WO2017025451A1 - Cmc component with stacked layers - Google Patents

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WO2017025451A1 PCT/EP2016/068716 EP2016068716W WO2017025451A1 WO 2017025451 A1 WO2017025451 A1 WO 2017025451A1 EP 2016068716 W EP2016068716 W EP 2016068716W WO 2017025451 A1 WO2017025451 A1 WO 2017025451A1
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Definitions

  • CMC component with stacked layers CMC stands for "ceramic matrix composites" and can be used in the
  • German with “composites with a ceramic matrix” or “ceramic fiber composites” are translated.
  • Ceramic composites are a class of materials within the group of composites. They are charac ⁇ terized by ceramic fibers, which in a
  • Ceramic material are embedded and reinforce it mechanically.
  • matrix and fibers may consist of all known ceramic materials (oxidic and non-oxidic), in which context carbon is also treated as a ceramic material.
  • the invention relates to a thermally and / or mechanically loaded component, in particular a turbine component, in ⁇ example, a vane or a rotor blade, the ei ⁇ ne sequence of layers.
  • the invention also be ⁇ meets a corresponding use.
  • nickel-based superalloys with additional protective coatings are used for components or components of the hot gas path of gas turbines.
  • ceramic composite materials are known, such as, for example, the ceramic fiber composite materials, which, by virtue of their improved temperature resistance, smaller density and better oxidation resistance, have an alternative magnetic field. represent a solution to the nickel-based superalloys.
  • the limited tear resistance and limited Whitneystole ⁇ tolerance of ceramic materials can be substantially improved by the fiber reinforcement.
  • the object is achieved by a turbine component according to the main claim and a corresponding use according to the Ne ⁇ ben contract.
  • a turbine component into ⁇ particular a guide vane or a rotor blade, pre ⁇ suggest that a succession of laminates or
  • the different layers may consist of oxygen compounds or non-oxygen compounds.
  • the layers consisting of oxygen compounds can be Ox-Ox-CMC layers.
  • the layers consisting of non-oxygen compounds may be SiC-SiC-CMC layers.
  • the thicknesses of the respective layers can be selected to withstand thermal and mechanical stress.
  • the order of the ceramic fiber composite compositions of the layers may be selected to withstand thermal and mechanical stress.
  • the layers and / or the sequences can be selected by means of simulation of heat fluxes and / or mechanical forces.
  • the layers may alternately consist of two different ceramic fiber composite material compositions.
  • the thicknesses of the layers can be the same.
  • the layers may be produced as laminates.
  • the layers may form a laminate profile having a split metal core with a trailing edge.
  • Figure 1 shows an embodiment of a conventional Turbi nen umanteils
  • 2 shows an embodiment of a turbine component according to the invention.
  • Figure 1 shows an embodiment of a conventional turbine component I.
  • the temperature and the mechanical state attitude ability and performance of a GE ⁇ stacked laminate-CMC component is primarily based on an Ox-Ox-CMC component, in particular as a result of grains ⁇ growth and reactions with the matrix and / or the environment at large Temperature. Accordingly, improved ... are required for protection against thermal influences or environmental influences.
  • a sufficient cooling air supply via a metal core M is required.
  • the performance and stability of the shroud system as well as the cooling air supply are limited.
  • Figure 2 shows an embodiment of a turbine component according to the invention I.
  • Figure 2 shows an example of a
  • the laminate profile is created as a stacked and laminated CMC wing with alternating CMC material layers. These material layers have, on the one hand, Ox-Ox constituents and, on the other hand, SiC-SiC material.
  • the SiC-SiC-CMC layers have a greater temperature resistance compared to the prior art, namely 100 K larger. This causes an increase in the overall structural in- tegrity of the stacked and laminated CMC turbine component I.
  • This turbine component I is here the blade L, which has a stack of layers on ⁇ S.
