EP1508628A1 - Part comprising a masking layer and method for coating a part - Google Patents

Part comprising a masking layer and method for coating a part Download PDF

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EP1508628A1
EP1508628A1 EP03018574A EP03018574A EP1508628A1 EP 1508628 A1 EP1508628 A1 EP 1508628A1 EP 03018574 A EP03018574 A EP 03018574A EP 03018574 A EP03018574 A EP 03018574A EP 1508628 A1 EP1508628 A1 EP 1508628A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
component
masking layer
ceramic
base material
coating
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP03018574A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Nigel-Philip Cox
Oliver Dr. Dernovsek
Ralph Reiche
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP03018574A priority Critical patent/EP1508628A1/en
Publication of EP1508628A1 publication Critical patent/EP1508628A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/04—Diffusion into selected surface areas, e.g. using masks
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/01—Selective coating, e.g. pattern coating, without pre-treatment of the material to be coated
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C8/00—Solid state diffusion of only non-metal elements into metallic material surfaces; Chemical surface treatment of metallic material by reaction of the surface with a reactive gas, leaving reaction products of surface material in the coating, e.g. conversion coatings, passivation of metals
    • C23C8/04—Treatment of selected surface areas, e.g. using masks
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment

Definitions

  • the invention relates to a component with a Masking layer according to the preamble of claim 1 and a method according to the preamble of claim 12.
  • Components such as turbine blades, in particular for gas turbines, are coated in particular in the blade area, because they are exposed to high thermal loads.
  • Components such as turbine blades, in particular for gas turbines, are coated in particular in the blade area, because they are exposed to high thermal loads.
  • In the base or in the mounting region of the turbine blade lower temperatures prevail, so that there is no coating in the form of a thermal barrier coating is necessary. Ceramic coatings are even undesirable in this area, because the base must be fitted exactly in a metallic disc.
  • Prior art masks that have a coating to prevent unwanted places have the The disadvantage that they are often difficult to remove, as a good adhesion of the material of the masking with the Basic material of the turbine blade is given, or as a unwanted diffusion of elements from the masking layer into the base material of the turbine blade.
  • the object of the invention is therefore to provide a component with a Masking layer to show, which after a desired Coating of the component in the unwanted areas easy to remove again without it becoming one Influencing the basic material or the geometry of the Component in the masked area comes.
  • the object is achieved by a component according to claim 1.
  • the component has a plasma-sprayed layer directly on the base material of the component.
  • Another object of the invention is to provide a method for Show coating of a component in which the Masking layer after a desired coating of Component in unwanted areas again easily can be removed without affecting the Base material or the geometry of the component in the masked area is coming.
  • a masking layer is applied by means of plasma spraying directly on the base material of the component (eg turbine blade).
  • Thermal barrier coatings that are applied to a turbine blade in the airfoil region generally have intermediate layers between a substrate, ie, the base material of the turbine blade and the thermal barrier coating, such as so-called adhesive layers, for example metallic MCrAlX, or diffusion barriers.
  • these intermediate layers are dispensed with in order to prevent a good binding of the masking layer.
  • the masking layer is in particular of ceramic, because the brittle ceramic can be removed by simple methods, such as sandblasting, dry ice blasting.
  • the material for the ceramic is chosen so that there is little or no diffusion out of the ceramic into the substrate, resulting in no chemical bonding between masking layer and base material. Therefore, ceramics are preferred.
  • the invention is based on Embodiments explained in more detail.
  • FIG. 1 shows a perspective view of a turbine blade 1, in particular a rotor blade for a gas turbine, which extends along a longitudinal axis 4.
  • the turbine blade 1 has, along the longitudinal axis 4, a fastening area 7, an adjacent blade platform 10 and an airfoil area 13 in succession.
  • the fastening region 7 is designed as a blade root 16, which serves for fastening the turbine blade 1 to a shaft (not shown here) of a turbomachine (FIG. 7).
  • the blade root 16 is designed, for example, as a hammer head. Other configurations, for example as a Christmas tree or Schwalbenschwanzfuß are possible.
  • turbine blades 1 are in all areas the turbine blade solid metallic materials, especially nickel- or cobalt-based superalloys, used.
  • the turbine blade can in this case by a casting process, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.
  • the attachment portion 7 is made of metal, because the exact fit in a corresponding shape of a disc of the Turbine rotor is trapped. Brittle ceramic Coatings for thermal insulation would thereby flake off and change the geometry in the attachment area. A coating is therefore not desirable there.
  • the airfoil region 13 is, for example, with a Thermal barrier coated, being between the base material the turbine blade 1, for example, even more Layers, such as e.g. Adhesion promoter layers (MCrAlX layers) can be arranged.
  • a Thermal barrier coated being between the base material the turbine blade 1, for example, even more Layers, such as e.g. Adhesion promoter layers (MCrAlX layers) can be arranged.
  • FIG. 2 shows what happens when the surface of the component 1, for example the blade 1, has no masking layer 25 (FIG. 3).
  • the coating takes place wherever the material 22 impinges.
  • the material 22 of an intermediate layer 19 (MCrAlX) which has been applied to a surface of the turbine blade 1 by plasma spraying, PVD or CVD or immersion in a liquid metal or powder in any form, for example, may also be made into a Reaction of the material 22 with the base material 40 of the turbine blade 1 and lead to a good adhesion of the intermediate layer 19 with the base material 40 of the turbine blade 1. If the intermediate layer 19 is to be removed again because it is undesirable, for example, in the attachment region 7, this presents great problems because the geometry of the attachment region 7 changes due to partial removal of the base material 40.
  • the material 22 is, for example, aluminum, which is applied to the turbine blade 1 to form an aluminide layer.
  • Such an aluminide layer or MCrAlX layer can be applied by plasma spraying or by methods such as those disclosed in EP patent 0 525 545 B1 and EP patent 0 861 919 B1.
  • the parameters are set to give good physical adhesion to the base material 40, for example, by a correspondingly high plasma temperature so that the powder particles also melt sufficiently and / or not too finely (evaporate too fine powder particles) and become too coarse not soft enough and do not deform when hitting) powder particles.
  • heat treatments are performed with the component and the layer, which leads to the optimal adhesion of the layer on the base material 40.
  • Figure 3 shows an inventive component in the form of a Turbine blade 1 with a masking layer 25.
  • a masking layer 25 made of metal, but in particular a ceramic masking layer 37 by means of plasma spraying is applied directly to the metallic turbine blade 1, so that there is no chemical bond between the masking layer 25 and base material 40 results.
