DE3446649C2

DE3446649C2 -

Info

Publication number: DE3446649C2
Application number: DE3446649A
Authority: DE
Inventors: Peter 6700 Ludwigshafen De Bechtel; Johann 7012 Fellbach De Heckel
Original assignee: G&H Montage GmbH
Current assignee: G&H Montage GmbH
Priority date: 1984-12-20
Filing date: 1984-12-20
Publication date: 1993-09-02
Also published as: DE3446649A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Auskleidung für Hochtemperatur- Gasturbinen, bei der auf die der Hochtemperatur zugewandten Seite des Turbinengehäuses eine erste und zweite wärme isolierende Schicht aufgebracht sind und eine Metallschicht diese beiden Schichten gegen die Flammenseite hin abschließt.The invention relates to a lining for high temperature Gas turbines, at those facing the high temperature Side of the turbine housing a first and second heat insulating layer are applied and a metal layer closes these two layers against the side of the flame.

Bei Gasturbinenanlagen, wie sie insbesondere für den Einsatz im Kraftfahrzeugbau vorgesehen sind, entstehen sehr hohe Prozeßtempe raturen, die um 1300°C und mehr liegen. Diese hohen Temperaturen müssen gegen die tragenden metallischen Teile des Turbinengehäuses hin durch eine wärmeisolierenden Auskleidung abgebaut werden. Nach teilig daran ist, daß aufgrund des hohen erforderlichen Temperatur gefälles sehr raumaufwendige Isolierschichtstärken erforderlich sind, die nicht nur das Bauvolumen der Gasturbinenanlage, sondern auch ihr Gewicht vergrößern.In gas turbine systems, such as those used in particular in Motor vehicle construction are provided, very high process temperatures arise temperatures that are around 1300 ° C and more. These high temperatures must against the supporting metallic parts of the turbine housing be broken down by a heat-insulating lining. After part of it is that due to the high temperature required inclined very space-consuming insulating layer thicknesses required are not only the volume of the gas turbine plant, but also increase their weight.

Zur Behebung dieses Nachteils wurde gemäß der DE-OS 28 42 410 bereits eine Auskleidung für eine Gasturbinenanlage beschrieben, bei der auf die Innenseite der Wandungen des Brennkammerraumes und des Abgasdiffusors eine Schicht eines faserkeramischen Materials aufgebracht wird, wobei diese Isolationsschicht jedoch durch ent weder Abstandshalter zwischen der Innenwand und der Isolations schicht oder auf der Innenseite der Gehäusewand ausgebildeten Stegen im Abstand von der Innenwand gehalten wird. Hierdurch werden zwischen der Innenwand und der Isolationsschicht Luftführungskanäle gebildet, durch die Kühlluft gedrückt wird, die anschließend durch das poröse faserkeramische Material entgegen dem Temperaturgefälle gedrückt werden soll. Eine solche Anordnung hat sich jedoch nicht als zweckmäßig erwiesen. Damit ausreichend Luft durch die Isola tionsschicht gedrückt werden muß, muß dieses Material eine bestimmte Porösität aufweisen. Dies hat andererseits aber zum Nachteil, daß die Isolationsschicht selbst keine ausreichende Stabilität aufweist und dadurch eine unerwünscht hohe Abriebrate infolge des mit hoher Ge schwindigkeit strömenden Gases in der Gasturbine aufweist. To remedy this disadvantage, according to DE-OS 28 42 410 already described a lining for a gas turbine plant, on the inside of the walls of the combustion chamber and of the exhaust gas diffuser, a layer of a fiber-ceramic material is applied, but this insulation layer by ent neither spacers between the inner wall and the insulation layer or formed on the inside of the housing wall Webs is held at a distance from the inner wall. This will air duct between the inner wall and the insulation layer formed by the cooling air which is then pressed through the porous fiber-ceramic material against the temperature gradient should be pressed. However, such an arrangement has not proven to be useful. So that there is enough air through the Isola tion layer must be pressed, this material must have a certain Show porosity. On the other hand, this has the disadvantage that the insulation layer itself is not sufficiently stable and thereby an undesirably high abrasion rate due to the high Ge has velocity of flowing gas in the gas turbine.

