CN102052094A - 磨耗性单晶涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及磨耗性单晶涡轮叶片，具体而言，涉及一种用于涡轮的转子(2)的涡轮叶片(1)，该涡轮叶片(1)带有具有叶片顶端(3)的、在径向的方向(r)上延伸的单晶基体(4)。本发明的特征在于，在径向上处于外部的叶片顶端(3)处布置有至少一个借助于已知的激光堆焊施加的抗氧化的中间敷层(5)，该中间敷层(5)以取向附生的方式与基体(4)相连接，并且在取向附生的中间敷层(5)上至少局部地布置有借助于激光堆焊施加的、至少单层的、抗磨损且抗氧化的敷层(6)，该敷层(6)由抗氧化的粘合剂材料(7)和嵌入在该粘合剂材料(7)中的磨耗性颗粒(8)组成。

Description

磨耗性单晶涡轮叶片
技术领域
本发明涉及燃气轮机技术和材料技术的领域。本发明涉及带有高的抗氧化性和抗摩擦磨损性的磨耗性(abrasiv)单晶涡轮叶片(Turbinenschaufel)以及用于这种类型的磨耗性单晶涡轮叶片的制造方法。
背景技术
几十年来，减少涡轮中的泄漏损失为强化的研发工作的对象。在燃气轮机运行期间，转子和罩壳之间的相对运动是不可避免的。由此引起的罩壳的磨损或叶片的磨损导致，不再提供密封作用。作为该问题的解决方案，设置有在热保护罩(Hitzeschild)处的可磨掉的厚的覆层与在叶片顶端处的的保护敷层的组合。
自上世纪70年代起便已知这样的方法，即，在叶片顶端上施加附加的覆层或通过对叶片顶端进行合适的改进以提高抗磨损性。同样，提出了不同的方法，以用于通过磨耗性颗粒(Abrasivteilchen)(碳化物、氮化物等)与抗氧化的材料的组合使得这种保护敷层同时耐摩擦接触和通过热气体造成的氧化。然而，在制造方面，所提出的方法中的多数是高成本且复杂的，这妨碍了商业使用。这主要也适用于这些方法在单晶涡轮叶片上的应用。在此，由于基本材料的特殊的单晶微结构对加工过程提出了附加的要求。尤其地，磨耗性的叶片顶端的加工应尽可能小地影响涡轮叶片的基体。这包括避免在相对于叶片的基体的接合部处的缺陷。
因此，通常的策略在于，完全取消叶片顶端的磨损保护，并且热保护罩设有特殊的多孔的陶瓷磨配敷层(Einreibschiecht)。由于磨配敷层高的多孔性，磨配敷层在一定范围内也可由未受保护的叶片顶端磨配(einreiben)。然而，由于多孔的陶瓷磨配敷层不保证与致密的敷层相同的抗腐蚀性，这种方法带来明显的技术风险。另一风险在于由运行引起的多孔的陶瓷磨配敷层的变化(通过烧结而致密)，这种变化可对摩擦学特性起到不良作用。出于这一原因，在使用热保护罩上的陶瓷保护敷层时，与耐磨损的(磨耗性的)叶片顶端组合是值得推荐的。
自上世纪60年代便已知以磨耗性的方式涂覆的涡轮叶片。近几十年来发展出多种用于产生磨耗性的叶片顶端的方法，并且受到大量专利的保护，例如，见文件US 6194086B1。但是，自90年代初已知(例如，见文件DE 10 2004 059 904 A1)使用激光堆焊(Laserauftragsschweissen)(英：激光金属成型(Laser Metal Forming)，缩写LMF)用于构建磨耗性的叶片顶端，然而，该方法还极少应用在工业标准中。
在文件EP 1295969A1和文件EP 1295970A1中公开了MCrAlY材料，该MCrAlY材料用作相对大面积的、尽可能最好地与单晶基本材料相匹配的氧化保护敷层。
同样地，还已知用于控制单晶构件的再熔化或控制单晶构件上的堆焊(Auftragsschweissen)的(取向附生的(epitaktisch))E-LMF方法(文件EP 1476272B1)。
然而，至今未知的是，产生带有在单晶基本材料上以取向附生的方式固化的中间敷层的磨耗性的保护敷层。
发明内容
本发明的目标为，避免已知的现有技术的缺点。本发明的目的在于，研发磨耗性单晶涡轮叶片，该涡轮叶片由高的抗氧化性和抗摩擦磨损性而出众，其中，尤其地注意由叶片材料的单晶性质而产生的工艺要求。同样地，覆盖用于修整(Rekonditionieren)或改型单晶构件的应用可能性。
根据本发明，该目的通过以下方式实现，即，在用于涡轮的转子的涡轮叶片(其带有具有叶片顶端的、在径向的方向r上(相对于转子)延伸的单晶基体)中，实现了以下特征：
-在径向上处于外部的叶片顶端处布置有至少一个借助于已知的激光堆焊施加的抗氧化的中间敷层，该中间敷层以取向附生的方式与基体相连接，并且
-在该取向附生的中间敷层上至少局部地布置有借助于激光堆焊施加的、至少单层的、抗磨损且抗氧化的敷层，该敷层由抗氧化的粘合剂材料和嵌入在粘合剂材料中的磨耗性颗粒组成。
根据本发明的用于制造这种类型的单晶涡轮叶片的方法的特征在于，在径向上位于外部的叶片顶端处借助于激光堆焊将至少一个抗氧化的中间敷层以取向附生的方式施加到基体的表面上，并且借助于激光堆焊至少局部地将至少单层的、由抗氧化的粘合剂材料和嵌入在该粘合剂材料中的磨耗性颗粒组成的、抗磨损且抗氧化的敷层施加在该取向附生的中间敷层上。有利地，在构建中间敷层和抗磨损且抗氧化的敷层期间，利用激光堆焊方法在线地获取熔池中的温度或温度分布，以使得可借助于调节系统使用该信息，以用于如此控制在使用激光堆焊方法期间的激光功率和/或激光射线和涡轮叶片之间的相对运动，即，商Gn/Vs在与材料相关的、对于定向的(gerichtet)单晶的固化所必要的极限值以上，其中，G表示局部的温度梯度，Vs表示固化前沿的速度并且n表示另一材料参数。
本发明的优点在于，在高的使用温度下实现带有磨耗性的叶片顶端的优化的使用寿命的单晶涡轮叶片。在与在定子侧上的合适的轻擦敷层(Anstreifschicht)的相互作用中，减小了通过热气体缝隙的泄漏损失，并且提高了涡轮的效率。
尤为有利的是，抗氧化的中间敷层和径向上处于外部的磨耗性敷层(Abrasivschicht)通过激光金属成型形成。
磨耗性的叶片顶端通过激光金属成型(LMF)实现。本发明的核心为，考虑用于在单晶涡轮叶片上的应用的特殊的材料要求和工艺要求。在此，首先在相对于叶片体的边界面处实现抗氧化的单晶缓冲敷层，该缓冲敷层以取向附生的方式固化在涡轮叶片的单晶基体上。然后，真正的磨耗性敷层施加到以取向附生的方式粘结的缓冲敷层上。磨耗性敷层的基本特征为，磨耗性颗粒完全地嵌入抗氧化的基质中。另一特征为，磨耗性的粒子均匀地分布在磨耗性敷层中。