  • the plasma-sprayed layer physically adheres to the base material 40 by clamping, the surface of which is roughened, for example.
  • the parameters in plasma spraying can also be set so that the adhesion of the masking layer 25 to the base material 40 is poor, namely by choosing low plasma temperatures, so that the powder particles are not so strongly melted and the use of coarser powder particles, which melt poorly.
  • the plasma-sprayed layer can be as dense or porous as possible.
  • no heat treatment is performed to achieve optimum adhesion between masking layer 25 and base material 40.
  • the dense or partially porous ceramic layer 37 also forms a diffusion barrier during a coating process of the turbine blade 1 with various layers, such as adhesion promoter layers or thermal barrier coatings.
  • the good adhesion of a ceramic layer to the base material 40 for operational use is generally made possible only by a primer layer (MCrAlX).
  • the ceramic layer 37 would flake off after a short period of use, since the thermal expansion coefficients of base material 40 and ceramic layer differ too much.
  • the ceramic layer as the ceramic masking layer 37 has to hold only one, two or three coating operations, this is not a problem, on the contrary, since it is easy to remove and undergoes little or no chemical reaction with the substrate 40.
  • the masking layer 25 can therefore be made of ceramic and / or metal.
  • an expansion coefficient of the masking layer 25 can be adjusted so that a clear difference between the expansion coefficients of the base material 40 of the component 1 and the masking layer 25 results. Due to this difference, good adhesion between the masking layer 25 and the base material 40 is not achieved.
  • the ceramic may for example be an oxide ceramic, which is adapted to the thermal expansion coefficient of the base material or be alumina and / or zirconia.
  • the zirconia may be non-stabilized, partially stabilized or fully stabilized zirconia using stabilizers of yttria, magnesia and / or calcia.
  • Non-stabilized zirconium oxide in particular, is advantageous, since in the phase transition orthogonal-tetragonal a volume change results, which only takes place at higher temperatures above the coating temperature.
  • a thermal process for example. By simple heating of the component 1 with the masking layer 37, a detachment of the masking layer 37 take place. A thermal shock can also be used.
  • the component 1 is for example a component of a gas 100 (FIG. 7) or steam turbine, that is to say a turbine blade 120, 130, a combustor liner 155 or another Housing part, which is a hot medium, such as water vapor or Hot gas is exposed.
  • a gas 100 FIG. 7
  • steam turbine that is to say a turbine blade 120, 130, a combustor liner 155 or another Housing part, which is a hot medium, such as water vapor or Hot gas is exposed.
  • the base material 40 of the component 1 is for example a nickel- or cobalt-based superalloy.
  • FIGS. 4, 5 and 6 show the sequence of a coating of the component 1 with a masking layer 25, 37.
  • the masking layer 25 is applied to the base material 40 of the component 1 at points 55 as described above, which are not to be provided later with the actual desired coating (eg thermal barrier coating).
  • the component 1 is coated with a material 22.
  • FIG. 5 shows the component 1 after being coated with the material 22.
  • the material 22 is present in the desired manner.
  • the masking layer 25, 37 has also been coated with the material 22 and now forms a layer 43, which is easy to remove.
  • the layer 43 can easily be obtained by etching (acid treatment) and / or thermal shock and / or sandblasting and / or water jets and / or dry ice blasting and / or heating, whereby the layer 43 and the base material 40 become so strongly different, for example because of the different coefficients of expansion Thermal mismatch that the masking layer 43 peels off.
  • FIG. 6 shows the component 1 after the masking layer 25, 43 has been removed. Only at the desired locations 55 is a coating available.
  • a further layer can be applied to the component 1 according to FIG. 5 so that, for example, a ceramic thermal barrier coating is still applied to the material 22 at the desired locations 55.
  • the masking layer 25 with the material 22, ie the layer 43 is not yet removed, but is in turn used so that no coating takes place at undesirable locations.
  • the method can be carried out with newly manufactured components 1 or components 1 to be reprocessed.
  • Remanufacturing means that a part 1 that was in use or had errors after the rebuild is reworked.
  • corrosion and oxidation products and / or existing layers are removed.
  • existing cracks are repaired, for example, by filling with solder.
  • a new coating can be applied to such a component 1, again using a masking layer 25, 37.
  • the reprocessing of components 1 is also called refurbishment.
  • FIG. 7 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103, which is also referred to as a turbine runner.
  • a suction housing 104 Along the rotor 103 follow one another a suction housing 104, a compressor 105, for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber 106, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • the annular combustion chamber 106 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example.
  • Each turbine stage 112 is formed of two blade rings. As seen in the flow direction of a working medium 113 follows in the hot gas duct 111 of a guide vane 115 a from Blades 120 series 125 formed.
  • the guide vanes 130 are in this case on an inner housing 138 a stator 143 attached, whereas the blades 120 a series 125, for example by means of a turbine disk 133 are mounted on the rotor 103.
  • air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104.
  • the compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
  • the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120.
  • the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the direction of flow of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield bricks lining the annular combustion chamber 106. In order to withstand the temperatures prevailing there, they are cooled by means of a coolant.
  • the substrates may have a directional structure, ie they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
  • the material used is iron-, nickel- or cobalt-based superalloys.
  • superalloys are used, as are known from EP 1204776, EP 1306454, EP 1319729, WO 99/67435 or WO 00/44949; these writings are part of the revelation.
  • the blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is yttrium (Y) and / or at least one element of the rare Erden) and have heat through a thermal barrier coating.
  • the thermal barrier coating consists for example of ZrO 2 , Y 2 O 4 -ZrO 2, ie it is not, partially or completely stabilized by yttrium oxide and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • suitable coating processes such as electron beam evaporation (EB-PVD), stalk-shaped grains are produced in the thermal barrier coating.
  • the vane 130 has an inner housing 138 of the Turbine 108 facing Leitschaufelfuß (not here shown) and a Leitschaufelfuß opposite Guide vane head on.
  • the vane head is the rotor 103 facing and on a mounting ring 140 of the stator 143rd established.

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Abstract

In a process to manufacture a steam turbine set the metal turbine blades are formed by prior art. The exposed section of blade is subsequently coated with a thermal protection agent. Prior to this process the turbine blade root is protected from the coating agent by a mask that is a porous aluminum oxide or zircon oxide ceramic layer applied by plasma coating.