Um dem Problem des mechanischen Angriffs und der mechanischen Zer störung der Isolationsschicht durch die heißen Gase mit hoher Ge schwindigkeit zu begegnen, wurde gemäß der DE-OS 26 30 247 bereits eine Auskleidung für eine Gasturbinenanlage beschrieben, bei der auf die Innenseite der Gehäusewand eine mattenförmige Aus kleidung aus einer keramischen Faser aufgebracht wird, auf die ihrerseits auf der den heißen Gasen zugewandten Seite eine metalli sche oder metalloxydische Schicht aufgebracht ist. Diese Lösung brachte jedoch keinerlei Verbesserung, da offensichtlich aufgrund der äußerst unterschiedlichen Wärmeausdehnungskoeffizienten zwischen einerseits der Metallschicht und andererseits der Isolationsmatte Risse auftraten, die nach kurzer Betriebszeit zu einer ähnlichen Zerstörung des Isolationsmaterials führten, wie bei einer Anordnung ohne eine ähnliche Metallschicht.To the problem of mechanical attack and mechanical Zer Disturbance of the insulation layer by the hot gases with high Ge Countering speed has already been according to DE-OS 26 30 247 described a lining for a gas turbine plant in which on the inside of the housing wall a mat-shaped Aus clothing made of a ceramic fiber is applied to the in turn a metalli on the side facing the hot gases cal or metal oxide layer is applied. This solution brought no improvement, however, because obviously due the extremely different coefficients of thermal expansion between on the one hand the metal layer and on the other hand the insulation mat Cracks occurred which, after a short period of operation, became similar Destruction of the insulation material resulted, as with an arrangement without a similar metal layer.

Ein großer Teil der Probleme bei der Isolation einer Gasturbinen anlage rührt auch von den unterschiedlichen Wärmeausdehnungen der nebeneinander verwandten Materialien, wie etwa der Metallwand des Gasturbinengehäuses und der an dieser anliegenden Isolationsschicht her. Dies kann sowohl zu Beschädigungen an der Isolationsschicht wie auch durch Abplatzen der Isolationsschicht von der Gehäusewand zu einer Verringerung der Isoliereigenschaften führen. Gemäß der DE-OS 23 26 184 hat man bereits versucht, dieses Problem dadurch zu verringern, daß man zwischen der metallischen Gehäusewand und dem Isolationswerkstoff eine elastische, temperaturbeständige Zwischen schicht aus Asbestschaumstoff oder Basaltwolle mit einer Temperatur beständigkeit bis etwa 550°C eingebracht hat. Mit einer derartigen Zwischenschicht ist es aber in nur unzureichender Weise gelungen, den angestrebten Ausgleich der Ausdehnungsunterschiede zwischen der Metallwand der Gasturbine und dem spröden Isolationswerkstoff zu erreichen. Much of the problems with gas turbine insulation system also stems from the different thermal expansions of the related materials, such as the metal wall of the Gas turbine housing and the insulation layer adjacent to it forth. This can both damage the insulation layer as well as by peeling off the insulation layer from the housing wall lead to a reduction in the insulation properties. According to the DE-OS 23 26 184 has already tried to solve this problem reduce that one between the metallic housing wall and the Insulation material an elastic, temperature-resistant intermediate layer of asbestos foam or basalt wool with a temperature resistance up to about 550 ° C. With such a However, the intermediate layer was unsuccessful, the desired balance of expansion differences between the Metal wall of the gas turbine and the brittle insulation material to reach.

Des weiteren ist ein Flammenschild für Gasturbinen- Strahltriebwerke aus der deutschen Offenlegungsschrift 21 58 307 bekannt. Bei diesem Flammenschild befinden sich auf der der Hochtemperatur zugewandten Seite zwei Schichten aus einem wärmeisolierenden Material, die gegen die Flammenseite von einer Metallschicht abgedeckt sind. Ein Bindemittel aus einer Fasermatte zwischen den Isolierschichten vorzusehen geht aus dieser Schrift nicht hervor.Furthermore, a flame shield for gas turbine Jet engines from the German published application 21 58 307 known. At this flame shield are on two layers on the side facing the high temperature a heat insulating material against the flame side are covered by a metal layer. A binder made from a fiber mat between the insulating layers this document does not provide for provision.

