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Die
vorliegende Erfindung ist auf ein Verfahren zum Erzeugen einer Öffnung in
einer Kompositmatrixkomponente bzw. einer Komponente aus einem Keramik-Matrix-Verbundstoff,
der wenigstens eine oxidierbare Komponente aufweist, ausgerichtet, und
insbesondere auf ein Verfahren zum Erzeugen von Kühllöchern in
Komponenten aus Keramik-Matrix-Verbundstoff zur Verwendung bei höheren Temperaturen,
in welchem die Matrix ein Siliziumkarbid oder ein Siliziumnitrid
ist.
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Verbesserungen
in Herstellungstechnologie und Materialien sind die Schlüssel zu
verbessertem Gebrauchswert und reduzierten Kosten für viele
Artikel. Beispielsweise haben ständige
und oft wechselseitige Verbesserungen in Prozessen und Materialien
zu größeren Steigerungen
in der Leistung von Gasturbinentriebwerken für Flugzeuge geführt. Diese Verbesserungen
lagen häufig
auf den Gebieten der Gewichtsreduzierung und/oder Verbesserung der Temperaturfestigkeiten
des Triebwerks und seiner entsprechender Komponenten, welche den
Triebwerkswirkungsgrad verbessern.
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Ein
Gasturbinentriebwerk eines Flugzeugs oder Strahlturbinentriebwerk
saugt Luft ein, komprimiert diese mit einem Axialströmungskompressor, mischt
die komprimierte Luft mit Kraftstoff, verbrennt das Gemisch und
stößt das Verbrennungsprodukt durch
eine Axialströmungsturbine
aus, welche den Kompressor antreibt. Der Kompressor enthält mindestens
eine Scheibe mit aus deren Umfang hervorstehenden Laufschaufeln.
Die Scheibe dreht sich schnell um eine Welle und die gekrümmten Laufschaufeln
saugen Luft ein und komprimieren diese in etwa derselben weise wie
ein elektrischer Ventilator. Zusätz lich
zur Unterstützung
der Verbrennung wird die komprimierte Luft dann zum Kühlen der
Triebwerkskomponenten in der Brennkammer und in Abschnitten des
Triebwerks hinter der Brennkammer verwendet. Zusätzliche Luft aus dem Kompressor wird
in Verbindung mit Hilfssystemen des Triebwerks und des Flugzeugs
verwendet.
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Obwohl
sie im Gewicht leichter als die typischerweise in den heißen Abschnitten
von Gasturbinentriebwerken verwendeten Superlegierungsmaterialien
sind, wurden Keramik-Matrix-Verbundstoffe, die
Materialien wie z.B. Siliziumkarbid (SiC) und Siliziumnitrid (SiN)
enthalten, in heißen
oxidierenden Atmosphären,
wie z.B. in der Brennkammer oder in dem Turbinenabschnitt von Gasturbinentriebwerken für verschiedenen
Komponenten aufgrund von Problemen mit der Oxidation von SiC und
SiN nicht verwendet.
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Diese
Materialien haben die Tendenz zu oxidieren, wobei das SiC und SiN
in Siliziumoxid (SiO2), CO und CO2 oder NO2 bei höheren Temperaturen umgewandelt
werden. Ferner wurde im Gegensatz zu Metallen bisher noch kein effektives
Verfahren zur Erzeugung von Kühllöchern entwickelt,
um Kühlluft zum
Kühlen
der Komponente, wie es beispielsweise bei Metallkomponenten geschieht,
zu nutzen. Eines der Probleme besteht darin, dass herkömmlich eingebrachte
Kühllöcher einen
zusätzlichen
Oberflächenbereich
für die
Oxidation des SiC und SiN bieten, wenn diese als ein Matrixmaterial
verwendet werden oder wenn sie als die Faserverstärkung verwendet
werden. Da die Löcher
so klein sind, typischerweise etwa 0,254 bis 0,762 mm (0,010 bis 0,030
Inches), gibt es keine effektive Möglichkeit, eine Schutzbeschichtung über dem
neu freigelegten Oberflächenbereich
aufzubringen, da die Verfahren zum Aufbringen der bekannten Schutzschichten
die Kühllöcher verschließen könnten, und
dadurch diese unwirksam machen und deren Zweck vereiteln würde.
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Obwohl
verschiedene Verfahren für
das Bohren von Löchern
in Turbinenkomponenten zur Verfügung
stehen, die in heißen
Abschnitten der Turbinenkomponenten verwendet werden, sind diese
Verfahren primär
auf das Bohren von Löchern
in Metallkomponenten ausgerichtet. Zwei von diesen Verfahren, U.S.
