DE19505303C2 - Beschichtungssystem zum Zurückhalten geschmolzenen Materials bei Feuer in Gasturbinen - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft allgemein Gasturbinen und insbesondere Beschichtungen, die zum Zurückhalten geschmolzenen Materials im Inneren der Gasturbine benutzt werden.

Die Federal Aviation Administration (FAA) fordert, daß im Falle von Turbinenbränden geschmolzene Materialien soweit wie möglich im Inneren der Turbine zurückgehalten werden. Diese Vorschrift ist eine notwendige Vorsichtsmaßnahme, um sicherzustellen, daß andere Flugzeugkomponenten, die innerhalb und außerhalb der Begrenzungen der Turbinenumgebung, wie Kraftstofftanks, Flugsteuergestängen und Steuerflächen (einschließlich hydraulischer Steuersysteme) nicht geschmolzenen Materialien ausgesetzt werden, die aus der Turbine ausgestoßen werden. Um dieser Forderung zu genügen, ist es im allgemeinen notwendig, Schilde, Tropfwannen, Abschirmungen und andere Rückhaltestrukturen vorzusehen, von denen potentiell gefährliche Bereiche der Turbine umgeben werden. Diese Strukturen sind speziell gestaltet, geschmolzene Materialien, die in den Kontakt mit den Abschirmstrukturen gelangen, zurückzuhalten und/oder zu kühlen.

Das Verbessern der Gewicht-zu-Leistung-Eigenschaften einer Turbine schließt teilweise das Verringern des Maschinengewichtes ohne Beeinträchtigung der Festigkeit und strukturellen Integrität der Maschinenkomponente und daher der Maschine als Ganzes ein. Zu diesem Zweck wurden Titanlegierungen in die Komponenten moderner Turbinenmaschinen einbezogen. Titan ist im allgemeinen leichter und relativ fest, verglichen mit Nickellegierungen, die ebenfalls in breitem Maße in Turbinenmaschinen verwendet wurden. Da jedoch Titan und Titanlegierungen sich leicht entzünden, wenn sie den hohen Temperaturen oder Drücken in heißen Abschnitten der Gasturbine ausgesetzt werden, wie dem Hochdruckkompressorabschnitt der Maschine, ist die Anwendung von Titan auf kühlere Bereiche der Turbinenmaschine beschränkt. Die Verwendung von Titan in heißeren Bereichen der Turbinenmaschine würde die Wahrscheinlichkeit der Titanentzündung erhöhen und wurde somit den Bedarf für zusätzliche Sicherheitsvorrichtungen vergrößern, um die Beherrschung von potentiellen Maschinenbränden sicherzustellen.

Das Temperaturprofil der Gasturbine ist progressiv, indem es ausgehend von einer relativ niedrigen Temperatur an dem Maschineneinlaß auf eine viel höhere Temperatur an dem Brenner/Turbinenabschnitt der Maschine zunimmt und dann auf eine Temperatur am Maschinenauslaß leicht abnimmt, die immer noch relativ hoch ist. Innerhalb des Temperaturprofils einer Gasturbine existiert eine mittlere Schwellenwerttemperatur, bei welcher Titan und Titanlegierungen, falls sie nahe an einem Maschinenteil vorgesehen sind, das die mittlere Schwellenwerttemperatur hat, sich leicht entzünden, wodurch ein katastrophaler Maschinenfehler herbeigeführt wird. Die mittlere Schwellenwerttemperatur kann aufgrund von Änderungen im Maschinenleistungsbedarf, Änderungen im Wirkungsgrad der Maschine (d.i. von Maschinen, die viele Stunden nach der Überholung betrieben wurden, können gegenüber Maschinen, die kürzlich überholt wurden, eine verlagerte Temperaturschwelle aufweisen) und kleineren Fehlern, die auftreten können, einschließlich Fehlern an Gebläseschaufeln, Turbinenschaufeln oder Lagern, oder aufgrund aerodynamischer Aufwärmung längs der Maschine wandern.