Description

Die Erfindung betrifft ein Bauteil mit einer Maskierungsschicht nach dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1 und ein Verfahren nach dem Gattungsbegriff des Anspruchs 12.The invention relates to a component with a Masking layer according to the preamble of claim 1 and a method according to the preamble of claim 12.

Bauteile wie z.B. Turbinenschaufeln, insbesondere für Gasturbinen, werden insbesondere im Schaufelblattbereich beschichtet, weil diese hohen thermischen Belastungen ausgesetzt sind.
Im Sockel- bzw. im Befestigungsbereich der Turbinenschaufel herrschen niedrigere Temperaturen, so dass dort keine Beschichtung in Form einer Wärmedämmschicht notwendig ist. Keramische Beschichtungen sind in diesem Bereich sogar unerwünscht, weil der Sockel genau in eine metallische Scheibe eingepasst werden muss.Components such as turbine blades, in particular for gas turbines, are coated in particular in the blade area, because they are exposed to high thermal loads.
In the base or in the mounting region of the turbine blade lower temperatures prevail, so that there is no coating in the form of a thermal barrier coating is necessary. Ceramic coatings are even undesirable in this area, because the base must be fitted exactly in a metallic disc.

Maskierungen nach dem Stand der Technik, die eine Beschichtung an unerwünschten Stellen verhindern sollen, haben den Nachteil, dass sie sich oft schlecht wieder entfernen lassen, da eine gute Haftung des Materials der Maskierung mit dem Grundmaterial der Turbinenschaufel gegeben ist, oder da eine unerwünschte Diffusion von Elementen aus der Maskierungsschicht in das Grundmaterial der Turbinenschaufel erfolgt.Prior art masks that have a coating to prevent unwanted places have the The disadvantage that they are often difficult to remove, as a good adhesion of the material of the masking with the Basic material of the turbine blade is given, or as a unwanted diffusion of elements from the masking layer into the base material of the turbine blade.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, ein Bauteil mit einer Maskierungsschicht aufzuzeigen, die sich nach einer gewollten Beschichtung des Bauteils in den unerwünschten Bereichen wieder leicht entfernen lässt, ohne dass es zu einer Beeinflussung des Grundmaterials oder der Geometrie des Bauteils in dem maskierten Bereich kommt. The object of the invention is therefore to provide a component with a Masking layer to show, which after a desired Coating of the component in the unwanted areas easy to remove again without it becoming one Influencing the basic material or the geometry of the Component in the masked area comes.

Die Aufgabe wird gelöst durch ein Bauteil gemäß Anspruch 1. Dabei weist das Bauteil eine plasmagespritzte Schicht direkt auf dem Grundmaterial des Bauteils auf.The object is achieved by a component according to claim 1. The component has a plasma-sprayed layer directly on the base material of the component.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zur Beschichtung eines Bauteils aufzuzeigen, bei dem sich die Maskierungsschicht nach einer gewollten Beschichtung des Bauteils in den unerwünschten Bereichen wieder leicht entfernen lässt, ohne dass es zu einer Beeinflussung des Grundmaterials oder der Geometrie des Bauteils in dem maskierten Bereich kommt.Another object of the invention is to provide a method for Show coating of a component in which the Masking layer after a desired coating of Component in unwanted areas again easily can be removed without affecting the Base material or the geometry of the component in the masked area is coming.

Die Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren zur Beschichtung eines Bauteils gemäß Anspruch 12.
Dabei wird eine Maskierungsschicht mittels Plasmaspritzen direkt auf das Grundmaterial des Bauteils (z.B. Turbinenschaufel) aufgebracht.The object is achieved by a method for coating a component according to claim 12.
In this case, a masking layer is applied by means of plasma spraying directly on the base material of the component (eg turbine blade).

Wärmedämmschichten, die auf eine Turbinenschaufel im Schaufelblattbereich aufgebracht werden, weisen in der Regel zwischenliegende Schichten zwischen einem Substrat, d.h. dem Grundmaterial der Turbinenschaufel und der Wärmedämmschicht auf, wie z.B. sogenannte Haftmittlerschichten, beispielsweise metallisches MCrAlX, oder Diffusionsbarrieren.
Bei der erfindungsgemäßen Maskierung wird auf diese Zwischenschichten verzichtet, um eine gute Anbindung der Maskierungsschicht zu verhindern. Die Maskierungsschicht ist insbesondere aus Keramik, weil sich die spröde Keramik durch einfache Verfahren, wie z.B. Sandstrahlen, Trockeneisstrahlen entfernen lässt. Das Material für die Keramik wird so gewählt, dass keine oder kaum Diffusion aus der Keramik heraus in das Substrat stattfindet, wodurch sich keine chemische Bindung zwischen Maskierungsschicht und Grundmaterial ergibt. Daher wird Keramik bevorzugt. Thermal barrier coatings that are applied to a turbine blade in the airfoil region generally have intermediate layers between a substrate, ie, the base material of the turbine blade and the thermal barrier coating, such as so-called adhesive layers, for example metallic MCrAlX, or diffusion barriers.
In the masking according to the invention, these intermediate layers are dispensed with in order to prevent a good binding of the masking layer. The masking layer is in particular of ceramic, because the brittle ceramic can be removed by simple methods, such as sandblasting, dry ice blasting. The material for the ceramic is chosen so that there is little or no diffusion out of the ceramic into the substrate, resulting in no chemical bonding between masking layer and base material. Therefore, ceramics are preferred.

Weitere vorteilhafte Ausbildungen des erfindungsgemäßen Bauteils gemäß Anspruch 1 und des Verfahrens gemäß Anspruch 12 sind in den Unteransprüchen aufgelistet.
Die in den Unteransprüchen aufgelisteten Maßnahmen lassen sich in vorteilhafter Art und Weise miteinander kombinieren.Further advantageous embodiments of the component according to the invention according to claim 1 and of the method according to claim 12 are listed in the subclaims.
The measures listed in the subclaims can be combined with each other in an advantageous manner.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert.The invention is based on Embodiments explained in more detail.