  • the thicknesses of the various CMC layers which are oxide or non-oxide layers here, and the stacking sequence are Key geometry and design parameters for adjusting thermal properties, particularly for heat flow, to avoid thermal mismatches and the structural stability of the laminated CMC stack.
  • heat transfer and thermo-mechanical stress simulations are proposed.
  • Ox-Ox-CMC layers which provide effective thermal protection due to their low thermal conductivity
  • SiC-SiC-CMC layers with high thermal stability in combination with a choice of thicknesses and stacking sequences, allows for substantial improved temperature stability and a magnification ⁇ ßerte structural integrity of stacked and laminated CMC components.
  • the invention relates to a CMC component, in particular a turbine component, in particular a guide vane or rotor blade, comprising a succession of laminate ⁇ like layers, wherein the layers of mutually different ceramic compositions consist Faserverbundtechnikstoff-.
  • a laminate is a product that consists in particular of two or more layers glued together in a flat manner.

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Abstract

The invention relates to a CMC component, in particular a turbine component (I), in particular a guide vane or rotor blade (L), which comprises a succession of laminate-type layers (S), the layers consisting of different ceramic fiber-composite material compositions. The layers can be oxide layers or SiC-SiC layers. The thickness of the layers is preferably identical. The layers can contain a divided-up metal core (M).

Description

Beschreibung description
CMC Komponente mit gestapelten Schichten CMC steht für „ceramic matrix composites" und kann in dasCMC component with stacked layers CMC stands for "ceramic matrix composites" and can be used in the
Deutsche mit „Verbundwerkstoffe mit einer keramischen Matrix" oder „Keramische Faserverbundwerkstoffe" übersetzt werden. German with "composites with a ceramic matrix" or "ceramic fiber composites" are translated.
Keramische Faserverbundwerkstoffe sind eine Werkstoffklasse innerhalb der Gruppe der Verbundwerkstoffe. Sie sind charak¬ terisiert durch keramische Fasern, die in einen Ceramic composites are a class of materials within the group of composites. They are charac ¬ terized by ceramic fibers, which in a
Keramikwerkstoff eingebettet sind und ihn dadurch mechanisch verstärken . Matrix und Fasern können im Prinzip aus allen bekannten keramischen Werkstoffen bestehen (oxidisch und nicht-oxidisch) , wobei in diesem Zusammenhang auch Kohlenstoff als keramischer Werkstoff behandelt wird. Die Erfindung betrifft ein thermisch und/oder mechanisch belastetes Bauteil, insbesondere ein Turbinenbestandteil, bei¬ spielsweise eine Leitschaufel oder eine Laufschaufei , die ei¬ ne Aufeinanderfolge von Schichten aufweist. Die Erfindung be¬ trifft ebenso eine entsprechende Verwendung. Ceramic material are embedded and reinforce it mechanically. In principle, matrix and fibers may consist of all known ceramic materials (oxidic and non-oxidic), in which context carbon is also treated as a ceramic material. The invention relates to a thermally and / or mechanically loaded component, in particular a turbine component, in ¬ example, a vane or a rotor blade, the ei ¬ ne sequence of layers. The invention also be ¬ meets a corresponding use.