Da Titan in Kompressorrotoren, in Statoren und Gehäusen angewendet wird, die relativ nah am Ort der mittleren Schwellenwerttemperatur liegen können, werden gewöhnlich Tropfwannen in diesen Abschnitten verwendet, um geschmolzenes Titan oder andere Materialien im Falle von Feuer oder Überhitzung zurückzuhalten. Von den Wannen werden diejenigen Maschinenbereiche umgeben, die überhitzt werden können und dadurch geschmolzene Materialien durch Entlüftungsöffnungen in dem Kompressorabschnitt ausgeben. Entlüftungsöffnungen werden zum Abziehen von Druckluft für diverse Flugzeugsysteme verwendet, wie Warmluft zum Enteisen und warmer oder kühler Luft für die Klimatisierung der Flugzeugkabinen. Die Wannen sind im allgemeinen aus einem Material hergestellt, dessen Schmelztemperatur wesentlich über der erwarteten Temperatur des geschmolzenen Materials liegt, welches mit den Wannen in Kontakt kommt. Wenn aber die Wannenmasse unzureichend ist, obwohl die Schmelztemperatur der Wannen höher als die Temperatur des geschmolzenen Materials ist, das mit der Wanne in Berührung kommen kann, kann die Wanne durch das geschmolzene Material erweicht werden und dieses kann evtl. durch die Wanne durchbrennen. Wenn einmal das geschmolzene Material durch die Wanne hindurchgebrannt ist, kann es durch das Kompressorgehäuse durchbrennen und aus den Abschirmungen der Turbinenmaschine austreten.

Durch das zusätzliche Gewicht und die Masse von Sicherheitsvorrichtungen, wie Stahltropfwannen, wird das Gewicht und werden die Abmessungen der Maschine vergrößert. Durch dieses vergrößerte Gewicht wird seinerseits die Leistungsfähigkeit des Flugzeugs beeinträchtigt, in welchem die Maschine installiert ist. Daher steht die Verwendung von Metalltropfwannen dem Ziel der Reduzierung des Gesamtgewichtes der Maschine für eine gesteigerte Wirtschaftlichkeit und Leistungsfähigkeit des Flugzeugs entgegen. Wenn außerdem moderne Turbinen mit verbesserter Leistungsfähigkeit und Betriebswirtschaftlichkeit für ein kleineres Flugzeug eingesetzt werden sollen, werden durch Weglassen der Stahltropfwannen die Abmessungen der Maschine verkleinert, so daß diese in einem kleineren Flugzeug verwendet werden kann. Dieser Vorteil kann besonders wichtig sein, wenn eine neuere Maschine in ein älteres Flugzeug eingebaut werden soll, dessen Maschinenraum eine begrenzte Größe aufweist.

Aus der DE 41 29 080 A1 ist eine keramische Schutzschicht und ein Verfahren zu ihrer Herstellung als Schutz gegen die Entstehung und Ausbreitung von Titanfeuer bekannt. Das Substrat der Schutzschicht besteht aus Titan oder Titanlegierung. Die Schutzschicht soll ein Anschmelzen oder Durchbrennen des Substrats verhindern, indem sie dem Titanfeuer widersteht und gegebenenfalls selbst anschmilzt.

Aus der DE 28 26 184 A1 ist eine Wärmeisolation von Gasturbinen-Gehäusen bekannt, deren metallische Wände mit einem hochtemperaturbeständigen Isolationswerkstoff, z. B. Aluminiumoxid mit Silika, ausgekleidet sind.

Die DE 42 26 272 C1 offenbart ein Verfahren zur Behandlung von MCrAlZ-Schichten als Haftschichten für Wärmedämmschichten mit M aus der Gruppe der Metalle und mit Z als Aktivelement aus der Gruppe der Seltene Erden Yttrium, Hafnium, Silizium oder Scandium auf thermisch belasteten Triebwerksbauteilen, sowie mit dem Verfahren hergestellte Bauteile.