Es zeigen

Figur 1
eine Turbinenschaufel nach dem Stand der Technik,
Figur 2, 3, 4, 5, 6
Verfahrensschritte zur Herstellung einer Beschichtung nach dem Stand der Technik,
Figur 7
eine Gasturbine.
Show it
FIG. 1
a turbine blade according to the prior art,
FIGS. 2, 3, 4, 5, 6
Process steps for producing a coating according to the prior art,
FIG. 7
a gas turbine.

Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference numerals have in the various figures same meaning.

Figur 1 zeigt in perspektivischer Ansicht eine Turbinenschaufel 1, insbesondere eine Laufschaufel für eine Gasturbine, die sich entlang einer Längsachse 4 erstreckt.
Die Turbinenschaufel 1 weist entlang der Längsachse 4 aufeinanderfolgend einen Befestigungsbereich 7, eine daran angrenzende Schaufelplattform 10 sowie einen Schaufelblattbereich 13 auf.
Der Befestigungsbereich 7 ist als Schaufelfuß 16 ausgebildet, der zur Befestigung der Turbinenschaufel 1 an einer hier nicht näher dargestellten Welle einer Strömungsmaschine (Fig. 7) dient.
Der Schaufelfuß 16 ist beispielsweise als Hammerkopf ausgestaltet. Andere Ausgestaltungen, beispielsweise als Tannenbaum- oder Schwalbenschwanzfuß sind möglich. FIG. 1 shows a perspective view of a turbine blade 1, in particular a rotor blade for a gas turbine, which extends along a longitudinal axis 4.
The turbine blade 1 has, along the longitudinal axis 4, a fastening area 7, an adjacent blade platform 10 and an airfoil area 13 in succession.
The fastening region 7 is designed as a blade root 16, which serves for fastening the turbine blade 1 to a shaft (not shown here) of a turbomachine (FIG. 7).
The blade root 16 is designed, for example, as a hammer head. Other configurations, for example as a Christmas tree or Schwalbenschwanzfuß are possible.

Bei herkömmlichen Turbinenschaufeln 1 werden in allen Bereichen der Turbinenschaufel massive metallische Werkstoffe, insbesondere Nickel- oder Kobalt-basierte Superlegierungen, verwendet. Die Turbinenschaufel kann hierbei durch ein Gussverfahren, durch ein Schmiedeverfahren, durch ein Fräsverfahren oder Kombinationen daraus gefertigt sein.In conventional turbine blades 1 are in all areas the turbine blade solid metallic materials, especially nickel- or cobalt-based superalloys, used. The turbine blade can in this case by a casting process, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.

Insbesondere der Befestigungsbereich 7 ist aus Metall, weil der passgenau in eine entsprechende Form einer Scheibe des Turbinenrotors eingeklemmt wird. Spröde keramische Beschichtungen zur thermischen Isolierung würden dabei abplatzen und die Geometrie im Befestigungsbereich verändern. Eine Beschichtung ist dort daher nicht erwünscht.In particular, the attachment portion 7 is made of metal, because the exact fit in a corresponding shape of a disc of the Turbine rotor is trapped. Brittle ceramic Coatings for thermal insulation would thereby flake off and change the geometry in the attachment area. A coating is therefore not desirable there.

Der Schaufelblattbereich 13 ist beispielsweise mit einer Wärmedämmschicht beschichtet, wobei zwischen dem Grundmaterial der Turbinenschaufel 1 beispielsweise noch weitere Schichten, wie z.B. Haftvermittlerschichten (MCrAlX-Schichten) angeordnet sein können.The airfoil region 13 is, for example, with a Thermal barrier coated, being between the base material the turbine blade 1, for example, even more Layers, such as e.g. Adhesion promoter layers (MCrAlX layers) can be arranged.

Ein erfindungsgemäßes Bauteil 1 in Form einer Turbinenschaufel 1 kann eine Leit- oder Laufschaufel einer beliebigen Turbine, insbesondere einer Dampf- oder Gasturbine 100 (Fig. 7), sein.An inventive component 1 in the form of a Turbine blade 1, a guide or blade of a any turbine, in particular a steam or gas turbine 100 (Fig. 7).

Figur 2 zeigt, was passiert, wenn die Oberfläche des Bauteils 1, beispielsweise der Schaufel 1 keine Maskierungsschicht 25 (Fig. 3) aufweist.
Die Beschichtung erfolgt überall, wo das Material 22 auftrifft.
Das Material 22 einer Zwischenschicht 19 (MCrAlX), die beispielsweise durch Plasmaspritzen, durch PVD oder CVD oder Eintauchen in ein flüssiges Metall oder Aufbringen von Pulver in jeglicher Form auf eine Oberfläche der Turbinenschaufel 1 aufgebracht wurde und die Zwischenschicht 19 bildet, kann auch zu einer Reaktion des Materials 22 mit dem Grundwerkstoff 40 der Turbinenschaufel 1 und zu einer guten Haftung der Zwischenschicht 19 mit dem Grundmaterial 40 der Turbinenschaufel 1 führen.
Wenn die Zwischenschicht 19 wieder entfernt werden soll, weil sie beispielsweise im Befestigungsbereich 7 unerwünscht ist, so bereitet dies große Probleme, weil sich die Geometrie des Befestigungsbereichs 7 durch teilweises Entfernen des Grundmaterials 40 verändert.FIG. 2 shows what happens when the surface of the component 1, for example the blade 1, has no masking layer 25 (FIG. 3).
The coating takes place wherever the material 22 impinges.
The material 22 of an intermediate layer 19 (MCrAlX), which has been applied to a surface of the turbine blade 1 by plasma spraying, PVD or CVD or immersion in a liquid metal or powder in any form, for example, may also be made into a Reaction of the material 22 with the base material 40 of the turbine blade 1 and lead to a good adhesion of the intermediate layer 19 with the base material 40 of the turbine blade 1.
If the intermediate layer 19 is to be removed again because it is undesirable, for example, in the attachment region 7, this presents great problems because the geometry of the attachment region 7 changes due to partial removal of the base material 40.

