EP0285778A1 - Method for production of a compound gas turbine blade consisting of a foot, blade and head piece, whereby the blade is made from a dispersion hardened nickel based super-alloy; and compound blade produced using this method - Google Patents

Method for production of a compound gas turbine blade consisting of a foot, blade and head piece, whereby the blade is made from a dispersion hardened nickel based super-alloy; and compound blade produced using this method Download PDF

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EP0285778A1
EP0285778A1 EP88102415A EP88102415A EP0285778A1 EP 0285778 A1 EP0285778 A1 EP 0285778A1 EP 88102415 A EP88102415 A EP 88102415A EP 88102415 A EP88102415 A EP 88102415A EP 0285778 A1 EP0285778 A1 EP 0285778A1
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EP
European Patent Office
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airfoil
temperature
cover plate
rest
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Clemens Dr. Verpoort
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BBC Brown Boveri AG Switzerland
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    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D19/00—Casting in, on, or around objects which form part of the product
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/4998—Combined manufacture including applying or shaping of fluent material
    • Y10T29/49988—Metal casting

Definitions

  • the invention relates to the further development of mechanically and / or thermally highly stressed gas turbine blades, the advantageous properties of dispersion-hardened alloys for certain types of stress being optimally combined with those of non-dispersion-hardened alloys.
  • a method for producing a composite gas turbine blade consisting of a foot piece, airfoil and cover plate or shroud, the airfoil consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-base superalloy in the state of longitudinally coarse stem crystals.
  • It also relates to a composite gas turbine blade consisting of a base piece, an airfoil and a cover plate or a shroud, the airfoil consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy in the state of longitudinally coarse stem crystals.
  • cover plates and / or cover strips at least in certain stages.
  • cover plates and / or cover strips at least in certain stages.
  • the reasons for this are both fluidic, thermal and geometric in nature. These measures are intended to improve and make the aerodynamics, thermodynamics and mechanics of the machine safer.
  • countless embodiments and material combinations of cover plates and cover bands and their manufacture or fastening at the head end of the blade - also monolithic constructions, forming a whole with the blade - have become known.
  • the following literature can be cited: - Walter Traupel, Thermal Turbomachinery, 2nd Vol. Control Behavior, Strength and Dynamic Problems, Springer Verlag 1960 - H. Petermann, construction and belt elements of fluid machines, Springer Verlag 1960 - Fritz Dietzel, steam turbines, Georg Liebermann Verlag 1950 - Fritz Dietzel, steam turbines, calculation, construction, Carl Hauser Verlag.
  • Oxide dispersion-hardened nickel-based superalloys have recently been proposed as blade materials for highly stressed gas turbines, since they have higher operating temperatures than conventional cast and kneading superalloys.
  • components made from these alloys with elongated, coarse crystallites oriented in the blade axis are used.
  • the workpiece sini-finished or strength
  • the workpiece generally has to go through a zone annealing process.
  • the cross-sectional dimensions of such blade materials are limited in the coarse-grained state. This also limits the blade dimensions.
  • the blade and cover plate of certain dimensions can no longer be made monolithically from one piece. The same applies to the root part of the blade, which can be very voluminous in the relative dimensions. If oxide dispersion-hardened superalloys are to be used successfully and in general, there is therefore a requirement for a division into the airfoil on the one hand and the cover plate and foot piece on the other. There are other reasons for such a division, which depend on the strength and the material stress at the clamping points.
  • a purely mechanical fastening of the cover plate at the head end of the airfoil can solve the problem in principle, but is complex, requires additional fastening elements and can lead to additional voltages that are difficult to control during operation.
  • a welded joint is ruled out because the structure of the oxide dispersion-hardened material is largely destroyed by local melting.
  • a connection by soldering or diffusion joining requires very clean machined contact surfaces and is technologically difficult.
  • the invention has for its object to provide a composite gas turbine blade consisting of a foot piece, airfoil and cover plate or shroud and a method for their production, whereby on the one hand more consideration is given to the use of oxide-dispersion-hardened nickel-based superalloys, their only limited cross-sectional dimensions in the state of longitudinally coarse stem crystals for the Bucket blade made optimal use and on the other hand, through an appropriate choice of material and constructive design of the foot piece and the cover plate or the cover band, as well as their manufacture, an optimal assignment to the bucket blade and thus a composite construction that is well suited to all thermal and mechanical operating conditions is to be achieved.
  • both the head end and the foot end of the airfoil on the lateral surface are provided with depressions and / or elevations in the method mentioned at the outset, that the airfoil is inserted into a mold having the negative shape of the cover plate and of the base piece in such a way that the head end and the foot end protrude into the cavity of the mold, that the airfoil is preheated to a temperature which is 50 to 300 ° C below the solidus temperature of the deep-melting phase of the airfoil material, and that the cavity of the mold with the melt is one for the
  • the cover plate and the base piece of non-dispersion hardened nickel-based superalloy are filled with a casting temperature that is at most 100 ° C above the liquidus temperature of the highest melting phase of this alloy in such a way that the head end and the foot end of the airfoil are completely cast and cast and that the temperature of the melt after the end of the casting process and during solidification and that of the airfoil is controlled in such
  • the foot piece and the cover plate consist of a non-dispersion hardened nickel-base cast superalloy and that the foot piece and the cover plate have depressions and / or elevations on The foot end and at the head end of the outer surface of the airfoil are secured mechanically by casting and pouring in while maintaining a metallic interruption and without any metallurgical bond.
  • a schematic longitudinal section (elevation) is made by a casting device for the head end of an airfoil to be poured.
  • 1 is the airfoil made of an oxide dispersion hardened nickel-based superalloy, the longitudinal axis of which is in a vertical position.
  • the or the head 2 to be cast is at the top. It is offset in the transverse dimensions from the active profile of the airfoil 1 and has a circumferential recess 4 and a similar elevation 5 for the purpose of better mechanical anchoring of the cover plate to be produced and fastened by casting (reference number 6 in FIG. 2).
  • 8 is the casting mold made of ceramic, which corresponds on its concave side to the shape of the cover plate to be produced (negative mold).
  • 2 shows a schematic longitudinal section through an assembled guide vane for a gas turbine.
  • 1 is the vane blade consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-base superalloy and having coarse stem crystals oriented in the longitudinal direction by zone annealing.
  • 2 is the head end, 3 the foot end of the airfoil 1, both of which each have a circumferential recess 4 and an elevation 5 of the same type.
  • 6 is the cover plate or cover band
  • 7 is the casting of the blade. Both consist of a non-dispersion hardened nickel-based casting superalloy. 6 and 7 generally have - depending on the composition, casting temperature and cooling conditions - fine-grained to medium-grained crystal structure.
  • FIG 3 shows a schematic longitudinal section through the foot part of a guide vane for a gas turbine, the foot piece having cooling channels and an intermediate layer being located between the foot piece and the airfoil.
  • 15 are cooling channels in the foot piece 7 the shovel.
  • 16 is an oxide, heat-insulating oxide layer that prevents the metallurgical bond between the airfoil 1 and the base piece 7. This can be a naturally occurring oxide layer of the airfoil 1 of a few ⁇ m thickness or a layer of an oxide specially applied to this jacket part of the airfoil 1 selected from the elements Cr, Al, Si, Ti, Rz with a thickness of 5 to 200 ⁇ m .
  • FIG. 4 shows a schematic longitudinal section through a composite rotor blade for a gas turbine. Basically, all reference numerals correspond to those of the previous figures. Only the shapes of the components are different.
  • the base part of the blade has double fir-tree teeth, which ensures a good countersinking in the rotor body of the turbine.
  • Fig. 5 shows a schematic longitudinal section through a composite blade with intermediate layer and cooling channels in the foot part.
  • the individual components and reference numerals basically correspond to those in FIG. 4.
  • the cover plate 6 which is made of a non-oxide-dispersion-hardened nickel-base casting superalloy, with depressions 4 and elevations 5 for the purpose of anchoring.
  • the foot end 3 of the airfoil 1 is designed in the form of a fir tree with depressions 4 and elevations 5 and in turn is inserted in a fir tree-shaped foot piece 7 made of a nickel-based cast superalloy.
  • the foot piece 7 is provided with cooling channels 15.
  • an intermediate layer made of an oxide which is up to 200 ⁇ m thick. This serves for the elastic absorption of clamping forces and expansion differences in rapidly changing operating conditions (thermal shock, etc.) and for thermal insulation between the blade and the rotor body.
  • a blade 1 for a gas turbine guide blade was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy by mechanical processing.
  • the material was in the form of a prismatic semi-finished product with a rectangular cross-section 100 mm wide and 32 mm thick in the zone-annealed, recrystallized, coarse-grained state.
  • the longitudinal stem crystals have an average length of 20 mm, a width of 6 mm and a thickness of 3 mm.
  • the head end 2 of the airfoil 1 was set down on its outer surface.
  • the offset part had a recess 4 in the form of a circumferential rounded groove 4 mm deep and 2.5 mm wide. As a result, an elevation 5 was formed at the extreme end.
  • the airfoil 1 was then heated to a temperature of 1140 ° C. and placed in the likewise preheated casting mold 8 made of ceramic, so that the head end 2 protruded into the cavity of the latter.
  • the mold 8 was sealed against the airfoil 1 by means of a seal 12 made of ceramic adhesive.
  • a melt made of a superalloy was then poured into the cavity of the casting mold 8 via the pouring funnel 9, the part 14 subsequently forming the cover plate enclosing the head end 2 of the airfoil 1.
  • This alloy has a liquidus temperature of approx. 1315 ° C.
  • the casting temperature was a maximum of 1380 ° C.
  • the workpiece was slowly cooled. Thanks to the low casting temperature, a mild to fine-grained structure was achieved for the cover plate 6.
  • the finished blade was subjected to a 5 min cycle between the temperature limits of approx. 200 ° C and approx. 1000 ° C in order to test its sensitivity to thermal shock. After 500 cycles, no cracks and no loosening of the cover plate 6 from the airfoil 1 were found. The natural oxide skin between these two parts already acted as a heat insulation layer, so that the cover plate can only reach a temperature of 800 ° C. This also has an advantageous effect during operation, especially in the case of shutdowns or load shedding on the generator side.
  • the preheating temperature of the airfoil 1 should be 1140 to 1180 ° C. and the casting temperature of the melt 13 should not exceed 1380 ° C.
  • an airfoil 1 was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy.
  • the alloy composition and the dimensions corresponded exactly to Example 1.
  • the airfoil 1 was preheated to a temperature of 1160 ° C. and inserted with its head end 2 into a casting mold 8 according to FIG. 1 and with its foot end 3 into a corresponding casting mold (not shown!) .
  • the cavities of both casting molds were filled simultaneously with a melt 13 made of a non-dispersion hardened nickel-base casting superalloy with the trade name IN 939 from INCO.
  • This alloy has a liquidus temperature of approx. 1340 ° C.
  • the maximum casting temperature was 1400 ° C. Otherwise, the procedure was exactly the same as that given in Example 1.
  • the investigation showed that there was no metallurgical bond between the airfoil 1 on the one hand and the cover plate 6 or foot piece 7.
  • the test for resistance to temperature changes showed no cracks and no detachment of the cover plate 6 or the foot piece 7 from the airfoil 1.
  • the preheating temperature of the airfoil 1 is generally 1160 to 1200 ° C. and the pouring temperature of the melt 13 is at most 1400 ° C.
  • a blade 1 for a gas turbine guide blade was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy by mechanical processing.
  • the semifinished product in the coarse-grained, longitudinally oriented stem crystals as the starting material and the finished airfoil had the same dimensions as in Example 1.
  • the foot end 3 of the airfoil 1 was offset on its outer surface and had a rectangular depression 4 10 mm deep and 14 mm wide and a corresponding elevation 5 10 mm thick and 13 mm wide.
  • the entire surface of the foot end 3 of the airfoil 1 was provided by the plasma spraying process with an approximately 150 ⁇ m thick intermediate layer 16 made of Al2O3.
  • Example 2 The procedure was the same as that given in Example 1.
  • the airfoil 1 was heated to a temperature of 1120 ° C. and placed in an appropriate ceramic mold.
  • the IN 738 cast superalloy used corresponded exactly to that of Example 1.
  • the maximum casting temperature was 1380 ° C.
  • this was equipped with cooling channels 15.
  • the intermediate layer 16 the mechanical bond between the airfoil 1 and the base piece 7 was very good.
  • the thermal shock resistance was excellent. No cracks were found after 1000 cycles.
  • the intermediate layer 16 proved to be excellent as a thermal insulation layer. With an average temperature of the airfoil of 1000 ° C, the foot piece only reached approx. 700 ° C.
  • the preheating temperature of the airfoil 1120 to 1160 ° C. and the pouring temperature of the melt 13 should not exceed 1380 ° C.
  • a blade 1 for a gas turbine rotor blade was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy by mechanical processing.
  • the material was in the form of a prismatic semi-finished product with a rectangular cross-section 100 mm wide and 30 mm thick in the zone-annealed, recrystallized, coarse-grained state.
  • the longitudinal stem crystals had an average length of 25 mm, a width of 8 mm and a thickness of 3.5 mm.
  • the semi-finished product was subjected to a heat treatment prior to mechanical processing in order to increase the ductility perpendicular to the longitudinal direction of the stem crystals, which resulted in an annealing at or just above the lowest possible solution annealing temperature for the ⁇ phase in the ⁇ matrix, followed by cooling with a cooling rate of existed at most 5 ° C / min.
  • the material corresponded exactly to the composition according to Example 3.
  • the head end 2 of the airfoil 1 was set down on its surface.
  • the offset part had depressions 4 in the form of circumferential grooves 2 mm deep and 2 mm wide which are rounded in the base.
  • the elevations 5 located between the grooves had similar dimensions.
  • the airfoil 1 was now preheated to a temperature of 1120 ° C. and placed in a likewise preheated mold similar to 8 in FIG. 1.
  • Example 2 The further procedure corresponded to that in Example 1.
  • the cast superalloy IN 939 corresponding to the composition according to Example 2 was used.
  • the maximum casting temperature was 1400 ° C.
  • the solidification took place in a relatively short time, which resulted in a fine-grained structure.
  • the workpiece was slowly cooled.
  • the natural oxide layer between airfoil 1 and cover plate 6 had an average thickness of 3 to 5 ⁇ m.
  • the preheating temperature of the airfoil 11 is generally 1120 to 1160 ° C. and the casting temperature of the melt 13 is at most 1400 ° C.
  • an airfoil 1 was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy.
  • Example 4 In contrast to Example 4, however, the semi-finished product had not previously been subjected to a heat treatment to increase the ductility.
  • the dimensions of the airfoil corresponded to those of Example 4.
  • the foot end 3 of the airfoil 1 had - seen in the axial plane of the turbine rotor - a fir tree-like shape with 3 depressions 4 and 3 elevations 5, which ensured excellent anchoring in the foot piece 7 (see FIG. 4!).
  • the airfoil 1 was preheated to a temperature of 1130 ° C. and inserted with its head end 2 and its foot end 3 into a corresponding preheated mold and sealed with ceramic adhesive.
  • the cavities of both casting molds were simultaneously filled with a melt 13 made of the cast superalloy IN 738 with the composition according to Example 1.
  • the casting temperature was 1380 ° C. Otherwise, the procedure was the same as in the previous examples.
  • the casting mold for the foot piece 7 was constructed in such a way that the latter also had a fir tree shape in the final state - in the axial section of the rotor. 5 depressions alternated with 5 elevations, the closer to the foot end 3 of the airfoil 1 approximately opposite the corresponding depressions 4 and elevations 5. Excellent intermeshing of the airfoil 1 / base 7 / rotor body was achieved, although there was no metallurgical bond.
  • the preheating temperature of the airfoil 1 should be 1130 to 1170 ° C. and the casting temperature of the melt 13 should not exceed 1380 ° C.
  • An airfoil 1 for a gas turbine rotor blade was produced by mechanical processing from an oxide dispersion-hardened nickel-base superalloy which had not been pretreated by a heat treatment to increase the ductility in accordance with Example 5.
  • the composition of the material and the dimensions and shape of the airfoil correspond exactly to the values given in Example 5.
  • the entire surface of the fir tree-shaped foot end 3 of the airfoil 1 was provided by the plasma spraying process with an average 80 ⁇ m thick intermediate layer 16 made of 1% Y2O3 doped ZrO2.
  • the airfoil 1 was then heated to a temperature of 1180 ° C. in order to dissolve as much of the ⁇ phase as possible in the ⁇ matrix of the material.
  • the foot end 3 of the airfoil 1 was then brought into a corresponding preheated mold provided with cores and sealed with ceramic adhesive.
  • the cast superalloy IN 939 with the composition of Example 2 with a liquidus temperature of approximately 1340 ° C. was used as the melt 13.
  • the casting temperature was 1380 ° C. Thanks to the cores intended for the cooling channels 15, an inadmissible accumulation of material in the area of the foot piece 7 was avoided. This allowed the solidification process to be optimally designed and a fine-grained one Structure can be achieved. The further cooling of the workpiece was carefully monitored.
  • the thermal shock test of 1000 cycles between 100 and 1000 ° C airfoil temperature with cyclical tensile stress applied at the same time showed the excellent thermal, mechanical and thermomechanical behavior of this non-metallic connection under dynamic conditions.
  • the intermediate layer 16 not only acted as a thermal insulation layer, but also took over an important mechanical function as a transmission element for elastic clamping in the reduction of voltage peaks.
  • an almost ideal composite body was created for the various types of stress: Blade 1 with coarse grain for high creep resistance at the highest temperatures; Base 7 with fine grain for high mechanical alternating loads at medium temperatures; no metallurgical bond between 1 and 7 with a critical transition zone that disturbs the structure.
  • the preheating temperature of the airfoil 1 is generally 1160 to 1180 ° C. and the casting temperature of the melt 13 is at most 1400 ° C.
  • an airfoil 1 was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy.
  • the alloy composition and dimensions corresponded to the values given in Example 5.
  • the airfoil 1 was heated to a temperature of 1180 ° C. and its head end 2 and foot end 3 were placed in a correspondingly preheated mold and sealed with ceramic adhesive.
  • the cavities in the casting molds were simultaneously filled with a melt 13 made of the cast superalloy IN 738 with the composition according to Example 1.
  • the casting temperature was 1370 ° C.
  • the cooling was controlled in such a way that after the melt 13 had solidified successfully, the temperature range from 1200 ° C. down to 600 ° C. was passed through in only 2 hours. An increase in the ductility of the airfoil material was thus achieved.
  • the finished workpiece was then subjected to further compaction in the area of the cover plate 6 and the foot piece 7.
  • the workpiece was first brought to a temperature of 1140 ° C without applying pressure. This temperature was in the range which was at least 100 ° C, but at most 150 ° C lower than the recrystallization temperature of the airfoil material as well as that of the cover plate 6 and the base piece 7. Thereupon the workpiece was exposed to an all-round pressure of 2000 bar and thus for 3 h hot isostatically pressed. The cooling took place at a rate of 5 ° C / min. As a result, the highest possible ductility in the transverse direction of the blade 1 was achieved. The investigation showed that a density of 100% of the theoretical value was achieved for the cover plate 6 and the foot piece 7.
  • oxide-dispersion-hardened nickel-base superalloys for the airfoil 1 and non-oxide-dispersion-hardened nickel-base superalloys can also be used for the cover plate (the cover band) 6 and the foot piece 7 of compositions other than those specified.
  • the preheating temperature for the airfoil 1 should fall in the range of 50 to 300 ° C below the solidus temperature of the low-melting phase of the airfoil material, the casting temperature of the melt 13 of the non-dispersion hardened nickel-based superalloy should be at most 100 ° C above the liquidus temperature of the high-melting phase of this alloy.
  • the temperature of the melt 13 after the end of the casting process and during solidification and that of the airfoil 1 is to be controlled in such a way that any melting of the airfoil 1 and any metallurgical bond between the airfoil 1 and cover plate 6 or airfoil 1 and foot piece 7 is avoided.
  • the entire workpiece must then be cooled down specifically to room temperature.
  • the airfoil material (semi-finished product) or the airfoil 1 itself is advantageously subjected to a heat treatment prior to casting, which involves annealing at or just above the longitudinal annealing temperature of the ⁇ phase in the ⁇ matrix of the airfoil material, followed by cooling at a maximum of 5 ° C / min.
  • the airfoil 1 can be preheated to a temperature which reaches at least a value of 50 ° C. below the lowest possible solution annealing temperature of the ⁇ phase. After casting, the speed of cooling of the airfoil 1 down to 600 ° C should not exceed 5 ° C / min.
  • the workpiece can then be cooled down to room temperature at any cooling rate.
  • the airfoil 1 can preferably be provided, at least at the head end 2 and at the foot end 3, with a 5 to 200 ⁇ m thick intermediate layer 16 made of an oxide of at least one of the elements Cr, Al, Si, Ti, Zr before the encapsulation.
  • the entire workpiece is advantageously brought to a temperature of 1050 to 1200 ° C. again after cooling to room temperature and at least 6 and / or 7 hot isostatically pressed by heating the workpiece to a temperature, which is at least 100 ° C, but at most 150 ° C lower than the recrystallization temperature of the material of both the airfoil 1 and the cover plate 6 and the foot piece 7 and that kept under a pressure of 1000 to 3000 bar at this temperature for 2 to 24 h and then cooled at a maximum of 5 ° C / min to at least 600 ° C.
  • the interruption can consist partly of the natural oxide layer, partly of cavities and have a maximum width of 5 ⁇ m.
  • an intermediate layer 16 consisting of an oxide of at least one of the elements Cr, Al, Si, Ti, Zr with a thickness of 5 to 200 ⁇ m. The latter is preferably carried out as a firmly adhering layer on the airfoil 1 of at least 100 microns thick, predominantly made of Al2O3 or ZrO2 stabilizing with Y2O3.
  • the airfoil 1 consists of an oxide dispersion-hardened, non-precipitation hardened nickel-based superalloy with increased ductility perpendicular to the longitudinal direction of the stem crystals.
  • the additional precipitation hardening is deliberately avoided in the interest of flexibility.

