DE102008057159A1 - Gas turbine useful in aircraft engine, comprises two rotor discs, which are braced to each other and which directly adjoin to each other in a contact area, where one of the rotor discs is equipped in the contact area - Google Patents

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Abstract

The gas turbine comprises two rotor discs (11, 12, 13, 14, 15, 16, 17), which are braced to each other and which directly adjoin to each other in a contact area. One of the rotor discs is equipped in the contact area for preventing fretting corrosion with a coating of nickel alloy and hard material and the coating is applied by a cold gas injection process. The first rotor disc is formed from titanium and tantalum alloy and the second rotor disc is formed from nickel alloy. The coating is formed from nickel alloy and is equipped on the first rotor disc. The gas turbine comprises two rotor discs (11, 12, 13, 14, 15, 16, 17), which are braced to each other and which directly adjoin to each other in a contact area. One of the rotor discs is equipped in the contact area for preventing fretting corrosion with a coating of nickel alloy and hard material and the coating is applied by a cold gas injection process. The first rotor disc is formed from titanium and tantalum alloy and the second rotor disc is formed from nickel alloy. The coating is formed from nickel alloy and is equipped on the first rotor disc. The nickel alloy of the coating and the nickel alloy of the second rotor disc are identical. The nickel alloy is nickel super alloy. The rotor discs consist of same or different materials and the coating is a hard material coating, which is sinter-carbide on the base layer of tungsten carbide. The hard material coating is provided in the contact area on both rotor discs. The contact area lies between an axial projection of the rotor disc and a disc bump. The coating is mechanically fine-finished and strengthened. An independent claim is included for a method for the production of a gas turbine.

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbine, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The The invention relates to a gas turbine, according to Preamble of claim 1.

Gasturbinen, wie zum Beispiel Flugtriebwerke, umfassen mehrere Baugruppen, nämlich einen Lüfter bzw. Fan, vorzugsweise mehrere Verdichter, eine Brennkammer, sowie vorzugsweise mehrere Turbinen. So sind Fluggasturbinen bekannt, die zwei Verdichter, nämlich einen Niederdruckverdichter und einen Hochdruckverdichter, sowie zwei Turbinen, nämlich eine Hochdruckturbine sowie eine Niederdruckturbine, umfassen. Ebenso sind Fluggasturbinen mit drei Verdichtern, nämlich einem Niederdruckverdichter, einem Mitteldruckverdichter und einem Hochdruckverdichter, sowie drei Turbinen, nämlich einer Hochdruckturbine, einer Mitteldruckturbine sowie einer Niederdruckturbine, bekannt.Gas turbines, such as aircraft engines include multiple assemblies, namely a fan, preferably a plurality of compressors, one Combustion chamber, and preferably several turbines. Such are aircraft gas turbines known, the two compressors, namely a low-pressure compressor and a high pressure compressor, and two turbines, namely a high pressure turbine and a low pressure turbine. As well are gas turbines with three compressors, namely one Low pressure compressor, a medium pressure compressor and a high pressure compressor, and three turbines, namely a high pressure turbine, a Medium-pressure turbine and a low-pressure turbine, known.

Die Verdichter von Gasturbinen bestehen in der Regel aus mehreren, in der Durchströmungsrichtung axial hintereinander angeordneten Stufen, wobei jede Stufe von einem Leitschaufelkranz und einer Rotorscheibe mit mehreren, über den Umfang der Rotorscheibe verteilten Laufschaufeln gebildet wird, die einen Laufschaufelkranz bilden. Die Rotorscheibe mit den Laufschaufeln rotiert gegenüber den feststehenden Leitschaufeln und einem ebenfalls feststehend ausgebildeten Gehäuse. Insbesondere im Hochdruckverdichter sind die stromaufwärts angeordneten Rotorstufen üblicherweise aus Titan bzw. Titanlegierungen gebildet, während die stromabwärts angeordneten Rotorstufen wegen der höheren Temperaturbelastungen aus hochwarmfesten Nickellegierungen bestehen.The Compressors of gas turbines usually consist of several, in the flow direction arranged axially behind one another Stages, each stage of a vane ring and a rotor disk with several, distributed over the circumference of the rotor disk Is formed of blades that form a blade rim. The rotor disk with the blades rotates opposite the fixed vanes and a likewise fixed trained housing. Especially in high pressure compressor For example, the upstream rotor stages are common made of titanium or titanium alloys, while the downstream arranged Rotor stages because of the higher temperature loads heat resistant nickel alloys.