Das Material 22 ist beispielsweise Aluminium, das auf die Turbinenschaufel 1 aufgebracht wird, um eine Aluminidschicht zu bilden.
Eine solche Aluminidschicht oder MCrAlX-Schicht kann durch Plasmaspritzen oder Verfahren, wie sie in dem EP-Patent 0 525 545 B1 und dem EP-Patent 0 861 919 B1 angegeben sind, aufgebracht werden.
Beim Plasmaspritzen werden die Parameter so eingestellt, dass sich eine gute physikalische Haftung an das Grundmaterial 40 ergibt, beispielsweise durch eine entsprechend hohe Plasmatemperatur, damit die Pulverteilchen auch genug aufschmelzen und/oder nicht zu feiner (zu feine Pulverteilchen verdampfen) und zu grober (werden nicht weich genug und verformen sich nicht beim Auftreffen) Pulverteilchen.
Hier werden noch Wärmebehandlungen mit dem Bauteil und der Schicht durchgeführt, die zur optimalen Haftung der Schicht auf dem Grundmaterial 40 führt.The material 22 is, for example, aluminum, which is applied to the turbine blade 1 to form an aluminide layer.
Such an aluminide layer or MCrAlX layer can be applied by plasma spraying or by methods such as those disclosed in EP patent 0 525 545 B1 and EP patent 0 861 919 B1.
In plasma spraying, the parameters are set to give good physical adhesion to the base material 40, for example, by a correspondingly high plasma temperature so that the powder particles also melt sufficiently and / or not too finely (evaporate too fine powder particles) and become too coarse not soft enough and do not deform when hitting) powder particles.
Here, heat treatments are performed with the component and the layer, which leads to the optimal adhesion of the layer on the base material 40.

Figur 3 zeigt ein erfindungsgemäßes Bauteil in Form einer Turbinenschaufel 1 mit einer Maskierungsschicht 25.Figure 3 shows an inventive component in the form of a Turbine blade 1 with a masking layer 25.

Auf die beispielsweise metallische Turbinenschaufel 1 wird direkt eine Maskierungsschicht 25 aus Metall, insbesondere aber eine keramische Maskierungsschicht 37 mittels Plasmaspritzen (APS: Atmosphärisches Plasmaspritzen, VPS: Vakuumplasmaspritzen, LPPS: Niedrigdruckplasmaspritzen,...) aufgebracht, so dass sich keine chemische Bindung zwischen Maskierungsschicht 25 und Grundmaterial 40 ergibt. Die plasmagespritzte Schicht haftet physikalisch durch Verklammerung an dem Grundmaterial 40, dessen Oberfläche beispielsweise aufgeraut ist.
Die Parameter beim Plasmaspritzen können auch so eingestellt werden, dass die Haftung der Maskierungsschicht 25 auf dem Grundmaterial 40 schlecht ist, nämlich durch Wahl geringer Plasmatemperaturen, so dass die Pulverteilchen nicht so stark aufgeschmolzen werden und die Verwendung gröberer Pulverteilchen, die schlecht aufschmelzen.
Die plasmagespritzte Schicht kann möglichst dicht oder porös sein.
Hier wird keine Wärmebehandlung durchgeführt, um eine optimale Haftung zwischen Maskierungsschicht 25 und Grundmaterial 40 zu erreichen.
Zwischen der keramischen Schicht 37 und dem metallischen Grundmaterial 40 der Turbinenschaufel 1 sind keine weiteren Schichten, insbesondere keine Haftvermittlerschichten vorhanden, so dass sich durch leichten Energieeintrag, wie z.B. Sandstrahlen oder Trockeneisstrahlen, die keramische Schicht 25, 37 entfernen lässt.
Die dichte oder teilweise poröse keramische Schicht 37 bildet auch während eines Beschichtungsverfahrens der Turbinenschaufel 1 mit verschiedenen Schichten, wie z.B. Haftvermittlerschichten oder Wärmedämmschichten, eine Diffusionsbarriere.
Die gute Haftung einer keramischen Schicht auf dem Grundmaterial 40 für den betrieblichen Einsatz wird generell erst durch eine Haftvermittlerschicht (MCrAlX) ermöglicht. Ansonsten würde die keramische Schicht 37 nach kurzer Einsatzzeit abplatzen, da die thermischen Ausdehnungskoeffizienten von Grundmaterial 40 und keramischer Schicht zu stark differieren.
Da die keramische Schicht als keramische Maskierungsschicht 37 nur einen, zwei oder drei Beschichtungsvorgänge halten muss, stellt dies kein Problem dar, ist im Gegenteil sogar erwünscht, da sie dann leicht zu entfernen ist und keine oder kaum eine chemische Reaktion mit dem Substrat 40 eingeht.For example, a masking layer 25 made of metal, but in particular a ceramic masking layer 37 by means of plasma spraying (APS: Atmospheric plasma spraying, VPS: vacuum plasma spraying, LPPS: low-pressure plasma spraying, etc.) is applied directly to the metallic turbine blade 1, so that there is no chemical bond between the masking layer 25 and base material 40 results. The plasma-sprayed layer physically adheres to the base material 40 by clamping, the surface of which is roughened, for example.
The parameters in plasma spraying can also be set so that the adhesion of the masking layer 25 to the base material 40 is poor, namely by choosing low plasma temperatures, so that the powder particles are not so strongly melted and the use of coarser powder particles, which melt poorly.
The plasma-sprayed layer can be as dense or porous as possible.
Here, no heat treatment is performed to achieve optimum adhesion between masking layer 25 and base material 40.
Between the ceramic layer 37 and the metallic base material 40 of the turbine blade 1, there are no further layers, in particular no adhesion promoter layers, so that the ceramic layer 25, 37 can be removed by light energy input, such as sandblasting or dry ice blasting.
The dense or partially porous ceramic layer 37 also forms a diffusion barrier during a coating process of the turbine blade 1 with various layers, such as adhesion promoter layers or thermal barrier coatings.
The good adhesion of a ceramic layer to the base material 40 for operational use is generally made possible only by a primer layer (MCrAlX). Otherwise, the ceramic layer 37 would flake off after a short period of use, since the thermal expansion coefficients of base material 40 and ceramic layer differ too much.
On the contrary, since the ceramic layer as the ceramic masking layer 37 has to hold only one, two or three coating operations, this is not a problem, on the contrary, since it is easy to remove and undergoes little or no chemical reaction with the substrate 40.