Abstract

Eine zusammengesetzte Gasturbinenschaufel besteht aus einem Schaufelblatt (1) aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung im Zustand von längsgerichteten groben Stengelkristallen und einer Deckplatte (6) bzw. einem Deckband sowie einem Fussstück (7), letztere aus einer nichtdispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung (Gusslegierung). Die Gasturbinenschaufel wird hergestellt, indem das mit Vertiefungen (4) und/oder Erhebungen (5) versehene Kopfende (2) bzw. Fussende (3) des Schaufelblattes (1) nach Vorwärmung des letzteren auf eine Temperatur von 50 bis 300 °C unterhalb der Solidustemperatur der tiefstschmelzenden Phase des Schaufelblattwerkstoffs mit der besagten nichtdispersionsgehärteten Superlegierung ein- bzw. umgossen wird. Die Giesstemperatur soll dabei höchstens 100 °C über der Liquidustemperatur der höchstschmelzenden Phase dieser Legierung liegen. Es ist jegliches Anschmelzen des Schaufelblattes (1) und jegliche metallurgische Bindung zu vermeiden. Vorteilhafterweise wird zwischen Schaufelblatt (1) und Deckplatte (6) bzw. Fussstück (7) eine wärmedämmende, mechanisch dämpfende Zwischenschicht (16) aus einem Oxyd mindestens eines der Elemente Cr, Al, Si, Ti, Zr von 5 bis 200 µm Dicke vorgesehen.A composite gas turbine blade consists of a blade (1) made from an oxide-dispersion-hardened nickel-base superalloy in the state of longitudinally coarse stem crystals and a cover plate (6) or a cover band and a base piece (7), the latter from a non-dispersion-hardened nickel-base superalloy (cast alloy). The gas turbine blade is produced by the head end (2) or foot end (3) of the airfoil (1) provided with depressions (4) and / or elevations (5) after preheating the latter to a temperature of 50 to 300 ° C. below the Solidus temperature of the deep-melting phase of the airfoil material is poured in or out with the said non-dispersion hardened superalloy. The casting temperature should be at most 100 ° C above the liquidus temperature of the highest melting phase of this alloy. Avoid melting the airfoil (1) and any metallurgical bond. A thermally insulating, mechanically damping intermediate layer (16) made of an oxide of at least one of the elements Cr, Al, Si, Ti, Zr with a thickness of 5 to 200 μm is advantageously provided between the airfoil (1) and the cover plate (6) or foot piece (7) .

Description

TECHNISCHES GEBIETTECHNICAL AREA

Gasturbinen für höchste Ansprüche. Steigerung des Wirkungsgrades bedingt höhere Gastemperaturen und damit warmfestere Werkstoffe, geeigntere Werkstoffkombinationen und bessere Konstruktionen für die einzelnen Bauteile. Das wichtigste und kritischste Bauteil ist dabei die Turbinenschaufel.Gas turbines for the highest demands. Increasing the efficiency requires higher gas temperatures and thus warmer materials, more suitable material combinations and better designs for the individual components. The most important and most critical component is the turbine blade.

Die Erfindung bezieht sich auf die Weiterentwicklung mechanisch und/oder thermisch hochbeanspruchter Gasturbinenschaufeln, wobei die vorteilhaften Eigenschaften dispersionsgehärteter Legierungen für bestimmte Beanspruchungsarten mit denjenigen von nichtdispersionsgehärteten Legierungen in optimaler Weise zu kombinieren sind.The invention relates to the further development of mechanically and / or thermally highly stressed gas turbine blades, the advantageous properties of dispersion-hardened alloys for certain types of stress being optimally combined with those of non-dispersion-hardened alloys.

Insbesondere betrifft sie ein Verfahren zur Herstellung einer zusammengesetzten Gasturbinenschaufel bestehend aus Fussstück, Schaufelblatt und Deckplatte oder Deckband, wobei das Schaufel­blatt aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superle­gierung im Zustand von längsgerichteten groben Stengelkristal­len besteht.In particular, it relates to a method for producing a composite gas turbine blade consisting of a foot piece, airfoil and cover plate or shroud, the airfoil consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-base superalloy in the state of longitudinally coarse stem crystals.

Sie betrifft ferner eine zusammengesetzte Gasturbinenschaufel, bestehend aus einem Fussstück, einem Schaufelblatt und einer Deckplatte oder einem Deckband, wobei das Schaufelblatt aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung im Zustand von längsgerichteten groben Stengelkristallen besteht.It also relates to a composite gas turbine blade consisting of a base piece, an airfoil and a cover plate or a shroud, the airfoil consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy in the state of longitudinally coarse stem crystals.

STAND DER TECHNIKSTATE OF THE ART

Bei rotierenden thermischen Maschinen (z.B. Dampf- und Gas­turbinen) werden zumindest in gewissen Stufen die Schaufel­enden mit Deckplatten und/oder Deckbändern versehen. Die Gründe dafür sind sowohl strömungstechnischer, wärmetechnischer und geometrischer Art. Durch diese Massnahmen soll also die Aero­dynamik, die Thermodynamik und die Mechanik der Maschine ver­bessert und sicherer gestaltet werden. In diesem Zusammenhang sind unzählige Ausführungsformen und Materialkombinationen von Deckplatten und Deckbändern und deren Herstellung bzw. Befestigung am Kopfende der Schaufel - auch monolithische Konstruktionen, mit dem Schaufelblatt ein Ganzes bildend - ­bekannt geworden. Es kann dazu unter anderem folgende Litera­tur zitiert werden:
- Walter Traupel, Thermische Turbomaschinen, 2. Bd. Regelver­halten, Festigkeit und dynamische Probleme, Springer Verlag 1960
- H. Petermann, Konstruktion und Bandelemente von Strömungs­maschinen, Springer Verlag 1960
- Fritz Dietzel, Dampfturbinen, Georg Liebermann Verlag 1950
- Fritz Dietzel, Dampfturbinen, Berechnung, Konstruktion, Carl Hauser Verlag.In the case of rotating thermal machines (for example steam and gas turbines), the blade ends are provided with cover plates and / or cover strips at least in certain stages. The reasons for this are both fluidic, thermal and geometric in nature. These measures are intended to improve and make the aerodynamics, thermodynamics and mechanics of the machine safer. In this context, countless embodiments and material combinations of cover plates and cover bands and their manufacture or fastening at the head end of the blade - also monolithic constructions, forming a whole with the blade - have become known. The following literature can be cited:
- Walter Traupel, Thermal Turbomachinery, 2nd Vol. Control Behavior, Strength and Dynamic Problems, Springer Verlag 1960
- H. Petermann, construction and belt elements of fluid machines, Springer Verlag 1960
- Fritz Dietzel, steam turbines, Georg Liebermann Verlag 1950
- Fritz Dietzel, steam turbines, calculation, construction, Carl Hauser Verlag.