所描述的磨耗性单晶涡轮叶片的实施方案不仅对于新部件加工是有利的，而且可以仅仅最小化的与已存在的加工工艺的匹配应用于维护业务(改型)。
在从属权利要求中描述了其它有利的设计方案。
因此，例如，取向附生的中间敷层由γ/β或γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金(在此，M在本文件的范围中代表Ni、Co或两元素的组合)实现，如此选择合金的化学成分，即，在以取向附生的方式固化时首先构造γ相，并且随后才构造β或γ′相。
有利的是，如此选择该合金的化学成分，即，其在三元Ni-Al-Cr相图中位于γ相区中并且邻近γ相区和β相区或γ′相区的共晶(eutektisch)界线。这也适用于Ni/Co-Cr-Al-相图，因为Ni和Co可完全地混合，也就是说，Co对于固化性能没有影响，仅仅对β相稳定温度或β相份额有影响。
此外，有利的是，以取向附生的方式施加到单晶基体上的中间敷层由带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/β或γ/γ′型的抗氧化的超合金制成：15-30Cr，5-10Al，0.3-1.2Y，0.1-1.2Si，0-2其它，其余Ni、Co；或由带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/β型的抗氧化的超合金制成：35-39Co，18-24Cr，7-9Al，0.3-0.8Y，0.1-1Si，0-2其它，其余Ni；或由带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/γ′型的抗氧化的超合金制成：18-26Cr，5-8Al，0.3-1.2Y，0.1-1.2Si，0-2其它，其余Ni、Co。这些材料尤其良好地适合作为中间敷层。有利的是，该材料具有小于50K、且优选地小于30K的在固相线温度和液相线温度之间的固化间隔ΔT0。由此，减小了在固化时形成裂纹的风险。
取向附生的中间敷层由抗氧化的材料制成，该材料在其化学成分方面优化以用于与LMF方法一起使用。如此选择该材料的成分，即，在从熔融相固化时首先构造γ相，并且γ相以取向附生的方式在涡轮叶片的基体上固化。
此外有利的是，为抗氧化的中间敷层所使用的材料同时还用作在抗磨损且抗氧化的敷层中的粘合剂材料，因为由此还可改善两个敷层的相容性，这对其特性有尤其良好的作用。
此外，已证实为适宜的是，使用立方氮化硼(cBN)作为在抗磨损且抗氧化的敷层中的磨耗性材料。在多层的抗磨损且抗氧化的敷层中有利的是，磨耗性材料的份额在径向的方向r上向外增加，因为那么最外的敷层具有最高的磨耗性材料的份额，并且由此具有最高的抗磨损性。
附图说明
在附图中示出了本发明的实施例。其中：
图1显示了根据本发明的第一实施例的用于燃气轮机的转子的涡轮叶片；
图2显示了沿着图1中的线II-II的示意性的截面；
图3显示了在制造根据本发明的第二实施例的磨耗性单晶涡轮叶片时的加工顺序；
图4显示了利用LMF方法产生的在单晶涡轮叶片上的覆层的组合的照片；以及
图5显示了涂覆装置以及E-LMF方法的原理。
参考标号列表
1    涡轮叶片
2    转子
3    叶片顶端
4    单晶基体
5    取向附生的抗氧化的中间敷层
6    抗磨损且抗氧化的敷层
7    粘合剂材料
8    磨耗性材料
10   激光射线
11   金属的保护敷层(MCrAlY敷层)
12   陶瓷隔热敷层(TBC)
13   涂覆装置
14   二向色镜
15   运载气体
16   熔池
17   光学的温度信号
r    径向的方向
L    涡轮叶片的长度
具体实施方式
下面将根据实施例以及图1至5详细解释本发明。
图1以透视图显示了用于燃气轮机的(在此仅示意性地勾画的)转子2的涡轮叶片1，而图2以放大的方式示出了沿着图1中的线II-II的截面。涡轮叶片1具有在径向的方向r(相对于转子)上延伸的单晶基体4，根据本发明，该基体4在叶片顶端3处具有通过LMF施加的取向附生的抗氧化的中间敷层5，该中间敷层5带有施加在其上的抗磨损且抗氧化的敷层6(见图2)。在此，敷层6覆盖整个中间敷层5，但同样可能的是，敷层6仅仅部分地覆盖中间敷层5。叶片基体的基本材料例如为单晶镍基超合金。在该第一实施例中，在应用LMF方法前基体4的表面未被涂覆。两个敷层5和6可为单层的或也可为多层的。通过借助于LMF方法施加的敷层5，6的数量(或通过所施加的层的数量)可良好地实现涡轮叶片1的长度L的变化。
因此，本发明的想法之一在于，磨耗性的敷层6构建到中间敷层5(缓冲敷层)上，该中间敷层5以取向附生的方式固化在单晶的叶片基体4上。该取向附生的中间敷层5由抗氧化的材料组成，该材料在其化学成分方面加以优化以用于与LMF方法一起使用。如此选择该材料的成分，即，在从熔融相固化时首先构造γ相，并且γ相以取向附生的方式在涡轮叶片1的基体4上固化。为了减小在固化时形成裂纹的风险，如此优化材料成分，即，固相线温度和液相线温度之间的固化间隔＜50K，并且优选地＜30K。
在第一方案(如在图1和2中显示的那样)中，取向附生的中间敷层5可直接施加在未涂覆的单晶涡轮叶片1的叶片顶端3上。在备选的方式中如此施覆取向附生的中间敷层5，即，中间敷层5至少部分地与其它已存在的保护敷层重叠。在此，已存在的保护敷层可例如为所谓的MCrAlY敷层11(M为Ni、Co或两元素的组合)，在大多数高负载的涡轮叶片中该MCrAlY敷层11保护主叶片区段(Schaufelblatt)不被氧化和腐蚀(见图3)。在另一第三方案中(见图3)，在主叶片区段上还存在附加的陶瓷隔热敷层12(TBC，Thermal Barrier Coating)，该隔热敷层12不会由于随后磨耗性的叶片顶端的构建而损坏。
