedämmgrundwerkstoff gebildet ist, dadurch gekennzeichnet, dass in den Wärmedämmgrundwerkstoff mindestens ein Aerogel eingelagert bzw. eingebettet ist.
2. Wärmedämmschichtsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes Aerogel als oxidisches Aerogel ausgebildet ist.
3. Wärmedämmschichtsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Aerogel aus Zirkonoxid gebildet ist.
4. Wärmedämmschichtsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Aerogel aus Lanthanhexaaluminat gebildet ist.
5. Wärmedämmschichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Aerogel aus einem dem Wärmedämmgrundwerkstoff entsprechenden
Werkstoff ausgebildet ist.
6. Wärmedämmschichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Wärmedämmgrundwerkstoff Aluminiumoxid ist.
7. Wärmedämmschichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Wärmedämmgrundwerkstoff vorzugsweise yttriumstabilisiertes
Zirkonoxid ist.
8. Wärmedämmschichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Wärmedämmgrundwerkstoff Lanthanhexaaluminat ist.
9. Wärmedämmschichtsystem nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass dasselbe als Einlagensystem ausgebildet ist, wobei die einzige Lage (11) desselben aus dem Wärmedämmgrundwerkstoff und dem oder jedem in den Wärmedämmgrundwerkstoff eingelagerten Aerogel gebildet ist.
10. Wärmedämmschichtsystem nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass dasselbe als Mehrlagensystem ausgebildet ist, wobei zwischen zwei Lagen (15), die ausschließlich aus dem Wärmedämmgrundwerkstoff gebildet sind, jeweils eine Lage (14) positioniert ist, die aus dem Wärmedämmgrundwerkstoff und dem oder jedem in denselben eingelagerten Aerogel gebildet ist.
11. Bauteil, insbesondere Bauteil einer Gasturbine wie eines Flugtriebwerks, mit einem auf einer metallischen Bauteiloberfläche (12) aufgebrachten Wärmedämmschichtsystem (11, 13, 16) , dadurch gekennzeichnet, dass das Wärmedämmschichtsystem (11, 13, 16) nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 10 ausgebildet ist.
12. Bauteil nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Bauteiloberfläche (12) und dem Wärmedämmschichtsystem (11, 13, 16) zumindest eine Haftvermittlungsschicht positioniert ist.
* * *
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