Die Rotorscheiben eines Verdichterrotors sowie gegebenenfalls eines Turbinenrotors müssen miteinander verbunden bzw. miteinander verspannt werden, wobei entweder die Rotorscheiben eines Verdichterrotors für sich alleine miteinander verspannt oder zusammen mit den Rotorscheiben des jeweiligen Turbinenrotors insgesamt verbunden bzw. verspannt sind. Aus der Praxis sind eine Vielzahl von Möglichkeiten bekannt, die Rotorscheiben eines Verdichterrotors sowie gegebenenfalls eines Turbinenrotors miteinander zu verbinden bzw. zu verspan nen, so z. B. über Schraubverbindungen bzw. Schweißverbindungen an Vorsprüngen von benachbarten Rotorscheiben, oder über die Rotorscheiben radial außen durchdringende Spannbolzen, oder über radial verzahnte Kupplungen wie z. B. Curvic-Kupplungen, oder auch über einen sich durch zentrale Bohrungen der Rotorscheiben erstreckenden, zentralen Zuganker.The Rotor discs of a compressor rotor and optionally one Turbine rotors must be connected together or with each other be braced, either the rotor discs of a compressor rotor strained with each other alone or together with the rotor disks of the respective turbine rotor connected in total or braced. From practice are a lot of possibilities known, the rotor disks of a compressor rotor and optionally a turbine rotor with each other to connect or to nen, so z. B. via screw or welded joints at protrusions of adjacent rotor disks, or over the rotor disks radially outwardly penetrating clamping bolts, or via radially interlocked couplings such. B. Curvic couplings, or also over a through central holes of the rotor disks extending, central tie rods.

Die Verbindung bzw. Verspannung der Rotorscheiben mit Hilfe eines zentralen Zugankers ist in der DE 10 2005 052 819 A1 beschrieben. Bei Verwendung eines solchen Zugankers kann auf Schweißnähte zwischen benachbarten Rotorscheiben verzichtet werden. Der Verdichterrotor sowie der Turbinenrotor ist somit aus Einzelstufen zusammengesetzt, wodurch sich die Montage und Wartung vereinfacht. Dies ist insbesondere bei Rotoren in Blisk-Bauweise von Vorteil.The connection or clamping of the rotor disks by means of a central tie rod is in the DE 10 2005 052 819 A1 described. When using such a tie rod can be dispensed with welds between adjacent rotor discs. The compressor rotor and the turbine rotor is thus composed of individual stages, which simplifies installation and maintenance. This is particularly advantageous in blisk-type rotors.

Zur Reduzierung von Herstellungskosten werden zunehmend kompakte Bauformen von Verdichtern mit möglichst geringen Stufenzahlen angestrebt. Aufgrund der stetigen Optimierung des Wirkungsgrads sowie des Arbeitsbereichs derartiger Verdichter ergeben sich höhere Umfangsgeschwindigkeiten der rotierenden Bauteile, die zu wachsenden mechanischen Belastungen führen.to Reduction of manufacturing costs are becoming increasingly compact designs aimed at compressors with the lowest possible number of stages. Due to the continuous optimization of the efficiency as well as the work area Such compressors result in higher peripheral speeds of rotating components leading to growing mechanical loads to lead.

Insbesondere im Hochdruckverdichter treten durch die Materialkombinationen Titan/Titan bzw. Titan/Nickel ungünstige Verschleißbedingungen auf. Im Kontaktbereich der Rotorscheiben kommt es daher häufiger zu einer verstärkten Reibkorrosion (Fretting). Zur Verhinderung des Fretting werden die Kontaktbereiche im Stand der Technik mit weichen Zwischenschichten versehen. Die Herstellung dieser Zwischenschichten durch themisches Spritzen ist mit einem hohen Wärmeeintrag in das Bauteil verbunden. Gerade für die Rotorscheiben aus Titan ist dieser Wärmeeintrag zu hoch. Außerdem weisen die durch thermisches Spritzen erzeugten Beschichtungen oftmals nicht die erforderliche Dichte und Haftfestigkeit auf.Especially In the high-pressure compressor, the material combinations titanium / titanium occur or titanium / nickel unfavorable wear conditions on. In the contact area of the rotor discs, it is therefore more common to increased fretting. To prevent Fretting becomes the contact areas in the prior art soft intermediate layers provided. The production of these intermediate layers through thematic spraying is with a high heat input connected to the component. Especially for the rotor discs made of titanium, this heat input is too high. Furthermore often have the coatings produced by thermal spraying not the required density and adhesion.

Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zu Grunde, eine Gasturbine mit mechanisch belastbaren Bauteilen und verminderter Reibkorrosion zu schaffen. Diese Aufgabe wird durch eine Gasturbine gelöst, die wenigstens zwei miteinander verspannte Rotorscheiben umfasst, wobei die Rotorscheiben in einem Kontaktbereich direkt aneinander angrenzen, und die dadurch gekennzeichnet ist, dass wenigstens eine der Rotorscheiben im Kontaktbereich zur Verminderung der Reibkorrosion mit einer aus der Gruppe der Nickellegierungen und Hartstoffen ausgewählten Beschichtung versehen und die Beschichtung mittels eines Kaltgasspritzverfahrens aufgebracht ist.Of these, The present invention is based on the object, a gas turbine with mechanically loadable components and reduced To create fretting corrosion. This task is performed by a gas turbine solved, the at least two strained rotor disks comprises, wherein the rotor discs in a contact area directly to each other adjacent, and which is characterized in that at least one the rotor disks in the contact area to reduce the fretting corrosion with one selected from the group of nickel alloys and hard materials Coating provided and the coating by means of a cold gas spraying process is applied.