通过使用为LMF过程特别地设计的用于粘合剂7和中间敷层5的材料，以及通过受控的过程控制(优选地利用激光功率的在线调节)，可实现抗氧化的中间敷层5在叶片1的单晶基体4上的单晶的取向附生的固化。通过用作中间敷层5和粘合剂7的材料的优化的成分，使在固化时形成裂纹的风险降到最小。通过抗氧化的中间敷层5与在主叶片区段上的如有可能的其它保护敷层11，12的重叠保证了对叶片顶端3的暴露在热气体中的面的有效的保护。
假如需要达到期望的叶片长度L，则可将其它由抗氧化的材料组成的层施加到第一中间敷层5上。真正的磨耗性敷层6或者直接施覆到取向附生的中间敷层5上，或者施覆到最上面的由抗氧化的材料组成的层上。为此，将磨耗性颗粒与抗氧化的粘合剂材料(优选地由用于(多个)中间敷层的材料组成)一起混合，并且利用LMF方法施加。在此，磨耗性敷层6不必完全覆盖中间敷层5，而可构造成单个道(Einzelspur)或由单个道组成的区段的组合。在多层的磨耗性敷层6中有利的是，磨耗性材料8的份额在径向的方向r上向外增加，因为那么最外的敷层6具有最高的磨耗性材料8的份额，并且由此具有最高的抗磨损性。
通过优化地选择粘合剂材料，对于该敷层也可同时利用以下优点：
●不易形成裂纹
●高的抗氧化性
●磨耗性颗粒的良好的湿润和包封
在加工技术方面，在前述的主叶片区段的传统覆层之后通过E-LMF方法实现磨耗性的单晶叶片顶端是尤其令人感兴趣的：在该工艺顺序中，已存在的加工工艺仅仅必须最小限度地改变，并且在将MCrAlY保护敷层施覆在主叶片区段上时可取消磨耗性敷层的遮盖。因此，可在不需其它后续步骤的情况下直接在施覆磨耗性的叶片顶端之后使用构件(涡轮叶片1)。有利地，可取消其它的热处理。
在图3中示出了在制造根据本发明的磨耗性的单晶涡轮叶片1时的可能的加工顺序。在叶片体4(其由单晶材料(例如单晶镍基超合金)制成)的表面上施加有MCrAlY粘合敷层11，陶瓷隔热敷层(TBC)12继而施加到该MCrAlY粘合敷层11上(见图3a)。在径向上处于外部的叶片顶端3(其在该实施例中构造成冠状部)处覆层以机械和/或化学的方式去除，例如磨去、铣去或蚀去(见图3b)，以使得在该部位处单晶基体4的表面没有保护敷层，即未被覆盖。根据本发明，随后借助于E-LMF施加以取向附生的方式固化的中间敷层5，并且在中间敷层5上施加磨耗性的敷层6(见图3c)。
图4以照片显示了这种磨耗性的单晶叶片顶端3的实现示例，利用LMF方法产生该叶片顶端3。在此，该叶片顶端3构造成冠状部。使用带有1000W输出功率的纤维耦合的高性能二极管激光器作为辐射源。在单晶基体4(镍基超合金MK4)上，首先在径向上处于外部的表面处布置以取向附生且单晶的方式固化的中间敷层5(缓冲敷层)，该中间敷层5由商业上已知名称为Amdry 995的合金组成，该中间敷层5的优化的微结构同样在相对于位于其上的磨耗性敷层6的接合部处延续(fortsezten)，在该实施例中该接合部由作为粘合剂材料7的Amdry995以及嵌入在粘合剂材料7中的作为磨耗性材料8的cBN颗粒组成。自然地，在第一磨耗性颗粒8之上单晶的微结构的延续不再是可能的。
以下合金适合作为用于取向附生的中间敷层5的材料或作为粘合剂材料7：
-γ/β或γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金(M为Ni、Co或两元素的组合)，如此选择其化学成分，即，在以取向附生的方式固化时首先构造γ相，并且随后才构造β或γ′相；
-γ/β或γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金，如此选择合金的化学成分，即，其在三元Ni-Al-Cr相图中或Ni/Co-Al相图中位于γ相区中并且邻近γ相区和β相区或γ′相区之间的共晶界线；
-带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/β或γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金：15-30Cr，5-10Al，0.3-1.2Y，0.1-1.2Si，0-2其它，其余Ni、Co；
-带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/β型抗氧化的MCrAlY合金：35-39Co，18-24Cr，7-9Al，0.3-0.8Y，0.1-1Si，0-2其它，其余Ni；
-带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金：18-26Cr，5-8Al，0.3-1.2Y，0.1-1.2Si，0-2其它，其余Ni、Co。
这些材料尤其良好地适合作为中间敷层5，但是也适合作为在磨耗性的敷层6中的粘合剂材料7。有利的是，该材料具有小于50K、且优选地小于30K的在固相线温度和液相线温度之间的固化间隔ΔT0。由此，减小了在固化时形成裂纹的风险。
图5显示了用于实施根据本发明的方法的涂覆装置13，以及(取向附生的)LMF工艺，其中绕高强度的聚焦激光射线10同轴地喷射粉粒。在文件EP 1 476 272 B1中详细地描述了装置13，该文件的内容为本申请的组成部分。借助于未在图5中示出的机器人而实现的粉喷嘴(或工件，在此为涡轮叶片1)的运动允许了工艺的完全的6轴灵活性。二向色镜14将高强度的激光10偏转到构件1上，并且将激光10聚焦到小的目标点上。镜子14对于过程光是透明的，该过程光耦合到未示出的光学高温计处，该高温计使熔池16的温度的在线控制成为可能。
在叶片顶端3的激光堆焊时，用于中间敷层5的材料7(或用于敷层6的抗氧化的粘合剂材料7和磨耗性材料8)在粉喷嘴中混合、借助于运载气体15运输并且随后同心地围绕激光射线10作为聚焦的粉射流(Pulverstrahl)喷射到由激光射线10产生的在叶片顶端3处的熔池16中。附加地，在激光堆焊时，在线地获取熔池中的温度或温度分布(光学的温度信号17)，并且借助于未在图5中示出的调节系统使用该信息，以用于控制在激光堆焊期间的激光功率和/或以控制的方式改变激光射线10和涡轮叶片1之间的相对运动。
在所描述的示例中，结合的高温计使在激光工艺期间确定熔池温度成为可能。通过温度信号17反馈(Rückkopplung)到未示出的激光控制器处，可通过实时调节过程如此自动地匹配激光功率，即，满足对于取向附生的固化所需的标准：为此商Gn/Vs必须在与材料相关的、对于定向的单晶的固化所必须的极限值以上。在此，G表示局部的温度梯度，Vs表示固化前沿的速度并且n表示另一材料参数。