Patent Nr. 4,762,464 und 4,808,785 für Vertz et al. sind auf ein
Zweischrittverfahren zur Erzeugung von Kühllöchern in Schaufelblättern unter
Nutzung einer Kombination von Laserbohren und EDM (Electro Discharge
Machining) ausgelegt, das eine Funkenentladung nutzt, in welchem
das Werkzeug und das Werkstück
geladene Elektroden sind und der Funke eine transiente elektrische
Entladung durch den Raum zwischen den Elektroden ist.
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Das
U.S. Patent Nr. 4,873,414 für
Ma et al. löst
das Problem der Detektion, wenn ein Laser eine Oberfläche, wie
z.B. eine hohle metallische Schaufelblattkomponente durchbricht,
indem der hohle Abschnitt des Schaufelblattes mit einem lichtemittierenden
Material gefüllt
wird. Das U.S. Patent Nr. 5,140,1270 an Stroud et al. löst das Problem
durch die Injektion von Copolymeren in den Hohlraum, so dass die
Rückwand
der hohlen Metalllaufschaufel durch den Laserstrahl, welcher das
Copolymer verdampft, unbeeinträchtigt
bleibt. Das U.S. Patent Nr. 5,222,617 löst dasselbe Problem durch Laserbohren der
Kühllöcher in
dem im Ausschmelzgießverfahren gegossenen
Metallschaufelblatt, bevor der in dem Ausschmelzgießprozess
verwendete Keramikkern entfernt wird.
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Das
U.S. Patent Nr. 5,465,780, Muntner et al., offenbart ein Verfahren
zum Herstellen komplexer hohler Laufschaufeln unter Anwendung einer
Laserbearbeitung zur Erzeugung eines komplizierten keramischen Kerns.
Nach dem Gießen
der Schaufel durch Umgießen
eines Kerns mit einer Legierung wird der Kern mittels herkömmlicher
Auslaugungsverfahren entfernt.
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Das
U.S. Patent Nr. 5,683,600, Kelley et al., schildert ein Verfahren
zum Bohren von zusammengesetzten Kühllöchern mit einer nicht runden
Oberflächenöffnung in
einem Gasturbinentriebwerk mit einem Laserstrahl in Metalllegierungen,
wie z.B. Stählen,
Titanlegierungen, Inconels oder anderen Nickel-basierenden Superlegierungen.
Das Verfahren überwindet
die leitende oder reflektierende Natur dieser Superlegierungen,
die das Auftreten eines Wellenführungseffektes
auf dem Laserstrahl bewirkt. Das Verfahren regelt den Brennpunkt
auf einem vorbestimmten Abstand D unterhalb oder kurz über der Oberfläche ein,
um die Probleme mit den herkömmlichen
Prozessen zu überwinden,
und ermöglicht
die Erzeugung des komplexen Loches ohne die Notwendigkeit, auf die
zusätzliche
Schritte von EDM zurückgreifen
zu müssen.
Das U.S. Patent Nr. 5,837,964, Emer et al., schildert einen Verfahren
für das
Laserbohren großer
und tiefer Löcher
in Superlegierungskomponenten unter Verwendung einer Kombination von
Laserbohren eines kleinen zentralen Loches, gefolgt von einem Kernlaserbohren
des Loches auf eine Endgröße.
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Die
EP-A-O 826 457, die als die Darstellung des relevantesten Stands
der Technik betrachtet wird, offenbart ein Verfahren zum Erzeugen
einer Öffnung
in einer aus einer Superlegierung, einer Bondbeschichtung und einer
keramischen Wärmebarrierenbeschichtung
bestehenden Turbinenlaufschaufel unter Verwendung eines gepulsten
Lasers, in welcher eine Oxidschicht über einer Aufschmelzschicht ausgebildet
wird.
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Jedoch
sind alle herkömmlichen
Verfahren auf die Probleme bei dem Bohren von Laserlöchern zur
Kühlung
in metallischen, typischerweise Superlegierungs-, Komponenten ausgerichtet.
Keines von den herkömmlichen
Verfahren beschreibt die Probleme in Verbindung mit dem Bohren kleiner
Kühllöcher in
oxidierbaren, nicht-metallischen Komponenten zur Verwendung in dem
heißen
Abschnitt von Gasturbinentriebwerken, wie z.B. SiC oder SiN-enthaltenden Keramik-Matrix-Verbundstoffen
(CMCs – Ceramic-Matrix-Composite).
Somit beschreibt keines von den herkömmlichen Verfahren Lösungen zu
diesen Problemen, welche das Bohren von Löchern mit einer geeigneten
Größe mit sich
bringen, um Kühlluft durch
die nicht-metallischen Komponenten ohne Oxidieren der oxidierbaren
Komponenten zu lassen, und ohne das relativ spröde keramische Material zu zerbrechen,
während
gleichzeitig eine Schutzschicht über
dem neu erzeugten Oberflächenbereich
des Loches erzeugt wird, so dass durch die Löcher strömende Luft die oxidierbaren
Komponenten des CMC nicht oxidiert.