Gegenstand der Erfindung ist ferner ein Verfahren zur Herstellung einer solchen Gasturbine, bei dem wenigstens eine der Rotorscheiben im Kontaktbereich mit einer Beschichtung versehen wird, wobei die Beschichtung mittels eines Kaltgasspritzverfahrens aufgebracht wird und die Temperatur der Rotorscheibe während des Beschichtens höchstens 300°C beträgt.object The invention further relates to a method for producing such Gas turbine, in which at least one of the rotor disks in the contact area is provided with a coating, wherein the coating by means of a cold gas spraying process is applied and the temperature the rotor disk during coating at most 300 ° C is.

Beim Kaltgasspritzen kommen pulverförmige Werkstoffe zum Einsatz, die Korngrößen von größer 5 μm, idealerweise zwischen 20 und 40 μm aufweisen. Die Werkstoffpulver werden auf so hohe Geschwindigkeiten beschleunigt, dass die kinetische Energie der Werkstoffpartikel zur Ausbildung eines dichten Schichtverbundes ausreicht. Die erreichbaren Pulvergeschwindigkeiten liegen je nach Pulverart und anderer Parameter vorzugsweise bei über 1000 m/s. Das Verspritzen von Nanopulvern zur Herstellung nanostrukturierter Beschichtungen ist in der EP 1 806 429 A1 beschrieben.When cold gas spraying powdery materials are used, the particle sizes of greater than 5 microns, ideally between 20 and 40 microns aufwei sen. The material powders are accelerated to such high speeds that the kinetic energy of the material particles is sufficient to form a dense layer composite. The achievable powder velocities are preferably above 1000 m / s, depending on the type of powder and other parameters. The spraying of nanopowders for the production of nanostructured coatings is in the EP 1 806 429 A1 described.

Durch die Verwendung des Kaltgasspritzverfahrens, das auch als kaltkinetisches Kompaktieren oder K3-Verfahren bekannt ist, zur Beschichtung der Rotorscheiben lassen sich beispielsweise Nickelschichten auf Titanbauteilen abscheiden, ohne die strukturelle Festigkeit der Rotorscheiben zu beeinträchtigen. Beim Kaltgasspritzverfahren bleibt die Bauteiltemperatur unter 300°C, vorzugsweise zwischen 80°C und 200°C, so dass keine Gefahr von Oxidation, Verzug oder thermischer Schädigung besteht. Die durch das Kaltgasspritzverfahren erzeugten Überzüge sind ausreichend dicht, wenig porös und weisen eine hervorragende Haftfestigkeit auf. Die Überzüge können ferner durch nachfolgende Feinbearbeitung weiter verfestigt werden, so dass ein Verschleiß durch Reibkorrosion nahezu ausgeschlossen werden kann.By the use of the cold gas spraying process, also called cold kinetic Kompaktieren or K3 method is known for coating the rotor disks For example, nickel layers can be deposited on titanium components. without compromising the structural strength of the rotor disks. In the cold gas spraying process, the component temperature remains below 300 ° C, preferably between 80 ° C and 200 ° C, so that no risk of oxidation, distortion or thermal damage consists. The coatings produced by the cold gas spraying process are sufficiently dense, less porous and have a superb Adhesive strength. The coatings can further solidified by subsequent finishing, so that wear by fretting almost impossible can be.

Werden die an die Rotorscheiben aus Nickellegierungen angrenzenden Titanscheiben mit einer Nickellegierung beschichtet, treten im Kon taktbereich nur gleiche Werkstoffpaarungen auf. Daher werden Sprünge in den physikalischen Parametern wie E-Modul und Ausdehnungskoeffizient vermieden und die Reibkorrosion verringert. Das Kaltgasspritzverfahren ermöglicht hohe Auftragsraten bei geringer Strahlstreuung mit wenig Abdeckaufwand, so dass eine kostengünstige Beschichtung im Kontaktbereich mit einer optimalen Panzerung gegen Reibkorrosion erreicht werden kann. Auch andere Bereiche der Gasturbine, in denen unterschiedliche Materialkombinationen zu einer erhöhten Reibkorrosion führen, können mit der beschriebenen Panzerungstechnologie ausgerüstet werden. Alternativ können die aneinander angrenzenden Rotorscheiben, unabhängig von der Materialzusammensetzung, im Kontaktbereich auch mit einer Hartstoffbeschichtung versehen werden, um so die Reibkorrosion weiter zu unterdrücken.Become the titanium discs adjacent to the rotor discs of nickel alloys coated with a nickel alloy, occur in Kon contact area only the same material pairings. Therefore, jumps in the physical parameters such as modulus of elasticity and coefficient of expansion avoided and reduces the fretting corrosion. The cold gas spraying process enables high application rates with low beam scattering with little masking, so a cost-effective coating achieved in the contact area with an optimal armor against fretting corrosion can be. Also other areas of the gas turbine where different Material combinations can lead to increased fretting corrosion, can equipped with the described armor technology become. Alternatively, the adjacent rotor disks, regardless of the material composition, in the contact area also be provided with a hard coating, so the Further to suppress fretting corrosion.

Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung.preferred Further developments of the invention will become apparent from the dependent claims and the description below.

Insbesondere ist vorgesehen, dass eine erste Rotorscheibe aus Titan oder einer Titanlegierung gebildet ist und die Beschichtung eine Nickellegierung ist. Die erste Rotorscheibe grenzt vorzugsweise an eine zweite Rotorscheibe aus einer Nickellegierung an und die Beschichtung aus der Nickellegierung ist im Kontaktbereich nur auf die erste Rotorscheibe aufgebracht.Especially is provided that a first rotor disk made of titanium or a Titanium alloy is formed and the coating is a nickel alloy is. The first rotor disk preferably adjoins a second rotor disk made of a nickel alloy and the coating of the nickel alloy is applied in the contact area only on the first rotor disk.

Besonders bevorzugt weisen die Nickellegierung der Beschichtung und die Nickellegierung der zweiten Rotorscheibe die gleiche Zusammensetzung auf. Ganz besonders bevorzugt ist wenigstens die Nickellegierung der Beschichtung eine hochwarmfeste Nickel-Superlegierung.Especially Preferably, the nickel alloy of the coating and the nickel alloy the second rotor disk on the same composition. Most notably Preferably, at least the nickel alloy of the coating is one high temperature nickel superalloy.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform können die aneinander angrenzenden Rotorscheiben aus dem gleichen oder aus verschiedenen Materialien bestehen und die Beschichtung kann eine Hartstoffbeschichtung sein. Bevorzugt wird als Hartstoffbeschichtung ein Sintercarbid auf der Grundlage von Wolframcarbid eingesetzt, wobei die Hartstoffbeschichtung im Kontaktbereich auf beiden Rotorscheiben vorgesehen ist. Ferner kann als Hartstoffbeschichtung eine oxiddispersive Beschichtung verwendet werden, bei der in der Matrix bestehend aus einer Nickel- oder Kobalt-Legierung feine, verschleißbeständige keramische Partikel aus z. B. Aluminiumoxid und/oder Titanoxid eingebettet sind.According to one another embodiment, the together adjacent rotor disks of the same or different Materials are made and the coating can be a hard material coating be. Preferred as a hard material coating is a cemented carbide used on the basis of tungsten carbide, wherein the hard coating is provided in the contact area on both rotor discs. Further can as hard material coating an oxide-dispersive coating used in the matrix consisting of a nickel or cobalt alloy fine, wear resistant ceramic particles of z. B. alumina and / or titanium oxide embedded are.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. In der Zeichnung zeigt:embodiments of the invention are, but are not limited to, explained in detail with reference to the drawing. In the Drawing shows:

1 einen schematisierten Ausschnitt aus einer Gasturbine im Bereich eines Verdichters; 1 a schematic section of a gas turbine in the region of a compressor;

2 die schematische Darstellung eines Details des Ausführungsbeispiels von 1; 2 the schematic representation of a detail of the embodiment of 1 ;

3 die schematische Darstellung eines Details einer weiteren Ausführungsform; und 3 the schematic representation of a detail of another embodiment; and

4 die schematische Darstellung einer Anlage zum Kaltgasspritzen. 4 the schematic representation of a plant for cold gas spraying.

1 zeigt einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen, als Flugtriebwerk ausgebildeten Gasturbine im Bereich des Verdichterrotors 10 eines Hochdruckverdichters, wobei der Verdichterrotor 10 aus sieben Rotorscheiben 11, 12, 13, 14, 15, 16 und 17 gebildet ist, und wobei jede der Rotorscheiben 11 bis 17 mehrere Laufschaufeln 18 trägt. Die Rotorscheiben 11 bis 13 sowie 15 bis 17 verfügen jeweils über sich in axialer Richtung erstreckende Vorsprünge 19, wobei die Vorsprünge 19 als Träger für Dichtfins 20 dienen. 1 shows a section of an inventive, designed as an aircraft engine gas turbine in the region of the compressor rotor 10 a high pressure compressor, wherein the compressor rotor 10 from seven rotor disks 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 and 17 is formed, and wherein each of the rotor disks 11 to 17 several blades 18 wearing. The rotor disks 11 to 13 such as 15 to 17 each have projections extending in the axial direction 19 , wherein the projections 19 as a carrier for sealing fins 20 serve.