本发明公开了一种成本适宜的且可简单地实现的用于制造用于单晶涡轮叶片的磨耗性的保护敷层的方法。通过磨耗性颗粒完全地嵌入抗氧化的粘合剂基质中，延长了在高的使用温度下磨耗性敷层的可用的使用寿命。因此，至少在磨合运转进程(Einlaufvorgang)期间可保证磨耗性覆层的优点。
通过粘合剂的特殊的材料特性，一方面保证了良好的抗氧化性。另一方面，材料在其固化特性方面加以优化以用于与取向附生的激光金属成型(E-LMF)一起使用：因此可实现在基本材料处有利的取向附生的粘结，同时实现缺陷形成的风险最小化。由于单晶构件(例如单晶涡轮叶片)遭受最大的热机负荷，因此保持机械的完整性(无缺陷或裂纹)是用于涡轮中的关键前提。
在最新一代的高效率涡轮中，单晶涡轮叶片的磨耗性覆层具有非常大的商业潜力。在此，单晶构件应用在第一涡轮级(HPT为高压涡轮和/或LPT为低压涡轮)中。对于这些构件，目前还没有良好的用于优化热气体泄漏损失的解决方案。利用本发明可能的是，减小热保护罩和涡轮叶片的顶端之间的泄漏。在此，在磨耗性敷层的可用的使用寿命期间，在合理设计的磨合运转程序的范围内，通过磨合(Einschleifen)涡轮叶片校正罩壳的椭圆化或转子与罩壳之间的偏心率。
即使在磨耗性敷层磨损后，在整个名义使用寿命期间，通过作为粘合剂和缓冲敷层使用的焊接填充物(Schweissfüller)的良好的抗氧化性也保留对叶片的基体的保护。
通过磨耗性的涡轮叶片相对摩擦接触的提高的抗磨损性，相对紧密的陶瓷覆层可施覆在热保护罩处。因此，在磨合运转程序期间良好的磨配性能可与所需的在热保护罩上的陶瓷覆层的长期抗腐蚀性组合。
令人感兴趣的商业潜力也存在于对已存在的叶片的改型或修整中。可利用根据本发明的方法改进叶片，以使得在重新装配时实现更小的泄漏损失以及由此实现改进的涡轮效率。在此，对于这种选择不必事先去除在主叶片区段上可能已存在的保护敷层。由此，得到用于单晶燃气轮机叶片的修整的令人感兴趣的选择。
本发明设置成用于与所有单晶涡轮叶片1一起使用。必须考虑取决于相应运行条件(温度、燃料)而限制的磨耗性覆层6的使用寿命。通过磨耗性颗粒8良好地分布且完全地嵌入到抗氧化的粘合剂基质7中，实现了使用寿命优化。然而，本发明的主要目标为，首先在磨合运转阶段(几十至几百运行小时)期间保护涡轮叶片顶端3。为了尽可能良好地利用磨耗性的保护敷层6的特有的特性，应使用与磨耗性的涡轮叶片1相协调的磨合运转程序。
显然，本发明不限于已描述的实施例。

Claims (18)

1.一种用于涡轮的转子(2)的涡轮叶片(1)，所述涡轮叶片(1)带有具有叶片顶端(3)的、在径向的方向(r)上延伸的单晶基体(4)，其特征在于，
-在径向上处于外部的叶片顶端(3)处布置有至少一个借助于已知的激光堆焊施加的抗氧化的中间敷层(5)，所述中间敷层(5)以取向附生的方式与所述基体(4)相连接，并且
-在所述取向附生的中间敷层(5)上至少局部地布置有借助于激光堆焊施加的、至少单层的、抗磨损且抗氧化的敷层(6)，所述敷层(6)由抗氧化的粘合剂材料(7)和嵌入在所述粘合剂材料(7)中的磨耗性颗粒(8)组成。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述中间敷层(5)由γ/β或γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金制成，如此选择所述合金的化学成分，即，在以取向附生的方式固化时首先构造γ相，并且随后才构造β或γ′相。
3.根据权利要求1所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述中间敷层(5)由抗氧化的MCrAlY合金制成，该合金具有小于50K、优选地小于30K的在固相线温度和液相线温度之间的固化间隔ΔT0。
4.根据权利要求1所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述中间敷层(5)由γ/β或γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金制成，如此选择所述合金的化学成分，即，其在三元Ni-Al-Cr相图或Ni/Co-Al-Cr相图中位于γ相区中并且邻近γ相区和β相区或γ′相区之间的共晶界线。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述中间敷层(5)由带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/β或γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金制成：15-30Cr，5-10Al，0.3-1.2Y，0.1-1.2Si，0-2其它，其余Ni、Co。
6.根据权利要求5所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述中间敷层(5)由带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/β型抗氧化的MCrAlY合金制成：35-39Co，18-24Cr，7-9Al，0.3-0.8Y，0.1-1Si，0-2其它，其余Ni。
7.根据权利要求5所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述中间敷层(5)由带有以下化学成分(按重量计算(％))的γ/γ′型抗氧化的MCrAlY合金制成：18-26Cr，5-8Al，0.3-1.2Y，0.1-1.2Si，0-2其它，其余Ni、Co。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，用于所述抗氧化的中间敷层(5)而使用的材料还用作在所述抗磨损且抗氧化的敷层(6)中的粘合剂材料(7)。
9.根据权利要求1所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，在所述抗磨损且抗氧化的敷层(6)中的磨耗性材料(8)为立方氮化硼(cBN)。