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Ein
Verfahren gemäß der Erfindung
ist in Anspruch 1 definiert.
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Dieses
erfindungsgemäße Verfahren
wird zur Erzeugung von Öffnungen
in Turbinenschaufelblattkomponenten und Brennkammerauskleidungen verwendet
und nutzt das Laserbohren von Keramik-Matrix-Verbundstoffen, die
wenigstens eine oxidierbare Komponente enthalten. Luftgekühlte CMCs wurden
bisher in dem heißen
Abschnitt von Gasturbinentriebwerken nicht kommerziell eingesetzt,
d.h. in dem Abschnitt des Triebwerks, der die Brennkammer enthält, da diese
Materialien trotz des Gewichtsvorteils, den diese Materialien gegenüber typischen
metallischen Superlegierungskomponenten haben, Nachteile aufweisen.
Wenn diese Nachteile überwunden
werden, nehmen die Aussichten zu, dass diese Materialien eingesetzt
werden. Einer dieser Nachteile war die Unmöglichkeit, kleine Löcher in CMCs
mit einer oxidierbaren Komponente zu bohren und gleichzeitig einen
geeigneten Schutz an der neu erzeugten Oberfläche der Kühllöcher zu schaffen, so dass sich
die oxidierbare Komponente nicht zersetzt, was zu einem Teileausfall
beiträgt,
sobald man Kühlluft
durch dieses zirkulieren lässt.
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Beispiele
von Turbinenkomponenten, die aus CMCs unter Nutzung der Parameter
der vorliegenden Erfindung hergestellt werden können, umfassen Turbinenlaufschaufeln,
Turbinenleitschaufeln, Turbinenschaufeln, Düsen und dergleichen. Es können gleichfalls
einige Brennkammerkomponenten, wie z.B. Brennkammerauskleidungen,
hergestellt werden. Die für
das Laserbohren der Löcher
entwickelten Parameter erzeugen Löcher mit vorbestimmter Größe, Geometrie
und Lochmuster, um ein effektives Kühlen zu fördern. Sobald der Laser auf
das Keramik-Matrix-Verbundstoffmaterial
angewendet wird, wird ein Teil des Materials verdampft oder abgetragen,
um die Öffnung
oder das Loch auszubilden. Jedoch schmilzt ein Teil der Energie
des Laserstrahls auch an den Strahl angrenzendes Material. Dieses Material
wird oxidiert und fließt
kurzzeitig entlang der neu erzeugten Öffnungsoberfläche. Dieses
Material bildet bei seiner Abkühlung
entlang der Öffnungsoberfläche schnell
eine Neugieß-
bzw. Aufschmelzschicht, welche eine Oxidationsbarriere für das darunterliegende
oxidierbare Keramik-Matrix-Material bildet.
Diese Oxidationsbarriere verhindert oder reduziert wenigstens deutlich
die Oxidation des darunterliegen den CMC, und reduziert oder eliminiert
dadurch dessen Verschlechterung. In deutlicher Weise erzeugen die
Parameter Kühllochoberflächen, die durch
den Bohrprozess versiegelt werden, um eine Verschlechterung der
oxidierbaren Komponente des Keramik-Matrix-Verbundstoffmaterials
zu verhindern.
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Die
vorliegende Erfindung erlaubt die Verwendung von Keramik-Matrix-Verbundstoffmaterialien
mit einer oxidierbaren Komponente als Konstruktionsmaterialien für Komponenten
in den heißen
Abschnitten von Turbinentriebwerken, die Kühllöcher für die Zirkulation von Kühlluft benötigen, ohne
zusätzliche
Schritte zum Versiegeln der Kühllochoberfläche zu erfordern.
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Die
zum Erzeugen der Laser gebohrten Löcher angewandten Parameter
bilden eine versiegelte Oberfläche über der
Kühllochoberfläche aus.
Diese Oberfläche
erzeugt eine Barriere, die die Oxidation der oxidierbaren Komponenten
des CMC-Volumenmaterials
verhindert oder zumindest reduziert, so dass diese seine Herstellungszustand-Bruchzähigkeitseigenschaften
selbst nach der Aussetzung an die heiße/oxidierende Umgebung eines
Gasturbinentriebwerks beibehält.
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Ein
weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass
das Laserverfahren der vorliegenden Erfindung die Oberflächen der
Löcher ohne
die Notwendigkeit einer Aufbringung einer zusätzlichen Umgebungsbeschichtung
auf die Kühllochoberflächen erzeugt.