Als Schaufelwerkstoffe für hochbeanspruchte Gasturbinen sind in neuerer Zeit oxyddisperionsgehärtete Nickelbasis-Superlegie­rungen vorgeschlagen worden, da sie gegenüber gewöhnlichen Guss- und Knet-Superlegierungen höhere Betriebstemperaturen erlaüben. Um bei hohen Temperaturen die besten Festigkeits­werte (hohe Zeitstandfestigkeit) zu erreichen, werden Bauteile aus diesen Legierungen mit in Schaufelachse gerichteten, längs­gestreckten groben Kristalliten eingesetzt. Im Verlauf der Herstellung muss im allgemeinen das Werkstück (Halbzeug oder Festigkeit) einen Zonenglühprozess durchmachen. Aus verschiede­nen Gründen (Thermodynamik, Kristallisationsgesetze) sind die Querschnittsabmessungen derartiger Schaufelwerkstoffe im grobkörnigen Zustand begrenzt. Damit werden den Schaufel­abmessungen ebenfalls Grenzen gesetzt. Da nun die Fläche einer Deckplatte in der Regel ein Mehrfaches der Querschnittsfläche des entsprechenden Schaufelblattes ausmacht, können Blatt und Deckplatte von gewissen Abmessungen an nicht mehr mono­lithisch aus einem Stück gefertigt werden. Das gleiche gilt für die Fusspartie der Schaufel, die in den relativen Abmes­sungen sehr voluminös ausfallen kann. Sollen oxyddispersions­gehärtete Superlegierungen erfolgreich und allgemein eingesetzt werden, ergibt sich daher die Forderung nach einer Aufteilung in Schaufelblatt einerseits und Deckplatte und Fussstück anderer­seits. Es gibt noch andere, von der Festigkeit und der Material­beanspruchung an den Einspannstellen her bedingte Gründe zu einer derartigen Aufteilung. Eine rein mechanische Befestigung der Deckplatte am Kopfende des Schaufelblattes kann zwar das Problem grundsätzlich lösen, ist jedoch aufwendig, benötigt zusätzliche Befestigungselemente und kann zu schwer kontrol­lierbaren Zusatzspannungen im Betrieb führen. Eine Schweiss­verbindung scheidet aus, da durch örtliches Aufschmelzen die Struktur des oxyddispersionsgehärteten Werkstoffs weitgehend zerstört wird. Ein Verbinden durch Löten oder Diffusionsfügen verlangt sehr sauber bearbeitete Kontaktflächen und ist techno­logisch mit Schwierigkeiten verbunden.Oxide dispersion-hardened nickel-based superalloys have recently been proposed as blade materials for highly stressed gas turbines, since they have higher operating temperatures than conventional cast and kneading superalloys. In order to achieve the best strength values (high creep rupture strength) at high temperatures, components made from these alloys with elongated, coarse crystallites oriented in the blade axis are used. In the course of production, the workpiece (semi-finished or strength) generally has to go through a zone annealing process. For various reasons (thermodynamics, crystallization laws), the cross-sectional dimensions of such blade materials are limited in the coarse-grained state. This also limits the blade dimensions. Since the area of a cover plate now generally amounts to a multiple of the cross-sectional area of the corresponding airfoil, the blade and cover plate of certain dimensions can no longer be made monolithically from one piece. The same applies to the root part of the blade, which can be very voluminous in the relative dimensions. If oxide dispersion-hardened superalloys are to be used successfully and in general, there is therefore a requirement for a division into the airfoil on the one hand and the cover plate and foot piece on the other. There are other reasons for such a division, which depend on the strength and the material stress at the clamping points. A purely mechanical fastening of the cover plate at the head end of the airfoil can solve the problem in principle, but is complex, requires additional fastening elements and can lead to additional voltages that are difficult to control during operation. A welded joint is ruled out because the structure of the oxide dispersion-hardened material is largely destroyed by local melting. A connection by soldering or diffusion joining requires very clean machined contact surfaces and is technologically difficult.

Das Ein- und Umgiessen von metallischen Werkstückteilen mit einem metallischen Werkstoff - meist tieferen Schmelzpunkts - ­ist an sich aus zahlreichen Anwendungsfällen in der Technik bekannt. Es ist unter anderem schon vorgeschlagen worden, Stahl in Gusseisen einzugiessen. Dabei musste darauf geachtet werden, dass der Stahl möglichst einem Wärmeausdehnungskoeffi­zienten besitzt, der kleiner oder höchstens gleich demjenigen des Gusseisens ist. Dazu eignen sich z.B. Stähle mit 10 bis 18 % Cr-Gehalt. Das Verfahren wurde unter anderem zum Umgiessen von Turbinenschaufeln vorgesehen (Vergl. CH-A-480 445). Vor­teilhaft sollen sich dabei Zwischenschichten aus Oxyden erweisen.The casting and casting of metallic workpiece parts with a metallic material - usually a lower melting point - is known per se from numerous applications in technology. Among other things, it has already been proposed to cast steel in cast iron. Care had to be taken to ensure that the steel has a coefficient of thermal expansion that is less than or at most equal to that of the cast iron. For this, e.g. Steels with 10 to 18% Cr content. The method was intended, among other things, for the encapsulation of turbine blades (cf. CH-A-480 445). Interlayers made of oxides are said to be advantageous.

Es besteht ein grosses Bedürfnis, beim Bau hochbeanspruchter thermischer Maschinen, insbesondere Gasturbinen, vermehrt oxyddispersionsgehärtete Superlegierungen einzusetzen und dementsprechend dem Konstrukteur die technologischen Mittel in die Hand zu geben, bei möglichst grosser Freiheit in kon­struktiver Gestaltung diese Legierungen beträchtlich optimal verwenden zu können.There is a great need to use oxide dispersion-hardened superalloys increasingly in the construction of highly stressed thermal machines, in particular gas turbines, and accordingly to give the designer the technological means to use these alloys considerably optimally with the greatest possible freedom in a constructive design.

DARSTELLUNG DER ERFINDUNGPRESENTATION OF THE INVENTION

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine zusammengesetzte Gasturbinenschaufel bestehend aus Fussstück, Schaufelblatt und Deckplatte oder Deckband sowie ein Verfahren zu ihrer Herstellung anzugeben, wobei einerseits von der Verwendung oxyddispersionsgehärteter Nickelbasis-Superlegierungen mehr Berücksichtigung ihrer nur beschränkt verfügbaren Querschnitts­abmessungen im Zustand längsgerichteter grober Stengelkri­stalle für das Schaufelblatt optimaler Gebrauch gemacht und andererseits durch geeignete Werkstoffauswahl und konstruktive Gestaltung des Fussstücks und der Deckplatte oder des Deckbandes sowie deren Herstellung eine optimale Zuordnung zum Schaufel­blatt und damit eine allen thermischen und mechanischen Be­triebsbedingungen bestens gewachsene Verbundkonstruktion erreicht werden soll. Dabei soll der unterschiedlichen thermischen und mechanischen Belastung von Schaufelfusspartie, Schaufel­blatt, Schaufelkopfpartie und Deckplatte bzw. Deckband unter Berücksichtigung des Normalbetriebs, der Betriebsunterbrüche (Abstellen und Anfahren der Turbine) sowie des plötzlichen Lastabwurfs (plötzliches Abschalten des mit der Turbine ge­koppelten Generators bei Weiterlaufen der Maschinengruppe) Rechnung getragen werden.The invention has for its object to provide a composite gas turbine blade consisting of a foot piece, airfoil and cover plate or shroud and a method for their production, whereby on the one hand more consideration is given to the use of oxide-dispersion-hardened nickel-based superalloys, their only limited cross-sectional dimensions in the state of longitudinally coarse stem crystals for the Bucket blade made optimal use and on the other hand, through an appropriate choice of material and constructive design of the foot piece and the cover plate or the cover band, as well as their manufacture, an optimal assignment to the bucket blade and thus a composite construction that is well suited to all thermal and mechanical operating conditions is to be achieved. The different thermal and mechanical loads of the blade root section, the blade leaf, the blade head section and the cover plate or cover band should be under Consideration of normal operation, interruptions in operation (switching off and starting up the turbine) and sudden load shedding (sudden switching off of the generator coupled to the turbine when the machine group continues to run) are taken into account.

Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, dass im eingangs erwähnten Verfahren sowohl das Kopfende wie das Fussende des Schaufel­blattes an der Mantelfläche mit Vertiefungen und/oder Erhe­bungen versehen wird, dass das Schaufelblatt in eine die Nega­tivform der Deckplatte und des Fussstückes aufweisende Giess­form derart eingelegt wird, dass das Kopfende und das Fussende in den Hohlraum der Giessform vorkragen, dass das Schaufelblatt auf eine Temperatur, welche 50 bis 300 °C unterhalb der Solidus­temperatur der tiefstschmelzenden Phase des Schaufelblattwerk­stoffs liegt, vorgewärmt wird, und dass der Hohlraum der Giess­form mit der Schmelze einer für die Deckplatte und das Fuss­stück bestimmten nichtdispersionsgehärteten Nickelbasis-Super­legierung mit einer Giesstemperatur, welche höchstens 100 °C über der Liquidustemperatur der höchstschmelzenden Phase die­ser Legierung liegt, derart gefüllt wird, dass das Kopfende und das Fussende des Schaufelblattes vollständig umgossen und eingegossen werden, und dass die Temperatur der Schmelze nach Beendigung des Giessvorgangs und während des Erstarrens sowie diejenige des Schaufelblattes derart gesteuert wird, dass jegliches Anschmelzen des Schaufelblattes und jegliche metallurgische Bindung zwischen dem Werkstoff des Schaufel­blattes und demjenigen der Deckplatte und des Fussstücks vermie­den wird, und dass das gesamte Werkstück auf Raumtemperatur abgekühlt wird.This object is achieved in that both the head end and the foot end of the airfoil on the lateral surface are provided with depressions and / or elevations in the method mentioned at the outset, that the airfoil is inserted into a mold having the negative shape of the cover plate and of the base piece in such a way that the head end and the foot end protrude into the cavity of the mold, that the airfoil is preheated to a temperature which is 50 to 300 ° C below the solidus temperature of the deep-melting phase of the airfoil material, and that the cavity of the mold with the melt is one for the The cover plate and the base piece of non-dispersion hardened nickel-based superalloy are filled with a casting temperature that is at most 100 ° C above the liquidus temperature of the highest melting phase of this alloy in such a way that the head end and the foot end of the airfoil are completely cast and cast and that the temperature of the melt after the end of the casting process and during solidification and that of the airfoil is controlled in such a way that any melting of the airfoil and any metallurgical bond between the material of the airfoil and that of the cover plate and the foot piece is avoided, and that the entire workpiece is cooled to room temperature.

Die Aufgabe wird ferner dadurch gelöst, dass bei der eingangs erwähnten zusammengesetzten Gasturbinenschaufel das Fussstück und die Deckplatte aus einer nichtdispersionsgehärteten Nickel­basis-Guss-Superlegierung bestehen und dass das Fussstück und die Deckplatte über Vertiefungen und/oder Erhebungen am Fussende und am Kopfende der Mantelfläche des Schaufelblattes unter Wahrung eines metallischen Unterbruchs und ohne jegliche metallurgische Bindung rein mechanisch durch Um- und Eingiessen befestigt sind.The object is further achieved in that, in the composite gas turbine blade mentioned at the beginning, the foot piece and the cover plate consist of a non-dispersion hardened nickel-base cast superalloy and that the foot piece and the cover plate have depressions and / or elevations on The foot end and at the head end of the outer surface of the airfoil are secured mechanically by casting and pouring in while maintaining a metallic interruption and without any metallurgical bond.

WEG ZUR AUSFÜHRUNG DER ERFINDUNGWAY OF CARRYING OUT THE INVENTION

Die Erfindung wird anhand der nachfolgenden, durch Figuren näher erläuterten Ausführungsbeispiele beschrieben.The invention is described on the basis of the following exemplary embodiments which are explained in more detail by means of figures.

Dabei zeigt:

  • Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt (Aufriss) durch eine Giesseinrichtung für das Kopfende dieses einzugiessen­den Schaufelblatts,
  • Fig. 2 einen schematischen Längsschnitt durch eine zusammenge­setzte Leitschaufel für eine Gasturbine,
  • Fig. 3 einen schematischen Längsschnitt durch den Fussteil mit Zwischenschicht zwischen Schaufelblatt und Fussstück einer Leitschaufel für eine Gasturbine,
  • Fig. 4 einen schematischen Längsschnitt durch eine zusammenge­setzte Laufschaufel für eine Gasturbine,
  • Fig. 5 einen schematischen Längsschnitt durch eine zusammenge­setzte Laufschaufel mit Zwischenschicht und Kühlkanälen im Fussteil.
It shows:
  • 1 shows a schematic longitudinal section (elevation) through a pouring device for the head end of this shovel blade to be poured in,
  • 2 shows a schematic longitudinal section through an assembled guide vane for a gas turbine,
  • 3 shows a schematic longitudinal section through the base part with an intermediate layer between the airfoil and the base of a guide blade for a gas turbine,
  • 4 shows a schematic longitudinal section through a composite rotor blade for a gas turbine,
  • Fig. 5 is a schematic longitudinal section through a composite blade with intermediate layer and cooling channels in the foot part.

In Fig. 1 ist ein schematischer Längsschnitt (Aufriss) durch eine Giesseinrichtung für das Kopfende eines einzugiesenden Schaufelblatts hergestellt. 1 ist das Schaufelblatt aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung, dessen Längsachse sich in senkrechter Stellung befindet. Das ein­bzw. umzugiessende Kopfende 2 befindet sich oben. Es ist gegen­über dem aktiven Profil des Schaufelblatts 1 in den Querab­messungen abgesetzt und weist eine umlaufende Vertiefung 4 und eine ebensolche Erhebung 5 zwecks besserer mechanischer Verankerung der durch Umgiessen herzustellenden und zu befesti­genden Deckplatte (Bezugszeichen 6 in Fig. 2) auf. 8 ist die aus Keramik bestehende Giessform, welche auf ihrer konkaven Seite der Form der herzustellenden Deckplatte (Negativform) entspricht. 9 ist der seitlich angebrachte Eingusstrichter der Giessform 8. Um die Giesstemperatur niedrig halten zu können, sind an kritischen Stellen höheren Wärmeabflusses wärmeisolierende Packungen 10 bzw. eine Heizplatte 11 auf der Aussenseite der Giessform 8 vorgesehen. Um ein allfälliges Durchsickern der Schmelze 13 aus einer Nickelbasis-Superlegie­rung im Spalt zwischen der Mantelfläche des Schaufelblatts 1 und der Giessform 8 zu vermeiden, ist an der entsprechenden einspringenden Ecke auf der Giessformaussenseite eine um das ganze Schaufelprofil umlaufende, kragenförmige Dichtung 12 aus Keramik-Klebstoff vorgesehen. In Fig. 1 ist der Zeitpunkt der Beendigung des Giessvorganges dargestellt. 14 stellt den die Deckplatte bildenden Teil der Schmelze 13 dar.In Fig. 1 a schematic longitudinal section (elevation) is made by a casting device for the head end of an airfoil to be poured. 1 is the airfoil made of an oxide dispersion hardened nickel-based superalloy, the longitudinal axis of which is in a vertical position. The or the head 2 to be cast is at the top. It is offset in the transverse dimensions from the active profile of the airfoil 1 and has a circumferential recess 4 and a similar elevation 5 for the purpose of better mechanical anchoring of the cover plate to be produced and fastened by casting (reference number 6 in FIG. 2). 8 is the casting mold made of ceramic, which corresponds on its concave side to the shape of the cover plate to be produced (negative mold). 9 is the laterally attached pouring funnel of the casting mold 8. In order to keep the casting temperature low, heat-insulating packs 10 or a heating plate 11 are provided on the outside of the casting mold 8 at critical points of higher heat flow. In order to prevent any leakage of the melt 13 made of a nickel-based superalloy in the gap between the outer surface of the airfoil 1 and the casting mold 8, a collar-shaped seal 12 made of ceramic adhesive that runs around the entire blade profile on the outside of the mold is provided on the corresponding recessed corner intended. In Fig. 1 the time of completion of the casting process is shown. 14 represents the part of the melt 13 which forms the cover plate.