10.根据权利要求1所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，如果所述抗磨损且抗氧化的敷层(6)构造成多层的，则在所述抗磨损且抗氧化的敷层(6)中的磨耗性材料(8)的份额在径向的方向(r)上向外增加。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，涡轮叶片(1)为修整的涡轮叶片。
12.根据权利要求11所述的涡轮叶片，其特征在于，在之前的维护周期中首先在无磨耗性的叶片顶端(3)情况下使用所述涡轮叶片。
13.根据权利要求1至10中任一项所述的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述涡轮叶片为新构件。
14.根据权利要求1至13中任一项所述的带有长度(L)的涡轮叶片(1)，其特征在于，所述长度(L)可通过借助于激光堆焊施加的抗氧化的取向附生的中间敷层(5)和/或抗磨损且抗氧化的敷层(6)的数量而变化。
15.一种用于制造根据权利要求1至14中任一项所述的单晶涡轮叶片(1)的方法，其特征在于，在径向上处于外部的叶片顶端(3)处借助于激光堆焊将至少一个抗氧化的中间敷层(5)以取向附生的方式施加到所述基体(4)的表面上，并且借助于激光堆焊至少局部地将至少单层的、抗磨损且抗氧化的敷层(6)施加在所述取向附生的中间敷层(5)上。
16.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，在构建所述中间敷层(5)和所述抗磨损且抗氧化的敷层(6)期间，利用激光堆焊方法在线地获取熔池(16)中的温度或温度分布，借助于调节系统使用该信息，以用于如此控制在使用激光堆焊方法期间的激光功率和/或激光射线(10)和涡轮叶片(1)之间的相对运动，即，商Gn/Vs在与材料相关的、对于定向的单晶的固化所必要的极限值以上，其中，G表示局部的温度梯度，Vs表示固化前沿的速度并且n表示另一材料参数。
17.根据权利要求15或16所述的方法，其特征在于，在用于产生所述抗磨损且抗氧化的敷层(6)的激光堆焊的步骤中，将磨耗性颗粒(8)和抗氧化的粘合剂材料(7)在粉喷嘴中混合，并且随后同心地围绕激光射线(10)作为聚焦的粉射流喷射到所述熔池(16)中。
18.根据权利要求15至17中任一项所述的方法，其中，在之前的制造步骤中，所述涡轮叶片(1)的基体(4)在其表面上至少在一定区域中涂覆有抗氧化的金属的保护敷层(11)、尤其MCrAlY敷层，并且可选地将抗氧化的陶瓷隔热敷层(12)施加到所述保护敷层(11)上，其特征在于，通过受控的机械的加工、尤其磨削、CNC铣削、和/或化学去除敷层将在径向上处于外部的叶片顶端(3)处的至少一个金属的且如有可能陶瓷的保护敷层(11，12)去除，并且如此施加随后通过激光堆焊施加的以取向附生的方式固化的抗氧化的中间敷层(5)，即，所述中间敷层(5)仅仅与在径向的方向上延伸的MCrAlY敷层(11)、而不与如有可能存在于所述MCrAlY敷层(11)上的附加的陶瓷的隔热敷层(12)至少部分地重叠。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104541026A (zh) * 2012-08-17 2015-04-22 西门子公司 涡轮机部件制造
CN104675442A (zh) * 2013-11-26 2015-06-03 通用电气公司 具有高热硬度护罩切割沉积部的涡轮轮叶
CN106150564A (zh) * 2015-04-21 2016-11-23 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气涡轮机的可磨耗唇部
CN109890558A (zh) * 2016-10-27 2019-06-14 曼恩能源方案有限公司 用于生产涡轮机叶轮的方法
CN109937387A (zh) * 2012-11-08 2019-06-25 Ddm系统有限责任公司 金属部件的增材制造及维修

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9145787B2 (en) * 2011-08-17 2015-09-29 General Electric Company Rotatable component, coating and method of coating the rotatable component of an engine
US10415390B2 (en) * 2012-05-11 2019-09-17 Siemens Energy, Inc. Repair of directionally solidified alloys
EP2969362A1 (en) * 2013-03-13 2016-01-20 Rolls-Royce Corporation Variable working distance for deposition
US9943933B2 (en) 2013-03-15 2018-04-17 Rolls-Royce Corporation Repair of gas turbine engine components
EP2789597B1 (en) * 2013-04-12 2017-11-15 Ansaldo Energia IP UK Limited Method for obtaining a configuration for joining a ceramic thermal insulating material to a metallic structure
US9316110B2 (en) * 2013-08-08 2016-04-19 Solar Turbines Incorporated High porosity abradable coating