Obwohl Umgebungsbeschichtungen möglicherweise
zum Schutz anderer Abschnitte der CMC-Komponente aufgebracht werden
müssen,
die bei höheren
Temperaturen arbeiten, gibt es keine diesbezüglich Abhängigkeit mehr, auf diese Beschichtungsabscheidungsverfahren
zum Schutz der Loch oberflächen
zurückzugreifen,
wodurch die Gefahr der Blockierung von Löchern oder der erhebliche Reduzierung
der Durchmesser der Kühllöcher verringert
wird, die lokale Überhitzungspunkte
in der Komponente bewirken können,
welche die Komponente bei dem Versuch die Oberflächen der Kühllöcher zu beschichten verschlechtern
können.
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Zusätzliche
Vorteile beinhalten Kosteneffektivität, da das Laserverfahren relativ
kurze Verarbeitungszeiten zum Erzeugen jedes Loches benötigt. Der
Laserverfahren kann auch eine Vielfalt von Lochgrößen und
Durchmessern erzeugen, und diese Fähigkeiten können leicht in einem Produktionsmodus praktiziert
werden.
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Die
Erfindung wird nun detaillierter im Rahmen eines Beispiels unter
Bezugnahme auf die Zeichnungen beschrieben, in welchen:
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1 ein
optisches Mikroschliffbild einer in einem SiC/SiC Verbundstoff gebohrten Öffnung ist, die
gemäß der vorliegenden
Erfindung erzeugt wurde; und
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2 eine
50-fache Vergrößerung des
in 1 dargestellten Bereichs ist.
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Soweit
wie möglich
werden dieselben Bezugszeichen durchgängig durch die Figuren verwendet,
um dieselben Teile zu bezeichnen.
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Die
vorliegende Erfindung wird dazu genutzt, die Leistung von Gasturbinentriebwerken
zu verbessern, indem die Verwendung von leichtgewichtigen Verbundmaterialien
ermöglicht wird.
Aufgrund der zunehmenden Bedeutung vergrößerter Schub/Gewichts-Verhältnisse,
höherer
Verbrennungswirkungsgrade, niedrigerer Emissionen und verbesserten
spezifischen Kraftstoffverbrauch (SFC) sollen Triebwerksbrennkammern
und die Gase, die sie erzeugen, bei zunehmend höheren Temperaturen arbeiten.
Diese Temperaturen erfordern bessere Hochtemperaturmaterialien und/oder
mehr Kühlluft.
Die derzeit in diesen Anwendungen verwendeten Materialien sind Superlegierungsmaterialien.
Jedoch bieten CMCs einen deutlichen Gewichtsvorteil gegenüber den
Superlegierungen und haben gewünschte
Konstruktionseigenschaften, wenn bestimmte Nachteile überwunden
werden.
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Die
Verwendung von Keramik-Matrix-Verbundstoffen mit wenigstens einer
oxidierbaren Komponente als Konstruktionsmaterialien bei der Herstellung
von Gasturbinentriebwerken war bisher begrenzt, da die Technologie
zum Kühlen
von CMCs bei hohen Betriebstemperaturen und in oxidierenden Umgebungen
nicht entsprechend entwickelt war. Keramik-Matrix-Verbundstoffe,
die am häufigsten
für Heißabschnittanwendungen
in Betracht gezogen werden, enthielten wenigstens eine Komponente,
die ein Silizium-basierendes Material enthält. Diese Silizium-basierenden
Materialien sind typischerweise Siliziumkarbid (SiC) und Siliziumnitrid
(SiN). So wie hierin verwendet, umfasst der heiße Abschnitt einer Gasturbine
den Brennkammerabschnitt und die Abschnitte hinter dem Brennkammerabschnitt
einschließlich,
jedoch nicht darauf beschränkt,
die ersten und zweiten Turbinenstufen. SiC und SiN können als
Matrixmaterialien in CMCs verwendet werden, wobei Fasern unterschiedlicher
Typen Verstärkungen
bereitstellen. Diese Verstärkungsfasern
können metallische
Fasern, organische Fasern, Glasfasern und keramische Fasern umfassen
und können
als Rovings (Vorgespinste) oder als unidirektionale Verstärkung abhängig von
den Festigkeitsanforderungen und der für die Anwendung benötigten Isotropie vorliegen.
Die Verbundstoffe werden als Metallfaser-verstärkte Keramik-Verbundstoffe,
Organfaser-verstärkte Keramik-Verbundstoffe,
Glasfaser-verstärkte
Keramik-Verbundstoffe bzw. als Keramik/Keramik-Verbundstoffe bezeichnet,
wobei alle allgemein als Keramik-Matrix-Verbundstoffe bezeichnet
werden. Tatsächlich
können
SiC-Fasern und SiN-Fasern in Verbindung mit SiC- und SiN-Matrixmaterialien
verwendet werden. Da jedoch die Materialien der Faser und Matrix
auf Silizium basieren, werden, um ihre individuellen Eigenschaften
innerhalb der Matrix zu bewahren und ihre Inkorporierung zu verhindern,
die Fasern insbesondere mit einer dünnen Bornitrid-(BN)-Beschichtung
beschichtet.