Die Maskierungsschicht 25 kann also aus Keramik und/oder Metall sein.
Insbesondere durch eine Mischung von metallischem und keramischem Material oder von metallischen Materialien und/oder keramischen Materialien untereinander kann ein Ausdehnungskoeffizient der Maskierungsschicht 25 eingestellt werden, so dass sich ein deutlicher Unterschied zwischen den Ausdehnungskoeffizienten des Grundmaterials 40 des Bauteils 1 und der Maskierungsschicht 25 ergibt. Durch diesen Unterschied wird keine gute Haftung zwischen der Maskierungsschicht 25 und dem Grundmaterial 40 erreicht.The masking layer 25 can therefore be made of ceramic and / or metal.
In particular, by a mixture of metallic and ceramic material or of metallic materials and / or ceramic materials with one another, an expansion coefficient of the masking layer 25 can be adjusted so that a clear difference between the expansion coefficients of the base material 40 of the component 1 and the masking layer 25 results. Due to this difference, good adhesion between the masking layer 25 and the base material 40 is not achieved.

Die Keramik kann beispielsweise eine Oxidkeramik sein, die dem thermischen Ausdehnungskoeffizienten des Grundmaterials angepasst ist oder Aluminiumoxid und/oder Zirkonoxid sein. Das Zirkonoxid kann wiederum nichtstabilisiertes, teilstabilisiertes oder vollstabilisiertes Zirkonoxid sein, wobei Stabilisatoren aus Yttriumoxid, Magnesiumoxid und/oder Kalziumoxid verwendet werden.
Insbesondere nichtstabilisiertes Zirkonoxid ist von Vorteil, da sich bei dem Phasenübergang orthogonal - tetragonal eine Volumenänderung ergibt, die erst bei höheren Temperaturen oberhalb der Beschichtungstemperatur stattfindet. Somit kann durch ein thermisches Verfahren, bspw. durch einfache Erwärmung des Bauteils 1 mit der Maskierungsschicht 37 eine Ablösung der Maskierungsschicht 37 erfolgen.
Auch ein Thermoschock kann verwendet werden.The ceramic may for example be an oxide ceramic, which is adapted to the thermal expansion coefficient of the base material or be alumina and / or zirconia. In turn, the zirconia may be non-stabilized, partially stabilized or fully stabilized zirconia using stabilizers of yttria, magnesia and / or calcia.
Non-stabilized zirconium oxide, in particular, is advantageous, since in the phase transition orthogonal-tetragonal a volume change results, which only takes place at higher temperatures above the coating temperature. Thus, by a thermal process, for example. By simple heating of the component 1 with the masking layer 37, a detachment of the masking layer 37 take place.
A thermal shock can also be used.

Das Bauteil 1 ist beispielsweise ein Bauteil einer Gas- 100 (Fig. 7) oder Dampfturbine, also eine Turbinenschaufel 120, 130, eine Brennkammerauskleidung 155 oder ein anderes Gehäuseteil, das einem heißen Medium, wie Wasserdampf oder Heißgas ausgesetzt ist. The component 1 is for example a component of a gas 100 (FIG. 7) or steam turbine, that is to say a turbine blade 120, 130, a combustor liner 155 or another Housing part, which is a hot medium, such as water vapor or Hot gas is exposed.

Das Grundmaterial 40 des Bauteils 1 ist beispielsweise eine nickel- oder kobaltbasierte Superlegierung.The base material 40 of the component 1 is for example a nickel- or cobalt-based superalloy.

Figur 4, 5 und 6 zeigen den Ablauf einer Beschichtung des Bauteils 1 mit einer Maskierungsschicht 25, 37.
Auf das Grundmaterial 40 des Bauteils 1 wird zunächst die Maskierungsschicht 25 wie oben beschrieben an den Stellen 55 aufgebracht, die später nicht mit der eigentlich gewünschten Beschichtung (z.B. Wärmedämmschicht) versehen sein sollen. Danach wird das Bauteil 1 mit einem Material 22 beschichtet.FIGS. 4, 5 and 6 show the sequence of a coating of the component 1 with a masking layer 25, 37.
First, the masking layer 25 is applied to the base material 40 of the component 1 at points 55 as described above, which are not to be provided later with the actual desired coating (eg thermal barrier coating). Thereafter, the component 1 is coated with a material 22.

Figur 5 zeigt das Bauteil 1 nach einer Beschichtung mit dem Material 22.
An den gewünschten Stellen 55, wo eine Beschichtung erfolgen sollte, ist das Material 22 in gewünschter Art und Weise vorhanden.
Die Maskierungsschicht 25, 37 ist ebenfalls mit dem Material 22 beschichtet worden und bildet nun eine Schicht 43, die sich jedoch leicht entfernen lässt.
Die Schicht 43 lässt sich leicht durch Ätzen (Säurebehandlung) und/oder Thermoschock und/oder Sandstrahlen und/oder Wasserstrahlen und/oder Trockeneisstrahlen und/oder Erwärmen, wobei sich die Schicht 43 und das Grundmaterial 40 bspw. wegen der unterschiedlichen Ausdehnungskoeffizienten so unterschiedlich stark ausdehnen (Thermal mismatch), dass die Maskierungsschicht 43 abplatzt.FIG. 5 shows the component 1 after being coated with the material 22.
At the desired locations 55 where a coating should occur, the material 22 is present in the desired manner.
The masking layer 25, 37 has also been coated with the material 22 and now forms a layer 43, which is easy to remove.
The layer 43 can easily be obtained by etching (acid treatment) and / or thermal shock and / or sandblasting and / or water jets and / or dry ice blasting and / or heating, whereby the layer 43 and the base material 40 become so strongly different, for example because of the different coefficients of expansion Thermal mismatch that the masking layer 43 peels off.

Figur 6 zeigt das Bauteil 1, nachdem die Maskierungsschicht 25, 43 entfernt worden ist.
Nur an den gewünschten Stellen 55 ist eine Beschichtung vorhanden.FIG. 6 shows the component 1 after the masking layer 25, 43 has been removed.
Only at the desired locations 55 is a coating available.

Ebenso kann auf das Bauteil 1 gemäss Figur 5 noch eine weitere Schicht aufgebracht werden, so dass auf das Material 22 an den gewünschten Stellen 55 beispielsweise noch eine keramische Wärmedämmschicht aufgebracht wird.
Die Maskierungsschicht 25 mit dem Material 22, d.h. also die Schicht 43 wird noch nicht entfernt, sondern wird wiederum dazu benutzt, dass keine Beschichtung an unerwünschten Stellen erfolgt.Likewise, a further layer can be applied to the component 1 according to FIG. 5 so that, for example, a ceramic thermal barrier coating is still applied to the material 22 at the desired locations 55.
The masking layer 25 with the material 22, ie the layer 43 is not yet removed, but is in turn used so that no coating takes place at undesirable locations.