Herkömmlicherweise werden für Komponenten oder Bestandteile des Heißgaspfades von Gasturbinen Nickel-Basis- Superlegierungen mit zusätzlichen Schutzummantelungen verwendet. Vor dem Hintergrund der langjährigen Geschichte der bisherigen Forschungs- und Entwicklungsbemühungen und den erreichten Fortschritten der vergangenen Jahre erscheint es als fraglich, ob die Temperaturbeständigkeit dieser Nickel-Basis- Superlegierungen noch signifikant verbessert werden kann. Weiterhin sind keramische Verbundmaterialien bekannt, wie es beispielsweise die keramischen Faserverbundwerkstoffe sind, die durch ihre verbesserte Temperaturbeständigkeit, kleinere Dichte und besseren Oxidationswiderstand eine alternative Ma- teriallösung zu den Nickel-Basis-Superlegierungen darstellen. Der begrenzte Risswiderstand und die begrenzte Schadenstole¬ ranz von keramischen Materialien kann wesentlich durch die Faserverstärkung verbessert werden. Die mechanische Belast- barkeit von herkömmlicher Weise verwendeten Ox-Ox-CMC-Conventionally, for components or components of the hot gas path of gas turbines, nickel-based superalloys with additional protective coatings are used. Against the background of many years of research and development efforts and the progress made in recent years, it seems doubtful whether the temperature resistance of these nickel-base superalloys can be significantly improved. Furthermore, ceramic composite materials are known, such as, for example, the ceramic fiber composite materials, which, by virtue of their improved temperature resistance, smaller density and better oxidation resistance, have an alternative magnetic field. represent a solution to the nickel-based superalloys. The limited tear resistance and limited Schadenstole ¬ tolerance of ceramic materials can be substantially improved by the fiber reinforcement. The mechanical loading of conventionally used Ox-Ox-CMC
Bestandteilen ist allerdings infolge von Versprödung der Fasern (insbesondere aufgrund Kornwachstum) , Versintern der Matrix und Reaktionen von Matrix und/oder Faser mit der Umgebungsatmosphäre (z.B. Wasserdampfkorrosion) bei hohen Tem- peraturen begrenzt. Folglich ist die Verwendung von herkömmlichen Ox-Ox-CMC-Komponenten in Gasturbinen auf stationäre Komponente bzw. Bestandteile mit einer moderaten thermischen und/oder mechanischen Belastung begrenzt. However, constituents are limited at high temperatures due to embrittlement of the fibers (particularly grain growth), sintering of the matrix, and reactions of the matrix and / or fiber with the ambient atmosphere (e.g., water vapor corrosion). Consequently, the use of conventional Ox-Ox-CMC components in gas turbines is limited to stationary components with moderate thermal and / or mechanical stress.
Zur Überwindung dieser Beschränkungen wurden bereits hybride Entwurfskonzepte vorgeschlagen, die gestapelte Ox-Ox-CMC- Laminate verwenden, die durch einen zusätzlichen Metallkern verstärkt sind. Dies ermöglicht die Vergrößerung der erlaub¬ ten Betriebstemperatur der Ox-Ox-CMC-Bestandteile, da diese die wesentliche strukturelle Last nicht tragen, aber zu einem wirksamen thermischen Schutz beitragen. Jedoch gibt es weiterhin eine maximal mögliche Temperatur für die Ox-Ox-CMC- Bestandteile, um die erforderliche strukturelle Integrität zu gewährleisten. Dies verursacht Entwurfsrandbedingungen und mögliche Zuverlässigkeitsaufgaben in Bereichen, wo eine Kühlluftzufuhr schwierig ist, und zwar beispielsweise im Bereich einer Hinterkante einer Leitschaufel. To overcome these limitations, hybrid design concepts have been proposed using stacked Ox-Ox-CMC laminates reinforced with an additional metal core. This allows the enlargement of Legally ¬ th operating temperature of the Ox-Ox-CMC components as they do not carry the essential structural load, but contribute to an effective thermal protection. However, there is still a maximum possible temperature for the Ox-Ox-CMC components to ensure the required structural integrity. This causes design constraints and potential reliability issues in areas where cooling air delivery is difficult, such as in the area of a trailing edge of a vane.