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Eine
der Einschränkungen
der Verwendung von SiC und SiN bei Komponenten im heißen Abschnitt
von Turbinentriebwerken war bisher die Möglichkeit einer Oxidation von
SiC und SiN, sei es in der Verwendung als Fasern oder als Matrixmaterial,
zu Gasen und zu Siliziumoxid bei den erhöhten Betriebstemperaturen,
wie es vorstehend erwähnt
wurde. Zusätzlich
hat die typischerweise auf die Fasern aufgebrachte BN-Beschichtung
ebenfalls die Tendenz, durch Oxidation bei den erhöhten Temperaturen
mit einer schnelleren Rate als die Oxidation von SiC und SiN zusammenzubrechen.
Diese Rate des Beschichtungsangriffs ist in strömenden Gasen, welche gasförmiges H2O, Wasserdampf, enthalten, wie man ihn häufig in
dem Abgas von Turbinentriebwerken findet, sogar noch größer. Diese
kombinierten Veränderungen
können
zu einer signifikanten Veränderung
der mechanischen Eigenschaften der CMC-Materialien führen. Jedoch
haben neuere Fortschritte in den Beschichtungen, wenn sie korrekt
auf diese CMC-Materialien angewendet werden, deren Verschlechterung durch
Oxidation bei erhöhten
Temperaturen reduziert. Bekanntermaßen wird die Bruchzähigkeit
durch Oxidation nachteilig beeinflusst.
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Die
Zersetzung des BN durch Angriff ist ein spezielles Problem in dem
Temperaturbereich von etwa 649 bis 815°C (1200 bis 1500°F), da sich
SiC nicht zu Siliziumoxid und Gas mit einer Rate umwandelt, die
schnell genug ist, um die Verflüchtigung durch
die Erzeugung von B2O3 und
NOx, wobei N = 1, 2, 3 ist, zu verhindern.
Da die Oberfläche
nicht selbst versiegelnd ist, treten der BN-Angriff und die Zersetzung
des CMC und zwar sehr schnell auf, sofern die Lochoberflächen nicht
geschützt
sind. Die vorliegende Erfindung löst dieses Problem.
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In
der bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung ist das Keramik-Matrix-Material ein Siliziumbasierendes
Material, am bevorzugtesten SiC oder SiN. Die Faserverstärkung kann
eine metallischer Faser oder eine keramische Faser sein. Die meisten
organischen Fasern und Glasfasern haben nicht die Fähigkeiten,
den hohen Temperaturen eines heißen Abschnittes einer Gasturbine
selbst mit den derzeitigen fortschrittlichen Beschichtungen zu widerstehen.
Obwohl jede keramische Faser, wie z.B. auch als Saphir bezeichnetes
Aluminiumoxid, Nikalon oder jede metallische Faser, wie z.B. eine
Superlegierung mit einer Schmelztemperatur über etwa 1204°C (2200°F), die in
der Lage ist, den hohen Temperaturen des heißen Abschnittes einer Gasturbine zu
widerstehen, verwendet werden kann, wenn eine keramische Faser,
wie z.B. SiC oder SiN ausgewählt wird,
wird diese typischerweise mit einer Beschichtung wie z.B. BN beschichtet.
Jedoch sind andere Faserbeschichtungen, welche als Ersatz von BN
zur Verfü gung
stehen, wie z.B. Kohlenstoff und Kohlenstoff enthaltende Beschichtungen
gegenüber
einem Oxidationsangriff in der heißen Gasturbinenatmosphäre empfindlich.
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Das
CMC-Material wird in Materiallagen mit Dicken von 0,025 – 0,45 mm
(0,001 – 0,0018
Inches) und insbesondere 0,127 – 0,381
mm (0,005 – 0,015 Inches)
ausgebildet. Die Dicken der Lagen werden typischerweise durch die
Größe der für die Verwendung
gewählten
Faserkabel (Fadenbündel)
bestimmt und die Dicken der Lagen können mit dem Faserdurchmesser
variieren. Für
die meisten hierin betrachteten Anwendungen werden die Lagen als
zweidimensional gewebter Stoff ausgebildete, obwohl auch eine eindimensionale
Faserorientierung verwendet werden kann. Jedoch sollen das Verfahren zur
Herstellung der Lagen, das Auflegen der Lagen zum Erzeugen des Komponententeils
und weitere Teile der in der Verbundstoffindustrie verwendeten Herstellungstechnologie
nicht als Einschränkung
der vorliegenden Erfindung betrachtet werden. Zu diesem Zeitpunkt
ist das Verfahren zum Erzeugen der Komponente aus Lagen Teil der
besten Art der Praxisumsetzung der vorliegenden Erfindung. Die Lagen werden
aufgelegt, um die Form des zu auszubildenden Artikels zu erzeugen,
wobei die Winkel der benachbarten Lagen abhängig von der gewünschten planaren
Festigkeit variieren können.