Der vorliegenden Erfindung liegt nunmehr die Aufgabe zugrunde, eine Auskleidung für eine Gasturbinenanlage insbesondere für den Kraftfahrzeugbau anzugeben, die wenig Platz beansprucht und ein geringes Gewicht aufweist und dennoch eine extrem hohe Wärmedämmung ermöglicht und dennoch gleichzeitig eine lange Betriebs lebensdauer aufweist.The object of the present invention is now based on a lining for a gas turbine plant Specify in particular for motor vehicle construction that little Takes up space and has a low weight and nevertheless extremely high thermal insulation enables and at the same time a long operation has lifespan.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung ausgehend von einer Auskleidung der eingangs erwähnten Art dadurch gelöst, daß an der Gehäuseinnenwand die erste Schicht aus einem mikro porösen, überwiegend Siliciumdioxyd enthaltenden Material anliegt, daß auf dieser ersten Schicht eine zweite Schicht aus einer Keramikfaser sich befindet, daß zwischen dem Turbinengehäuse und der ersten Schicht sowie zwischen der ersten und der zweiten Schicht jeweils eine Bindemittel schicht aus einer Fasermasse, bestehend überwiegend aus Al₂O₃ und SiO₂, vorgesehen ist, und daß die auf diese zweite Schicht. aufgebrachte Metallschicht aus einem hitzebeständigen Edelstahlblech besteht.This object is achieved according to the invention based on a lining of the type mentioned in that the first layer of a micro-porous, predominantly silicon-containing material is present on the inner wall of the housing, that on this first layer there is a second layer of ceramic fiber that Between the turbine housing and the first layer and between the first and the second layer in each case a binder layer made of a fiber mass, consisting predominantly of Al ₂ O ₃ and SiO ₂ , is provided, and that on this second layer. applied metal layer consists of a heat-resistant stainless steel sheet.

Durch einen derartigen Schichtaufbau der Auskleidung läßt sich eine wesentlich verlängerte Betriebslebensdauer der Auskleidung errei chen. Darüberhinaus ermöglicht der Schichtaufbau bei einer äußerst geringen Gesamtdicke der Auskleidung eine bisher noch nicht erreich te Wärmedämmung, indem eine Temperaturdifferenz zwischen einerseits etwa 1200°C im Innenraum der Gasturbine und einer Temperatur von 50 bis 100°C auf der Außenseite des Gasturbinengehäuses aufrecht erhalten werden kann.Such a layer structure of the lining allows one achieve a significantly longer service life for the lining chen. In addition, the layer structure allows for an extremely thin overall thickness of the lining has not yet been reached te thermal insulation by a temperature difference between on the one hand about 1200 ° C in the interior of the gas turbine and a temperature of 50 to 100 ° C upright on the outside of the gas turbine housing can be obtained.

Vorzugsweise wird für die erste Schicht ein keramisches Material verwandt, das aus etwa 63 Gewichtsprozent SiO₂, 17,8 Gewichts prozent TiO₂ sowie etwa 3,1 Gewichtsprozent Al₂O₃ sowie anderen Ver bindungen besteht. Allgemein wird für das Material dieser ersten Schicht ein Material verwandt, wie es von der Anmelderin unter dem Warenzeichen "Minileit" vertrieben wird.A ceramic material is preferably used for the first layer, which consists of about 63 percent by weight SiO ₂ , 17.8 percent by weight TiO ₂ and about 3.1 percent by weight Al ₂ O ₃ and other compounds. In general, a material is used for the material of this first layer, as it is sold by the applicant under the trademark "Minileit".

Bevorzugt wird für die zweite Schicht ein Material verwandt, wie es von der Anmelderin unter dem Warennamen "Keramikfaser-Vakuum" vertrieben wird. Insbesondere hat sich eine Ausbildung der zweiten Schicht in der Art als zweckmäßig erwiesen, daß diese aus einer Fasermatte aus keramischen Fasern mit einem Anteil von Al₂O₃ zwi schen 50 und 95 Gewichtsprozent und einem Rest von im wesentlichen SiO₂ besteht.A material is preferably used for the second layer, as it is sold by the applicant under the trade name "ceramic fiber vacuum". In particular, it has proven advantageous to form the second layer in such a way that it consists of a fiber mat made of ceramic fibers with a proportion of Al ₂ O ₃ between 50 and 95 percent by weight and a remainder of essentially SiO ₂ .

Für die Bindemittelschicht wird bevorzugt das von der Anmelderin unter dem Warennamen "Keramikfaser-Coating Typ 1400" vertriebene Bindemittel verwandt. Gemäß einer besonders bevorzugten Ausführung besteht die Bindemittelschicht aus etwa 55 Gewichtsprozent SiO₂, 41 Gewichtsprozent Al₂O₃ und 4 Gewichtsprozent Cr₂O₃.The binder marketed by the applicant under the trade name "Ceramic Fiber Coating Type 1400" is preferably used for the binder layer. According to a particularly preferred embodiment, the binder layer consists of about 55 percent by weight SiO ₂ , 41 percent by weight Al ₂ O ₃ and 4 percent by weight Cr ₂ O ₃ .

