EP1814681A1 - Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern - Google Patents

Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern

Info

Publication number
EP1814681A1
EP1814681A1 EP05801327A EP05801327A EP1814681A1 EP 1814681 A1 EP1814681 A1 EP 1814681A1 EP 05801327 A EP05801327 A EP 05801327A EP 05801327 A EP05801327 A EP 05801327A EP 1814681 A1 EP1814681 A1 EP 1814681A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
model
outer contour
core
cavity
turbine
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Withdrawn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
EP05801327A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Uwe Paul
Ursula Pickert
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 EP05801327A priority Critical patent/EP1814681A1/de
Publication of EP1814681A1 publication Critical patent/EP1814681A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
    • B22C7/02—Lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y70/00—Materials specially adapted for additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing

Definitions

  • the present invention relates to a method for producing a model for the investment casting of a component having a cavity as well as to a method for producing a casting mold for a component having at least one cavity, in which a model for the casting technique of the component is used
  • Turbine components is creating the cavity.
  • turbine blades for gas turbines have an airfoil that has a leading edge and a trailing edge.
  • the inflow and outflow edges are connected to one another via a suction-side and a pressure-side wall.
  • a suction-side and a pressure-side wall Between the suction side and the pressure side wall, at least one cavity is arranged, which extends through a large part of the airfoil and serves for supplying a cooling fluid, for example air or steam, with which the airfoil is cooled during operation of the turbine.
  • the cooling effect depends on the design of the cavity and its exact positioning within the airfoil. Comparatively small deviations in the positioning of the cavity can lead to a significant deviation in the cooling effect.
  • Turbine blades for gas turbines takes place by means of a ceramic investment casting technique.
  • a core for defining the cavity is molded or cast from a ceramic material. Subsequently, this core is inserted into a mold for spraying or casting a wax model, and the wax is injected or poured into the mold. After cooling of the wax, the finished wax model together with the ceramic core forms a model for the investment casting of the turbine blade, which in the further course of the process for producing a
  • Ceramic mold for casting the turbine blade is used. To make the ceramic mold, a ceramic shell is placed around the wax model. After the ceramic shell has hardened, the wax of the wax model is melted out, leaving a mold for casting the hollow
  • Turbine blade remains. This form comprises on the one hand the ceramic shell and on the other hand the ceramic core. Such a method is disclosed, for example, in US 5,465,780.
  • the finished model comprises at least one core and an outer contour model at least partially surrounding and at least partially defining the outer contour of the component.
  • the core is made of a hardenable core material, which is cured in the course of the process.
  • the production of the outer contour model is made of a burn-out or fusible material.
  • the outer contour model is first produced with at least one cavity corresponding to the at least one cavity of the component. Subsequently, for the production of the at least one core, the curable material is filled into the at least one cavity and cured.
  • the outer contour model simultaneously serves as a casting or injection mold for the core, so that no separate casting or injection mold for the core needs to be present. This can be for the
  • a resin model can be used.
  • a rapid prototype process in particular a stereo lithography process, can be used.
  • a resin is used which hardens upon irradiation with a laser.
  • the previously flowable resin is hardened layer by layer by means of the laser until the outer contour model is completed in its desired contour.
  • the laser curing can in particular be computer-controlled, so that designs that are already simulated in the computer can be converted relatively quickly into a model for the precision engineering of the component.
  • the outer contour model of a stabilizing sheath a so-called setter be surrounded.
  • the stabilizing sheath can also be produced by means of a rapid prototype process, for example by being produced from resin by means of a stereo lithography process.
  • a rapid prototype process for example by being produced from resin by means of a stereo lithography process.
  • the sheath contains a mechanically stabilizing material, for example a metal powder.
  • suitable rapid prototype processes for example rapid laser sintering, for solidifying the metal powder being used.
  • the stabilizing sheath keeps the outer contour model in shape when filling the curable material, so that caused by the resulting pressure on the outer contour model, no design deviations of the core.
  • a material which is flowable before curing and which is poured or injected into the at least one cavity of the outer contour model is suitable as core material. Because of their high temperature resistance come as a core material in particular ceramic-based materials in question.