Die Komponenten, welche unter Verwendung dieser CMC-Materialien
hergestellt werden können,
umfassen, ohne jedoch darauf beschränkt zu sein, Turbinenlaufschaufeln,
Turbinenleitschaufeln, Turbinenbänder und
Brennkammerauskleidungen, Gehäuse,
Hitzeschilde und Diffusoren. Diese Heißabschnittskomponenten profitieren
alle von der Verwendung von Kühlluft
zur Bereitstellung einer ausreichenden Kühlung, um eine Wärmeübertragung
während
des Triebwerksbetriebs zu erreichen, und dadurch deren Einsatzbereich
zu erweitern. Die Erfindung ist jedoch nicht auf Kühllöcher wie
z.B. Verdünnungskühlungslöcher, Aufprallkühlungslöcher und
Filmkühlungslöcher beschränkt und
kann für
nicht-kühlende
Aussparungen, wie z.B. Schraubenlöcher oder Fenster eingesetzt
werden.
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Um
eines der herkömmlichen
Probleme in Verbindung mit dem Bohren von Löchern in Komponenten aus Keramik-Matrix-Verbundstoffen zu überwinden,
welches die Aussetzung der oxidierbaren Komponente des CMC, sei
es die Faser, die Faserbeschichtung oder die Matrix ist, wenn neue
Oberflächenbereiche
in der Matrix durch die Öffnungen
erzeugt werden, nutzt die vorliegende Erfindung eine Laserbohrtechnik.
In der bevorzugten Ausführungsform
nutzt das Laserbohrverfahren der vorliegenden Erfindung einen Nd:YAG-Laser,
obwohl jeder andere Laser, der darauf anpassbar ist, die gewünschten
Ergebnisse zu erzeugen, verwendet werden kann. Der Laser kann Kühlöffnungen
mit einem vorbestimmten Durchmesser von etwa 0,254 bis etwa 0,762
mm (etwa 0,010 bis etwa 0,030 Inches) erzeugen. Die Öffnungen
können
senkrecht zu der Oberfläche
der Komponente oder können
in jedem Winkel von der Senkrechten bis zu 70 Grad von der Senkrechten
gebohrt werden, d.h., die Öffnungen
besitzen einen Mittellinienvektor, der bis zu 70 Grad zur Senkrechten der
Teileoberfläche
beträgt.
Obwohl Löcher
mit einem kreisrunden Querschnitt bevorzugt werden, können verschiedene
Querschnitte erzeugt werden und eine Vielzahl von Querschnitten
kann in jeder einzelnen Öffnung
oder jedem Loch erzeugt werden. Die Punktgröße des Lasers wird so eingestellt,
dass sie der Durchmesser der gewünschten
Lochgröße ist. Die
zu bohrende Oberfläche
wird so positioniert, dass sie sich unmittelbar unterhalb des Brennpunktes
des Lasers befindet, welcher eine Düsenkühlluft bei Drücken von
etwa 0,069 bis 0,69 MPa (10 bis 100 psi) verwendet. In der bevorzugten
Ausführungsform trennt
der Laser das CMC-Material unmittelbar unterhalb seines Brennpunktes
ab, und erzeugt dadurch die Öffnung.
Gleichzeitig reicht die Laserenergie aus, um das SiC oder SiN Verbundmaterial
unmittelbar benachbart dazu zu schmelzen. Der Fortschritt des Bohrvorgangs
erfolgt so schnell, dass das geschmolzene Material nur über eine
kurzen Abstand, bevor es sich wieder verfestigt, entlang der neu
erzeugten Oberfläche
als Aufschmelzmaterial fließt,
da die Druckluft aus der Laserdüse
seine Abkühlung
unterstützt.
Das Aufschmelzmaterial ist im Wesentlichen Siliziumoxid, das eine
Oxidationsbarriere entlang der Oberfläche der neu erzeugten Öffnung ausbildet,
so dass eine Verschlechterung des CMC-Materials entlang dieser Oberfläche nicht
auftritt, sobald Kühlluft
in den Kanal eingeführt
wird. Der Fachmann auf diesem Gebiet wird erkennen, dass in eine
Komponente eingeführte "Kühlluft", um deren Temperatur unter der Temperatur
der umgebenden Atmosphäre
zu halten, eine Temperatur bis zu 927°C (1700°F) haben kann.