Als Material für die Auskleidungsschicht hat sich das Legierungs material Inconel 600 als zweckmäßig erwiesen. Bei einer Dicke von 0,45 mm der Auskleidungsschicht konnte diese noch verhältnismäßig leicht dem komplizierten Formverlauf des Innenraums der Gasturbine angepaßt werden, ohne daß sich Schwierigkeiten in Bezug auf die Wärmeausdehnung des Edelstahlblechs oder in Bezug auf eine aus reichende Betriebslebensdauer ergeben hätten.The alloy has become the material for the lining layer Inconel 600 material proved to be useful. With a thickness of 0.45 mm of the lining layer could still do this relatively slightly the complicated shape of the interior of the gas turbine be adjusted without difficulties in relation to the Thermal expansion of the stainless steel sheet or in relation to one would have resulted in sufficient service life.

Obgleich die Auskleidungsschicht aus einem durchgehenden Stück mit entsprechend vorgesehenen Wärmedehnungsfugen ausgebildet sein kann, hat es sich als zweckmäßig erwiesen, die Auskleidungsschicht aus dem hitzebeständigen Edelstahlblech in mehrere Formabschnitte zu unterteilen, die sich an ihren Rändern überlappen. Als besonders günstig hat sich hierbei eine Ausbildung der Formabschnitte derart gezeigt, daß jeweils ein Rand zweier aneinanderstoßender Formabschnitte in Form einer Nut ausgebildet ist, in die der Rand des an grenzenden Formabschnitts gleitend verschieblich vorsteht.Although the lining layer is made of one piece can be designed according to the intended thermal expansion joints, it has proven expedient to remove the lining layer the heat-resistant stainless steel sheet in several shape sections divide that overlap at their edges. As special Forming the mold sections in this way has proven advantageous shown that each has an edge of two abutting mold sections is in the form of a groove into which the edge of the bordering mold section slidably protrudes.

Im folgenden soll die Erfindung näher anhand eines in der Zeichnung dargestellten vorzugsweisen Ausführungsbeispiels erläutert werden. In der Zeichnung zeigen: In the following, the invention will be described with reference to one in the drawing illustrated preferred embodiment will be explained. The drawing shows:

Fig. 1 eine Teilschnittansicht durch die Turbinengehäusewand mit der darauf angebrachten Auskleidung in vergrößertem Maß stab, Fig. 1 is a partial sectional view of the rod through the turbine housing wall with the liner attached thereto in a larger degree,

Fig. 2 eine Draufsicht auf eine Anordnung in der Auskleidungs schicht zur Ermöglichung eines Druckausgleichs zwischen dem Innenraum der Gasturbine und dem Inneren der Aus kleidung, Fig. 2 is a plan view of an arrangement in the liner layer for allowing a pressure equalization between the interior of the gas turbine and the interior of from clothing,

Fig. 3 einen Schnitt durch einen Teil der Gasleitung im Inneren der Gasturbine, wobei lediglich die Auskleidung dargestellt ist und Fig. 3 shows a section through part of the gas line inside the gas turbine, only the lining is shown and

Fig. 4 eine Teilansicht der in Elemente bestimmter Form unterteil ten ersten Schicht zur Erläuterung des Aufbaus der Aus kleidung aus einzelnen vorgeschnittenen Elementen. Fig. 4 is a partial view of the first layer layered in elements of certain shape to explain the structure of the clothing from individual pre-cut elements.

Im folgenden wird ein Ausführungsbeispiel einer Auskleidung für eine Gasturbinenanlage für Kraftfahrzeuge beschrieben, wie sie etwa in der DE-OS 28 42 410 in Fig. 1 dargestellt und an sich allgemein bekannt ist. Die Anwendung der Erfindung ist jedoch nicht nur auf derartige Gasturbinenanlagen für Kraftfahrzeuge beschränkt, obgleich hier die besonders hohe Wärmedämmung auf eine Außentemperatur des Gasturbinengehäuses zwischen 50 und 100°C sich als besonders vorteilhaft erwiesen hat.In the following, an embodiment of a lining for a gas turbine system for motor vehicles is described, such as is shown in DE-OS 28 42 410 in Fig. 1 and is generally known per se. However, the application of the invention is not only limited to such gas turbine systems for motor vehicles, although here the particularly high thermal insulation to an outside temperature of the gas turbine housing between 50 and 100 ° C. has proven to be particularly advantageous.