Fig. 2 stellt einen schematischen Längsschnitt durch eine zusammengestellte Leitschaufel für eine Gasturbine dar. 1 ist das aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Super­legierung bestehende, durch Zonenglühen in Längsrichtung orien­tierte, grobe Stengelkristalle aufweisende Schaufelblatt. 2 ist das Kopfende, 3 das Fussende des Schaufelblattes 1, die beide je eine umlaufende Vertiefung 4 und eine ebensolche Erhebung 5 besitzen. 6 ist die Deckplatte bzw. das Deckband, 7 das Gussstück der Schaufel. Beide bestehen je aus einer nichtdispersionsgehärteten Nickelbasis-Guss-Superlegierung. 6 und 7 weisen im allgemeinen - je nach Zusammensetzung, Giess­temperatur und Abkühlungsbedingungen - feinkörnige bis mittel­körnige Kristallstruktur auf.2 shows a schematic longitudinal section through an assembled guide vane for a gas turbine. 1 is the vane blade consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-base superalloy and having coarse stem crystals oriented in the longitudinal direction by zone annealing. 2 is the head end, 3 the foot end of the airfoil 1, both of which each have a circumferential recess 4 and an elevation 5 of the same type. 6 is the cover plate or cover band, 7 is the casting of the blade. Both consist of a non-dispersion hardened nickel-based casting superalloy. 6 and 7 generally have - depending on the composition, casting temperature and cooling conditions - fine-grained to medium-grained crystal structure.

Fig. 3 zeigt einen schematischen Längsschnitt durch den Fussteil einer Leitschaufel für eine Gasturbine, wobei das Fussstück Kühlkanäle aufweist und sich zwischen Fussstück und Schaufelblatt eine Zwischenschicht befindet. 15 sind Kühlkanäle im Fussstück 7 der Schaufel. 16 ist eine aus einem Oxyd bestehende, wärme­dämmende, die metallurgische Bindung zwischen Schaufelblatt 1 und Fussstück 7 verhindernde Oxydschicht. Diese kann eine auf natürliche Weise entstehende Oxydschicht des Schaufel­blattes 1 von wenigen µm Dicke oder eine speziell auf diesem Mantelteil des Schaufelblattes 1 aufgebrachte Schicht eines Oxyds ausgewählt aus den Elementen Cr, Al, Si, Ti, Rz mit einer Dicke von 5 bis 200 µm sein.3 shows a schematic longitudinal section through the foot part of a guide vane for a gas turbine, the foot piece having cooling channels and an intermediate layer being located between the foot piece and the airfoil. 15 are cooling channels in the foot piece 7 the shovel. 16 is an oxide, heat-insulating oxide layer that prevents the metallurgical bond between the airfoil 1 and the base piece 7. This can be a naturally occurring oxide layer of the airfoil 1 of a few μm thickness or a layer of an oxide specially applied to this jacket part of the airfoil 1 selected from the elements Cr, Al, Si, Ti, Rz with a thickness of 5 to 200 μm .

In Fig. 4 ist ein schematischer Längsschnitt durch eine zusammen­gesetzte Laufschaufel für eine Gasturbine dargestellt. Grund­sätzlich entsprechen alle Bezugszeichen denjenigen der vorange­gangenen Figuren. Lediglich die Formen der Bauteile sind ver­schieden. Der Fussteil der Schaufel hat eine zweifache Tannen­baumverzahnung, welche eine gute Versenkung im Rotorkörper der Turbine gewährleistet.4 shows a schematic longitudinal section through a composite rotor blade for a gas turbine. Basically, all reference numerals correspond to those of the previous figures. Only the shapes of the components are different. The base part of the blade has double fir-tree teeth, which ensures a good countersinking in the rotor body of the turbine.

Fig. 5 zeigt einen schematischen Längsschnitt durch eine zu­sammengesetzte Laufschaufel mit Zwischenschicht und Kühlkanälen im Fussteil. Die einzelnen Bauteile und Bezugszeichen entspre­chen grundsätzlich denjenigen der Figur 4. Am Kopfende 2 des Schaufelblattes 1 aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickel­basis-Superlegierung befindet sich die aus einer nichtoxyddis­persionsgehärteten Nickelbasis-Guss-Superlegierung bestehende Deckplatte 6 mit Vertiefungen 4 und Erhebungen 5 zwecks Ver­ankerung. Das Fussende 3 des Schaufelblattes 1 ist tannenbaum­förmig mit Vertiefungen 4 und Erhebungen 5 ausgeführt und steckt seinerseits in einem tannenbaumförmigen Fussstück 7 aus einer Nickelbasis-Guss-Superlegierung. Das Fussstück 7 ist mit Kühlkanälen 15 versehen. Zwischen dem Fussende 3 des Schaufelblattes 1 und dem Fussstück 7 befindet sich eine bis 200 µm dicke Zwischenchicht aus einem Oxyd. Diese dient zur elastischen Aufnahme von Einspannkräften und Dehnungsunterschie­den bei rasch wechselnden Betriebsverhältnissen (Thermoschock etc.) und zur Wärmedämmung zwischen Schaufel und Rotorkörper.Fig. 5 shows a schematic longitudinal section through a composite blade with intermediate layer and cooling channels in the foot part. The individual components and reference numerals basically correspond to those in FIG. 4. At the head end 2 of the airfoil 1 made of an oxide-dispersion-hardened nickel-base superalloy there is the cover plate 6, which is made of a non-oxide-dispersion-hardened nickel-base casting superalloy, with depressions 4 and elevations 5 for the purpose of anchoring. The foot end 3 of the airfoil 1 is designed in the form of a fir tree with depressions 4 and elevations 5 and in turn is inserted in a fir tree-shaped foot piece 7 made of a nickel-based cast superalloy. The foot piece 7 is provided with cooling channels 15. Between the foot end 3 of the airfoil 1 and the foot piece 7 there is an intermediate layer made of an oxide which is up to 200 μm thick. This serves for the elastic absorption of clamping forces and expansion differences in rapidly changing operating conditions (thermal shock, etc.) and for thermal insulation between the blade and the rotor body.

AUSFÜHRUNGSBEISPIEL 1EMBODIMENT 1 Siehe Figuren 1 und 2!See Figures 1 and 2!

Aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung wurde ein Schaufelblatt 1 für eine Gasturbinen-Leitschaufel durch mechanische Bearbeitung hergestellt. Der Werkstoff lag in Form von prismatischem Halbzeug mit einem rechteckigen Querschnitt von 100 mm Breite und 32 mm Dicke im zonengeglüh­ten rekristallisierten grobkörnigen Zustand vor. Die längsge­richteten Stengelkristalle haben durchschnittlich eine Länge von 20 mm, eine Breite von 6 mm und eine Dicke von 3 mm. Der mit dem Handelsnamen MA 6000 bezeichnete Werkstoff von INCO hatte die nachfolgende Zusammensetzung:

Cr = 15,0 Gew.-%
Al = 4,5 Gew.-%
Ti = 2,5 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 4,0 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,25 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = Rest Gew.-%
A blade 1 for a gas turbine guide blade was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy by mechanical processing. The material was in the form of a prismatic semi-finished product with a rectangular cross-section 100 mm wide and 32 mm thick in the zone-annealed, recrystallized, coarse-grained state. The longitudinal stem crystals have an average length of 20 mm, a width of 6 mm and a thickness of 3 mm. The INCO material with the trade name MA 6000 had the following composition:

Cr = 15.0% by weight
Al = 4.5% by weight
Ti = 2.5% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 4.0% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.25% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = rest% by weight

Das Schaufelblatt 1 mit Tragflügelprofil hatte folgende Ab­messungen:

Totale Länge = 180 mm
Grösste Breite = 85 mm
Grösste Dicke = 24 mm
Profilhöhe = 30 mm
The airfoil 1 with wing profile had the following dimensions:

Total length = 180 mm
Breadth Extreme = 85 mm
Biggest thickness = 24 mm
Profile height = 30 mm

Das Kopfende 2 des Schaufelblatts 1 war auf seiner Mantel­fläche abgesetzt. Der abgesetzte Teil wies eine Vertiefung 4 in Form einer umlaufenden ausgerundeten Nut von 4 mm Tiefe und 2,5 mm Breite auf. Dadurch wurde am äussersten Ende eine Erhebung 5 gebildet.The head end 2 of the airfoil 1 was set down on its outer surface. The offset part had a recess 4 in the form of a circumferential rounded groove 4 mm deep and 2.5 mm wide. As a result, an elevation 5 was formed at the extreme end.

Das Schaufelblatt 1 wurde nun auf eine Temperatur von 1140 °C aufgeheizt und in die ebenfalls vorgewärmte Giessform 8 aus Keramik gebracht, so dass das Kopfende 2 in den Hohlraum der letzteren vorkragte. Die Giessform 8 wurde gegen das Schaufel­blatt 1 mittels Dichtung 12 aus Keramik-Klebstoff abgeschlossen. Nun wurde über den Eingusstrichter 9 eine Schmelze aus einer Superlegierung in den Hohlraum der Giessform 8 gegossen, wobei deren nachträglich die Deckplatte bildende Teil 14 das Kopfende 2 des Schaufelblatts 1 umschlossen. Die für die Schmelze 13 verwendete nichtdispersionsgehärtete Nickelbasis-Guss-Super­legierung mit dem Handelsnamen IN 738 von INCO hatte die nach­folgende Zusammensetzung:

Cr = 16,0 Gew.-%
Co = 8,5 Gew.-%
Mo = 1,75 Gew.-%
W = 2,6 Gew.-%
Ta = 1,75 Gew.-%
Nb = 0,9 Gew.-%
Al = 3,4 Gew.-%
Ti = 3,4 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,11 Gew.-%
Ni = Rest
The airfoil 1 was then heated to a temperature of 1140 ° C. and placed in the likewise preheated casting mold 8 made of ceramic, so that the head end 2 protruded into the cavity of the latter. The mold 8 was sealed against the airfoil 1 by means of a seal 12 made of ceramic adhesive. A melt made of a superalloy was then poured into the cavity of the casting mold 8 via the pouring funnel 9, the part 14 subsequently forming the cover plate enclosing the head end 2 of the airfoil 1. The non-dispersion hardened nickel-base casting superalloy used for the melt 13 with the trade name IN 738 from INCO had the following composition:

Cr = 16.0% by weight
Co = 8.5% by weight
Mo = 1.75% by weight
W = 2.6% by weight
Ta = 1.75% by weight
Nb = 0.9% by weight
Al = 3.4% by weight
Ti = 3.4% by weight
Zr = 0.1% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.11% by weight
Ni = rest

Diese Legierung hat eine Liquidustemperatur von ca. 1315 °C. Die Giesstemperatur betrug maximal 1380 °C Nach der verhältnis­mässig raschen Erstarrung der Schmelze 14 wurde das Werkstück langsam abgekühlt. Dank der tiefen Giesstemperatur wurde ein mild- bis feinkörniges Gefüge für die Deckplatte 6 erzielt. Letztere hatte folgende Abmessungen:

Mittlere Dicke = 10 mm
Breite = 70 mm
Länge = 90 mm
This alloy has a liquidus temperature of approx. 1315 ° C. The casting temperature was a maximum of 1380 ° C. After the relatively rapid solidification of the melt 14, the workpiece was slowly cooled. Thanks to the low casting temperature, a mild to fine-grained structure was achieved for the cover plate 6. The latter had the following dimensions:

Average thickness = 10 mm
Width = 70 mm
Length = 90 mm

Die Untersuchungen ergaben, dass zwischen dem Schaufelblatt 1 und der Deckplatte 6 keinerlei metallurgische Bindung besteht, dass also das Gefüge des Kopfendes 2 nicht angeschmolzen worden war. Die Bindung war rein mechanischer Art, wobei eine natür­liche Oxydschicht von ca. 3 um Dicke auf der Oberfläche des Schaufelblattes 1 einen direkten metallischen Kontakt ver­hinderte.The investigations showed that there is no metallurgical bond between the airfoil 1 and the cover plate 6, that is to say that the structure of the head end 2 had not been melted on. The bond was of a purely mechanical type, with a natural oxide layer of approximately 3 μm thick on the surface of the airfoil 1 preventing direct metallic contact.

Die fertige Schaufel wurde einem 5 min-Zyklus zwischen den Temperaturgrenzen von ca. 200 °C und ca. 1000 °C unterworfen, um ihre Thermoschockempfindlichkeit zu prüfen. Nach 500 Zyklen konnten keine Risse und keine Lockerung der Deckplatte 6 vom Schaufelblatt 1 festgestellt werden. Die natürliche Oxydhaut zwischen diesen beiden Teilen wirkte bereits als Wärmedämm­schicht, so dass die Deckplatte höchstens auf eine Temperatur von 800 °C kann. Dies wirkt sich auch im Betrieb vorteilhaft aus, insbesondere bei Abschaltungen oder generatorseitigen Lastabwürfen.The finished blade was subjected to a 5 min cycle between the temperature limits of approx. 200 ° C and approx. 1000 ° C in order to test its sensitivity to thermal shock. After 500 cycles, no cracks and no loosening of the cover plate 6 from the airfoil 1 were found. The natural oxide skin between these two parts already acted as a heat insulation layer, so that the cover plate can only reach a temperature of 800 ° C. This also has an advantageous effect during operation, especially in the case of shutdowns or load shedding on the generator side.

Ganz allgemein soll im vorliegenden Fall die Vorwärmtemperatur des Schaufelblattes 1 1140 bis 1180 °C und die Giesstemperatur der Schmelze 13 höchstens 1380 °C betragen.In the present case, the preheating temperature of the airfoil 1 should be 1140 to 1180 ° C. and the casting temperature of the melt 13 should not exceed 1380 ° C.

AUSFÜHRUNGSBEISPIEL 2EMBODIMENT 2 Siehe Figuren 1 und 2!See Figures 1 and 2!