Es ist Aufgabe ein strukturelles Materialsystem mit einer ausreichenden mechanischen Stabilität, beispielsweise hinsichtlich Kriechfestigkeit, Bruchfestigkeit, Schadentoleranz, sowie einer wesentlich höheren Temperaturfestigkeit und einer Beständigkeit gegen Umwelteinflüssen unter Betriebsbedingungen für Turbinenbestandteile bereitzustellen. Es soll ein thermischer Wirkungsgrad für eine Leistungsbereitstellung von Turbinensystemen mittels Vergrößerung einer Betriebstemperatur und/oder mittels einer Verkleinerung einer zur Bereitstellung einer sicheren strukturellen Stabilität von ther- misch belasteten Bestandteilen erforderlichen Kühlluftmenge vergrößert werden. It is an object to provide a structural material system with sufficient mechanical stability, for example with regard to creep resistance, breaking strength, damage tolerance, as well as a substantially higher temperature resistance and an environmental resistance under operating conditions for turbine components. It is intended to provide a thermal efficiency for powering turbine systems by increasing an operating temperature and / or by reducing the size of a turbine to provide secure structural stability. Mixed loaded components required amount of cooling air to be increased.
Die Aufgabe wird durch ein Turbinenbestandteil gemäß dem Hauptanspruch und eine entsprechende Verwendung gemäß dem Ne¬ benanspruch gelöst. The object is achieved by a turbine component according to the main claim and a corresponding use according to the Ne ¬ benanspruch.
Gemäß einem ersten Aspekt wird ein Turbinenbestandteil, ins¬ besondere eine Leitschaufel oder eine Laufschaufei , vorge¬ schlagen, das eine Aufeinanderfolge von Laminaten oder According to a first aspect, a turbine component into ¬ particular a guide vane or a rotor blade, pre ¬ suggest that a succession of laminates or
Schichten aufweist, die aus unterschiedlichen keramischen Faser-Verbundwerkstoff-Zusammensetzungen je Schicht bestehen. Comprising layers consisting of different ceramic fiber composite compositions per layer.
Es wird damit vorgeschlagen, ein herkömmliches Ox-Ox-CMC- gestapeltes Laminat-Konzept weiterzuentwickeln, und zwar der¬ art, dass eine Gesamttemperaturstabilität sowie eine struktu¬ relle Stabilität im Vergleich zum Stand der Technik verbes¬ sert werden. Es erfolgt eine vorteilhafte Kombination von verschiedenen CMC-Materialien, um herkömmliche Leistungsfähigkeitseinschränkungen von Turbinenkomponenten beruhend auf dem gestapelten Laminat-CMC-Konzept zu überwinden. It is proposed in order to develop a conventional Ox-Ox-CMC stacked laminate concept, namely the ¬ art, be that an overall temperature stability and struc ¬ tural stability compared with the prior art verbes ¬ sert. An advantageous combination of different CMC materials is made to overcome conventional performance limitations of turbine components based on the stacked laminate CMC concept.
Es wird vorgeschlagen, die Temperatur und mechanische Last- Beständigkeit von gestapelten Laminat-CMC-Komponenten mittels Verwendung von CMC-Schichten mit unterschiedlicher Zusammensetzung im Vergleich zum Stand der Technik zu verbessern. It is proposed to improve the temperature and mechanical load resistance of stacked laminate CMC components by using CMC layers of different composition compared to the prior art.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen werden in Verbindung mit den Unteransprüchen beansprucht. Further advantageous embodiments are claimed in conjunction with the subclaims.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung können die unterschiedlichen Schichten aus SauerstoffVerbindungen oder aus Nicht-SauerstoffVerbindungen bestehen . According to an advantageous embodiment, the different layers may consist of oxygen compounds or non-oxygen compounds.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die aus SauerstoffVerbindungen bestehenden Schichten Ox-Ox-CMC- Schichten sein. Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die aus Nicht-SauerstoffVerbindungen bestehenden Schichten SiC- SiC-CMC-Schichten sein. Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die Dicken der jeweiligen Schichten zum Standhalten einer thermischen und einer mechanischen Beanspruchung ausgewählt sein. According to a further advantageous embodiment, the layers consisting of oxygen compounds can be Ox-Ox-CMC layers. According to a further advantageous embodiment, the layers consisting of non-oxygen compounds may be SiC-SiC-CMC layers. According to a further advantageous embodiment, the thicknesses of the respective layers can be selected to withstand thermal and mechanical stress.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung kann die Reihenfolge der keramischen Faser-Verbundwerkstoff-Zusammensetzungen der Schichten zum Standhalten einer thermischen und einer mechanischen Beanspruchung ausgewählt sein. According to a further advantageous embodiment, the order of the ceramic fiber composite compositions of the layers may be selected to withstand thermal and mechanical stress.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die Schichten und/oder die Reihenfolgen mittels Simulation von Wärmeflüssen und/oder mechanischen Kräften ausgewählt sein. According to a further advantageous embodiment, the layers and / or the sequences can be selected by means of simulation of heat fluxes and / or mechanical forces.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die Schichten abwechselnd aus zwei unterschiedlichen keramischen Faser-Verbundwerkstoff-Zusammensetzungen bestehen. According to a further advantageous embodiment, the layers may alternately consist of two different ceramic fiber composite material compositions.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die Dicken der Schichten gleich sein. Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die Schichten als Laminate erzeugt sein. According to a further advantageous embodiment, the thicknesses of the layers can be the same. According to a further advantageous embodiment, the layers may be produced as laminates.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung können die Schichten ein einen aufgeteilten Metallkern aufweisendes La- minat-Profil mit einer Hinterkante ausbilden. According to a further advantageous embodiment, the layers may form a laminate profile having a split metal core with a trailing edge.
Die Erfindung wird anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit den Figuren näher beschrieben. Es zeigen: The invention will be described in more detail by means of exemplary embodiments in conjunction with the figures. Show it:
Figur 1 ein Ausführungsbeispiel eines herkömmlichen Turbi nenbestandteils ; Figur 2 ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Turbinenbestandteils . Figure 1 shows an embodiment of a conventional Turbi nenbestandteils; 2 shows an embodiment of a turbine component according to the invention.
Figur 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines herkömmlichen Turbinenbestandteils I. Ein Beispiel eines herkömmlichen Kom- ponentendesignkonzeptes , das auf einem Stapel von laminierten Ox-Ox-CMC-Komponenten beruht. Die Temperatur und die mechanische Standhaltungsfähigkeit bzw. Leistungsfähigkeit einer ge¬ stapelten Laminat-CMC-Komponente beruht in erster Linie auf einer Ox-Ox-CMC-Komponente, insbesondere infolge von Körner¬ wachstum und Reaktionen mit der Matrix und/oder der Umgebung bei großer Temperatur. Entsprechend sind verbesserte ... zum Schutz vor thermischen Einflüssen oder Umwelteinflüssen erforderlich. Ebenso ist eine ausreichende Kühlluftzufuhr über einen Metallkern M erforderlich. Jedoch ist die Leistungsfähigkeit und die Stabilität des Ummantelungssystems ebenso wie die Kühlluftzufuhr begrenzt. Figure 1 shows an embodiment of a conventional turbine component I. An example of a conventional component design concept based on a stack of laminated Ox-Ox-CMC components. The temperature and the mechanical state attitude ability and performance of a GE ¬ stacked laminate-CMC component is primarily based on an Ox-Ox-CMC component, in particular as a result of grains ¬ growth and reactions with the matrix and / or the environment at large Temperature. Accordingly, improved ... are required for protection against thermal influences or environmental influences. Likewise, a sufficient cooling air supply via a metal core M is required. However, the performance and stability of the shroud system as well as the cooling air supply are limited.