In Fig. 1 ist mit 1 das Gehäuse einer Gasturbinenanlage bezeichnet, deren Seite 2 mit der Außenatmosphäre in Verbindung steht. Die auf der Innenseite des Gehäuses anliegende, allgemein mit 3 bezeichnete Auskleidung weist den folgenden Schichtaufbau auf: eine Bindemittelschicht 4, eine erste Wärmedämmungsschicht 5, eine weitere Bindemittelschicht 6, eine zweite Wärmedämmungsschicht 7 sowie eine Auskleidungsschicht 8 aus einem hitzebeständigen Edel stahlblech, die die mit dem Innengasraum 9 in Verbindung stehende Schicht der Auskleidung bildet. Die erste Wärmedämmungsschicht 5 besteht aus einem unter dem Warenzeichen Minileit von der Anmelderin vertriebenen Keramikfasermaterial, das aufgrund seiner chemischen Zusammensetzung und aufgrund seiner Mikroporösität eine besonders hohe Wärmedämmung aufweist. Eine bevorzugte Zusammensetzung dieser Wärmedämmungsschicht besteht aus 63 Gewichtsprozent SiO₂, 17,8% TiO₂ und 3,1 Al₂O₃ sowie geringeren Bestandteilen aus CrO₂, Fe₂O₃, Cr₂O₃ sowie weiteren Spuren anderer anorganischer Verbindungen. Ein wesentlicher Vorteil dieses Materials besteht darin, daß es im Dauerbetrieb bis etwa 950°C eingesetzt werden kann. Die Formung der Wärmedämmungsschicht 5 erfolgt am besten derart, daß eine entsprechende Schichtdicke in Flächenelemente zugeschnitten werden, wie sie in Fig. 4 gezeigt sind, die an den Verlauf der Innenfläche des Gehäuses der Gasturbine angepaßt sind und daß diese Flächen elemente sodann mit speziellen Preßwerkzeugen geformt werden.In Fig. 1, 1 denotes the housing of a gas turbine system, the side 2 of which is connected to the outside atmosphere. The lining on the inside of the housing, generally designated 3 , has the following layer structure: a binder layer 4 , a first thermal insulation layer 5 , a further binder layer 6 , a second thermal insulation layer 7 and a lining layer 8 made of a heat-resistant stainless steel sheet, which the the inner gas space 9 forms a related layer of the lining. The first thermal insulation layer 5 consists of a ceramic fiber material sold by the applicant under the trademark Minileit, which has a particularly high thermal insulation due to its chemical composition and due to its microporosity. A preferred composition of this thermal insulation layer consists of 63 percent by weight SiO ₂ , 17.8% TiO ₂ and 3.1 Al ₂ O ₃ and minor constituents of CrO ₂ , Fe ₂ O ₃ , Cr ₂ O ₃ and other traces of other inorganic compounds. A major advantage of this material is that it can be used in continuous operation up to about 950 ° C. The shaping of the insulation layer 5 is best carried out in such a way that a corresponding layer thickness can be cut into surface elements, as shown in Fig. 4, which are adapted to the course of the inner surface of the housing of the gas turbine and that these surface elements are then shaped with special pressing tools will.