Es besteht Bedarf für ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Zurückhalten geschmolzenen Materials in der Turbinenumgebung, ohne der Maschine zusätzliches Gewicht hinzuzufügen und ohne den Platzbedarf für konventionelle Sicherheitseinrichtungen vorsehen zu müssen.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß mittels eines Verfahrens und einer Vorrichtung mit den Merkmalen in den Ansprüchen 1 bzw. 9 gelöst.

Die Schutzbeschichtung, d. h. der Schutzüberzug, wird vorzugsweise in jenen Bereichen der Maschine aufgebracht, in denen eine größere Wahrscheinlichkeit besteht, daß geschmolzenes Material, das aus dem Maschineninneren ausgestoßen wird, mit dem Außengehäuse in Berührung gelangen kann. Der Schutzüberzug verhindert, daß das Außengehäuse eine Schwellenwerttemperatur erreicht, die zum Durchbrennen des geschmolzenen Materials durch das Außengehäuse oder zum Entzünden des Außengehäuses, falls das Gehäuse Titan und/oder Titanlegierungen oder andere entzündbare Materialien enthält, ausreicht.

Der Schutzüberzug gemäß der Erfindung enthält vorzugsweise auch Materialien, die wesentlich höheren Temperaturen als diejenigen, bei welchen ein Durchbrennen des Kompressorgehäuses herbeigeführt werden könnte, widerstehen können. Weiter kann der Überzug vorzugsweise keine Reaktion mit dem Außengehäuse und mit jedem geschmolzenen Material eingehen, das mit der Innenfläche des Schutzüberzuges in Kontakt kommen kann. Der erfindungsgemäße Schutzüberzug, der auf die Innenfläche des Außengehäuses aufgebracht ist, wird ein Teil des Außengehäuses, so daß geschmolzene Materialien auf der Gehäusefläche erstarren können und ein Gegensatz zu konventionellen Tropfwannen geschaffen ist, die von dem Außengehäuse abgesondert sind. Solche Abschirmstrukturen erfordern im allgemeinen einen thermischen Luftspalt zwischen der Sicherheitsvorrichtung und dem Außengehäuse. Durch die Erfindung wird verhindert, daß von geschmolzenen Materialien die Gehäusetemperaturen ausreichend erhöht werden, daß sie durch das Außengehäuse durchbrennen oder es entzünden.

Durch die Bindebeschichtung werden Bindungseigenschaften für die isolierende Wärmedämmbeschichtung, d. h. für den thermischen Dämmüberzug, geschaffen, der andernfalls nicht leicht an das Substrat gebunden werden kann. Vorzugsweise weist der thermische Dämmüberzug gesteigerte Isoliereigenschaften auf und kann beispielsweise, ohne darauf beschränkt zu sein, ein mit Yttrium stabilisierter Zirkoniumdioxidüberzug sein. Der thermische Dämmüberzug wird vorzugsweise durch Plasmaspritzen auf die Bindebeschichtung aufgebracht, und die Bindebeschichtung dient als Bindemittel zwischen dem Substrat und dem thermischen Dämmüberzug.

Die Dicke der Bindebeschichtung und des thermischen Dämmüberzuges ist abhängig von dem speziellen Abschnitt der Maschine, in dem die Beschichtung aufgebracht wird, den Legierungen, aus welchen das Kompressorgehäuse besteht, und den Materialien, die schmelzen und mit der Schutzbeschichtung in Kontakt gelangen. In der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung hat die Bindebeschichtung eine Dicke von annähernd 0,13 mm (0,005 inch.) und der Dämmüberzug hat annähernd eine Dicke von 0,95 mm (0,0375 inch.). Durch dieses Beschichtungssystem wird Temperaturen über 1600°C (2900°F) widerstanden

Die Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnung erläutert. In der Zeichnung zeigt:

Fig. 1A einen Längsschnitt einer Gasturbine, in welchem die externen und die internen Komponenten der Maschine gezeigt sind,