Gemäss Beispiel 1 wurde ein Schaufelblatt 1 aus einer oxyddis­persionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung hergestellt. Die Legierungszusammensetzung und die Abmessungen entsprachen genau Beispiel 1. Das Schaufelblatt 1 wurde auf eine Temperatur von 1160 °C vorgewärmt und mit seinem Kopfende 2 in eine Giess­form 8 gemäss Fig. 1 und mit seinem Fussende 3 in eine ent­sprechende Giessform (nicht gezeichnet!) eingelegt. Nun wurden die Hohlräume beider Giessformen gleichzeitig mit einer Schmelze 13 aus einer nichtdispersionsgehärteten Nickelbasis-Guss-Super­legierung mit der Handelsbezeichnung IN 939 von INCO gefüllt. Die Legierung hatte die nachfolgende Zusammensetzung:

Cr = 22,4 Gew.-%
Co = 19,0 Gew.-%
Ta = 1,4 Gew.-%
Nb = 1,0 Gew.-%
Al = 1,9 Gew.-%
Ti = 3,7 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
C = 0,15 Gew.-%
Ni = Rest
According to Example 1, an airfoil 1 was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy. The alloy composition and the dimensions corresponded exactly to Example 1. The airfoil 1 was preheated to a temperature of 1160 ° C. and inserted with its head end 2 into a casting mold 8 according to FIG. 1 and with its foot end 3 into a corresponding casting mold (not shown!) . Now the cavities of both casting molds were filled simultaneously with a melt 13 made of a non-dispersion hardened nickel-base casting superalloy with the trade name IN 939 from INCO. The alloy had the following composition:

Cr = 22.4% by weight
Co = 19.0% by weight
Ta = 1.4% by weight
Nb = 1.0% by weight
Al = 1.9% by weight
Ti = 3.7% by weight
Zr = 0.1% by weight
C = 0.15% by weight
Ni = rest

Diese Legierung hat eine Liquidustemperatur von ca. 1340 °C. Die Giesstemperatur betrug maximal 1400 °C. Im übrigen wurde genau gleich verfahren wie unter Beispiel 1 angegeben. Die Untersuchung ergab, dass zwischen Schaufelblatt 1 einerseits und Deckplatte 6 bzw. Fussstück 7 keinerlei metallurgische Bindung bestand. Die Prüfung auf Temperaturwechselbeständigkeit ergab Rissfreiheit und kein Loslösen der Deckplatte 6 bzw. des Fussstücks 7 vom Schaufelblatt 1.This alloy has a liquidus temperature of approx. 1340 ° C. The maximum casting temperature was 1400 ° C. Otherwise, the procedure was exactly the same as that given in Example 1. The investigation showed that there was no metallurgical bond between the airfoil 1 on the one hand and the cover plate 6 or foot piece 7. The test for resistance to temperature changes showed no cracks and no detachment of the cover plate 6 or the foot piece 7 from the airfoil 1.

Im Interesse von Lunkerfreiheit und möglichst geringer Porosi­tät ist bei der konstruktiven Gestaltung der Deckplatte 6 und insbesondere des Fussstücks 7 darauf zu achten, dass Ma­terialanhäufungen der Guss-Superlegierung vermieden werden können.In the interest of freedom from voids and the lowest possible porosity, care must be taken when designing the cover plate 6 and in particular the foot piece 7 that material accumulations of the cast superalloy can be avoided.

Ganz allgemein soll im vorliegenden Fall die Vorwärmtemperatur des Schaufelblattes 1 1160 bis 1200 °C und die Giesstemperatur der Schmelze 13 höchstens 1400 °C betragen.In the present case, the preheating temperature of the airfoil 1 is generally 1160 to 1200 ° C. and the pouring temperature of the melt 13 is at most 1400 ° C.

AUSFÜHRUNGSBEISPIEL 3EMBODIMENT 3 Siehe Figuren 1 und 3!See Figures 1 and 3!

Aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung wurde ein Schaufelblatt 1 für eine Gasturbinen-Leitschaufel durch mechanische Bearbeitung hergestellt. Das im grobkörni­gen, längsgerichteten Stengelkristalle aufweisende Halbzeug als Ausgangsmaterial sowie das fertige Schaufelblatt wiesen die gleichen Abmessungen wie in Beispiel 1 auf. Die Legierung hatte folgende Zusammensetzung:

Cr = 20,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Zr = 0,19 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,01 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest
A blade 1 for a gas turbine guide blade was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy by mechanical processing. The semifinished product in the coarse-grained, longitudinally oriented stem crystals as the starting material and the finished airfoil had the same dimensions as in Example 1. The alloy had the following composition:

Cr = 20.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Zr = 0.19% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.01% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

Das Fussende 3 des Schaufelblatts 1 war auf seiner Mantelfläche abgesetzt und wies eine rechteckförmige Vertiefung 4 von 10 mm Tiefe und 14 mm Breite sowie eine entsprechende Erhebung 5 von 10 mm Dicke und 13 mm Breite auf. Die gesamte Oberfläche des Fussendes 3 des Schaufelblatts 1 wurde nach dem Plasma­spritzverfahren mit einer ca. 150 µm dicken Zwischenschicht 16 aus Al₂O₃ versehen.The foot end 3 of the airfoil 1 was offset on its outer surface and had a rectangular depression 4 10 mm deep and 14 mm wide and a corresponding elevation 5 10 mm thick and 13 mm wide. The entire surface of the foot end 3 of the airfoil 1 was provided by the plasma spraying process with an approximately 150 µm thick intermediate layer 16 made of Al₂O₃.

In der Folge wurde nun gleich verfahren wie unter Beispiel 1 angegeben. Das Schaufelblatt 1 wurde auf eine Temperatur von 1120 °C aufgeheizt und in eine entsprechende Giessform aus Keramik gebracht. Die verwendete Guss-Superlegierung IN 738 entsprach genau derjenigen von Beispiel 1. Die Giesstemperatur betrug maximal 1380 °C. Im Interesse einer besseren Kühlung des Fussstücks 7 und der Vermeidung von Materialanhäufungen sowie einer leichteren Konstruktion wurde dieses mit Kühlka­nälen 15 ausgerüstet. Trotz der Zwischenschicht 16 war die mechanische Bindung zwischen Schaufelblatt 1 und Fussstück 7 sehr gut. Die Temperaturwechselbeständigkeit war ausgezeichnet. Es konnten nach 1000 Zyklen keine Anrisse festgestellt werden. Die Zwischenschicht 16 erwies sich als Wärmedämmschicht hervor­ragend. Bei einer durchschnittlichen Temperatur des Schaufel­blattes von 1000 °C erreichte das Fussstück nur ca. 700 °C.Subsequently, the procedure was the same as that given in Example 1. The airfoil 1 was heated to a temperature of 1120 ° C. and placed in an appropriate ceramic mold. The IN 738 cast superalloy used corresponded exactly to that of Example 1. The maximum casting temperature was 1380 ° C. In the interest of better cooling of the foot piece 7 and the avoidance of material accumulation and a lighter construction, this was equipped with cooling channels 15. Despite the intermediate layer 16, the mechanical bond between the airfoil 1 and the base piece 7 was very good. The thermal shock resistance was excellent. No cracks were found after 1000 cycles. The intermediate layer 16 proved to be excellent as a thermal insulation layer. With an average temperature of the airfoil of 1000 ° C, the foot piece only reached approx. 700 ° C.

Ganz allgemein soll im vorliegenden Fall die Vorwärmtemperatur des Schaufelblatts 1120 bis 1160 °C und die Giesstemperatur der Schmelze 13 höchstens 1380 °C betragen.In the present case, the preheating temperature of the airfoil 1120 to 1160 ° C. and the pouring temperature of the melt 13 should not exceed 1380 ° C.

AUSFÜHRUNGSBEISPIEL 4EMBODIMENT 4 Siehe Figuren 1 und 4!See Figures 1 and 4!

Aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung wurde ein Schaufelblatt 1 für eine Gasturbinen-Laufschaufel durch mechanische Bearbeitung hergestellt. Der Werkstoff lag in Form von prismatischem Halbzeug mit einem rechteckigen Querschnitt von 100 mm Breite und 30 mm Dicke im zonengeglühten rekristallisierten grobkörnigen Zustand vor. Die längsgerichte­ten Stengelkristalle hatten durchschnittlich eine Länge von 25 mm, eine Breite von 8 mm und eine Dicke von 3,5 mm. Das Halbzeug wurde vor der mechanischen Bearbeitung zwecks Erhöhung der Duktilität senkrecht zur Längsrichtung der Stengelkri­stalle einer Wärmebehandlung unterworfen, welche in einem Glühen bei oder dicht oberhalb der tiefstmöglichen Lösungs­glühtemperatur für die γʹ-Phase in der γ-Matrix, gefolgt von einem Abkühlen mit einer Abkühlungsgeschwindigkeit von höchstens 5 °C/min bestand. Der Werkstoff entsprach genau der Zusammen­setzung gemäss Beispiel 3.A blade 1 for a gas turbine rotor blade was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy by mechanical processing. The material was in the form of a prismatic semi-finished product with a rectangular cross-section 100 mm wide and 30 mm thick in the zone-annealed, recrystallized, coarse-grained state. The longitudinal stem crystals had an average length of 25 mm, a width of 8 mm and a thickness of 3.5 mm. The semi-finished product was subjected to a heat treatment prior to mechanical processing in order to increase the ductility perpendicular to the longitudinal direction of the stem crystals, which resulted in an annealing at or just above the lowest possible solution annealing temperature for the γʹ phase in the γ matrix, followed by cooling with a cooling rate of existed at most 5 ° C / min. The material corresponded exactly to the composition according to Example 3.

Das Schaufelblatt 1 hatte ein Tragflügelprofil mit folgenden Abmessungen:

Totale Länge = 200 mm
Grösste Breite = 70 mm
Grösste Dicke = 20 mm
Profilhöhe 28 = mm
The airfoil 1 had an airfoil profile with the following dimensions:

Total length = 200 mm
Breadth Extreme = 70 mm
Biggest thickness = 20 mm
Profile height 28 = mm

Das Kopfende 2 des Schaufelblatts 1 war auf seiner Mantelfäche abgesetzt. Der abgesetzte Teil wies Vertiefungen 4 in Form von umlaufenden, im Grund abgerundeten Nuten von 2 mm Tiefe und 2 mm Breite auf. Die sich zwischen den Nuten befindlichen Erhebungen 5 hatten ähnliche Dimensionen.The head end 2 of the airfoil 1 was set down on its surface. The offset part had depressions 4 in the form of circumferential grooves 2 mm deep and 2 mm wide which are rounded in the base. The elevations 5 located between the grooves had similar dimensions.

Das Schaufelblatt 1 wurde nun auf eine Temperatur von 1120 °C vorgewärmt und in eine ebenfalls vorgewärmte Giessform ähnlich 8 in Fig. 1 gebracht.The airfoil 1 was now preheated to a temperature of 1120 ° C. and placed in a likewise preheated mold similar to 8 in FIG. 1.

Das weitere Vorgehen entsprach demjenigen in Beispiel 1. Für die Schmelze 13 wurde die Guss-Superlegierung IN 939 entspre­chend Zusammensetzung nach Beispiel 2 verwendet. Die Giesstempe­ratur betrug maximal 1400 °C. Die Erstarrung erfolgte in ver­hältnismässig kurzer Zeit, was ein feinkörniges Gefüge zur Folge hatte. Nach der Erstarrung wurde das Werkstück langsam abgekühlt. Die Deckplatte 6 hatte folgende Abmessungen:

Mittlere Dicke = 8 mm
Breite = 80 mm (schief zur Schaufel gemessen)
Länge = 100 mm
The further procedure corresponded to that in Example 1. For the melt 13, the cast superalloy IN 939 corresponding to the composition according to Example 2 was used. The maximum casting temperature was 1400 ° C. The solidification took place in a relatively short time, which resulted in a fine-grained structure. After solidification, the workpiece was slowly cooled. The cover plate 6 had the following dimensions:

Average thickness = 8 mm
Width = 80 mm (measured obliquely to the bucket)
Length = 100 mm

Die natürliche Oxydschicht zwischen Schaufelblatt 1 und Deck­platte 6 hatte eine durchschnittliche Dicke von 3 bis 5 um.The natural oxide layer between airfoil 1 and cover plate 6 had an average thickness of 3 to 5 µm.

Die Temperaturwechselbeständigkeit im Bereich zwischen 200 und 1000 °C war sehr gut. Nach 500 Zyklen konnten keine Anrisse in Schaufelblatt 1 oder in der Deckplatte 6 festgestellt werden.The resistance to temperature changes in the range between 200 and 1000 ° C was very good. After 500 cycles, no cracks could be found in airfoil 1 or in cover plate 6.

Ganz allgemein soll im vorliegenden Fall die Vorwärmtemperatur des Schaufelblatts 1 1120 bis 1160 °C und die Giesstemperatur der Schmelze 13 höchstens 1400 °C betragen.In the present case, the preheating temperature of the airfoil 11 is generally 1120 to 1160 ° C. and the casting temperature of the melt 13 is at most 1400 ° C.

AUSFÜHRUNGSBEISPIEL 5EMBODIMENT 5 Siehe Figuren 1 und 4!See Figures 1 and 4!

Gemäss Beispiel 4 wurde ein Schaufelblatt 1 aus einer oxyd­dispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung hergestellt. Die Legierungszusammensetzung wurde wie folgt gewählt:

Cr = 17,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,15 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest
According to Example 4, an airfoil 1 was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy. The alloy composition was chosen as follows:

Cr = 17.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.15% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

Im Gegensatz zu Beispiel 4 war jedoch das Halbzeug nicht zuvor einer Wärmebehandlung zur Erhöhung der Duktilität unterworfen worden.In contrast to Example 4, however, the semi-finished product had not previously been subjected to a heat treatment to increase the ductility.

Die Abmessungen des Schaufelblatts entsprachen denjenigen des Beispiels 4. Das Fussende 3 des Schaufelblatts 1 wies - ­in der Axialebene des Turbinenrotors gesehen - eine tannen­baumähnliche Form mit 3 Vertiefungen 4 und 3 Erhebungen 5 auf, was eine ausgezeichnete Verankerung im Fussstück 7 gewähr­leistete (siehe Fig. 4!).The dimensions of the airfoil corresponded to those of Example 4. The foot end 3 of the airfoil 1 had - seen in the axial plane of the turbine rotor - a fir tree-like shape with 3 depressions 4 and 3 elevations 5, which ensured excellent anchoring in the foot piece 7 (see FIG. 4!).

Das Schaufelblatt 1 wurde auf eine Temperatur von 1130 °C vorgewärmt und mit seinem Kopfende 2 und seinem Fussende 3 in je eine entsprechende vorgewärmte Giessform eingelegt und mit Keramik-Klebstoff abgedichtet. Die Hohlräume beider Giess­formen wurden gleichzeitig mit einer Schmelze 13 aus der Guss-­Superlegierung IN 738 mit Zusammensetzung gemäss Beispiel 1 gefüllt. Die Giesstemperatur betrug 1380 °C. Im übrigen wurde entsprechend der vorangegangenen Beispiele verfahren. Die Giessform für das Fussstück 7 war derart konstruiert, dass letzteres im Endzustand ebenfalls - im Axialschnitt des Rotors - ­eine Tannenbaumform aufwies. 5 Vertiefungen wechselten mit 5 Erhebungen ab, wobei die dem Fussende 3 des Schaufelblattes 1 näherliegenden ungefähr der entsprechenden Vertiefungen 4 und Erhebungen 5 gegenüberstanden. Dadurch wurde eine ausge­zeichnete Verzahnung Schaufelblatt 1 / Fussstück 7 / Rotorkörper erreicht, obwohl keinerlei metallurgische Bindung vorhanden war.The airfoil 1 was preheated to a temperature of 1130 ° C. and inserted with its head end 2 and its foot end 3 into a corresponding preheated mold and sealed with ceramic adhesive. The cavities of both casting molds were simultaneously filled with a melt 13 made of the cast superalloy IN 738 with the composition according to Example 1. The casting temperature was 1380 ° C. Otherwise, the procedure was the same as in the previous examples. The casting mold for the foot piece 7 was constructed in such a way that the latter also had a fir tree shape in the final state - in the axial section of the rotor. 5 depressions alternated with 5 elevations, the closer to the foot end 3 of the airfoil 1 approximately opposite the corresponding depressions 4 and elevations 5. Excellent intermeshing of the airfoil 1 / base 7 / rotor body was achieved, although there was no metallurgical bond.