Das Verfahren kann mit neu hergestellten Bauteilen 1 oder wiederaufzuarbeitenden Bauteilen 1 durchgeführt werden. Wiederaufarbeitung bedeutet, dass ein Bauteil 1, das im Einsatz war oder nach der Neuherstellung Fehler aufwies, überarbeitet wird. So werden ggf. Korrosions- und Oxidationsprodukte und/oder vorhandene Schichten entfernt. Ebenfalls werden vorhandene Risse repariert, beispielsweise durch Auffüllen mit Lot.
Auf ein solches Bauteil 1 kann wiederum eine neue Beschichtung aufgebracht werden, wobei wiederum eine Maskierungsschicht 25, 37 verwendet wird.
Die Wiederaufarbeitung von Bauteilen 1 nennt man auch Refurbishment.The method can be carried out with newly manufactured components 1 or components 1 to be reprocessed. Remanufacturing means that a part 1 that was in use or had errors after the rebuild is reworked. Thus, if necessary, corrosion and oxidation products and / or existing layers are removed. Also, existing cracks are repaired, for example, by filling with solder.
In turn, a new coating can be applied to such a component 1, again using a masking layer 25, 37.
The reprocessing of components 1 is also called refurbishment.

Die Figur 7 zeigt beispielhaft eine Gasturbine 100 in einem Längsteilschnitt.
Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 102 drehgelagerten Rotor 103 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird.
Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 104, ein Verdichter 105, eine beispielsweise torusartige Brennkammer 110, insbesondere Ringbrennkammer 106, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109.
Die Ringbrennkammer 106 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinandergeschaltete Turbinenstufen 112 die Turbine 108. FIG. 7 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
The gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103, which is also referred to as a turbine runner.
Along the rotor 103 follow one another a suction housing 104, a compressor 105, for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber 106, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
The annular combustion chamber 106 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example. There, for example, four turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.

Jede Turbinenstufe 112 ist aus zwei Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125.Each turbine stage 112 is formed of two blade rings. As seen in the flow direction of a working medium 113 follows in the hot gas duct 111 of a guide vane 115 a from Blades 120 series 125 formed.

Die Leitschaufeln 130 sind dabei an einem Innengehäuse 138 eines Stators 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind. An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt).The guide vanes 130 are in this case on an inner housing 138 a stator 143 attached, whereas the blades 120 a series 125, for example by means of a turbine disk 133 are mounted on the rotor 103. On the rotor 103 coupled is a generator or a working machine (not shown).

Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und verdichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 bereitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 geführt und dort mit einem Brennmittel vermischt. Das Gemisch wird dann unter Bildung des Arbeitsmediums 113 in der Brennkammer 110 verbrannt.
Von dort aus strömt das Arbeitsmedium 113 entlang des Heißgaskanals 111 vorbei an den Leitschaufeln 130 und den Laufschaufeln 120. An den Laufschaufeln 120 entspannt sich das Arbeitsmedium 113 impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 120 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine.During operation of the gas turbine 100, air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104. The compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel. The mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
From there, the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120. On the rotor blades 120, the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.

Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen während des Betriebes der Gasturbine 100 thermischen Belastungen. Die Leitschaufeln 130 und Laufschaufeln 120 der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums 113 gesehen ersten Turbinenstufe 112 werden neben den die Ringbrennkammer 106 auskleidenden Hitzeschildsteinen am meisten thermisch belastet.
Um den dort herrschenden Temperaturen standzuhalten, werden diese mittels eines Kühlmittels gekühlt. The components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100. The guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the direction of flow of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield bricks lining the annular combustion chamber 106.
In order to withstand the temperatures prevailing there, they are cooled by means of a coolant.

Ebenso können die Substrate eine gerichtete Struktur aufweisen, d.h. sie sind einkristallin (SX-Struktur) oder weisen nur längsgerichtete Körner auf (DS-Struktur).
Als Material werden eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Superlegierungen verwendet.
Beispielsweise werden Superlegierungen verwendet, wie sie aus der EP 1204776, EP 1306454, EP 1319729, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt sind; diese Schriften sind Teil der Offenbarung.Likewise, the substrates may have a directional structure, ie they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
The material used is iron-, nickel- or cobalt-based superalloys.
For example, superalloys are used, as are known from EP 1204776, EP 1306454, EP 1319729, WO 99/67435 or WO 00/44949; these writings are part of the revelation.

Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe), Kobalt (Co), Nickel (Ni), X steht für Yttrium (Y) und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden) und Wärme durch eine Wärmedämmschicht aufweisen. Die Wärmedämmschicht besteht beispielsweise ZrO2, Y2O4-ZrO2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid.
Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronenstrahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt.Also, the blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is yttrium (Y) and / or at least one element of the rare Erden) and have heat through a thermal barrier coating. The thermal barrier coating consists for example of ZrO 2 , Y 2 O 4 -ZrO 2, ie it is not, partially or completely stabilized by yttrium oxide and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
By means of suitable coating processes, such as electron beam evaporation (EB-PVD), stalk-shaped grains are produced in the thermal barrier coating.

Die Leitschaufel 130 weist einen dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht dargestellt) und einen dem Leitschaufelfuß gegenüberliegenden Leitschaufelkopf auf. Der Leitschaufelkopf ist dem Rotor 103 zugewandt und an einem Befestigungsring 140 des Stators 143 festgelegt.The vane 130 has an inner housing 138 of the Turbine 108 facing Leitschaufelfuß (not here shown) and a Leitschaufelfuß opposite Guide vane head on. The vane head is the rotor 103 facing and on a mounting ring 140 of the stator 143rd established.