  • the method according to the invention for producing a model for the precision machining of a component having at least one cavity is compared with the prior art methods in which production tools, in particular casting or injection molds, have to be produced for the process development and the qualification of turbine components, variable and cheaper.
  • production tools in particular casting or injection molds
  • the method according to the invention also leads more quickly to a model for the precision engineering of the component than the methods according to the prior art.
  • the method of the present invention allows much earlier market introduction of new designs as well as a faster response to service-related design changes.
  • the method according to the invention for producing a model for the casting technique of the component is used.
  • Figure 1 shows the schematic representation of an outer contour model for use in the invention
  • FIG. 2 shows the outer contour model from FIG. 1 during the filling of a hardenable material in openings of the outer contour model.
  • FIG. 3 shows by way of example a gas turbine in a longitudinal partial section.
  • Figure 4 shows a perspective view of a rotor blade or vane of a turbomachine.
  • FIG. 5 shows a combustion chamber of a gas turbine.
  • FIG. 1 shows in a somewhat simplified representation a model 1 of a turbine blade as an exemplary example of a component with a cavity in a perspective, sectional view.
  • the model 1 has an outer surface 3, which reproduces the outer contour of a turbine blade.
  • the outer contour is divided into a pressure-side contour 4 and a suction-side contour 5.
  • the edges at which the pressure-side contour 4 and the suction-side contour 5 merge into one another form the leading edge (edge 6) or the trailing edge (edge 7) of the later turbine blade ).
  • the model 1 is not solid, but it has cavities, in the present embodiment, five cavities 8a to 8e, which represent the later cooling air ducts of the turbine blade.
  • the fifth cavity 8e has an opening 10 extending parallel to the edge, which represents an outlet opening for exiting cooling fluid in the later turbine blade.
  • the model 1 already represents both the outer contour and the inner contour of the later turbine blade.
  • the model is made of synthetic resin that melts or burns under the influence of temperature and is used in the production of a model for the investment casting of the turbine blade to be produced.
  • the synthetic resin model described above represents in the model for the investment casting of the turbine blade only a model for the outer contour of the turbine blade and is therefore hereinafter referred to as outer contour model 1.
  • the representation of the inner contour of the cavities of the turbine blade takes place on the basis of a so-called core whose outer surfaces represent the inner contour of the cavities of the turbine blade.
  • the outer contour model 1 and the cores to be described together form the model for the investment casting of the turbine blade.
  • Embodiment by means of a stereo lithography process.
  • a photoreactive liquid resin in a container is locally irradiated with laser radiation of a suitable wavelength.
  • the irradiation leads to hardening of the resin at the irradiated point.
  • the curing of the resin can be controlled so that arbitrarily shaped structures of cured synthetic resin can be realized.
  • Stereo lithography methods are known from the prior art and therefore should not be further explained here.
  • the outer contour model 1 is produced from a liquid synthetic resin by targeted local hardening.
  • the laser is controlled by a computer, so that the Production of the outer contour model 1 can be made on the basis of a pure computer model.
  • the cores defining the cavities of the later turbine blade are produced.
  • a flowable ceramic material the so-called core mass 11
  • the filling can, as shown in Figure 2, be realized for example by pouring. However, other filling methods are also possible.
  • the core mass 11 can also be brushed or injected into the cavities.
  • the outer contour model 1 is surrounded before filling the ceramic core material 11 with a stabilizing sheath 12, 13.
  • This stabilizing jacket 12, 13 is formed in two parts.
  • a part 12 of the stabilizing jacket has an inverse surface to the pressure-side contour 4 of the outer contour model 1, while the other part 13 of the outer contour model 1 has an inverse contour to the suction side 5 of the outer contour model 1.
  • Sheaths are framed by abutment surfaces at which the two parts 12, 13 abut each other when they surround the outer contour model 1 stabilizing. Accordingly, the abutment surfaces are then in the region 15, 16 of the edges 6, 7 of the outer contour model. 1
  • the flared portion 17 forms, together with the cavity 8e, the shape for that core, which later defines the inner contour of the corresponding cavity of the turbine blade.
  • the manufacture of the stabilizing jacket 12, 13 takes place in the present embodiment as the
  • the resin or synthetic resin composition brought to harden in the stereo lithographic process contains a stabilizing component, for example a metal powder.
  • a stabilizing jacket 12, 13 once made can be reused as long as no design changes are made to the outer contour of the turbine blade.
  • the stabilizing sheath can also consist entirely of metal in a modification of the embodiment described. In this case, for example, it can be produced from metal powder by means of rapid laser sintering.
  • the stabilizing jacket 12, 13 is removed so that the outer contour model 1 remains with ceramic cores located in its cavities.
  • the outer contour model 1 then forms, together with the ceramic cores, a model for the investment casting of the turbine blade.
