DE102017210819A1 - CMC-Turbinenkomponente mit thermischer Barriere-Beschichtung, sowie Herstellungsverfahren dazu - Google Patents

CMC-Turbinenkomponente mit thermischer Barriere-Beschichtung, sowie Herstellungsverfahren dazu Download PDF

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Gia Khanh Pham
Niels Van der Laag
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Abstract

Die Erfindung betrifft Turbinenkomponenten und/oder Gasturbinenelemente, bei denen - zumindest teilweise - die herkömmlichen Superlegierungen durch CMCs Ceramic-Matrix-Composites - ersetzt sind. Insbesondere betrifft die Erfindung dabei die Haftung der auf den CMCs aufgebrachten Beschichtungen. Die Erfindung offenbart erstmals eine Technik, durch die eine herkömmliche einfache APS-Aufbringung einer thermischen Barriereschicht auf einer CMC-Turbinenkomponenten-Oberfläche ermöglicht ist. Dazu werden in die CMC-Oberfläche ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additive eingearbeitet, die ein chemisches und/oder physikalisches Hindernis bilden gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb der CMC-Oberfläche.

Description

  • Die Erfindung betrifft Turbinenkomponenten und/oder Gasturbinenelemente, bei denen - zumindest teilweise - die herkömmlichen Superlegierungen durch CMCs Ceramic-Matrix-Composites - ersetzt sind. Insbesondere betrifft die Erfindung dabei die Haftung der auf den CMCs aufgebrachten, insbesondere thermischen Schutz bietenden, Beschichtungen.
  • Substanzielle Verbesserungen der thermischen Effizienz von Turbinen, insbesondere von Gasturbinen, können durch eine Steigerung der Betriebstemperatur und/oder über die Reduzierung erforderlicher Kühlluft erreicht werden. Die Kühlluft wird eingesetzt, um strukturelle Stabilität der mit dem heißen Gas direkt in Verbindung tretenden Bauteile zu gewährleisten.
  • Insgesamt werden sowohl die strukturell eingesetzten Materialien als auch deren strategisch günstige Platzierung bei den Turbinenkomponenten ständig weiterentwickelt, damit sie nicht nur unter den bestehenden Gasturbinen-Betriebsbedingungen eine ausreichend hohe Lebensdauer zeigen, sondern eben auch Effizienzsteigerungen über Erhöhung der Betriebstemperatur oder Verringerung der Kühlluft erlauben.
  • Bislang werden Nickel-basierte Superlegierungen mit zusätzlichen Schutz-Beschichtungen als Materialien für Turbinenkomponenten, insbesondere Gasturbinenkomponenten, eingesetzt. Zwar werden die Eigenschaften dieser Materialien ständig weiterentwickelt, jedoch scheint diese Technik ziemlich ausgereizt zu sein und wenig substanzielle Steigerung noch möglich.
  • Dagegen ist die Technik der CMCs, insbesondere der Faserverstärkten CMCs eine Alternative und kann allein oder in Kombination mit Superlegierungen zur Schaffung neuartiger Turbinenkomponenten eingesetzt werden.
  • Dabei zeigen insbesondere die Oxide-CMCs, also die auf Metalloxiden basierenden CMC-Materialien, eine erhöhte Beständigkeit gegenüber beispielsweise Oxidation, auf.
  • Trotz dieser verbesserten Eigenschaften, wie erhöhter Oxidations-Beständigkeit und geringerer Dichte der CMCs, die eine Steigerung der Betriebstemperatur und eine Reduzierung der Kühlluft erlauben, gibt es auch bei den CMCs limitierende Faktoren, wie beispielsweise das Kornwachstum innerhalb der keramischen Matrix.
  • So ist es auch angebracht, ähnlich wie bei den Turbinenkomponenten, die komplett aus Superlegierung gemacht sind, bei den CMC-Superlegierungs-Hybridlösungen und/oder auch bei ganz aus CMC gemachten Turbinenkomponenten, Beschichtungen, insbesondere thermisch wirksame Beschichtungen wie die so genannten Thermal Barrier Coatings - TBC - Beschichtungen - aufzubringen.
  • Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, eine CMC-Turbinenkomponente oder CMC-Metall-Hybrid-Turbinenkomponente mit einer Beschichtung auf dem CMC als Schutz gegen die durch Heißgasstrom erzeugten Schäden an Turbinenkomponenten, insbesondere an Gasturbinenkomponenten, zur Verfügung zu stellen, die gut haftet und/oder eine möglichst hohe Bruchfestigkeit zur Vermeidung von Spallations-Schäden in der Beschichtung und/oder der Oberfläche des CMCs zeigt.
  • Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand der vorliegenden Erfindung, wie er in der Beschreibung und den Ansprüchen offenbart ist, gelöst.
  • Dementsprechend ist Gegenstand der vorliegenden Erfindung eine CMC-Turbinenkomponente oder CMC-Metall-Hybrid-Turbinenkomponente, eine thermische Barriere-Beschichtung zumindest auf einer CMC-Oberfläche, die durch ein Laminierverfahren herstellbar ist, aufweisend, wobei zumindest in einer Oberflächen-nahen Lage des CMC-Laminats ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additiv(e) vorgesehen sind, die ein chemisches und/oder physikalisches Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb dieser CMC-Lage bilden.
  • Außerdem ist Gegenstand der Erfindung ein Verfahren zur Herstellung einer CMC-Turbinenkomponente oder einer CMC-Metall-Hybrid-Turbinenkomponente mit einer thermischen Barriereschicht, folgende Verfahrensschritte umfassend:
    • - Imprägnieren einer Faser, eines Fasergewebes und/oder eines Faserverbunds mit einem Schlicker, in den eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv(e), die ein Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung einer gesinterten CMC-Lage bilden, zur Ausbildung zumindest einer CMC-Prepreg-Lage mit Bruchfestigkeits-Additiv;
    • - Ablegen dieser und/oder weiterer dieser CMC-Prepreg-Lage(n) oberflächennah auf einem Stapel CMC-Prepreg-Lagen auf einer Pressform zur Ausbildung eines CMC-Prepreg-Laminats,
    • - Gegebenenfalls Auswechseln eines überstehenden Schlickers auf der Oberfläche des CMC-Prepreg-Laminats durch einen anderen, mit einem oder mehreren Bruchfestigkeits-Additiv(en), die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung einer gesinterten CMC-Lage wirken, versetzten Schlicker,
    • - Sintern des CMC-Prepreg-Laminats,
    • - Aufrauen der Oberfläche des gesinterten CMC-Prepreg-Laminats, insbesondere durch Sandstrahlen und/oder Laserbehandlung und
    • - Aufbringen einer thermischen Barriereschicht, insbesondere durch Atmospheric Plasma Spraying, APS.
  • Allgemeine Erkenntnis der Erfindung ist es, dass insbesondere die Vermeidung von Schaden durch Spallation eine Einarbeitung und/oder den Einbau eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv(e) erfordert, die physikalisch, mechanisch und/oder chemisch ein Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb der, die CMC-Oberfläche bildenden, obersten CMC-Lage bilden. Insbesondere strukturelle Schäden der oberen CMC-Lage, die beim Aufrauen durch Sandstrahlen und/oder Laserbehandlung entstehen können, werden mit Hilfe dieser eingearbeiteten und/oder eingebauten Bruchfestigkeits-Additive verringert oder gar vermieden.
  • Es wurden verschiedene, Hindernisse-bildende, Bruchfestigkeits-Additive, wie
    • - Beispiel für ein chemisches Hindernis -
    • - Atome und/oder Atomgruppen, die anderen chemischen Element(en) als die Matrix des CMC-Materials und/oder die Verstärkungsfaser(n) der CMC-Lage, angehören und sich gegebenenfalls -insbesondere sterisch - stören, abstoßen oder anziehen und/oder
    • - Beispiel für ein physikalisches und/oder mechanisches Hindernis -
    • - Partikel verschiedener Korngröße und/oder -Gestalt, insbesondere größere Partikel als die im Laminat vorliegenden Körner oder Kristallite, die beispielsweise eine Rissbildung einfach mechanisch stoppenerfolgreich zur Verminderung der Spallations-Schäden beim Aufrauen getestet.
  • Bei einem Laminierverfahren zur Herstellung der Turbinenkomponente und/oder von Teilen davon aus CMC-Lagen werden in einem ersten Schritt CMC-Lagen in Form von Prepregs hergestellt. Dabei handelt es sich um entweder Fasern, Fasergewebe und/oder Faserverbunde, die mit keramischer Matrix infiltriert und/oder imprägniert sind und die auf Pressformen, wie beispielsweise Presskernen, abgelegt, eben in Lagen abgelegt, also laminiert, werden. Als CMC-Lage wird vorliegend eine derartige Lage imprägnierter Fasern, Fasergewebe und/oder Faserverbunde bezeichnet.