Fig. 1B einen Längsschnitt einer Gasturbine, in welchem der Luftströmungsweg durch die Maschine und das Temperaturprofil des Luftstroms gezeigt sind,

Fig. 2 einen Längsschnitt einer konventionellen Gasturbine, in welchem konventionelle Tropfwannen zum Auffangen von geschmolzenem Material gezeigt sind, die aus der Maschine ausgestoßen werden,

Fig. 3 einen Längsschnitt einer erfindungsgemäßen Gasturbine mit einem Schutzüberzug auf der Innenfläche des Außengehäuses des Kompressors,

Fig. 4A und 4B Darstellungen des erfindungsgemäßen Schutzüberzuges auf einem Substrat.

Die Erfindung wird in einer Gasturbine 8 verwendet, wie aus Fig. 1A ersichtlich. Eine isolierende Schutzbeschichtung 46 ist auf die Innenfläche 44 des äußeren Kompressorgehäuses 36 stromaufwärts des Turbinen/Brennerabschnittes 12 aufgebracht. Von der Schutzbeschichtung 46 wird das Kompressorgehäuse 36 gegen entflammte Teilchen und/oder geschmolzenes Material isoliert, die während des Betriebs der Maschine aus dem Inneren der Gasturbine ausgestoßen werden. Insbesondere wird jedoch durch die erfindungsgemäße Beschichtung 46 verhindert, daß geschmolzene Materialien bei einem katastrophalen Maschinenfehler durch das äußere Kompressorgehäuse 36 durchbrennen.

Durch die Schutzbeschichtung 46 wird die Notwendigkeit für konventionelle Sicherheitsvorrichtungen oder Rückhaltestrukturen, einschließlich Schilden (nicht gezeigt), Tropfwannen 38 (in Fig. 2 gezeigt), Abdeckungen (nicht gezeigt) und anderen Sicherheitsvorrichtungen (nicht gezeigt) reduziert oder beseitigt. Durch die Reduzierung der Anzahl und/oder Beseitigung solcher Sicherheitsvorrichtungen wird das Gewicht der Turbinenmaschine 8 und damit das Gewicht des Flugzeuges verringert. Daher können verbesserte Leistungsfähigkeit und Betriebswirtschaftlichkeit für das Flugzeug erreicht werden, in welchem die Erfindung angewendet wird.

Zum Zwecke der Beschreibung des besten Weges der Ausführung der Erfindung wird eine Schutzbeschichtung 46 beschrieben, die auf die Innenfläche 44 des äußeren Kompressorgehäuses 36 einer PW 4000 Seriengasturbine aufgebracht ist. In den Fig. 1A, 1B, 3, 4A und 4B ist die Gasturbine 8 mit einer erfindungsgemäßen Schutzbeschichtung 46, und in Fig. 2 mit konventionellen Sicherheitsvorrichtungen (d.i. Tropfwannen 38) gezeigt. Wenngleich die Erfindung in Verbindung mit ihrer Anwendung an einem Kompressorgehäuse, speziell dem hinteren Ende 42 des vorderen Einlaßabschnittes 10 der PW 4000-Serienmaschine beschrieben wird, wird darauf hingewiesen, daß die Schutzbeschichtung 46 auch auf anderen Teilen und/oder Abschnitten irgendwelcher Gasturbinen aufgebracht sein kann, um andere Substrate gegen geschmolzene oder brennende Materialien zu schützen und zu isolieren. Ferner hat die Erfindung andere Anwendungsmöglichkeiten in der Luftfahrtindustrie, die nicht mit einer Gasturbine 8 in Beziehung stehen, und in anderen Industrien und technischen Gebieten außerhalb der Luftfahrt. Die Schutzbeschichtung 46 gemäß der Erfindung kann immer dann angewendet werden, wenn ein Substrat gegen übermäßige Wärme und/oder geschmolzene Materialien isoliert werden muß, die nicht direkt mit dem Substrat in Kontakt kommen dürfen, welches daher mit der Schutzbeschichtung 46 versehen ist.