Figur 2 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Turbinenbestandteils I. Figur 2 zeigt ein Beispiel einerFigure 2 shows an embodiment of a turbine component according to the invention I. Figure 2 shows an example of a
Leitschaufel oder einer Laufschaufel L in Ausgestaltung eines Laminat-Profils für eine Turbine, insbesondere Gasturbine. Das Laminat-Profil ist als ein gestapelter und laminierter CMC-Flügel mit wechselnden CMC-Materialschichten geschaffen. Diese Materialschichten weisen einerseits Ox-Ox-Bestandteile und andererseits SiC-SiC-Material auf. Die SiC-SiC-CMC- Schichten weisen eine im Vergleich zum Stand der Technik größere Temperaturbeständigkeit, und zwar um 100 K größer auf. Dies bewirkt eine Vergrößerung der gesamten strukturellen In- tegrität des gestapelten und laminierten CMC- Turbinenbestandteils I. Dieses Turbinenbestandteil I ist hier die Laufschaufel L, die einen Stapel von Schichten S auf¬ weist. Aufgrund der abwechselnden SchichtZusammensetzungen ist es möglich, die strukturelle Integrität insbesondere von schwer zu kühlenden Bereichen der Laufschaufel L, beispielsweise im Bereich einer Hinterkante H zu gewährleisten. Die Dicken der verschiedenen CMC-Schichten, die hier Oxid- oder Nicht-Oxid-Schichten sind, sowie die Stapelfolge sind die Schlüsselgeometrie- und Design-Parameter zur Einstellung von thermischen Eigenschaften, insbesondere hinsichtlich eines Wärmeflusses, zur Vermeidung von thermischen Fehlanpassungen und der strukturellen Stabilität des laminierten CMC-Stapels. Zur Bereitstellung einer optimalen CMC- Schichtdickenverteilung und einer Stapelreihenfolge werden Wärmeübergangs- und thermo-mechanische Belastungssimulationen vorgeschlagen . Guide vane or a blade L in an embodiment of a laminate profile for a turbine, in particular gas turbine. The laminate profile is created as a stacked and laminated CMC wing with alternating CMC material layers. These material layers have, on the one hand, Ox-Ox constituents and, on the other hand, SiC-SiC material. The SiC-SiC-CMC layers have a greater temperature resistance compared to the prior art, namely 100 K larger. This causes an increase in the overall structural in- tegrity of the stacked and laminated CMC turbine component I. This turbine component I is here the blade L, which has a stack of layers on ¬ S. Due to the alternating layer compositions, it is possible to ensure the structural integrity, in particular of hard-to-cool regions of the blade L, for example in the region of a trailing edge H. The thicknesses of the various CMC layers, which are oxide or non-oxide layers here, and the stacking sequence are Key geometry and design parameters for adjusting thermal properties, particularly for heat flow, to avoid thermal mismatches and the structural stability of the laminated CMC stack. To provide optimal CMC layer thickness distribution and stacking order, heat transfer and thermo-mechanical stress simulations are proposed.
Die Kombination von Ox-Ox-CMC-Schichten, die aufgrund deren kleiner thermischer Leitfähigkeit einen wirksamen thermischen Schutz ausbilden, und von SiC-SiC-CMC-Schichten mit einer großen thermischen Stabilität, in Verbindung mit einer Auswahl von Dicken und Stapelreihenfolgen ermöglicht eine wesentlich verbesserte Temperaturbeständigkeit und eine vergrö¬ ßerte strukturelle Integrität von gestapelten und laminierten CMC-Bestandteilen . The combination of Ox-Ox-CMC layers, which provide effective thermal protection due to their low thermal conductivity, and SiC-SiC-CMC layers with high thermal stability, in combination with a choice of thicknesses and stacking sequences, allows for substantial improved temperature stability and a magnification ¬ ßerte structural integrity of stacked and laminated CMC components.
Die Erfindung betrifft eine CMC-Komponente, insbesondere ein Turbinenbestandteil, insbesondere eine Leitschaufel oder Laufschaufei , aufweisend eine Aufeinanderfolge von Laminat¬ artigen Schichten, wobei die Schichten aus zueinander unterschiedlichen keramischen Faserverbundwerkstoff- Zusammensetzungen bestehen. The invention relates to a CMC component, in particular a turbine component, in particular a guide vane or rotor blade, comprising a succession of laminate ¬ like layers, wherein the layers of mutually different ceramic compositions consist Faserverbundwerkstoff-.