Die Rotorscheiben 11 bis 17 des Verdichterrotors 10 sind bei der hier gezeigten Ausführungsform durch einen mehrteiligen Zuganker 21 miteinander verspannt, wobei der Zuganker 21 zwei Zughülsen 22 und 23 sowie eine Druckhülse 24 umfasst. Eine erste Zughülse 22 des Zugankers 21 greift an einem stromaufwärtigen Abschnitt 25 des Verdichterrotors 10, nämlich der in Strömungsrichtung gesehen vordersten Rotorscheibe 11, an. Die erste Zughülse 22 ist mit diesem Abschnitt 25 des Verdichterrotors 10 gekoppelt. Eine zweite Zughülse 23 greift an einem stromabwärtigen Abschnitt 27 des Verdichterrotors 10, stromabwärts der in Strömungsrichtung gesehen hintersten Rotorscheibe 17, an. Über eine mit der zweiten Zughülse 23 zusammenwirkende Mutter 28 kann eine statische Vorspannkraft des Zugankers 21 eingestellt werden kann. Je fester die Mutter 28 angezogen wird, desto größer ist die statische Vorspannkraft des Zugankers 21. Neben den beiden Zughülsen 22 und 23 umfasst der Zuganker 21 die Druckhülse 24, die zwischen die beiden Zughülsen 22 und 23 geschaltet ist. So stützt sich die Druckhülse 24 an beiden Zughülsen 22 und 23 ab.The rotor disks 11 to 17 of the compressor rotor 10 are in the embodiment shown here by a multi-part tie rod 21 clamped together with the tie rod 21 two pulling sleeves 22 and 23 and a pressure sleeve 24 includes. A first tension sleeve 22 of the tie rod 21 engages an upstream section 25 of the compressor tors 10 that is, the foremost rotor disk seen in the flow direction 11 , at. The first tension sleeve 22 is with this section 25 of the compressor rotor 10 coupled. A second tension sleeve 23 engages at a downstream section 27 of the compressor rotor 10 , downstream of the rotor disc, which is the rearmost in the flow direction 17 , at. About one with the second tension sleeve 23 cooperating mother 28 can be a static prestressing force of the tie rod 21 can be adjusted. The firmer the mother 28 is tightened, the greater the static prestressing force of the tie rod 21 , In addition to the two extension sleeves 22 and 23 includes the tie rod 21 the pressure sleeve 24 between the two extension sleeves 22 and 23 is switched. This is how the pressure sleeve is supported 24 on both sleeves 22 and 23 from.

Bei der in 1 gezeigten Ausführungsform ist die hintere Rotorscheibe 17 aus einer Nickellegierung gebildet, während die Rotorscheiben 11 bis 16 aus einer Titanlegierung bestehen. Im Kontaktbereich 30 der Rotorscheiben 16 und 17, d. h. zwischen dem axialen Vorsprung 19 der Scheibe 17 und dem Scheibenhöcker 32 der Rotorscheibe 16, ist eine Beschichtung 34 aus einer Nickellegierung vorgesehen, die durch Kaltgasspritzen eines Pulvers aus der Nickellegierung auf den Scheibenhöcker 30 der Rotorscheibe 16 gebildet ist. Dies ist in 2 im Detail dargestellt.At the in 1 The embodiment shown is the rear rotor disk 17 formed of a nickel alloy while the rotor disks 11 to 16 consist of a titanium alloy. In the contact area 30 the rotor disks 16 and 17 ie between the axial projection 19 the disc 17 and the disc hump 32 the rotor disk 16 , is a coating 34 made of a nickel alloy, which by cold gas spraying of a powder of the nickel alloy on the disc hump 30 the rotor disk 16 is formed. This is in 2 shown in detail.

Die Nickellegierung ist bevorzugt eine Nickel-Superlegierung wie InconelTM 718. Ganz besonders bevorzugt weisen die Rotorscheibe 17 und die Nickellegierung der Beschichtung 34 die gleiche Zusammensetzung auf. Durch die gleiche Werkstoffpaarung im Kontaktbereich 30 werden Sprünge in den physikalischen Parametern vermieden und so die Reibkorrosion vermindert.The nickel alloy is preferably a nickel superalloy such as Inconel ™ 718 , Most preferably, the rotor disk 17 and the nickel alloy of the coating 34 the same composition. Due to the same material pairing in the contact area 30 jumps in the physical parameters are avoided and so the fretting corrosion is reduced.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform (3) können die aneinander angrenzenden und miteinander verspannten Rotorscheiben 11 bis 17 in dem jeweiligen Kontaktbereich 30 mit einer Beschichtung 34 aus einem Hartstoff versehen sein. Die Hartstoffbeschichtung ist dann auf jeder Rotorscheibe vorgesehen, d. h. sowohl der Scheibenhöcker 32 als auch der am Scheibenhöcker angreifende axiale Vorsprung 19 ist im Kontaktbereich 30 mit dem Hartstoff beschichtet. Diese Ausführungsform ist auch dann vorteilhaft, wenn die Rotorscheiben aus dem gleichen Material bestehen, beispielsweise aus einer Nickellegierung.According to a further embodiment ( 3 ) can be the adjacent and strained rotor discs 11 to 17 in the respective contact area 30 with a coating 34 be provided of a hard material. The hard material coating is then provided on each rotor disk, ie both the disk hump 32 as well as acting on the disc hump axial projection 19 is in the contact area 30 coated with the hard material. This embodiment is also advantageous if the rotor disks are made of the same material, for example of a nickel alloy.