Die Thermoschockprüfungen wurden einwandfrei bestanden. Nach 1000 Zyklen waren keinerlei Risse noch Loslösungen der Veran­kerung zwischen Schaufelblatt zwischen Schaufelblatt 1 einer­seits und Deckplatte 6 und Fussstück 7 andererseits feststell­bar.The thermal shock tests were successfully passed. After 1000 cycles, no cracks or detachments of the anchorage between the airfoil between airfoil 1 on the one hand and cover plate 6 and base piece 7 on the other hand were detectable.

Ganz allgemein soll im vorliegenden Fall die Vorwärmtempera­tur des Schaufelblatts 1 1130 bis 1170 °C und die Giesstempera­tur der Schmelze 13 höchstens 1380 °C betragen.In the present case, the preheating temperature of the airfoil 1 should be 1130 to 1170 ° C. and the casting temperature of the melt 13 should not exceed 1380 ° C.

AUSFÜHRUNGSBEISPIEL 6EMBODIMENT 6 Siehe Figuren 1 und 5!See Figures 1 and 5!

Aus einer nicht zuvor durch eine Wärmebehandlung zur Erhöhung der Duktilität vorbehandelten, als Halbzeug gemäss Beispiel 5 vorliegenden oxyddisperionsgehärteten Nickelbasis-Superlegie­rung wurde ein Schaufelblatt 1 für eine Gasturbinen-Laufschau­fel durch mechanische Bearbeitung hergestellt. Die Zusammen­setzung des Werkstoffs sowie die Abmessungen und die Form des Schaufelblatts entsprechen genau den in Beispiel 5 ange­gebenen Werten.An airfoil 1 for a gas turbine rotor blade was produced by mechanical processing from an oxide dispersion-hardened nickel-base superalloy which had not been pretreated by a heat treatment to increase the ductility in accordance with Example 5. The composition of the material and the dimensions and shape of the airfoil correspond exactly to the values given in Example 5.

Die gesamte Oberfläche des tannenbaumförmigen Fussendes 3 des Schaufelblatts 1 wurde nach dem Plasmaspritzverfahren mit einer durchschnittlich 80 µm dicken Zwischenschicht 16 aus mit 1 % Y₂O₃ dotiertem ZrO₂ versehen.The entire surface of the fir tree-shaped foot end 3 of the airfoil 1 was provided by the plasma spraying process with an average 80 µm thick intermediate layer 16 made of 1% Y₂O₃ doped ZrO₂.

Das Schaufelblatt 1 wurde nun auf eine Temperatur von 1180 °C aufgeheizt, um einen möglichst grossen Anteil der γʹ-Phase in der γ-Matrix des Werkstoffs in Lösung zu bringen. Daraufhin wurde das Fussende 3 des Schaufelblatts 1 in eine entsprechende, mit Kernen versehene vorgewärmte Giessform gebracht und mit Keramik-Klebstoff abgedichtet. Als Schmelze 13 wurde die Guss-­Superlegierung IN 939 mit der Zusammensetzung von Beispiel 2 mit einer Liquidustemperatur von ca. 1340 °C verwendet. Die Giesstemperatur betrug 1380 °C. Dank der für die Kühlkanäle 15 bestimmten Kerne wurde eine unzulässige Materialanhäufung im Bereich der Fussstücks 7 vermieden. Dadurch konnte der Erstarrungsvorgang optimal gestaltet und ein feinkörniges Gefüge erzielt werden. Die weitere Abkühlung des Werkstücks wurde sorgfältig überwacht. Es wurde eine Abkühlungsgeschwindig­keit von maximal 5 °C/min bis auf 600 °C herunter eingehalten. Von da ab wurde das Werkstück seiner natürlichen Abkühlung überlassen. Durch dieses Vorgehen wurde die Duktilität des Schaufelblattwerkstoffs insbesondere in der Querrichtung zu den längsgerichteten Stengelkristallen gegenüber dem Anliefe­rungszustand beträchtlich erhöht. Dies ist insbesondere für das Betriebsverhalten der Verankerung im Fussende 3 des Schaufel­blatts 1 von ausschlaggebender Bedeutung. Durch die Erhöhung der Duktilität wurde die Sicherheit gegen Anreissen oder Lockern in diesem hochbeanspruchten Bereich der Schaufel beträchtlich erhöht.The airfoil 1 was then heated to a temperature of 1180 ° C. in order to dissolve as much of the γʹ phase as possible in the γ matrix of the material. The foot end 3 of the airfoil 1 was then brought into a corresponding preheated mold provided with cores and sealed with ceramic adhesive. The cast superalloy IN 939 with the composition of Example 2 with a liquidus temperature of approximately 1340 ° C. was used as the melt 13. The casting temperature was 1380 ° C. Thanks to the cores intended for the cooling channels 15, an inadmissible accumulation of material in the area of the foot piece 7 was avoided. This allowed the solidification process to be optimally designed and a fine-grained one Structure can be achieved. The further cooling of the workpiece was carefully monitored. A cooling rate of up to 5 ° C / min down to 600 ° C was maintained. From then on, the workpiece was left to cool naturally. This procedure considerably increased the ductility of the airfoil material, in particular in the direction transverse to the longitudinal stem crystals, compared to the delivery state. This is of crucial importance, in particular, for the operating behavior of the anchoring in the foot end 3 of the airfoil 1. By increasing the ductility, the security against scribing or loosening was considerably increased in this highly stressed area of the blade.

Die bei gleichzeitig aufgebrachter zyklischer Zugbelastung vorgenommene Thermoschockprüfung von 1000 Zyklen zwischen 100 und 1000 °C Schaufelblattemperatur zeigte das ausgezeich­nete thermische, mechanische und thermomechanische Verhalten dieser nichtmetallischen Verbindung unter dynamischen Ver­hältnissen. Die Zwischenschicht 16 wirkte nicht nur als Wärmedämmschicht, sonder übernahm auch als Uebertragungsglied für eine elastische Einspannung eine wichtige mechanische Funktion beim Abbau von Spannungsspitzen. Zudem wurde ein nahezu idealer Verbundkörper für die verschiedenartigen Beanspruchungen geschaffen: Schaufelblatt 1 mit grobem Korn für hohe Kriechfestigkeit bei höchsten Temperaturen; Fussstück 7 mit feinem Korn für hohe mechanische Wechsellast bei mittleren Temperaturen; keine metallurgische Bindung zwischen 1 und 7 mit kritischer, das Gefüge störender Ueber­gangszone.The thermal shock test of 1000 cycles between 100 and 1000 ° C airfoil temperature with cyclical tensile stress applied at the same time showed the excellent thermal, mechanical and thermomechanical behavior of this non-metallic connection under dynamic conditions. The intermediate layer 16 not only acted as a thermal insulation layer, but also took over an important mechanical function as a transmission element for elastic clamping in the reduction of voltage peaks. In addition, an almost ideal composite body was created for the various types of stress: Blade 1 with coarse grain for high creep resistance at the highest temperatures; Base 7 with fine grain for high mechanical alternating loads at medium temperatures; no metallurgical bond between 1 and 7 with a critical transition zone that disturbs the structure.

Ganz allgemein soll im vorliegenden Fall die Vorwärmtemperatur des Schaufelblatts 1 1160 bis 1180 °C und die Giesstemperatur der Schmelze 13 höchstens 1400 °C betragen.In the present case, the preheating temperature of the airfoil 1 is generally 1160 to 1180 ° C. and the casting temperature of the melt 13 is at most 1400 ° C.

AUSFÜHRUNGSBEISPIEL 7EMBODIMENT 7 Siehe Figuren 1 und 4!See Figures 1 and 4!

Gemäss Beispiel 5 wurde ein Schaufelblatt 1 aus einer oxyd­dispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegierung hergestellt. Legierungszusammensetzung und Abmessungen entsprachen den in Beispiel 5 angegebenen Werten.According to Example 5, an airfoil 1 was produced from an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy. The alloy composition and dimensions corresponded to the values given in Example 5.

Das Schaufelblatt 1 wurde auf eine Temperatur von 1180 °C aufgeheizt und mit seinem Kopfende 2 und seinem Fussende 3 in je eine entsprechende vorgewärmte Giessform eingelegt und mit Keramik-Klebstoff abgedichtet. Die Hohlräume der Giessfor­men wurden gleichzeitig mit einer Schmelze 13 aus der Guss-­Superlegierung IN 738 mit der Zusammensetzung gemäss Beispiel 1 gefüllt. Die Giesstemperatur betrug 1370 °C. Die Abkühlung wurde derart gesteuert, dass nach erfolger Erstarrung der Schmelze 13 der Temperaturbereich von 1200 °C bis auf 600 °C herunter in nur 2 h durchlaufen wurde. Damit wurde eine Erhöhung der Duktilität des Schaufelblattwerkstoffs erzielt.The airfoil 1 was heated to a temperature of 1180 ° C. and its head end 2 and foot end 3 were placed in a correspondingly preheated mold and sealed with ceramic adhesive. The cavities in the casting molds were simultaneously filled with a melt 13 made of the cast superalloy IN 738 with the composition according to Example 1. The casting temperature was 1370 ° C. The cooling was controlled in such a way that after the melt 13 had solidified successfully, the temperature range from 1200 ° C. down to 600 ° C. was passed through in only 2 hours. An increase in the ductility of the airfoil material was thus achieved.

Das fertige Werkstück wurde nun einer Nachverdichtung im Bereich der Deckplatte 6 und des Fussstücks 7 unterworfen. Das Werk­stück wurde zunächst ohne Anwendung von Druck auf eine Tempe­ratur von 1140 °C gebracht. Diese Temperatur lag im Bereich, welcher mindestens 100 °C, aber höchstens 150 °C tiefer lag als die Rekristallisationstemperatur sowohl des Schaufelblatt­werkstoffs wie derjenigen der Deckplatte 6 und des Fussstücks 7. Daraufhin wurde das Werkstück einem allseitigen Druck von 2000 bar ausgesetzt und somit während 3 h heiss-isostatisch gepresst. Die Abkühlung erfolgte mit einer Geschwindigkeit von 5 °C/min. Dadurch wurde die höchstmögliche Duktilität in der Querrichtung des Schaufeblatts 1 erreicht. Die Unter­suchung ergab, dass für die Deckplatte 6 und das Fussstück 7 eine Dichte von 100 % des theoretischen Wertes erreicht wurde.The finished workpiece was then subjected to further compaction in the area of the cover plate 6 and the foot piece 7. The workpiece was first brought to a temperature of 1140 ° C without applying pressure. This temperature was in the range which was at least 100 ° C, but at most 150 ° C lower than the recrystallization temperature of the airfoil material as well as that of the cover plate 6 and the base piece 7. Thereupon the workpiece was exposed to an all-round pressure of 2000 bar and thus for 3 h hot isostatically pressed. The cooling took place at a rate of 5 ° C / min. As a result, the highest possible ductility in the transverse direction of the blade 1 was achieved. The investigation showed that a density of 100% of the theoretical value was achieved for the cover plate 6 and the foot piece 7.

Die Festigkeit dieser beiden Werkstücksteile 6 und 7 erreichte mindestens die Werte eines normal bei höheren Temperaturen vergossenen und dicht erstarrten Vergleichskörpers. Die Thermo­ schockprüfung sowie die dynamische Belastung bei höheren Tempe­raturen lieferten ausgezeichnete Resultate. Es konnten keine Anrisse noch Lockerungen im Verbundkörper beobachtet werden.The strength of these two workpiece parts 6 and 7 at least reached the values of a comparative body normally cast and densely solidified at higher temperatures. The thermo Shock tests and dynamic loads at higher temperatures gave excellent results. No cracks or loosening could be observed in the composite body.

Die Erfindung ist nicht auf die Ausführungsbeispiele beschränkt. Grundsätzlich können auch oxyddispersionsgehärtete Nickelbasis-­Superlegierungen für das Schaufelblatt 1 sowie nichtoxyddis­persionsgehärtete Nickelbasis-Superlegierungen für die Deck­platte (das Deckband) 6 und das Fussstück 7 anderer als der angegebenen Zusammensetzungen Verwendung finden. Die Vorwärm­temperatur für das Schaufelblatt 1 soll in den Bereich von 50 bis 300 °C unterhalb der Solidustemperatur der tiefschmel­zenden Phase des Schaufelblattwerkstoffs fallen, die Giess­temperatur der Schmelze 13 der nichtdisperionsgehärteten Nickel­basis-Superlegierung höchstens 100 °C über der Liquidustempe­ratur der höchstschmelzenden Phase dieser Legierung liegen. Die Temperatur der Schmelze 13 nach Beendigung des Giessvorgangs und während des Erstarrens sowie diejenige des Schaufelblatts 1 ist so zu steuern, dass jegliches Anschmelzen des Schaufel­blatts 1 und jegliche metallurgische Bindung zwischen Schaufel­blatt 1 und Deckplatte 6 bzw. Schaufelblatt 1 und Fussstück 7 vermieden wird. Das gesamte Werkstück ist hierauf gezielt auf Raumtemperatur abzukühlen.The invention is not restricted to the exemplary embodiments. In principle, oxide-dispersion-hardened nickel-base superalloys for the airfoil 1 and non-oxide-dispersion-hardened nickel-base superalloys can also be used for the cover plate (the cover band) 6 and the foot piece 7 of compositions other than those specified. The preheating temperature for the airfoil 1 should fall in the range of 50 to 300 ° C below the solidus temperature of the low-melting phase of the airfoil material, the casting temperature of the melt 13 of the non-dispersion hardened nickel-based superalloy should be at most 100 ° C above the liquidus temperature of the high-melting phase of this alloy. The temperature of the melt 13 after the end of the casting process and during solidification and that of the airfoil 1 is to be controlled in such a way that any melting of the airfoil 1 and any metallurgical bond between the airfoil 1 and cover plate 6 or airfoil 1 and foot piece 7 is avoided. The entire workpiece must then be cooled down specifically to room temperature.