DE102013108761A1 (de) * 2013-08-13 2015-02-19 Hamuel Maschinenbau Gmbh & Co. Kg Bearbeitungsmaschine, Verfahren zum Wiederherstellen eines Bauteils und Bauteil
DE102013225261A1 (de) * 2013-12-09 2015-06-11 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung zum Pulver-Auftragschweißen
US20150165569A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-18 Petya M. Georgieva Repair of turbine engine components using waterjet ablation process
DE102014222266A1 (de) * 2014-10-31 2016-05-04 Siemens Aktiengesellschaft Umschmelzen und anschließendes Auftragsschweißen und Bauteil
EP3029113B1 (en) 2014-12-05 2018-03-07 Ansaldo Energia Switzerland AG Abrasive coated substrate and method for manufacturing thereof
DE102015208783A1 (de) * 2015-05-12 2016-11-17 MTU Aero Engines AG Abdeckverfahren zur Herstellung einer Kombination von Schaufelspitzenpanzerung und Erosionsschutzschicht
DE102015214613A1 (de) * 2015-07-31 2017-02-02 MTU Aero Engines AG Verfahren zum Reparieren einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Schaufel einer Gasturbine
US20170066091A1 (en) * 2015-09-08 2017-03-09 Siemens Energy, Inc. Flux and process for repair of single crystal alloys
SG10201700339YA (en) 2016-02-29 2017-09-28 Rolls Royce Corp Directed energy deposition for processing gas turbine engine components
US10052724B2 (en) * 2016-03-02 2018-08-21 General Electric Company Braze composition, brazing process, and brazed article
EP3301260A1 (en) * 2016-09-30 2018-04-04 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with increase tip lifetime and a method for manufacturing said turbine blade
DE102018204724A1 (de) 2018-03-28 2019-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit oxidationsresistenter Schaufelblattspitze
EP3546703A1 (de) * 2018-03-29 2019-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenlaufschaufel für eine gasturbine
US11299993B2 (en) 2019-10-28 2022-04-12 Honeywell International Inc. Rotor assembly for in-machine grinding of shroud member and methods of using the same
WO2021100244A1 (ja) * 2019-11-21 2021-05-27 株式会社Ihi 耐摩耗被膜を備える摺動部品及び耐摩耗被膜の形成方法
US11612986B2 (en) 2019-12-17 2023-03-28 Rolls-Royce Corporation Abrasive coating including metal matrix and ceramic particles
US11980938B2 (en) 2020-11-24 2024-05-14 Rolls-Royce Corporation Bladed disk repair process with shield
US11629412B2 (en) 2020-12-16 2023-04-18 Rolls-Royce Corporation Cold spray deposited masking layer
US11486263B1 (en) 2021-06-28 2022-11-01 General Electric Company System for addressing turbine blade tip rail wear in rubbing and cooling
GB2625083A (en) 2022-12-05 2024-06-12 Siemens Energy Global Gmbh & Co Kg Method of applying an abrasive and protective armor overlay and tool