Die zweite Wärmedämmungsschicht 7 besteht aus dem von der Anmelderin unter der Bezeichnung "Keramikfaser-Vakuum" vertriebenen Keramik fasermaterial. Dieses Material besteht aus einem Mischfasermaterial, das aus einer Mischung von Aluminiumsilikatfasern und Aluminiumoxyd fasern sowie reinen Aluminiumoxydfasern unter Beimischung unter schiedlicher Füller und Binder hergestellt wird. Diese Komponenten werden mit Wasser aufgeschlämmt. Zur Herstellung einer bestimmten Form taucht die vorgefertigte gewünschte Form in die Maschine und ein Vakuum saugt die Masse an die Form. Die Dicke der so hergestell ten Platten und Formteile wird beeinflußt von der Dauer der Ein schaltung des Vakuums. Infolgedessen ist die Material-Dicke stets gleichmäßig. Ein bevorzugtes Material besteht aus etwa 52 Gewichtsprozent Al₂O₃ und 42 Gewichtsprozent SiO₂. Das Material hat eine Rohdichte von ca. 210 kg/m³ und eine Klassifikationstemperatur von 1400°C. Die Wärmeleitzahl bei einer Mitteltemperatur von 1200°C beträgt 0,250.The second thermal insulation layer 7 consists of the ceramic fiber material sold by the applicant under the name "ceramic fiber vacuum". This material consists of a mixed fiber material made from a mixture of aluminum silicate fibers and aluminum oxide fibers as well as pure aluminum oxide fibers with the addition of different fillers and binders. These components are slurried with water. To produce a specific shape, the prefabricated desired shape is immersed in the machine and a vacuum draws the mass into the shape. The thickness of the plates and moldings thus manufactured is influenced by the duration of the activation of the vacuum. As a result, the material thickness is always uniform. A preferred material consists of about 52 weight percent Al ₂ O ₃ and 42 weight percent SiO ₂ . The material has a bulk density of approx. 210 kg / m ³ and a classification temperature of 1400 ° C. The coefficient of thermal conductivity at an average temperature of 1200 ° C is 0.250.

Die Bindemittelschichten 4 und 6 bestanden aus einem von der Anmel derin unter der Bezeichnung "Keramikfaser-Coating Type 1400" ver triebenen Material. Ein solches Material bestand aus 52 Gewichts prozent Al₂O₃ und 46 Gewichtsprozent SiO₂. Seine Rohdichte betrug 650 kg/m³. Seine Wärmeleitfähigkeit betrug bei 900°C 0,19 Wmk. Die Raumbeständigkeit des Materials betrug bei 1400°C -2,5%.The binder layers 4 and 6 consisted of a material sold by the applicant under the name "Ceramic Fiber Coating Type 1400". Such a material consisted of 52 percent by weight Al ₂ O ₃ and 46 percent by weight SiO ₂ . Its bulk density was 650 kg / m ³ . Its thermal conductivity was 0.19 Wmk at 900 ° C. The dimensional stability of the material was -2.5% at 1400 ° C.

Die Auskleidungsschicht 8 besteht aus einem Edelstahlblech Inconel 600. (W.St. 2.4816). Die gesamte Auskleidungsschicht 8 wird vor dem Einbringen in einzelne Teilsegmente zerlegt, worauf noch weiter unten eingegangen werden soll. Diese Teilsegmente werden zuvor bei ca. 1100°C in einem Zeitraum von ca. 30 Minuten weichgeglüht und an die Form des auszukleidenden Innenraumes der Gasturbine angepaßt. Die einzelnen Segmente der Auskleidungsschicht werden sodann mit einander derart verschweißt, daß Wärmedehnungsprofiltaschen zwischen den einzelnen Segmenten gebildet werden, die die Wärmedehnungen der einzelnen Segmente aufnehmen und kompensieren. An den Rändern erfolgt eine direkte Verschweißung der Segmente der Auskleidungs schicht 8 mit dem Gehäuse mit Hilfe von Widerstandsschweißmaschinen und Kondensatorentladungsschweißvorrichtungen.The lining layer 8 consists of an Inconel 600 stainless steel sheet (W.St. 2.4816). The entire lining layer 8 is broken down into individual sub-segments before being introduced, which will be discussed further below. These sub-segments are previously annealed at approx. 1100 ° C. over a period of approx. 30 minutes and adapted to the shape of the interior of the gas turbine to be lined. The individual segments of the lining layer are then welded to one another in such a way that thermal expansion profile pockets are formed between the individual segments which absorb and compensate for the thermal expansion of the individual segments. At the edges, the segments of the lining layer 8 are welded directly to the housing with the aid of resistance welding machines and capacitor discharge welding devices.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Dicke der einzelnen Schichten etwa wie folgt: Die Bindemittelschichten 4 und 6 etwa 0,5 bis 1 mm, die erste Wärmedämmungsschicht 5 eine Dicke von 10 mm, die zweite Wärmedämmungsschicht eine Dicke von etwa 15 mm und die Auskleidungsschicht 8 aus Inconel 600 eine Dicke von etwa 0,45 mm.According to a preferred embodiment, the thickness of the individual layers is approximately as follows: the binder layers 4 and 6 are approximately 0.5 to 1 mm, the first thermal insulation layer 5 is 10 mm thick, the second thermal insulation layer is approximately 15 mm thick and the lining layer 8 from Inconel 600 a thickness of about 0.45 mm.