Der Schaufelblattwerkstoff (Halbzeug) oder das Schaufelblatt 1 selbst werden zwecks Erhöhung der Duktilität senkrecht zur Längsrichtung des Stengelkristalls vorteilhafterweise vor dem Umgiessen einer Wärmebehandlung unterworfen, welche in einem Glühen bei oder dicht oberhalb der Längsglühtemperatur der γʹ-Phase in der γ-Matrix des Schaufelblattwerkstoffs, gefolgt von einem Abkühlen mit höchstens 5 °C/min besteht. Alternativ kann das Schaufelblatt 1 auf eine Temperatur vorge­wärmt werden, welche mindestens einen Wert von 50 °C unterhalb der tiefstmöglichen Lösungsglühtemperatur der γʹ-Phase erreicht. Nach dem Giessen soll die Abkühlungsgeschwindigkeit des Schaufel­blatts 1 bis auf 600 °C herunter höchstens 5 °C/min betragen.In order to increase the ductility perpendicular to the longitudinal direction of the stem crystal, the airfoil material (semi-finished product) or the airfoil 1 itself is advantageously subjected to a heat treatment prior to casting, which involves annealing at or just above the longitudinal annealing temperature of the γʹ phase in the γ matrix of the airfoil material, followed by cooling at a maximum of 5 ° C / min. Alternatively, the airfoil 1 can be preheated to a temperature which reaches at least a value of 50 ° C. below the lowest possible solution annealing temperature of the γʹ phase. After casting, the speed of cooling of the airfoil 1 down to 600 ° C should not exceed 5 ° C / min.

Daraufhin kann das Werkstück mit beliebiger Abkühlungsgeschwin­digkeit bis auf Raumtemperatur abgekühlt werden.The workpiece can then be cooled down to room temperature at any cooling rate.

Vorzugsweise kann das Schaufelblatt 1 mindestens am Kopfende 2 und am Fussende 3 vor dem Umgiessen mit einer 5 bis 200 µm dicken Zwischenschicht 16 aus einem Oxyd mindestens eines der Elemente Cr, Al, Si, Ti, Zr versehen werden.The airfoil 1 can preferably be provided, at least at the head end 2 and at the foot end 3, with a 5 to 200 μm thick intermediate layer 16 made of an oxide of at least one of the elements Cr, Al, Si, Ti, Zr before the encapsulation.

Zur Nachverdichtung der Deckplatte 6 und des Fussstücks 7 wird das gesamte Werkstück vorteilhafterweise nach Abkühlen auf Raumtemperatur nochmals auf eine Temperatur von 1050 bis 1200 °C gebracht und mindestens 6 und/oder 7 heiss-isostatisch gepresst, indem das Werkstück auf eine Temperatur erhitzt wird, die mindestens 100 °C, höchstens aber 150 °C tiefer liegt als die Rekristallisationstemperatur des Werkstoffs sowohl des Schaufelblatts 1 wie der Deckplatte 6 und des Fuss­stücks 7 und dass unter einem Druck von 1000 bis 3000 bar bei dieser Temperatur während 2 bis 24 h gehalten und anschlies­send mit höchstens 5 °C/min bis wenigstens auf 600 °C abgekühlt wird.To densify the cover plate 6 and the foot piece 7, the entire workpiece is advantageously brought to a temperature of 1050 to 1200 ° C. again after cooling to room temperature and at least 6 and / or 7 hot isostatically pressed by heating the workpiece to a temperature, which is at least 100 ° C, but at most 150 ° C lower than the recrystallization temperature of the material of both the airfoil 1 and the cover plate 6 and the foot piece 7 and that kept under a pressure of 1000 to 3000 bar at this temperature for 2 to 24 h and then cooled at a maximum of 5 ° C / min to at least 600 ° C.

Es ist dafür zu sorgen, dass unter allen Umständen dafür gesorgt wird, dass an der fertigen zusammengesetzten Gasturbinenschaufel zwischen dem Schaufelblatt 1 und der Deckplatte 6 bzw. dem Fussstück 7 ein metallischer Unterbruch und keinerlei metallurgi­sche Bindung besteht. Der Unterbruch kann teilweise aus der natürlichen Oxydschicht, teilweise aus Hohlräumen bestehen und eine Breite von maximal 5 µm aufweisen. Am Ort des metalli­schen Unterbruchs kann sich jedoch auch eine Zwischenschicht 16, bestehend aus einem Oxyd mindestens eines der Elemente Cr, Al, Si, Ti, Zr von 5 bis 200 µm Dicke befinden. Letztere wird vorzugsweise als auf dem Schaufelblatt 1 fest haftende Schicht von mindestens 100 µm Dicke, vorwiegend aus Al₂O₃ oder aus mit Y₂O₃ stabilisierendem ZrO₂ ausgeführt.It must be ensured that under all circumstances it is ensured that there is a metallic interruption and no metallurgical bond on the finished assembled gas turbine blade between the airfoil 1 and the cover plate 6 or the foot piece 7. The interruption can consist partly of the natural oxide layer, partly of cavities and have a maximum width of 5 µm. At the location of the metallic interruption, however, there can also be an intermediate layer 16 consisting of an oxide of at least one of the elements Cr, Al, Si, Ti, Zr with a thickness of 5 to 200 μm. The latter is preferably carried out as a firmly adhering layer on the airfoil 1 of at least 100 microns thick, predominantly made of Al₂O₃ or ZrO₂ stabilizing with Y₂O₃.

Vorteilhafterweise besteht das Schaufelblatt 1 aus einer oxyd­dispersionsgehärteten, nicht ausscheidungsgehärteten Nickel­basis-Superlegierung mit erhöhter Duktilität senkrecht zur Längsrichtung der Stengelkristalle. Man verzichtet also in diesem Falle im Interesse der Nachgiebigkeit bewusst auf die zusätzliche Ausscheidungshärtung.Advantageously, the airfoil 1 consists of an oxide dispersion-hardened, non-precipitation hardened nickel-based superalloy with increased ductility perpendicular to the longitudinal direction of the stem crystals. In this case, the additional precipitation hardening is deliberately avoided in the interest of flexibility.

Claims (21)

1. Verfahren zur Herstellung einer zusammengesetzten Gasturbinen­schaufel bestehend aus Fussstück (7), Schaufelblatt (1) und Deckplatte (6) oder Deckband (6), wobei das Schaufelblatt (1) aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Super­legierung im Zustand von längsgerichteten groben Stengel­kristallen besteht, dadurch gekennzeichnet, dass sowohl das Kopfende (2) wie das Fussende (3) des Schaufelblattes an der Mantelfläche mit Vertiefungen (4) und/oder Erhebungen (5) versehen wird, dass das Schaufelblatt (1) in eine die Negativform der Deckplatte (6) und des Fussstückes (7) aufweisende Giessform (8) derart eingelegt wird, dass das Kopfende (2) und das Fussende (3) in den Hohlraum der Giess­form (8) vorkragen, dass das Schaufelblatt (1) auf eine Temperatur, welche 50 bis 300 °C unterhalb der Solidustempe­ratur der tiefstschmelzenden Phase des Schaufelblattwerk­stoffs liegt, vorgewärmt wird, und dass der Hohlraum der Giessform (8) mit der Schmelze (13) einer für die Deckplatte (6) und das Fussstück (7) bestimmten nichtdispersionsge­härteten Nickelbasis-Superlegierung mit einer Giesstempe­ratur, welche höchstens 100 °C über der Liquidustemperatur der höchstschmelzenden Phase dieser Legierung liegt, derart gefüllt wird, dass das Kopfende (2) und das Fussende (3) des Schaufelblattes (1) vollständig umgossen und eingegossen werden, und dass die Temperatur der Schmelze (13) nach Beendigung des Giessvorgangs und während des Erstarrens sowie diejenige des Schaufelblattes (1) derart gesteuert wird, dass jegliches Anschmelzen des Schaufelblattes (1) und jegliche metallurgische Bindung zwischen dem Werkstoff des Schaufelblattes (1) und demjenigen der Deckplatte (6) und des Fussstücks (7) vermieden wird, und dass das gesamte Werkstück auf Raumtemperatur abgekühlt wird.1. A process for producing a composite gas turbine blade consisting of a base piece (7), an airfoil (1) and a cover plate (6) or a cover band (6), the airfoil (1) consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-based superalloy in the state of longitudinally coarse stem crystals, characterized in that both the head end (2) and the foot end (3) of the airfoil are provided with depressions (4) and / or elevations (5) on the lateral surface, that the airfoil (1) is in a negative shape of the cover plate (6 ) and the foot piece (7) having the casting mold (8) is inserted in such a way that the head end (2) and the foot end (3) protrude into the cavity of the casting mold (8) so that the airfoil (1) reaches a temperature which is 50 to 300 ° C below the solidus temperature of the deep-melting phase of the blade material, is preheated, and that the cavity of the mold (8) with the melt (13) one for the cover plate (6) and that Foot piece (7) determined non-dispersion hardened nickel-base superalloy with a casting temperature which is at most 100 ° C above the liquidus temperature of the highest melting phase of this alloy, is filled in such a way that the head end (2) and the foot end (3) of the airfoil (1) are completely filled are cast and poured in, and that the temperature of the melt (13) after the end of the casting process and during solidification, and that of the airfoil (1), are controlled in such a way that any melting of the airfoil (1) and any metallurgical bond between the material of the airfoil (1) and that of the cover plate (6) and the foot piece (7) is avoided, and that the entire workpiece is cooled to room temperature. 2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (1) aus einem zuvor eine Wärmebehandlung zur Erhöhung der Duktilität senkrecht zur Längsrichtung der Stengelkristalle durchgemachten Halbzeug herausgearbei­tet wird oder dass das Schaufelblatt (1) nach seiner Her­stellung einer entsprechenden Wärmebehandlung unterworfen wird, welche in einem Glühen bei oder direkt oberhalb der tiefstmöglichen Lösungsglühtemperatur für die γʹ-Phase in der γ-Matrix des Schaufelblattwerkstoffs, gefolgt von einem langsamen Abkühlen mit einer Abkühlungsgeschwindigkeit von höchstens 5 °C/min besteht.2. The method according to claim 1, characterized in that the airfoil (1) is worked out from a semi-finished product previously subjected to a heat treatment to increase the ductility perpendicular to the longitudinal direction of the stem crystals, or that the airfoil (1) is subjected to a corresponding heat treatment after its production, which consists of annealing at or directly above the lowest possible solution annealing temperature for the γʹ phase in the γ matrix of the airfoil material, followed by slow cooling with a cooling rate of at most 5 ° C / min. 3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (1) vor dem Um- und Eingiessen auf eine Temperatur vorgewärmt wird, welche mindestens einen Wert von 50 °C unterhalb der tiefstmöglichen Lösungsglühtemperatur für die γʹ-Phase in der γ-Matrix des Schaufelblattwerkstoffs erreicht, und dass das Schaufelblatt (1) nach dem Um- und Eingiessen mit einer Abkühlungsgeschwindigkeit von höchstens 5 °C/min wenigstens auf eine Temperatur von 600 °C herunter abgekühlt wird, während die die Deckplatte (6) und/oder das Fussstück (7) bildende erstarrte Schmelze mit einer beliebigen Abkühlungsgeschwindigkeit abgekühlt wird.3. The method according to claim 1, characterized in that the airfoil (1) is preheated to a temperature which is at least a value of 50 ° C below the lowest possible solution annealing temperature for the γʹ phase in the γ-matrix before the casting and pouring of the airfoil material, and that the airfoil (1) is cooled down after casting and pouring at a cooling rate of at most 5 ° C / min at least to a temperature of 600 ° C, while the cover plate (6) and / or Solidified melt forming foot piece (7) is cooled at any cooling rate. 4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (1) mindestens am Kopfende (2) und am Fussende (3) vor dem Einlegen in die Giessform (8) mit einer Zwischenschicht (16) aus einem Oxyd mindestens eines der Elemente Cr, Al, Si, Ti, Zr von 5 µm bis 200 µm Dicke versehen wird.4. The method according to claim 1, characterized in that the airfoil (1) at least at the head end (2) and at the foot end (3) before insertion into the mold (8) with an intermediate layer (16) made of an oxide of at least one of the elements Cr, Al, Si, Ti, Zr from 5 microns to 200 microns thick is provided. 5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die oxyddispersionsgehärtete Nickelbasis-Superlegierung des Schaufelblattes (1) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 15,0 Gew.-%
Al = 4,5 Gew.-%
Ti = 2,5 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 4,0 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,15 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest

und dass das Schaufelblatt (1) auf eine Temperatur von 1140 bis 1180 °C vorgewärmt wird, dass ferner die Nickel­basis-Superlegierung des Fussstücks (7) und der Deckplatte (6) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 16,0 Gew.-%
Co = 8,5 Gew.-%
Mo = 1,75 Gew.-%
W = 2,6 Gew.-%
Ta = 1,75 Gew.-%
Nb = 0,9 Gew.-%
Al = 3,4 Gew.-%
Ti = 3,4 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,11 Gew.-%
Ni = Rest

und dass die Giesstemperatur der Schmelze (13) der vorgenann­ten Zusammensetzung höchstens 1380 °C beträgt.5. The method according to claim 1, characterized in that the oxide dispersion hardened nickel-base superalloy of the airfoil (1) has the following composition:

Cr = 15.0% by weight
Al = 4.5% by weight
Ti = 2.5% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 4.0% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.15% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

and that the airfoil (1) is preheated to a temperature of 1140 to 1180 ° C, that the nickel-based superalloy of the foot piece (7) and the cover plate (6) has the following composition:

Cr = 16.0% by weight
Co = 8.5% by weight
Mo = 1.75% by weight
W = 2.6% by weight
Ta = 1.75% by weight
Nb = 0.9% by weight
Al = 3.4% by weight
Ti = 3.4% by weight
Zr = 0.1% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.11% by weight
Ni = rest

and that the casting temperature of the melt (13) of the aforementioned composition is at most 1380 ° C. 6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die oxyddispersionsgehärtete Nickelbasis-Superlegierung des Schaufelblattes (1) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 15,0 Gew.-%
Al = 4,5 Gew.-%
Ti = 2,5 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 4,0 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,15 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest

und dass das Schaufelblatt (1) auf eine Temperatur von 1160 bis 1200 ° C vorgewärmt wird, dass ferner die Nickel­basis-Superlegierung des Fussstücks (7) und der Deckplatte (6) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 22,4 Gew.-%
Co = 19,0 Gew.-%
Ta = 1,4 Gew.-%
Nb = 1,0 Gew.-%
Al = 1,9 Gew.-%
Ti = 3,7 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
C = 0,15 Gew.-%
Ni = Rest

und dass die Giesstemperatur der Schmelze (13) der vorge­nannten Zusammensetzung höchstens 1400 °C beträgt.6. The method according to claim 1, characterized in that the oxide dispersion hardened nickel-base superalloy of the airfoil (1) has the following composition:

Cr = 15.0% by weight
Al = 4.5% by weight
Ti = 2.5% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 4.0% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.15% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

and that the airfoil (1) is preheated to a temperature of 1160 to 1200 ° C, that the nickel-based superalloy of the foot piece (7) and the cover plate (6) has the following composition:

Cr = 22.4% by weight
Co = 19.0% by weight
Ta = 1.4% by weight
Nb = 1.0% by weight
Al = 1.9% by weight
Ti = 3.7% by weight
Zr = 0.1% by weight
C = 0.15% by weight
Ni = rest

and that the casting temperature of the melt (13) of the aforementioned composition is at most 1400 ° C. 7. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die oxyddispersionsgehärtete Nickelbasis-Superlegierung des Schaufelblattes (1) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 20,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Zr = 0,19 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest

und dass das Schaufelblatt (1) auf eine Temperatur von 1120 bis 1160 °C vorgewärmt wird, dass ferner die Nickel­basis-Superlegierung des Fussstücks (7) und der Deckplatte (6) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 16,0 Gew.-%
Co = 8,5 Gew.-%
Mo = 1,75 Gew.-%
W = 2,6 Gew.-%
Ta = 1,75 Gew.-%
Nb = 0,9 Gew.-%
Al = 3,4 Gew.-%
Ti = 3,4 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,11 Gew.-%
Ni = Rest

und dass die Giesstemperatur der Schmelze (13) der vorge­nannten Zusammensetzung höchstens 1380 °C beträgt.7. The method according to claim 1, characterized in that the oxide dispersion hardened nickel-base superalloy of the airfoil (1) has the following composition:

Cr = 20.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Zr = 0.19% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

and that the airfoil (1) is preheated to a temperature of 1120 to 1160 ° C, that the nickel-based superalloy of the foot piece (7) and the cover plate (6) has the following composition:

Cr = 16.0% by weight
Co = 8.5% by weight
Mo = 1.75% by weight
W = 2.6% by weight
Ta = 1.75% by weight
Nb = 0.9% by weight
Al = 3.4% by weight
Ti = 3.4% by weight
Zr = 0.1% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.11% by weight
Ni = rest

and that the casting temperature of the melt (13) of the aforementioned composition is at most 1380 ° C. 8. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die oxyddispersionsgehärtete Nickelbasis-Superlegierung des Schaufelblattes (1) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 20,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Zr = 0,19 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest

und dass das Schaufelblatt (1) auf eine Temperatur von 1120 bis 1160 °C vorgewärmt wird, dass ferner die Nickel­basis-Superlegierung des Fussstücks (7) und der Deckplatte (6) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 22,4 Gew.-%
Co = 19,0 Gew.-%
W = 2,0 Gew.-%
Ta = 1,4 Gew.-%
Nb = 1,0 Gew.-%
Al = 1,9 Gew.-%
Ti = 3,7 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
C = 0,15 Gew.-%
Ni = Rest

und dass die Giesstemperatur der Schmelze (13) der vorge­nannten Zusammensetzung höchstens 1400 °C beträgt.8. The method according to claim 1, characterized in that the oxide dispersion hardened nickel-base superalloy of the airfoil (1) has the following composition:

Cr = 20.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Zr = 0.19% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

and that the airfoil (1) is preheated to a temperature of 1120 to 1160 ° C, that the nickel-based superalloy of the foot piece (7) and the cover plate (6) has the following composition:

Cr = 22.4% by weight
Co = 19.0% by weight
W = 2.0% by weight
Ta = 1.4% by weight
Nb = 1.0% by weight
Al = 1.9% by weight
Ti = 3.7% by weight
Zr = 0.1% by weight
C = 0.15% by weight
Ni = rest

and that the casting temperature of the melt (13) of the aforementioned composition is at most 1400 ° C. 9. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die oxyddispersionsgehärtete Nickelbasis-Superlegierung des Schaufelblattes (1) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 17,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,15 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest

und dass das Schaufelblatt (1) auf eine Temperatur von 1130 bis 1170 °C vorgewärmt wird, dass ferner die Nickel­basis-Superlegierung des Fussstücks (7) und der Deckplatte (6) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 16,0 Gew.-%
Co = 8,5 Gew.-%
Mo = 1,75 Gew.-%
W = 2,6 Gew.-%
Ta = 1,75 Gew.-%
Nb = 0,9 Gew.-%
Al = 3,4 Gew.-%
Ti = 3,4 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,11 Gew.-%
Ni = Rest

und dass die Giesstemperatur der Schmelze (13) der vorge­nannten Zusammensetzung höchstens 1380 °C beträgt.9. The method according to claim 1, characterized in that the oxide dispersion hardened nickel-base superalloy of the airfoil (1) has the following composition:

Cr = 17.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.15% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

and that the airfoil (1) is preheated to a temperature of 1130 to 1170 ° C, that the nickel-based superalloy of the foot piece (7) and the cover plate (6) has the following composition:

Cr = 16.0% by weight
Co = 8.5% by weight
Mo = 1.75% by weight
W = 2.6% by weight
Ta = 1.75% by weight
Nb = 0.9% by weight
Al = 3.4% by weight
Ti = 3.4% by weight
Zr = 0.1% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.11% by weight
Ni = rest

and that the casting temperature of the melt (13) of the aforementioned composition is at most 1380 ° C. 10. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die oxyddispersionsgehärtete Nickelbasis-Superlegierung des Schaufelblattes (1) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 17,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,15 gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest

und dass das Schaufelblatt (1) auf eine Temperatur von 1130 bis 1170 °C vorgewärmt wird, dass ferner die Nickel­basis-Superlegierung des Fussstücks (7) und der Deckplatte (6) die nachfolgende Zusammensetzung hat:

Cr = 22,4 Gew.-%
Co = 19,0 Gew.-%
W = 2,0 Gew.-%
Ta = 1,4 Gew.-%
Nb = 1,0 Gew.-%
Al = 1,9 Gew.-%
Ti = 3,7 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
C = 0,15 Gew.-%
Ni = Rest

und dass die Giesstemperatur der Schmelze (13) der vorge­nannten Zusammensetzung höchstens 1400 °C beträgt.10. The method according to claim 1, characterized in that the oxide dispersion hardened nickel-base superalloy of the airfoil (1) has the following composition:

Cr = 17.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.15% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest

and that the airfoil (1) is preheated to a temperature of 1130 to 1170 ° C, that the nickel-based superalloy of the foot piece (7) and the cover plate (6) has the following composition:

Cr = 22.4% by weight
Co = 19.0% by weight
W = 2.0% by weight
Ta = 1.4% by weight
Nb = 1.0% by weight
Al = 1.9% by weight
Ti = 3.7% by weight
Zr = 0.1% by weight
C = 0.15% by weight
Ni = rest

and that the casting temperature of the melt (13) of the aforementioned composition is at most 1400 ° C. 11. Verfahren nach einem der vorgenannten Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass das gesamte Werkstück nach dem Abkühlen auf Raumtemperatur nochmals auf eine Temperatur von 1050 bis 1200 °C erhitzt und mindestens das Fussstück (7) und die Deckplatte (6) einer Nachverdichtung durch heiss-isostatisches Pressen unterworfen werden, derart, dass das Werkstück zunächst auf eine Temperatur erhitzt wird, die mindestens 100 °C und höchstens 150 °C tiefer als die Rekristallisationstemperatur des Werkstoffs sowohl des Schaufelblattes (1) wie der Deckplatte (6) und des Fussstücks (7) liegt, und daraufhin unter einen Druck von 1000 bis 3000 bar bei dieser Temperatur während 2 bis 24 h gesetzt und anschliessend mit einer Geschwindigkeit von höchstens 5 °C/min wenigstens auf eine Temperatur von 600 °C herunter abgekühlt wird.11. The method according to any one of the preceding claims 1 to 10, characterized in that the entire workpiece after cooling to room temperature again heated to a temperature of 1050 to 1200 ° C and at least the foot piece (7) and the cover plate (6) a post-compression be subjected to hot isostatic pressing in such a way that the workpiece is first heated to a temperature which is at least 100 ° C. and at most 150 ° C. lower than the recrystallization temperature of the material of both the airfoil (1) as the cover plate (6) and the foot piece (7), and then placed under a pressure of 1000 to 3000 bar at this temperature for 2 to 24 h and then at a speed of at most 5 ° C / min is cooled down at least to a temperature of 600 ° C. 12. Zusammengesetzte Gasturbinenschaufel, bestehend aus einem Fussstück (7), einem Schaufelblatt (1) und einer Deckplatte (6) oder einem Deckband (6), wobei das Schaufelblatt (1) aus einer oxyddispersionsgehärteten Nickelbasis-Superlegie­rung im Zustand von längsgerichteten groben Stengelkristallen besteht, dadurch gekennzeichnet, dass das Fussstück (7) und die Deckplatte (6) aus einer nichtdispersionsgehärteten Nickelbasis-Guss-Superlegierung bestehen und dass das Fuss­stück (7) und die Deckplatte (6) über Vertiefungen (4) und/oder Erhebungen (5) am Fussende (3) und am Kopfende (2) der Mantelfläche des Schaufelblattes (1) unter Wahrung eines metallischen Unterbruchs und ohne jegliche metallurgi­sche Bindung rein mechanisch durch Um- und Eingiessen be­festigt sind.12. Composite gas turbine blade, consisting of a base piece (7), an airfoil (1) and a cover plate (6) or a shroud (6), the airfoil (1) consisting of an oxide dispersion-hardened nickel-base superalloy in the state of longitudinally coarse stem crystals , characterized in that the foot piece (7) and the cover plate (6) consist of a non-dispersion hardened nickel-base cast superalloy and that the foot piece (7) and the cover plate (6) via depressions (4) and / or elevations (5) at the foot end (3) and at the head end (2) of the outer surface of the airfoil (1) while maintaining a metallic interruption and without any metallurgical bond purely mechanically by casting and pouring. 13. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass der metallische Unterbruch zwischen Schaufelblatt (1) einerseits und Deckplatte (6) und/oder Fussstück (7) andererseits in einem teilweise von einer natürlichen Oxyd­schicht, teilweise von Hohlräumen gebildeten Spalt von maximal 5 µm Breite besteht.13. A gas turbine blade according to claim 12, characterized in that the metallic interruption between the airfoil (1) on the one hand and the cover plate (6) and / or foot piece (7) on the other hand in a gap of a maximum of 5 µm formed partly by a natural oxide layer and partly by cavities Width exists. 14. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass sich im metallischen Unterbruch zwischen dem Schaufel­blatt (1) einerseits und dem Fussstück (7) und/oder der Deckplatte (6) andererseits auf der Oberfläche des ersteren eine Zwischenschicht (16) eines Oxyds mindestens eines der Elemente Cr, Al, Si, Ti, Zr von 5 µm bis 200 µm Dicke befindet.14. Gas turbine blade according to claim 12, characterized in that there is at least one intermediate layer (16) of an oxide in the metallic interruption between the airfoil (1) on the one hand and the foot piece (7) and / or the cover plate (6) on the surface of the former one of the elements Cr, Al, Si, Ti, Zr from 5 µm to 200 µm in thickness is located. 15. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Zwischenschicht (16) als im Betrieb wärmedämmende, auf der Oberfläche des Schaufelblattes (1) fest haftende Schicht von mindestens 100 µm Dicke ausgebildet ist und überwiegend aus Al₂O₃ oder aus mit Y₂O₃ stabilisiertem ZrO₂ besteht.15. A gas turbine blade according to claim 14, characterized in that the intermediate layer (16) is designed as a heat-insulating layer on the surface of the airfoil (1) which is at least 100 µm thick and predominantly made of Al₂O₃ or ZrO₂ stabilized with Y₂O₃ . 16. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (1) aus einer oxyddispersionsgehärte­ten, nicht ausscheidungsgehärteten Nickelbasis-Superlegie­rung mit erhöhter Duktilität senkrecht zur Längsrichtung der Stengelkristalle besteht.16. Gas turbine blade according to claim 12, characterized in that the blade (1) consists of an oxide dispersion hardened, not precipitation hardened nickel-based superalloy with increased ductility perpendicular to the longitudinal direction of the stem crystals. 17. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (1) aus einer Legierung der nach­folgenden Zusammensetzung besteht:

Cr = 15,0 Gew.-%
Al = 4,5 Gew.-%
Ti = 2,5 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 4,0 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,15 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest
17. Gas turbine blade according to claim 12, characterized in that the blade (1) consists of an alloy of the following composition:

Cr = 15.0% by weight
Al = 4.5% by weight
Ti = 2.5% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 4.0% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.15% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest
18. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (1) aus einer Legierung der nach­folgenden Zusammensetzung besteht:

Cr = 20,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Zr = 0,19 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest
18. A gas turbine blade according to claim 12, characterized in that the blade (1) consists of an alloy of the following composition:

Cr = 20.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Zr = 0.19% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest
19. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (1) aus einer Legierung der nach­folgenden Zusammensetzung besteht:

Cr = 17,0 Gew.-%
Al = 6,0 Gew.-%
Mo = 2,0 Gew.-%
W = 3,5 Gew.-%
Ta = 2,0 Gew.-%
Zr = 0,15 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,05 Gew.-%
Y₂O₃ = 1,1 Gew.-%
Ni = Rest
19. A gas turbine blade according to claim 12, characterized in that the blade (1) consists of an alloy of the following composition:

Cr = 17.0% by weight
Al = 6.0% by weight
Mo = 2.0% by weight
W = 3.5% by weight
Ta = 2.0% by weight
Zr = 0.15% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.05% by weight
Y₂O₃ = 1.1% by weight
Ni = rest
20. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Fussstück (7) und die Deckplatte (6) aus einer Legierung der nachfolgenden Zusammensetzung bestehen:

Cr = 16,0 Gew.-%
Co = 8,5 Gew.-%
Mo = 1,75 Gew.-%
W = 2,6 Gew.-%
Ta = 1,75 Gew.-%
Nb = 0,9 Gew.-%
Al = 3,4 Gew.-%
Ti = 3,4 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
B = 0,01 Gew.-%
C = 0,11 Gew.-%
Ni = Rest
20. Gas turbine blade according to claim 12, characterized in that the foot piece (7) and the cover plate (6) consist of an alloy of the following composition:

Cr = 16.0% by weight
Co = 8.5% by weight
Mo = 1.75% by weight
W = 2.6% by weight
Ta = 1.75% by weight
Nb = 0.9% by weight
Al = 3.4% by weight
Ti = 3.4% by weight
Zr = 0.1% by weight
B = 0.01% by weight
C = 0.11% by weight
Ni = rest
21. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Fussstück (7) und die Deckplatte (6) aus einer Legierung der nachfolgenden Zusammensetzung bestehen:

Cr = 22,4 Gew.-%
Co = 19,0 Gew.-%
W = 2,0 Gew.-%
Ta = 1,4 Gew.-%
Nb = 1,0 Gew.-%
Al = 1,9 Gew.-%
Ti = 3,7 Gew.-%
Zr = 0,1 Gew.-%
C = 0,15 Gew.-%
Ni = Rest21. Gas turbine blade according to claim 12, characterized in that the foot piece (7) and the cover plate (6) consist of an alloy of the following composition:

Cr = 22.4% by weight
Co = 19.0% by weight
W = 2.0% by weight
Ta = 1.4% by weight
Nb = 1.0% by weight
Al = 1.9% by weight
Ti = 3.7% by weight
Zr = 0.1% by weight
C = 0.15% by weight
Ni = rest
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