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Gemäß 1,
welches ein optisches Mikroschliffbild einer Öffnung 12 ist, die
mittels des durch das Verfahren der vorliegenden Erfindung in einem
Schmelzinfiltrations-SiC/SiC-Verbundstoff 10 mit
einer Dicke von etwa 0,254 cm (0,100 Inches) gebohrt wurde, hat
die Öffnung 12 einen
kreisförmigen Querschnitt
mit einem Durchmesser von etwa 0,508 mm (0,020 Inches), welcher
relativ gleichmäßig durch
die Materialdicke ist. Entlang der Oberfläche oder Wand 14 der Öffnung 12 befindet
sich, erzeugt durch das Laserbohren, eine dünne Aufschmelzschicht 16 aus
Siliziumoxid.
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2 ist
eine 50-fache Vergrößerung des optischen
Mikroschliffbildes an dem in 1 dargestellten
Bereich. Die dünne
Aufschmelzschicht 16 entlang der Oberfläche oder Wand 14 der Öffnung 12 ist
in der vergrößerten Mikrophotographie
deutlicher sichtbar. Die SiC-Faser 18 in der SiC-Matrix 20 ist ebenfalls
deutlicher zu sehen. Jedoch ist die auf die SiC-Fasern aufgebrachte
dünne Beschichtung
aus BN nicht leicht bei dieser Vergrößerung zu sehen. Kleine Segmente
der Faser 22 ragen über
einen kleinen Abstand aus der Wand 14 hervor; jedoch sind diese
Fasersegmente 22 ebenfalls mit Siliziumoxid abgedeckt.
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Obwohl
die genaue Formation der Aufschmelzschicht 16 entlang der
Wand 14 nicht deutlich verstanden wird, wird uneingeschränkt durch eine
Theorie Nachstehendes für
Ausbildungsverfahren des Siliziumoxids gehalten. Der Strahl wird
so eingestellt, dass er eine ausreichende Leistung und Energiedichte
besitzt, um Material unterhalb seines Brennpunktes abzutragen. Die
Leistung und Energiedichte können
zur Anpassung an unterschiedliche Lochdurchmesser und unterschiedliche
Materialien eingestellt werden. Für SiC/SiC-Verbundstoffe kann der
Nd:YAG-Laser zwischen etwa 100 bis 250 Watt mit Impulsraten zwischen
etwa 0,0005 Sekunden bis 0,010 Sekunden eingestellt werden, um Energiedichten
von etwa 1,0 × 104 bis etwa 1,0 × 105 Joule
pro Quadrat-Inch zu erreichen, um Öffnungen von etwa 0,254 bis
0,762 mm (etwa 0,010 – 0,030
Inches) zu erzeugen. Der Laserstrahl muss ausreichend Energie aufweisen,
um auch das benachbarte Matrixmaterial, SiC oder SiN, zu schmelzen.
Wenn das benachbarte SiC oder SiN nicht geschmolzen wird oder nur
teilweise geschmolzen wird, hat das Matrix keine Möglichkeit
zu fließen.
Da der Laserstrahl und die Kühlluft
das Verbundmaterial berühren
und dieses aufheizen, werden die Bindungen des SiC oder SiN aufgebrochen,
was die Erzeugung von Siliziumoxid und Gasen entweder CO, CO2 oder NOx bewirkt,
welche sich mit der Luft mischen. Der Verdampfungspunkt des Siliziumoxids
bis zu etwa 2230°C
(4046°F) wird
erreicht, und das Siliziumoxid unter Erzeugung des Loches 12 abgetragen.
Unmittelbar angrenzend an den Laserstrahl bei der Wand 14 wird
das Verbundstoffmatrixmaterial 20, SiC oder SiN, in der
oxidierenden Atmosphäre
bis zu einem Punkt erhitzt, bei welchem das Matrixmaterial beginnt,
sich in seine Bestandsteilkomponenten wie vorstehend beschrieben
zu zerlegen, und wo das Siliziumoxid zu schmelzen und zu fließen beginnt,
da die lokale Temperatur im Bereich 16 etwa 1723°C (3133°F) überschreitet. Das
Fasermaterial beginnt ebenfalls wenigstens teilweise zu schmelzen.
Die Kühlluft
aus der Laserdüse dient
auch zum schnellen Kühlen
der Wand 14 im Verlauf des Bohrfortschritts des Loches 12,
so dass das Siliziumoxid keine Möglichkeit
hat, über
eine signifikante Strecke zu fließen. Das Siliziumoxid bildet somit
eine Aufschmelzschicht 16 bei Vorhandensein der Kühlluft aus,
die als eine Oxidationsbarriere entlang der Wand 14 wirkt.