Diverse in Fig. 1A gezeigte Komponenten erfordern einen Schutz gegen geschmolzene Materialien, die durch Feuer in der Maschine entstehen. Die konventionelle Gasturbine 8 weist im allgemeinen einen vorderen Einlaßabschnitt 10 mit einem Vorderende 50 und einem hinteren Ende 52, einen Brenner/Turbinenabschnitt 12 und einen Auslaßabschnitt 14 auf. Der vordere Einlaßabschnitt 10 enthält ein Gebläseschaufelgehäuse 40 aus Titan, von welchem Gebläseschaufeln 24 umgeben und radial nach außen abgedichtet werden. Direkt hinter den Gebläseschaufeln 24 sind im Weg des eintretenden Luftstromes Einlaßleitschaufeln 16 aus einer Nickellegierung, Rotorschaufeln 18 aus Titan, Turbinenrotorscheiben 26 aus Titan und Statorschaufeln 30 aus Titan angeordnet. Diese Komponenten sind in einem Kompressorgehäuse 20 aus Titan eingeschlossen.

Während des Betriebs kann irgendeine der oben aufgezählten Komponenten wegen Ermüdung oder durch Fremdgegenstände, die in den Maschineneinlaß 9 eintreten, beschädigt werden (durch Verbiegung oder Bruch). Die Beschädigung solch einer Komponente kann dazu führen, daß die Komponente am Kompressorgehäuse schleift, wodurch übermäßige Reibungswärme entsteht, oder Stücke können zwischen anderen Komponenten innerhalb der Gasturbine 8 eingeklemmt werden und/oder in andere Abschnitte der Maschine fliegen, insbesondere zu dem hinteren Ende 42 des vorderen Einlaßabschnittes 10. Überall in dem Flugweg können Teile einklemmen und übermäßige Reibungswärme erzeugen. Wenn irgendwo in der Maschine die Temperatur eines speziellen Titanteils aufgrund von Reibungswärme auf dessen Entzündungstemperatur oder darüber ansteigt, beginnt das Teil zu brennen und, falls es frei fliegt oder aus seinem Klemmzustand herausgelöst wird, fliegt das Teil weiter durch die Maschine 8, bis das Teil aus dem Auslaßabschnitt 14 der Gasturbine 8 ausgestoßen wird. Falls das Bauteil permanent eingeklemmt wird oder andere Komponenten beschädigt oder entzündet, kann ein vollständiger oder katastrophaler Maschinenfehler auftreten.

Im allgemeinen sind brennende Teilchen und geschmolzene Materialien, die innerhalb eines Abschnittes der Maschine permanent eingeklemmt wurden, in den engsten Abschnitt der Turbine geflogen, d.i. zu dem hinteren Ende 42 des vorderen Einlaßabschnittes 10. Dieser Abschnitt der Gasturbine ist am besten aus Fig. 1B ersichtlich. In diesem hinteren Ende 42 treten aufgrund der Engstelle im allgemeinen die größten Reibungskräfte auf, so daß in diesem Abschnitt leicht die höchste Reibungswärme auftritt. Außerdem neigt die wesentliche Engstelle in dem hinteren Ende 42 zur Ansammlung von brennenden Teilchen und geschmolzenen Materialien. Daher ist der Abschnitt des Kompressorgehäuses, von welchem das hintere Ende 42 des vorderen Einlaßabschnittes 10 umgeben wird, der Bereich des Kompressorgehäuses 20, der am wahrscheinlichsten ausfällt oder durchbrennt und dadurch geschmolzene Materialien in die äußere Maschinenumgebung ausstößt.