Der Hartstoff ist vorzugsweise ein Sintercarbid auf der Grundlage von Wolframcarbid mit einem Binder aus Kobalt, Eisen oder Nickel oder einem Gemisch davon. Ferner kann auch eine oxiddispersive Beschichtung verwendet werden.Of the Hard material is preferably a cemented carbide based on Tungsten carbide with a binder of cobalt, iron or nickel or a mixture thereof. Furthermore, an oxide-dispersive coating can also be used be used.

Die Erfindung ist jedoch nicht auf die Beschichtung des Kontaktbereichs der Rotorscheiben in der Verdichterstufe beschränkt. Es können vielmehr auch die Rotorscheiben im Turbinenrotor mit der erfin dungsgemäßen Beschichtung zur Verringerung der Reibkorrosion versehen sein. Ferner ist die Verspannung der Rotorscheiben mit einem Zuganker kein einschränkendes Merkmal der Erfindung. Es werden vielmehr alle Verbindungsarten erfasst, bei denen im Kontaktbereich der Rotorscheiben die Gefahr einer Reibkorrosion besteht. Darüberhinaus kann auch die Beschichtung von anderen Bauteilen der Gasturbine von Vorteil sein, die einer erhöhten Reibkorrosion ausgesetzt sind.The However, the invention is not limited to the coating of the contact area the rotor disks in the compressor stage limited. It Rather, the rotor disks in the turbine rotor can also be used with the inventions to the invention coating to reduce be provided the fretting corrosion. Furthermore, the tension of the Rotor discs with a tie rod not a limiting feature the invention. Rather, all connection types are recorded, those in the contact area of the rotor discs the risk of fretting corrosion consists. In addition, also the coating of others Components of the gas turbine be advantageous, the increased fretting corrosion are exposed.

Nachfolgend soll das Verfahren zur Herstellung der erfindungsgemäßen Gasturbine näher erläutert werden.following the process for the preparation of the inventive Gas turbine be explained in more detail.

In 4 ist schematisch eine Anlage zur Durchführung des Kaltgasspritzverfahrens gezeigt. Das Pulver für die Beschichtung wird durch eine Düse 36 auf das zu beschichtende Bauteil aufgespritzt, sodass sich dort die Beschichtung 34 bildet. Das Pulver kommt aus einem Pulverbehälter 38, wobei der für das Kaltgasspritzen notwendige Druck durch einen Hochdruckgaserzeuger 40 erzeugt wird. Das Hochdruckgas dient als Trägergas für das Pulver, das dem Hochdruckgas in der Düse 36 zugeführt wird, so dass ein Kaltgaspartikelstrom 42 entsteht. Das Hochdruckgas kann ggf. mittels eines Heizers 44 erhitzt werden. Der Heizer 44 kann im Hochdruckgaserzeuger integriert sein. Ferner können ein oder mehrere Beeinflussungsmittel (nicht gezeigt) vorhanden sein, die zumindest eine Eigenschaft des Kaltgaspartikelstroms 42 (z. B. Temperatur, Druck, Partikeldichte, Partikelmaterial, Geschwindigkeit, etc.) wechselseitig verändern bzw. modulieren. Diese Beeinflussung der Eigenschaften des Kaltgaspartikelstroms 42 kann periodisch oder aperiodisch während des Beschichtungsvorgangs erfolgen. Ebenso kann während des Beschichtungsvorgangs auf Beschichtungszeiten mit periodischen Änderungen eine aperiodische Änderung folgen oder umgekehrt.In 4 schematically a system for performing the cold gas spraying process is shown. The powder for the coating is through a nozzle 36 sprayed onto the component to be coated so that there is the coating 34 forms. The powder comes from a powder container 38 , wherein the pressure required for the cold gas spraying by a high-pressure gas generator 40 is produced. The high-pressure gas serves as a carrier gas for the powder, which is the high-pressure gas in the nozzle 36 is supplied, so that a cold gas particle stream 42 arises. The high-pressure gas may optionally by means of a heater 44 to be heated. The heater 44 can be integrated in the high-pressure gas generator. Furthermore, one or more influencing means (not shown) may be present, which have at least one property of the cold gas particle stream 42 (eg, temperature, pressure, particle density, particulate matter, velocity, etc.) alternately modulate or modulate. This influence on the properties of the cold gas particle stream 42 may be periodic or aperiodic during the coating process. Similarly, during the coating process, coating times with periodic changes may be followed by an aperiodic change or vice versa.

Kaltgasspritzen bedeutet, dass Temperaturen im Gasstrom von 80°C bis höchstens unterhalb des Schmelzpunktes der verwendeten Spritzwerkstoffe verwendet werden. Die Substrattemperatur liegt erfindungsgemäß bei höchstens 300°C, vorzugsweise zwischen 80°C und 200°C. Die Teilchengeschwindigkeiten können etwa 300 m/s bis 2000 m/s betragen, insbesondere bis 900 m/s.Cold Spraying means that temperatures in the gas stream from 80 ° C to at most used below the melting point of the spray materials used become. The substrate temperature is according to the invention at most 300 ° C, preferably between 80 ° C and 200 ° C. The particle velocities can be about 300 m / s to 2000 m / s, in particular up to 900 m / s.