In Fig. 3 ist eine Teilansicht eines Schnitts lediglich durch die Auskleidung 3 des Innenraums einer Gasturbine dargestellt, und zwar ist der Teil gezeigt, an dem bei 10 die heiße Luft eingeführt wird. Weiterhin ist hieraus die genaue Lage des Aufbaus der Auskleidungs schicht zu ersehen. Die Gehäuseaußenwand ist nicht eingezeichnet. Die Fig. 3 zeigt weiterhin eine besondere Ausführungsform für die einzelnen Segmente der Auskleidungsschicht 8. In Fig. 1 sind die sich überlappenden Ränder von zwei Segnienten 11 und 12 dargestellt. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird an dem Rand eines der Segmente, die an der Stoßstelle 13 zusammenstoßen, durch Auf schweißen einer Lasche 14 auf das Ende 15 des Segmentes 12 eine Art Nut 16 gebildet, die zu der Seite des angrenzenden Segments 11 hin geöffnet ist. Das Segment 11 andererseits ist an seinem Ende 17 gekröpft derart, daß das freie Ende frei in die Nut 16 vorsteht. Auf diese Weise wird eine ideale Wärmeausdehnungsfuge zwischen den Segmenten 12 geschaffen, indem das Ende 17 sich frei in der Nut 16 verschieben kann. Trotzdem sind die Ränder hervorragend gegeneinan der abgedichtet. Eine solche Ausbildung hat den Vorteil, daß die Gefahr von irgendwelchen Rissen durch Wärmeausdehnung praktisch ver hindert wird. In der Fig. 3 sind mehrere solcher Segmente 20 bis 24 der Auskleidungsschicht 8 dargestellt, die sich an entsprechend aus gebildeten Stoßstellen 25 bis 30 dichtend überlappen. FIG. 3 shows a partial view of a section only through the lining 3 of the interior of a gas turbine, namely the part at which the hot air is introduced at 10 . Furthermore, the exact location of the structure of the lining layer can be seen from this. The outer wall of the housing is not shown. The Fig. 3 also shows a particular embodiment for the individual segments of the lining layer 8. In Fig. 1, the overlapping edges of two segments 11 and 12 are shown. According to a preferred embodiment, a kind of groove 16 is formed on the edge of one of the segments that meet at the joint 13 by welding a tab 14 onto the end 15 of the segment 12 , which is open to the side of the adjacent segment 11 . The segment 11, on the other hand, is cranked at its end 17 such that the free end projects freely into the groove 16 . In this way, an ideal thermal expansion joint is created between the segments 12 in that the end 17 can move freely in the groove 16 . Nevertheless, the edges are sealed against each other. Such training has the advantage that the risk of any cracks due to thermal expansion is practically prevented. In FIG. 3, a plurality of such segments are 20 to 24 of the lining layer 8 shown sealingly overlap at accordingly formed junctions 25 to 30.