Außerdem erreicht der Luftstrom durch die Gasturbine in dem hinteren Ende seinen höchsten Kompressionszustand. Daher werden durch die beträchtliche Kompressionswärme der Hitzeaufbau beschleunigt und das Brennen entzündeten Titans begünstigt. Wenn der Maschinenschaden fortschreitet, wird die Temperatur in dem hinteren Ende 42 durch geschmolzene Materialien und berennende Teilchen hinreichend erhöht, um ein Durchbrennen des inneren Kompressorgehäuses 34 herbeizuführen, und wenn nicht Schutzmaßnahmen ergriffen werden, erfolgt auch ein Durchbrennen des äußeren Kompressorgehäuses 36. Brennende Teilchen fliegen dann aus der Maschinenumgebung heraus. Es müssen daher entweder konventionelle Sicherheitsvorrichtungen oder die Schutzbeschichtung gemäß der Erfindung vorhanden sein, um sicherzustellen, daß das äußere Kompressorgehäuse von den geschmolzenen Materialien nicht zerstört wird.

Ein zusätzlicher Bedarf für die Schutzbeschichtung 46 gemäß der Erfindung ergibt sich aus dem Wunsch, Titan und Titanlegierungen so nahe wie möglich an dem Brenner-Turbinenabschnitt verwenden zu können. Je mehr Titan anstelle von schwereren Legierungen, wie Nickellegierungen, verwendet werden kann, desto größer ist die Gesamtgewichtsverringerung der Maschine, die erreicht werden kann. Je dichter Titankomponenten an dem Brenner/Turbinenabschnitt 12 angeordnet sind, desto größer ist jedoch die Wahrscheinlichkeit, daß die Komponente die Entzündungstemperatur erreicht und dadurch brennt und einen katastrophalen Maschinenfehler verursacht.

In Fig. 3 ist eine detaillierte Schnittansicht der Gasturbine 8 aus Fig. 1 gezeigt, und zwar speziell des hinteren Abschnittes 42 des vorderen Einlaßabschnittes 10. Die Schutzbeschichtung 46 gemäß der Erfindung wird vorzugsweise auf die Innenfläche 44 des äußeren Kompressorgehäuses 36 aufgebracht. Die Schutzbeschichtung 46 kann in dem unteren Bereich, d.i. von der Höhenmitte der einen Seite der Maschine rings des Bodens der Maschine bis zur Höhenmitte der anderen Seite der Maschine aufgebracht werden, oder, wenn die Gewichtsvorteile der Schutzbeschichtung im Vergleich mit einer Stahltropfwanne 38 berücksichtigt werden, auf die gesamte Innenfläche 44 des äußeren Kompressorgehäuses 36. Die Schutzbeschichtung 46 kann auch auf andere Abschnitte der Gasturbine aufgebracht werden, einschließlich auf Tropfwannen 38 (Fig. 2) und Kompressorgehäuseteile, um Sicherheitsgrenzen zu verbessern und/oder das Gewicht und die Masse dieser Komponenten zu reduzieren.

In den Fig. 4A und 4B sind eine Explosionsansicht bzw. eine Teilansicht der Schutzbeschichtung 46 gemäß der Erfindung auf einem Substrat 48 ersichtlich. Die Schutzbeschichtung 46 gemäß der Erfindung weist gute Isoliereigenschaften und eine höhere Schmelztemperatur als die Temperaturen, die mit auf die Beschichtung 46 auftreffendem geschmolzenem Material einhergehen oder dem Schmelzpunkt des Substrates 48 entsprechen. Zusätzlich soll die Schutzbeschichtung 46 keine Reaktionen mit dem Substrat 48 und dem geschmolzenen Material eingehen, welches wahrscheinlich mit ihr in Kontakt kommt. Im allgemeinen sind die Materialien mit den höchsten Schmelztemperaturen in der Maschine Titan und Nickellegierungen und Kobaltlegierungen im Turbinenabschnitt. Die Schmelztemperaturen dieser Materialien können 1600°C (2900°F) übersteigen. Daher sollte die Schutzbeschichtung 46 einen Schmelzpunkt deutlich über 1600°C (2900°) aufweisen.