  • Die keramische Matrix, im Folgenden auch als „Schlicker“ bezeichnet, umfasst nach dem Stand der Technik eine Reihe von Additiven, deren Vorhandensein durch den Gegenstand der vorliegenden Erfindung nicht beeinträchtigt wird. Die hier als „Bruchfestigkeits-Additive“ bezeichneten Additive wechselwirken vorzugsweise mit diesen Additiven nicht oder nur wenig, sie ersetzen weder die herkömmlichen Additive, noch erfordern sie in der Regel eine Änderung am Einsatz der herkömmlich bei der Herstellung der Laminat-Prepregs gängigen Additive.
  • Als CMC-Laminat wird vorliegend ein Stapel mehrerer CMC-Lagen von imprägnierten Fasern, Fasergewebe und/oder Faserverbunde bezeichnet, das zur Herstellung einer CMC-Turbinenkomponente gesintert wird. Dabei bildet in der Regel zumindest die oberste CMC-Lage des CMC-Laminats die Oberfläche des fertig gesinterten CMC-Laminats, die zur Aufbringung einer thermischen Barriereschicht beispielsweise über das Atmospheric Plasma Spraying, aufgeraut wird.
  • Eine CMC-Lage umfasst typischerweise eine keramische Matrix, in der Fasern, als Einzelfaser und/oder geflochtene Faser vorliegend, Fasergewebe und/oder Faserverbunde daraus vorliegen. Beispielsweise handelt es sich um Siliziumcarbid-Keramik basierte oder um so genannte Oxid-Keramik-basierte Matrix und/oder Fasermaterialien.
  • Im Fall von Oxid-Keramik-basierten Matrixmaterialien werden ebenfalls Oxid-Keramik-basierte Fasern, Fasergewebe und/oder Faserverbunde eingesetzt. Deren Materialien sind beispielsweise ausgewählt aus der Gruppe folgender Materialien: Dotiertes oder undotiertes Aluminiumoxid, Mullit, Yttrium-Aluminium-Granat und/oder mit Zirkoniumoxid dotiertes Aluminiumoxid. Insbesondere eine Aluminiumoxid-Faser mit Zirkoniumoxid-Dotierung im Bereich von 5 bis 30 mol%, insbesondere von 10 Mol% bis 25 Mol% und besonders bevorzugt von 15 Mol% Zirkoniumoxid in Aluminiumoxid ist ein bevorzugtes Faser-Material. Alle vorgenannten Fasermaterialien können in einer Faser, einem Fasergewebe und/oder in einem Faserverbund, wie er vorliegend eingesetzt wird, allein oder in beliebigen Kombinationen, wie beispielsweise als Aluminiumoxid-Mullit-Faser, vorliegen.
  • Besonders bewährt hat sich die Ausführungsform, bei der - das Material und/oder die Materialkombination der einzeln oder geflochten vorliegenden - Faser, des Fasergewebes und/oder des Faserverbunds und das Matrixmaterial gut aneinander haften und/oder sogar aus der gleichen oder einer chemisch ineinander löslichen Verbindungsklasse stammen.
  • Zur Ausbildung der CMC-Lage wird ein Schlicker eingesetzt, in dem das keramische Matrixmaterial flüssig bis zähflüssig vorliegt, so dass die Faser, der Faserverbund und/oder das Fasergewebe mit dem Schlicker imprägniert werden kann und mit der Faser, dem Fasergewebe und/oder dem Faserverbund zusammen die CMC-Prepreg-Lage bildet. In den Schlicker, der zur Ausbildung der obersten CMC-Lage eingesetzt wird, wird gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv(e), die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung wirken, eingearbeitet.
  • Alternativ oder ergänzend dazu kann nach Ausbildung des CMC-Prepreg-Laminats, das noch ungesintert ist, überstehender Schlicker auf der Oberfläche des CMC-Prepreg-Laminats entfernt werden und durch Schlicker, in den ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additiv(e), die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung wirken, eingearbeitet sind, ersetzt werden.
  • Das Prepreg, das oberflächlich einen Schlicker, dem eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv(e) zugesetzt sind, die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung wirken, aufweist, wird dann zum CMC-Laminat gesintert.
  • Vor der Aufbringung einer thermischen Barriereschicht, beispielsweise einer TBC, die - wiederum beispielsweise - Yttrium-stabilisiertes-Zirkonium-(YSZ)-basiert vorliegt, wird nach dem Stand der Technik die Oberfläche der CMC-Lage aktiviert, damit die thermische Barriereschicht darauf besser haftet.