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5573862A (en) * 1992-04-13 1996-11-12 Alliedsignal Inc. Single crystal oxide turbine blades
US6194086B1 (en) * 1997-11-06 2001-02-27 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method for producing abrasive tips for gas turbine blades
EP1295970A1 (en) * 2001-09-22 2003-03-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd MCrAlY type alloy coating
EP1295969A1 (en) * 2001-09-22 2003-03-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Method of growing a MCrAIY-coating and an article coated with the MCrAIY-coating
CN1457375A (zh) * 2001-02-28 2003-11-19 三菱重工业株式会社 耐磨性涂层及其涂覆方法
CN1205357C (zh) * 2001-05-31 2005-06-08 三菱重工业株式会社 保护膜形成方法、保护膜形成用材料及研磨性保护膜形成用薄板
US6998568B2 (en) * 2002-11-29 2006-02-14 Alstom Technology Ltd Method for fabricating, modifying or repairing of single crystal or directionally solidified articles
US7425115B2 (en) * 2003-04-14 2008-09-16 Alstom Technology Ltd Thermal turbomachine

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL75564A (en) 1984-06-25 1988-02-29 United Technologies Corp Abrasive surfaced article for high temperature service
US4936745A (en) 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
SG72959A1 (en) 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
DE69821945T2 (de) * 1998-11-10 2005-07-14 Alstom Technology Ltd Gasturbineteil
US5997248A (en) 1998-12-03 1999-12-07 Sulzer Metco (Us) Inc. Silicon carbide composition for turbine blade tips
WO2002103074A1 (en) * 2001-06-15 2002-12-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Thermal barrier coating material and method for production thereof, gas turbine member using the thermal barrier coating material, and gas turbine
DE10133925B4 (de) 2001-07-12 2004-04-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Hochtemperaturresistente ausdehnungsangepasste metallische Schutz- und Haftschichten auf Legierungen
EP1340583A1 (en) * 2002-02-20 2003-09-03 ALSTOM (Switzerland) Ltd Method of controlled remelting of or laser metal forming on the surface of an article
WO2004052555A1 (ja) * 2002-11-27 2004-06-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. アブレッシブコーティング用シートの製造装置及び製造方法並びにアブレッシブコーティング用シート
US7316850B2 (en) 2004-03-02 2008-01-08 Honeywell International Inc. Modified MCrAlY coatings on turbine blade tips with improved durability
DE102004059904A1 (de) 2004-12-13 2006-06-14 Alstom Technology Ltd Laufschaufel für eine Turbomaschine sowie Verfahren zu deren Herstellung
ATE513980T1 (de) * 2004-12-24 2011-07-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zur herstellung eines bauteils mit eingebettetem kanal sowie bauteil