In einer Ausführungsform der Erfindung ist die Schutzbeschichtung 46 auf ein Titansubstrat, speziell die innere Fläche 44 des äußeren Kompressorgehäuses 36 aufgebracht. Die Schutzbeschichtung 46 enthält eine durch Plasmaspritzen aufgebrachte metallische Bindebeschichtung 52, die ungefähr 0,13 mm (0,005 inch) dick ist, und eine keramische Oberbeschichtung 54. Die Bindebeschichtung 52 kann eine Nickel- Aluminium-Legierung (95% Ni und 5% Al) oder eine Ni-CO-Cr-Al-Y-Legierung wie die sein, die in dem US-Patent Re 32,121 beschrieben ist. Keramikbeschichtungen haften nicht gut direkt an Titan und Titanlegierungen und die Bindebeschichtung 52 wirkt als Bindemittel zwischen der keramischen Oberbeschichtung 54 und dem Titansubstrat 48.

Die Bindebeschichtung 52 wird mit der keramischen Oberbeschichtung 54 durch Plasmaspritzen aufgetragen, die vorzugsweise mit Yttriumoxid stabilisiertes Zirkoniumdioxid aufweist, Yttriumoxid in einer Dicke von 0,9 mm (0,035 inch.) enthält. Wenngleich die besten Ergebnisse für die keramische Oberbeschichtung 54 erhalten wurden, wenn eine Kombination aus Yttriumoxid und Zirkonium verwendet wurde, wurden auch Versuche ausgeführt, bei denen Oberbeschichtungen mit Molybdän und Kobaltwolframkarbit verwendet wurde. Diese Materialien können, wenngleich sie weniger gut sind als mit Yttriumoxid stabilisiertes Zirkoniumdioxid, innerhalb des Erfindungsgedankens verwendet werden und können für die Beschichtung von anderen Substraten als die speziell aufgeführten besser geeignet sein. Zirkoniumdioxid, das teilweise oder vollständig mit Yttriumoxid oder Magnesiumoxid stabilisiert ist, wird bevorzugt.

Wenngleich bei einer Ausführungsform der Erfindung eine spezielle Bindebeschichtung 52 (Ni-Co-Cr-Al-Y) und eine spezielle Oberbeschichtung 54 (mit Yttriumoxid stabilisiertes Zirkoniumdioxid) mit spezifischer Dicke (0,13 mm bzw. 0,9 mm), aufgebracht auf einem spezifischen Substrat (Ti-6-2-42) verwendet werden, ist es für den Fachmann leicht ersichtlich, daß andere Zusammensetzungen und Dicken für die Bindebeschichtung 52 und/oder die Oberbeschichtung 54 für Anwendungen auf unterschiedlichen Substraten 48 verwendet werden können. Ferner mag die Oberbeschichtung 54 auf einigen Substraten gut haften und eine Bindebeschichtung 52 nicht erfordern. Die Vorteile der Erfindung werden aus den isolierenden/nicht reagierenden Eigenschaften der Schutzbeschichtung 46 abgeleitet. Die Schutzbeschichtung 46 mag 2,7 kg (5 pounds) als Gewichtserhöhung für eine große Gasturbine bedeuten, was deutlich weniger ist als etwa 39 bis 45 kg (85 bis 100 pounds), die sich ergeben würden, wenn statt dessen konventionelle Tropfwannen 38 verwendet würden.

Claims (18)

1. Verfahren für eine Gasturbinenmaschine (8), welche ein Substrat (48) aufweist, von welchem wenigstens ein Abschnitt der Maschine umgeben wird und welches eine Innenfläche und eine Außenfläche aufweist, zum Verhindern, daß ein brennendes Material, das aus der Maschine ausgestoßen wird, das Substrat durchdringt, dadurch gekennzeichnet, daß auf die Innenfläche des Substrates eine Bindebeschichtung (52) direkt aufgebracht wird und auf die Bindebeschichtung (52) eine isolierende Wärmedämmbeschichtung aufgebracht wird, die eine Schmelztemperatur aufweist, welche höher als die erwartete Temperatur des brennenden Materials und höher als die Schmelztemperatur des Substrates (48) ist.

2. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem die Bindebeschichtung (52) eine Ni-Co-Cr-Al-Y-Legierung enthält.

3. Verfahren nach Anspruch 2, bei welchem die isolierende Wärmedämmbeschichtung eine stabilisierte Zirkoniumdioxidbeschichtung enthält.

4. Verfahren nach Anspruch 3, bei welchem das Substrat (48) Titan oder Titanlegierungen enthält und eine Schmelztemperatur aufweist, die unter der der Wärmedämmbeschichtung liegt.

5. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Bindeschicht (52) und die isolierende Wärmedämmschicht zusammen eine Dicke von 1 mm aufweisen.

6. Verfahren nach Anspruch 5, wobei die Bindebeschichtung (52) eine Ni-Co-Cr-Al-Y-Legierung enthält.

7. Verfahren nach Anspruch 6, wobei die isolierende Wärmedämmbeschichtung eine stabilisierte Zirkoniumdioxidbeschichtung enthält.

8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, wobei die Gasturbinenmaschine (8) ein das Substrat (48) bildendes äußeres Maschinengehäuse aufweist, welches Titan und/oder Titanlegierungen enthält und eine Schmelztemperatur aufweist, die unter derjenigen der Bindebeschichtung (52) liegt.

9. Vorrichtung zum Verhindern, daß brennendes Material aus einer Gasturbinenmaschine (8) austritt, mit einem Substrat (48), von dem wenigstens ein Abschnitt der Maschine umgeben ist und das eine Innenfläche und eine Außenfläche aufweist, und einer isolierenden Schutzbeschichtung (46), welche eine direkt auf die Innenfläche des Substrates (48) aufgebrachte Bindebeschichtung (52) und eine auf die Bindebeschichtung (52) aufgebrachte isolierende Wärmedämmbeschichtung aufweist, welche eine Schmelztemperatur aufweist, die höher als die erwartete Temperatur des brennenden Materials und höher als die Schmelztemperatur des Substrates (48) ist, und welche thermisch isolierende Eigenschaften aufweist.

10. Vorrichtung nach Anspruch 9, bei welcher die isolierende Schutzbeschichtung (46) eine Gesamtdicke von 1 mm aufweist.

11. Vorrichtung nach Anspruch 9 oder 10, bei welcher die Bindebeschichtung (52) eine Ni-Co-Cr-Al-Y-Legierung enthält.

12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 9 bis 11, bei welcher die isolierende Wärmedämmbeschichtung eine stabilisierte Zirkoniumdioxidbeschichtung enthält.

13. Vorrichtung nach Anspruch 9, bei welcher das Substrat (48) ein äußeres Kompressorgehäuse (36) aufweist und die Außenfläche des Substrates (48) den Außenumfang der Gasturbinenmaschine (8) bildet und das äußere Kompressorgehäuse (36) Titan und/oder Titanlegierungen aufweist.

14. Vorrichtung nach Anspruch 9, mit einem inneren Diffusorgehäuse wobei das Substrat (48) einen Abschnitt des inneren Diffusorgehäuses umgibt.

15. Vorrichtung nach Anspruch 14, wobei das Substrat (48) eine Innenfläche aufweist, welche in einem Abstand von dem inneren Diffusorgehäuse angeordnet ist.

16. Vorrichtung nach Anspruch 15, bei welcher die Bindebeschichtung (52) eine Ni-Co-Cr-Al-Y-Legierung enthält.

17. Vorrichtung nach Anspruch 15, bei welcher die isolierende Wärmedämmbeschichtung eine stabilisierte Zirkoniumdioxidbeschichtung enthält.

18. Vorrichtung nach Anspruch 14, bei welcher das Substrat (48) das äußere Kompressorgehäuse (36) ist, die Außenfläche des Substrates (48) den Außenumfang der Gasturbinenmaschine (8) bildet und das Kompressorgehäuse Titan und/oder Titanlegierungen enthält.