  • Im Gegensatz zu den herkömmlichen Super-Legierungs-Oberflächen, die hart sind und auf denen die thermische Barriereschicht beispielsweise über ein APS, ein Atmospheric Plasma Spray-Verfahren aufbringbar ist, ist die Oberfläche einer CMC-Lage grundsätzlich etwas zu weich, um eine gute Haftung einer aufgesprühten thermischen Barriereschicht zu gewährleisten.
  • Eine Aufrauhung mittels Sandstrahlen und/oder Laserbehandlung einer herkömmlichen CMC-Lage ist zwar wirksam, allerdings entstehen strukturelle Schäden an der CMC-Lage, wie beispielsweise Faserbruch.
  • Dem wird durch die vorliegende Erfindung, insbesondere die Lehre, in die oberste CMC-Lage, die vor der Aufbringung der thermischen Barriereschicht aufgeraut wird, chemische und/oder physikalische Hindernisse gegen Rissbildung einzubauen, entgegengewirkt.
  • Beispielsweise sind wirksame Hindernisse, respektive Bruchfestigkeits-Additive zur Verhinderung der Rissbildung und/oder des Faserbruchs, - für das Ausführungsbeispiel einer vorliegenden Oxid-keramischen-Ceramic Matrix Composite-kurz „Ox-Ox CMC“ -Lage aus Aluminiumoxid - Al2O3:
    • Zirkoniumdioxid -ZrO2 -,
    • Siliziumdioxid - SiO2, -
    • Magnesiumdioxid - MgO2 -,
    • Yttrium- Aluminium-Granat -YAG - und/oder
    • Yttriumoxid Y2O3.
  • Diese Bruchfestigkeits-Additive können allein und/oder in beliebigen Kombinationen, in die betroffene Prepreg-Lage eingearbeitet, vorliegen.
  • Das oder die Bruchfestigkeits-Additiv(e) können als Partikel in beliebiger Form vorliegen. Beispielsweise können Bruchfestigkeits-Additiv-Partikel kugelförmig, stabförmig und/oder plättchenförmig vorliegen.
  • Unabhängig davon können die Bruchfestigkeits-Additiv(e), als Pulver unregelmäßig geformter Körner und/oder Kristallite, und/oder beliebige Kombinationen der vorgenannten Partikelformen in beliebig vielen Fraktionen, die im Folgenden als Bruchfestigkeits-Additiv-Fraktionen bezeichnet werden, vorliegen.
  • Des Weiteren können die Bruchfestigkeits-Additive in Form größerer Partikel, deren mittlere Partikelgröße beispielsweise um das 10 bis 20-fache größer als die, in der Matrix beispielsweise vorliegenden, Körner und/oder der in den Fasern beispielsweise vorliegenden Kristallite sein.
  • Insbesondere können in der obersten CMC-Lage Bruchfestigkeits-Additive mit einer Partikelgröße im Bereich von 10 µm bis 100µm, bevorzugt im Bereich von 15 µm bis 70 µm und ganz bevorzugt im Bereich von 22 µm bis 50 µm, vorliegen.
  • Ein Bruchfestigkeits-Additiv gemäß der vorliegenden Erfindung kann kristallin, teilkristallin und/oder als Pulver vorliegen.
  • Das oder die Bruchfestigkeits-Additiv(e) liegen beispielsweise in einer Menge von bis zu 50 Gew%, also beispielsweise im Bereich von 1 Gew% bis 50 Gew%, insbesondere von 5 Gew% bis 20 Gew%, bezogen auf die ungesinterte Schlickermasse - vor.
  • Ein fertig gesintertes CMC-Laminat mit einer obersten CMC-Lage, in die ein Bruchfestigkeits-Additiv gemäß der Erfindung eingearbeitet ist, wurde einer herkömmlichen Oberflächenbehandlung vor der Aufbringung einer thermischen Barriereschicht, beispielsweise einer APS-TBC-Aufbringung, unterworfen und es konnte nachgewiesen werden, dass erheblich geringere Schäden durch Faserbruch bei Laserbehandlung und/oder durch Sandstrahlen entstehen, als bei den gleichen fertig gesinterten CMC-Laminaten ohne Bruchfestigkeits-Additiven.