CN1776025A (zh) 2005-11-23 2006-05-24 邹志尚 于涡轮机叶片的表面使用的硬质复合纳米陶瓷薄膜的镀层
CA2585992C (en) 2006-06-08 2014-06-17 Sulzer Metco (Us) Inc. Dysprosia stabilized zirconia abradable
US7846243B2 (en) * 2007-01-09 2010-12-07 General Electric Company Metal alloy compositions and articles comprising the same
GB2449862B (en) * 2007-06-05 2009-09-16 Rolls Royce Plc Method for producing abrasive tips for gas turbine blades
DE102008003100A1 (de) * 2008-01-03 2009-07-16 Mtu Aero Engines Gmbh Lötbeschichtung, Verfahren zum Beschichten eines Bauteils, Bauteil und Klebeband mit einer Lötbeschichtung

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5573862A (en) * 1992-04-13 1996-11-12 Alliedsignal Inc. Single crystal oxide turbine blades
US6194086B1 (en) * 1997-11-06 2001-02-27 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method for producing abrasive tips for gas turbine blades
CN1457375A (zh) * 2001-02-28 2003-11-19 三菱重工业株式会社 耐磨性涂层及其涂覆方法
CN1205357C (zh) * 2001-05-31 2005-06-08 三菱重工业株式会社 保护膜形成方法、保护膜形成用材料及研磨性保护膜形成用薄板
EP1295970A1 (en) * 2001-09-22 2003-03-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd MCrAlY type alloy coating
EP1295969A1 (en) * 2001-09-22 2003-03-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Method of growing a MCrAIY-coating and an article coated with the MCrAIY-coating
US6998568B2 (en) * 2002-11-29 2006-02-14 Alstom Technology Ltd Method for fabricating, modifying or repairing of single crystal or directionally solidified articles
US7425115B2 (en) * 2003-04-14 2008-09-16 Alstom Technology Ltd Thermal turbomachine

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104541026A (zh) * 2012-08-17 2015-04-22 西门子公司 涡轮机部件制造
CN104541026B (zh) * 2012-08-17 2016-10-12 西门子公司 涡轮机部件制造
CN109937387A (zh) * 2012-11-08 2019-06-25 Ddm系统有限责任公司 金属部件的增材制造及维修
CN109937387B (zh) * 2012-11-08 2022-08-23 Ddm系统有限责任公司 金属部件的增材制造及维修
CN104675442A (zh) * 2013-11-26 2015-06-03 通用电气公司 具有高热硬度护罩切割沉积部的涡轮轮叶
US9909428B2 (en) 2013-11-26 2018-03-06 General Electric Company Turbine buckets with high hot hardness shroud-cutting deposits
CN106150564A (zh) * 2015-04-21 2016-11-23 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气涡轮机的可磨耗唇部
US10801352B2 (en) 2015-04-21 2020-10-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Abradable lip for a gas turbine
CN106150564B (zh) * 2015-04-21 2020-10-30 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气涡轮机的可磨耗唇部
CN109890558A (zh) * 2016-10-27 2019-06-14 曼恩能源方案有限公司 用于生产涡轮机叶轮的方法
US10946487B2 (en) 2016-10-27 2021-03-16 Man Energy Solutions Se Method for producing a turbomachine impeller

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