Dieser Vorgang tritt sehr schnell auf und Fasersegmente 22,
die nicht vollständig
geschmolzen oder abgetragen werden, werden mit einer Schicht aus
Siliziumoxid beschichtet, so dass ein Oxidschutz bereitgestellt
wird und eine Verschlechterung der Faser während des Triebwerksbetriebs
verhindert wird. Da die beschichteten SiC-Fasern nicht vollständig in der Nähe der Wand 14 schmelzen,
glaubt man, dass die maximale Temperatur in dem Bereich der Wand
nicht größer als
etwa 2700°C
(4892°F),
der Schmelzpunkt von SiC, ist.
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Natürlich müssen die
Parameter der vorliegenden Erfindung zur Anpassung an unterschiedliche
Lochgrößen und
unterschied liche Materialien eingestellt werden, um diese Ergebnisse
zu erzielen. Wenn der Laser zu wenig Energie aufbringt, können die
Materialien entlang der Wand nicht vollständig schmelzen und fließen, um
die Aufschmelzschutzschicht auszubilden. Wenn der Laser zu viel
Energie aufbringt, oder wenn eine unzureichende Menge an Kühlluft bereitgestellt
wird, ist der Fluss der geschmolzenen Materialien nicht sehr groß und die Wände werden
nicht glatt, was unerwünscht
ist. Wenn der Druck der Kühlluft
zu groß ist,
schmelzen die Materialien entlang der Wand nicht, oder können, wenn
sie geschmolzen werden, von der Druckluft weggetragen werden, so
dass kein schützendes
Siliziumoxid ausgebildet wird. Wenn ein Kühlgas verwendet wird, das keinen
Sauerstoff enthält,
kann die Oxidation, welche die Silizium-basierenden Materialien,
SiC oder SiN umwandelt, nicht auftreten, so dass die Umwandlung
von SiN oder SiC zu Siliziumoxid nicht stattfinden kann. Es ist
nicht offensichtlich, dass die Löcher
unter Verwendung der geschilderten Parameter gebohrt werden könnten, da
eine höhere Energieeingabe
erforderlich sein kann, um SiC und SiN abzutragen, wenn kein Sauerstoff
vorhanden ist.
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Beispiel
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Eine
aus SiC/SiC ausgebildeter Brennkammerauskleidung wurde unter Anwendung
des Laserverfahrenes der vorliegenden Erfindung gebohrt. Die SiC-Fasern
waren mit Bornitrid-(BN)-Beschichtungen
beschichtet, um deren Inkorporierung in die SiC-Matrix zu erleichtern.
Ein Nd:YAG-Laser wurde verwendet. Der Laser war ein von Coherent
General Inc., welche derzeit als Convergent Energy of Sturbridge,
Massachusetts Geschäfte
betreibt, beziehbarer Omegalaser, obwohl jeder andere Nd:YAG-Laser verwendet werden
kann, welcher die nachstehenden Para meter erzeugen kann. Der Laser
erzeugte etwa 150 Watt Leistung mit einer Impulsrate von etwa 6
Hz mit einer Impulsbreite von etwa 0,01 Sekunden. Die durchschnittliche
Energie pro Impuls war etwa 25 Joule bei einer Spitzenleistung von
etwa 25000 Watt. Die Punktgröße war etwa
0,508 mm (0,02 Inches) mit einem Linsendurchmesser von 38,1 mm (1,5
Inches) und einer Brennweite von etwa 8 Grad. Die Energiedichte
war 1,23 × 102 J/mm2 (7,96 × 104 J/Inch2). Die Öffnungen
wurden in einem Winkel von 70° von
einem senkrecht zu der Komponentenoberfläche ausgebildeten Winkel gebohrt.
Es wurde das Schlagbohr-(Perkussions)-Bohrverfahren
angewendet. Das Bohren erfolgte unter normaler Atmosphäre und Kühlluft wurde
mit etwa 0,41 bis 0,55 MPa (60 bis 80 psi) aufgebracht. Die Strahlqualität waren
etwa 20 mm-mrad und die Strahldivergenz war etwa 27 mrad. Die erzeugten
Löcher
hatten einen Querschnitt, der im Wesentlichen kreisförmig war
und die Oberfläche der
erzeugten Löcher
war mit Aufschmelzsiliziumoxid beschichtet, das eine Oxidbarriere
auf dem darunter liegenden SiC/SiC-Verbundstoff ausbildete. Unter Vergrößerung ragten
kleine Mikrofasern der SiC-Fasern leicht aus der Wandoberfläche, wobei
diese Fasern jedoch mit Siliziumoxid beschichtet waren.
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Die
gemäß diesem
Beispiel hergestellte Brennkammerauskleidung behielt erfolgreich
ihre Bruchzähigkeitseigenschaften
nach einer Aussetzung in einem Brennergestelltest bis zu Temperaturen
von etwa 1204°C
(2200°F)
für mehr
als 50 Stunden bei.