Ein Laminat ist ein Produkt, das insbesondere aus zwei oder mehreren flächig miteinander verklebten Schichten besteht. A laminate is a product that consists in particular of two or more layers glued together in a flat manner.

Claims

Patentansprüche claims
1. CMC-Komponente, insbesondere Turbinenbestandteil (I), insbesondere Leitschaufel oder Laufschaufei (L) , aufweisend eine Aufeinanderfolge von Laminaten oder Schichten (S) , da¬ durch gekennzeichnet, dass die Laminate oder Schichten aus zueinander unterschiedlichen keramischen Faserverbundwerkstoff-Zusammensetzungen bestehen . 1. CMC component, in particular turbine component (I), in particular guide vane or rotor blade (L), comprising a succession of laminates or layers (S), ¬ characterized in that the laminates or layers of mutually different ceramic fiber composite compositions.
2. CMC-Komponente gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die unterschiedlichen Schichten aus SauerstoffVerbindungen oder aus Nicht-SauerstoffVerbindungen bestehen. 2. CMC component according to claim 1, characterized in that the different layers consist of oxygen compounds or non-oxygen compounds.
3. CMC-Komponente gemäß Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die aus SauerstoffVerbindungen bestehenden Schichten Ox-3. CMC component according to claim 2, characterized in that the layers consisting of oxygen compounds Ox-
Ox-CMC-Schichten sind. Ox-CMC layers are.
4. CMC-Komponente gemäß Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die aus Nicht-SauerstoffVerbindungen bestehen- den Schichten SiC-SiC-CMC-Schichten sind. 4. CMC component according to claim 2 or 3, characterized in that the layers consisting of non-oxygen compounds are SiC-SiC-CMC layers.
5. CMC-Komponente gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicken jeweiliger Schichten zum Standhalten einer thermischen und/oder einer mechanischen Beanspruchung ausgewählt sind. 5. CMC component according to one of the preceding claims, characterized in that the thicknesses of respective layers are selected to withstand thermal and / or mechanical stress.
6. CMC-Komponente gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Reihenfolge der keramischen Faserverbundwerkstoff-Zusammensetzungen der Schichten zum Standhalten einer thermischen und/oder einer mechanischen Beanspruchung ausgewählt ist. 6. CMC component according to one of the preceding claims, characterized in that the order of the ceramic fiber composite compositions of the layers is selected to withstand a thermal and / or mechanical stress.
7. CMC-Komponente gemäß Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicken und/oder die Reihenfolge mittels Simulation von Wärmeflüssen und/oder mechanischen Kräften ausgewählt sind/ist. 7. CMC component according to claim 5 or 6, characterized in that the thicknesses and / or the sequence are selected by means of simulation of heat fluxes and / or mechanical forces / is.
8. CMC-Komponente gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicken der Schichten gleich sind. 8. CMC component according to claim 5, characterized in that the thicknesses of the layers are the same.
9. CMC-Komponente gemäß Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Schichten abwechselnd aus zwei unterschiedlichen ke¬ ramischen Faserverbundwerkstoff-Zusammensetzungen bestehen. 9. CMC component according to claim 6, characterized in that the layers consist alternately of two different ke ¬ ramischen fiber composite material compositions.
10. CMC-Komponente gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schichten als Laminate er- zeugt sind. 10. CMC component according to one of the preceding claims, characterized in that the layers are produced as laminates.
11. CMC-Komponente gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schichten ein einen aufge¬ teilten Metallkern (M) aufweisendes Laminarprofil mit einer Hinterkante (H) ausbilden. 11. CMC component form according to any one of the preceding claims, characterized in that the layers of a metal core having a ¬ be divided (M) exhibiting laminar with a rear edge (H).
12. Verwendung einer CMC-Komponente, insbesondere eines Tur¬ binenbestandteils gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche in einer Gasturbine. 12. Use of a CMC component, in particular a tur ¬ binenbestandteils according to one of the preceding claims in a gas turbine.
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