Das erfindungsgemäße Verfahren sieht vor, dass das zu beschichtende Bauteil, insbesondere der Kontaktbereich 30 am Scheibenhöcker 32 und/oder der stirnseitige Abschnitt des am Scheibenhöcker 32 angreifenden axialen Vorsprungs 19 einer Rotorscheibe mittels des Kaltgasspritzverfahrens beschichtet wird, wobei die Bauteiltemperatur höchstens 300°C beträgt und vorzugsweise zwischen 80°C und 200°C liegt.The inventive method provides that the component to be coated, in particular the contact area 30 at the disc hump 32 and / or the frontal portion of the disc hump 32 attacking axial projection 19 a rotor disk is coated by means of the cold gas spraying process, wherein the component temperature Höchs is at least 300 ° C and preferably between 80 ° C and 200 ° C.

Als Pulver wird vorzugsweise eine Nickellegierung, besonders bevorzugt eine hochwarmfeste Nickel-Superlegierung verwendet, insbesondere wenn die zu beschichtende Rotorscheibe aus einer Titanlegierung besteht und der beschichtete Kontaktbereich an eine Rotorscheibe aus einer Nickellegierung angrenzt. In diesem Fall weisen die Nickellegierung der Rotorscheibe und das zur Beschichtung verwendete Pulver vorzugsweise die gleiche Zusammensetzung auf.When Powder is preferably a nickel alloy, more preferred used a high temperature nickel superalloy, especially when the rotor disc to be coated consists of a titanium alloy and the coated contact area to a rotor disk of a Nickel alloy adjacent. In this case, the nickel alloy the rotor disk and the powder used for coating preferably the same composition.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform können die Rotorscheiben, unabhängig von ihrer jeweiligen Materialzusammensetzung, zur Verminderung der Reibkorrosion mit einer Hartstoffbeschichtung versehen sein. Als Pulver zur Herstellung der Beschichtung wird dann vorzugsweise ein Sintercarbid auf der Grundlage von Wolframcarbid oder ein oxiddispersives Pulver verwendet, bei dem feine anorganischnichtmetallische Partikel ≤ 5 μm im Durchmesser fein verteilt in einer metallischen Matrix z. B. Nickel-Legierung vorliegen.According to one In another embodiment, the rotor disks, regardless of their respective material composition, to reduce the fretting corrosion with a hard material coating be provided. As a powder for the preparation of the coating is then preferably a cemented carbide based on tungsten carbide or an oxide-dispersible powder using inorganic non-metallic fine inorganic powder Particles ≤ 5 μm in diameter finely distributed in a metallic matrix z. B. nickel alloy.

In einem weiteren Verfahrensschritt kann die durch Kaltgasspritzen hergestellte Beschichtung 34 noch mechanisch feinbearbeitet und verfestigt werden, beispielsweise durch Schleifen, Strahlen und/oder Festwalzen. Dadurch wird die Gefahr einer Reibkorrosion im Kontaktbereich 30 weiter vermindert.In a further method step, the coating produced by cold gas spraying 34 be mechanically finished and solidified, for example, by grinding, blasting and / or deep rolling. This creates the risk of fretting corrosion in the contact area 30 further diminished.

1010
Verdichterrotorcompressor rotor
1111
Rotorscheiberotor disc
1212
Rotorscheiberotor disc
1313
Rotorscheiberotor disc
1414
Rotorscheiberotor disc
1515
Rotorscheiberotor disc
1616
Rotorscheiberotor disc
1717
Rotorscheiberotor disc
1818
Laufschaufelblade
1919
Vorsprunghead Start
2020
Dichtfinsealing fin
2121
Zugankertie rods
2222
Zughülsepulling sleeve
2323
Zughülsepulling sleeve
2424
Druckhülsepressure sleeve
2525
Abschnittsection
2727
Abschnittsection
2828
Muttermother
3030
Kontaktbereichcontact area
3232
Scheibenhöckerdisc humps
3434
Beschichtungcoating
3636
Düsejet
3838
Pulverbehälterpowder container
4040
HochdruckgaserzeugerHigh-pressure gas generator
4242
Partikelstromparticle stream
4444
Heizerstoker

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Claims (17)