  • Die Erfindung offenbart erstmals eine Technik, durch die eine herkömmliche einfache APS-Aufbringung einer thermischen Barriereschicht auf einer CMC-Turbinenkomponenten-Oberfläche ermöglicht ist. Dazu werden in die CMC-Oberfläche ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additive eingearbeitet, die ein chemisches und/oder physikalisches Hindernis bilden gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb der CMC-Oberfläche.

Claims (9)

  1. CMC-Turbinenkomponente oder CMC-Metall-Hybrid-Turbinenkomponente, eine thermische Barriere-Beschichtung zumindest auf einer CMC-Oberfläche, die durch ein Laminierverfahren herstellbar ist, aufweisend, wobei zumindest in einer Oberflächen-nahen Lage des CMC-Laminats ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additiv(e) vorgesehen sind, die ein chemisches und/oder physikalisches Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb dieser CMC-Lage bilden.
  2. CMC-Turbinenkomponente nach Anspruch 1, die ein CMC-Material auf Basis von Metalloxiden oder Siliziumcarbid umfasst.
  3. CMC-Turbinenkomponente nach einem der vorstehenden Ansprüche 1 oder 2, die zumindest eine Faser aus einem Material, ausgewählt aus der Gruppe folgender Materialien: Aluminiumoxid, Mullit, Yttrium-Aluminium-Granat und/oder mit Zirkoniumoxid dotiertes Aluminiumoxid, sowie beliebige Mischungen und/oder Kombinationen der vorgenannten Materialien, umfasst.
  4. CMC-Turbinenkomponente nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei zumindest ein Bruchfestigkeits-Additiv ausgewählt ist aus der Gruppe folgender Verbindungen: Zirkoniumdioxid - ZrO2 -, Siliziumdioxid - SiO2-, Magnesiumdioxid - MgO2 -, Yttrium- Aluminium-Granat -YAG - und/oder Yttriumoxid Y2O3, wobei die vorliegenden Metalloxidverbindungen in einem Bruchfestigkeits-Additiv allein oder in beliebigen Mischungen und/oder Kombinationen vorliegen können.
  5. CMC-Turbinenkomponente nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei zumindest eine Fraktion eines Bruchfestigkeits-Additivs, die ein chemisches und/oder physikalisches Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb der CMC-Lage bildet, zumindest teilweise als Körner beliebiger Form und/oder kristallin vorliegt.
  6. CMC-Turbinenkomponente nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei zumindest eine Fraktion eines Bruchfestigkeits-Additivs vorliegt, die Partikel umfasst, deren mittlere Partikelgröße um den Faktor 20 größer ist als die im CMC-Material vorliegende mittlere Partikelgröße.
  7. CMC-Turbinenkomponente nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei zumindest eine Fraktion eines Bruchfestigkeits-Additivs vorliegt, die Partikel umfasst, deren mittlere Partikelgröße im Bereich von 10µm bis 100µm liegt.
  8. CMC-Turbinenkomponente nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei das Bruchfestigkeits-Additiv in einer Menge von 1 bis 50 Gew%, bezogen auf die ungesinterte CMC-Prepreg-Lage, vorliegt.
  9. Verfahren zur Herstellung einer CMC-Turbinenkomponente oder einer CMC-Metall-Hybrid-Turbinenkomponente mit einer thermischen Barriereschicht, folgende Verfahrensschritte umfassend: - Imprägnieren einer Faser, eines Fasergewebes und/oder eines Faserverbunds mit einem Schlicker, in den eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv(e), die ein Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung einer gesinterten CMC-Lage bilden, zur Ausbildung zumindest einer CMC-Prepreg-Lage mit Bruchfestigkeits-Additiv; - Ablegen dieser und/oder weiterer dieser CMC-Prepreg-Lage(n) oberflächennah auf einem Stapel CMC-Prepreg-Lagen auf einer Pressform zur Ausbildung eines CMC-Prepreg-Laminats, - Gegebenenfalls Auswechseln eines überstehenden Schlickers auf der Oberfläche des CMC-Prepreg-Laminats durch einen anderen, mit einem oder mehreren Bruchfestigkeits-Additiv(en), die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung einer gesinterten CMC-Lage wirken, versetzten Schlicker, - Sintern des CMC-Prepreg-Laminats, - Aufrauen der Oberfläche des gesinterten CMC-Prepreg-Laminats, insbesondere durch Sandstrahlen und/oder Laserbehandlung und - Aufbringen einer thermischen Barriereschicht, insbesondere durch Atmospheric Plasma Spraying, APS.
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