Claims (24)

Für eine teilweise Beschichtung vorgesehenes Bauteil (1), insbesondere eine Turbinenschaufel (120, 130),
das eine Maskierungsschicht (25, 37) auf Stellen (55) des Bauteils (1) aufweist,
die nicht beschichtet werden sollen,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Maskierungsschicht (25, 37) plasmagespritzt ist und direkt auf dem Grundmaterial (40) des Bauteils (1) aufliegt,
wodurch sich keine gute physikalische Haftung zwischen Maskierungsschicht (25, 37) und Grundmaterial (40) ergibt.Component (1) provided for a partial coating, in particular a turbine blade (120, 130),
which has a masking layer (25, 37) on points (55) of the component (1),
that should not be coated,
characterized in that
the masking layer (25, 37) is plasma-sprayed and rests directly on the base material (40) of the component (1),
whereby there is no good physical adhesion between masking layer (25, 37) and base material (40). Bauteil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Maskierungsschicht (25) aus Keramik (37) ist.Component according to claim 1,
characterized in that
the masking layer (25) is ceramic (37). Bauteil nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Keramik (37) Aluminiumoxid ist.Component according to claim 2,
characterized in that
the ceramic (37) is alumina. Bauteil nach Anspruch 2 oder 3,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Keramik (37) Zirkonoxid ist. Component according to claim 2 or 3,
characterized in that
the ceramic (37) is zirconium oxide. Bauteil nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Maskierungsschicht (25) aus Metall ist.Component according to claim 1 or 2,
characterized in that
the masking layer (25) is metal. Bauteil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Maskierungsschicht (25) porös ist.Component according to claim 1,
characterized in that
the masking layer (25) is porous. Bauteil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Maskierungsschicht (25) möglichst dicht ist.Component according to claim 1,
characterized in that
the masking layer (25) is as tight as possible. Bauteil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die thermischen Ausdehnungskoeffizienten der Maskierungsschicht (25, 37) und dem Grundmaterial (40) verschieden sind.Component according to claim 1,
characterized in that
the thermal expansion coefficients of the masking layer (25, 37) and the base material (40) are different. Bauteil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Bauteil (1) ein Bauteil einer Gas- (100) oder Dampfturbine ist. Component according to claim 1,
characterized in that
the component (1) is a component of a gas (100) or steam turbine. Bauteil nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Bauteil (1) eine Turbinenschaufel (120, 130), eine Brennkammerauskleidung (130) oder ein Gehäuseteil ist.Component according to claim 9,
characterized in that
the component (1) is a turbine blade (120, 130), a combustion chamber lining (130) or a housing part. Bauteil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Bauteil (1) ein Grundmaterial (40) aus einer nickeloder kobaltbasierten Superlegierung aufweist.Component according to claim 1,
characterized in that
the component (1) comprises a base material (40) of a nickel or cobalt-based superalloy. Verfahren zur Beschichtung eines Bauteils (1), bei dem zunächst eine Maskierungsschicht (25, 37) auf die Stellen (55) des Bauteils (1) aufgebracht wird, auf denen keine Beschichtung erfolgen soll,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Maskierungsschicht (25, 37) durch Plasmaspritzen direkt auf ein Grundmaterial (40) des Bauteils (1) aufgebracht wird.Method for coating a component (1), in which first a masking layer (25, 37) is applied to the points (55) of the component (1) on which no coating is to take place,
characterized in that
the masking layer (25, 37) is applied by plasma spraying directly onto a base material (40) of the component (1). Verfahren nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
als Plasmaspritzen
Atmosphärisches Plasmaspritzen (APS), Vakuumplasmaspritzen (VPS) oder Niedrigdruckplasmaspritzen verwendet (LPPS) wird. Method according to claim 12,
characterized in that
as plasma spraying
Atmospheric plasma spraying (APS), vacuum plasma spraying (VPS) or low pressure plasma spraying (LPPS) is used. Verfahren nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
für die Maskierungsschicht (25) Metall aufgebracht wird.Method according to claim 12,
characterized in that
for the masking layer (25) metal is applied. Verfahren nach Anspruch 12 oder 14,
dadurch gekennzeichnet, dass
für die Maskierungsschicht (25) Keramik (37) aufgebracht wird.Method according to claim 12 or 14,
characterized in that
for the masking layer (25) ceramic (37) is applied. Verfahren nach Anspruch 15,
dadurch gekennzeichnet, dass
als Keramik (37) Aluminiumoxid aufgebracht wird.Method according to claim 15,
characterized in that
as ceramic (37) aluminum oxide is applied. Verfahren nach Anspruch 15,
dadurch gekennzeichnet, dass
als Keramik (37) Zirkonoxid aufgebracht wird.Method according to claim 15,
characterized in that
as ceramic (37) zirconium oxide is applied. Verfahren nach Anspruch 12, 14 oder 15,
dadurch gekennzeichnet, dass
niedrige Plasmatemperaturen oder grobe Pulverteilchen beim Plasmaspritzen verwendet werden,
um eine schlechte physikalische Haftung der Maskierungsschicht (25, 37) auf dem Grundmaterial (40) zu erreichen. Method according to claim 12, 14 or 15,
characterized in that
low plasma temperatures or coarse powder particles are used in plasma spraying,
to achieve poor physical adhesion of the masking layer (25, 37) on the base material (40). Verfahren nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Bauteil (1) nach Aufbringung der Maskierungsschicht (25, 37) beschichtet wird.Method according to claim 12,
characterized in that
the component (1) after application of the masking layer (25, 37) is coated. Verfahren nach Anspruch 19,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Bauteil (1) mit einer MCrAlX Schicht beschichtet wird, wobei M für zumindest ein Element der Gruppe Eisen, Kobalt oder Nickel steht,
und X für Yttrium und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden.Method according to claim 19,
characterized in that
the component (1) is coated with an MCrAlX layer, where M represents at least one element of the group iron, cobalt or nickel,
and X for yttrium and / or at least one element of the rare earths. Verfahren nach Anspruch 20,
dadurch gekennzeichnet, dass
auf die MCrAlX Schicht eine keramische Wärmedämmschicht aufgebracht wird.Method according to claim 20,
characterized in that
a ceramic thermal barrier coating is applied to the MCrAlX layer. Verfahren nach Anspruch 12 oder 19,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Maskierungsschicht (25, 37, 43) entfernt wird, insbesondere durch ein thermisches Verfahren, insbesondere durch Erwärmung. Method according to claim 12 or 19,
characterized in that
the masking layer (25, 37, 43) is removed, in particular by a thermal process, in particular by heating. Verfahren nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Verfahren mit wiederaufzuarbeitenden Bauteilen (1, 120, 130, 155) durchgeführt wird.Method according to claim 12,
characterized in that
the process is carried out with components to be reprocessed (1, 120, 130, 155). Verfahren nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Verfahren mit neu hergestellten Bauteilen (1, 120, 130, 155) durchgeführt wird.Method according to claim 12,
characterized in that
the process with newly manufactured components (1, 120, 130, 155) is performed.
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