Gasturbine mit wenigstens zwei miteinander verspannten Rotorscheiben (11, 12, 13, 14, 15, 16, 17), wobei die Rotorscheiben in einem Kontaktbereich (30) direkt aneinander angrenzen, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens eine der Rotorscheiben (16) im Kontaktbereich (30) zur Verminderung der Reibkorrosion mit einer aus der Gruppe der Nickellegierungen und Hartstoffen ausgewählten Beschichtung (34) versehen und die Beschichtung (34) mittels eines Kaltgasspritzverfahrens aufgebracht ist.Gas turbine with at least two rotor disks ( 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 . 17 ), wherein the rotor disks in a contact area ( 30 ) directly adjoin one another, characterized in that at least one of the rotor disks ( 16 ) in the contact area ( 30 ) for reducing fretting corrosion with a coating selected from the group of nickel alloys and hard materials ( 34 ) and the coating ( 34 ) is applied by means of a cold gas spraying process. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine erste Rotorscheibe (16) aus Titan oder einer Titanlegierung gebildet ist und die Beschichtung (34) eine Nickellegierung ist.Gas turbine according to claim 1, characterized in that a first rotor disk ( 16 ) is formed of titanium or a titanium alloy and the coating ( 34 ) is a nickel alloy. Gasturbine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Rotorscheibe (16) aus Titan oder einer Titanlegierung an eine zweite Rotorscheibe (17) aus einer Nickellegierung angrenzt.Gas turbine according to claim 2, characterized in that the first rotor disk ( 16 ) of titanium or a titanium alloy to a second rotor disk ( 17 ) adjoins a nickel alloy. Gasturbine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Beschichtung (34) eine Nickellegierung ist und nur auf der ersten Rotorscheibe (16) vorgesehen ist.Gas turbine according to claim 3, characterized in that the coating ( 34 ) is a nickel alloy and only on the first rotor disk ( 16 ) is provided. Gasturbine nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Nickellegierung der Beschichtung (34) und die Nickellegierung der zweiten Rotorscheibe (17) identisch sind.Gas turbine according to claim 4, characterized in that the nickel alloy of the coating ( 34 ) and the nickel alloy of the second rotor disk ( 17 ) are identical. Gasturbine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Nickellegierung eine Nickel-Superlegierung ist.Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the nickel alloy is a nickel superalloy is. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die aneinander angrenzenden Rotorscheiben (11, 12, 13, 14, 15, 16, 17) aus dem gleichen oder aus verschiedenen Materialien bestehen und die Beschichtung (34) eine Hartstoffbeschichtung ist.Gas turbine according to claim 1, characterized in that the adjoining rotor disks ( 11 . 12 . 13 . 14 . 15 . 16 . 17 ) consist of the same or different materials and the coating ( 34 ) is a hard material coating. Gasturbine nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffbeschichtung ein Sintercarbid auf der Grundlage von Wolframcarbid ist.Gas turbine according to claim 8, characterized in that that the hard coating is based on a cemented carbide of tungsten carbide. Gasturbine nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffbeschichtung im Kontaktbereich (30) auf beiden Rotorscheiben (16, 17) vorgesehen ist.Gas turbine according to claim 7 or 8, characterized in that the hard material coating in the contact area ( 30 ) on both rotor disks ( 16 . 17 ) is provided. Gasturbine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Kontaktbereich (30) zwischen einem axialen Vorsprung (19) einer Rotorscheibe und einem Scheibenhöcker (32) liegt.Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the contact area ( 30 ) between an axial projection ( 19 ) of a rotor disk and a disk bump ( 32 ) lies. Gasturbine nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Beschichtung (34) mechanisch feinbearbeitet und verfestigt ist.Gas turbine according to one of the preceding claims, characterized in that the coating ( 34 ) is mechanically finished and solidified. Verfahren zur Herstellung einer Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens eine der Rotorscheiben (16) im Kontaktbereich (30) mit einer Beschichtung (34) versehen wird, wobei die Beschichtung (34) mittels eines Kaltgasspritzverfahrens aufgebracht wird und die Temperatur der Rotorscheibe (16) während des Beschichtens höchstens 300°C beträgt.Method for producing a gas turbine according to claim 1, characterized in that at least one of the rotor disks ( 16 ) in the contact area ( 30 ) with a coating ( 34 ), the coating ( 34 ) is applied by means of a cold gas spraying process and the temperature of the rotor disk ( 16 ) is at most 300 ° C during the coating. Verfahren nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Temperatur zwischen 80°C und 200°C beträgt.Method according to claim 12, characterized in that that the temperature is between 80 ° C and 200 ° C. Verfahren nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotorscheibe (16) aus Titan oder einer Titanlegierung besteht und im Kontaktbereich (30) mit einer Nickellegierung beschichtet wird.Method according to claim 12 or 13, characterized in that the rotor disk ( 16 ) consists of titanium or a titanium alloy and in the contact area ( 30 ) is coated with a nickel alloy. Verfahren nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotorscheibe (16) im Kontaktbereich (30) mit einer Hartstoffbeschichtung versehen wird.Method according to claim 12 or 13, characterized in that the rotor disk ( 16 ) in the contact area ( 30 ) is provided with a hard coating. Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffbeschichtung ein Sintercarbid auf der Grundlage von Wolframcarbid oder eine oxiddispersive Beschichtung ist.Method according to claim 15, characterized in that that the hard coating is based on a cemented carbide of tungsten carbide or an oxide-dispersive coating. Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass der beschichtete Kontaktbereich (30) durch Schleifen oder Strahlen mechanisch feinbearbeitet und verfestigt wird.Method according to one of claims 12 to 16, characterized in that the coated contact area ( 30 ) is mechanically finished and solidified by grinding or blasting.
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