Während des Betriebs der Gasturbine, aber insbesondere zwischen ihrem kalten und ihrem Betriebszustand, können erhebliche Druck differenzen zwischen der Außenseite der Turbine und dem Innenraum auftreten. Um zu verhindern, daß diese Druckdifferenzen zu einer Be schädigung der Isolationsschicht und insbesondere zu einer Verän derung der Kontur der Auskleidungsschicht 8 führen, werden Druck ausgleichsöffnungen 31, wie es in Fig. 2 gezeigt ist, in der Aus kleidungsschicht 8 vorgesehen. Zur Verhinderung des Eintritts von Ruß in diese Druckausgleichsöffnungen 31 und zum Schutz der darunter liegenden Wärmedämmschichten wird über der in Fig. 2 als runde Öffnung bezeichneten Druckausgleichsöffnung 31 eine Abdeckung 32 in Form eines im vorliegenden Falle rechteckigen Blechstreifens aus demselben Material wie die Auskleidungsschicht 8, d. h. Inconel 600, aufgesetzt. Diese Abdeckung 32 wird entlang dem zusammenhängenden Rand 33 derart mit der darunterliegenden Auskleidungsschicht 8 verschweißt, daß ein Raum 34 zwischen der Auskleidungsschicht 8 und der Abdeckung 32 entsteht, der über die Öffnung 35 mit dem Innenraum der Gasturbine in Verbindung steht. Auf diese Weise kann ein Druck ausgleich zwischen dem Inneren der Wärmedämmungsschichten und dem Druck im Innenraum der Gasturbine erfolgen, ohne daß sich Verbrennungs produkte wie insbesondere Kohlenstoff in den Wärmedämmungs schichten ablagern kann und damit deren Wirkung vermindern oder gar völlig zunichte machen kann. During the operation of the gas turbine, but especially between its cold and its operating state, considerable pressure differences can occur between the outside of the turbine and the interior. In order to prevent these pressure differences from damaging the insulation layer and in particular leading to a change in the contour of the lining layer 8 , pressure compensation openings 31 , as shown in FIG. 2, are provided in the clothing layer 8 . To prevent the occurrence of carbon black in these pressure compensating openings 31 and protect the thermal insulation layers below is the referred to as the circular opening in Fig. 2 pressure equalization opening 31 a cover 32 in the form of a rectangular in the present case the sheet metal strip of the same material as the lining layer 8, ie Inconel 600, put on. This cover 32 is welded along the continuous edge 33 to the underlying lining layer 8 in such a way that a space 34 is created between the lining layer 8 and the cover 32 , which is in communication with the interior of the gas turbine via the opening 35 . In this way, a pressure equalization between the interior of the thermal insulation layers and the pressure in the interior of the gas turbine can take place without combustion products such as carbon in particular can deposit in the thermal insulation layers and thus reduce their effect or even completely destroy them.

In der Fig. 4 sind für einen Teil der auszukleidenden Fläche des Innenraums einer Gasturbine die Fläche angedeutet und die Form der Segmente, in die diese Fläche aufgeteilt wird, um aus diesen Seg menten vorgeformte Elemente sowohl der ersten Wärmedämmungsschicht 5 wie auch der Auskleidungsschicht 8 herzustellen. Die einzelnen Segmente sind mit den Bezugszeichen 40 bis 49 bezeichnet.In Fig. 4, the area is indicated for a part of the surface to be lined of the interior of a gas turbine and the shape of the segments into which this surface is divided in order to produce pre-formed elements of both the first thermal insulation layer 5 and the lining layer 8 from these segments . The individual segments are designated by the reference numerals 40 to 49 .

Claims

1. lining for gas turbines, in which a first and second heat-insulating layer are applied to the side of the turbine housing facing the high temperature and a metal layer closes off these two layers against the flame side, characterized in that the first layer on the housing inner wall ( 1 ) ( 5 ) from a microporous, predominantly silicon dioxide-containing material, that on this first layer there is a second layer ( 7 ) made of a ceramic fiber, that between the turbine housing ( 1 ) and the first layer ( 5 ) and between the first ( 5 ) and second ( 7 ) layers each have a binder layer ( 4 , 6 ) made of a fiber mat consisting predominantly of Al ₂ O ₃ and SiO ₂ , and that the metal layer ( 8 ) applied to this second layer ( 7 ) is made of a heat-resistant stainless steel sheet consists.

2. Lining according to claim 1, characterized in that the first layer ( 5 ) consists of about 63 percent by weight SiO ₂ , 17.8 percent by weight TiO ₂ and about 3.1 percent by weight Al ₂ O ₃ and other compounds.

3. Lining according to one of claims or 2, characterized in that the second layer ( 7 ) consists of a fiber mat made of ceramic fibers with a proportion of Al ₂ O ₃ between 50 and 95 percent by weight and a remainder of essentially SiO ₂ .

4. Lining according to one of claims 2 or 3, characterized in that the binder layer ( 4 , 6 ) consists of about 55 weight percent SiO ₂ , 41 weight percent Al ₂ O ₃ and 4 Ge weight percent Cr ₂ O ₃ .

5. Lining according to one of claims 1 to 4, characterized in that the lining layer ( 8 ) consists of the alloy material Inconel 600.

6. Lining according to claim 5, characterized net that the lining layer has a thickness of 0.45 mm.

7. Lining according to one of claims 1 to 6, characterized in that the lining layer of the heat-resistant stainless steel sheet is divided into several shaped sections ( 11 , 12 ; 40 to 49 ) which overlap at their edges.

8. Lining according to claim 7, characterized in that in each case an edge ( 15 ) of two abutting mold sections ( 11 , 12 ) is formed in the form of a groove ( 16 ) into which the edge of the adjacent mold section ( 11 ) slidably protrudes ver .