  • the model for the investment casting of the turbine blade thus produced can then be used for producing a casting mold for the turbine blade.
  • the model is surrounded by a ceramic mass, which is then cured.
  • the ceramic compound connects at selected locations with the ceramic cores located in the outer contour model 1.
  • Casting mold for casting the turbine blade Due to the destruction of the outer contour model 1 during burnout or melting the outer contour model 1 is also called lost model.
  • the outer contours of the ceramic cores define the inner contours of the later ones
  • Turbine blade and the inner contour of the ceramic mold, the later outer contour of the turbine blade are identical to the Turbine blade and the inner contour of the ceramic mold, the later outer contour of the turbine blade.
  • FIGS. 3 to 5 For a better understanding of the invention, a description of a typical gas turbine, a typical turbine blade and a typical combustor follows with reference to FIGS. 3 to 5.
  • FIG. 3 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 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, form four successive turbine stages 112, the turbine 108th
  • Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings. In the flow direction of a
  • Working medium 113 seen follows in the hot gas channel 111 of a row of vanes 115 a 120 formed from blades 120 series.
  • the guide vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the moving blades 120 of a row 125 are attached to the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example.
  • 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 blades 120 of the first turbine stage 112 seen in the flow direction of the working medium 113 are in addition to the Ring combustion chamber 106 lining heat shield bricks most thermally stressed.
  • substrates of the components may have a directional structure, i. they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
  • iron-, nickel- or cobalt-based superalloys are used as the material for the components, in particular for the turbine blade 120, 130 and components of the combustion chamber 110.
  • Such superalloys are known, for example, from EP 1204776 Bl, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 or WO 00/44949; these writings are part of the revelation.
  • blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one member of the group
  • Iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and stands for yttrium (Y) and / or silicon and / or at least one element of the rare earths or hafnium).
  • Such alloys are known from EP 0 486 489 B1, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1, which are intended to be part of this disclosure.
  • MCrAlX may still be present a thermal barrier coating, and consists for example of ZrO 2 , Y 2 O 4 -ZrO 2 , that is, it is not, partially or completely stabilized by
  • Yttrium oxide and / or calcium oxide and / or magnesium oxide are Yttrium oxide and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • Electron beam evaporation becomes stalk-shaped
  • the vane 130 has an inner housing 138 of the
  • Turbine 108 facing Leitschaufelfuß (not here shown) and a Leitschaufelkopf opposite the Leitschaufelfuß.
  • the vane head faces the rotor 103 and fixed to a mounting ring 140 of the stator 143.
  • FIG. 4 shows a perspective view of a moving blade 120 or guide blade 130 of a turbomachine that extends along a longitudinal axis 121.
  • the turbomachine may be a gas turbine of an aircraft or a power plant for power generation, a steam turbine or a compressor.
  • the blade 120, 130 has along the longitudinal axis 121 consecutively a fastening region 400, a blade platform 403 adjoining thereto and an airfoil 406. As a guide blade 130, the blade 130 may have at its blade tip 415 another platform (not shown).
  • a blade root 183 is formed, which serves for attachment of the blades 120, 130 to a shaft or a disc (not shown).
  • the blade root 183 is designed, for example, as a hammer head. Other designs as Christmas tree or Schwalbenschwanzfuß are possible.
  • the blade 120, 130 has a leading edge 409 and a trailing edge 412 for a medium flowing past the airfoil 406.
  • blades 120, 130 for example, solid metallic materials, in particular superalloys, are used in all regions 400, 403, 406 of the blade 120, 130.
  • superalloys are known, for example, from EP 1204776 Bl, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 or WO 00/44949; These writings are part of Epiphany.
  • the blade 120, 130 can be made by a casting process, also by directional solidification, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.
  • directionally solidified structures means both single crystals which have no grain boundaries or at most small-angle grain boundaries, as well as columnar crystal structures which have grain boundaries which probably run in the longitudinal direction, but have no transverse grain boundaries.
  • second-mentioned crystalline structures are also known as directionally solidified structures.
  • Such methods are known from US Pat. No. 6,024,792 and EP 0 892 090 A1; these writings are part of the revelation.
  • the blades 120, 130 may be coatings against corrosion or oxidation (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon and / or at least one element of the rare earths, or
  • Hafnium (Hf) Such alloys are known from EP 0 486 489 B1, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1, which are intended to be part of this disclosure.
  • a thermal barrier coating may be present and consists for example of ZrO 2 , Y 2 O 4 -ZrO 2 , that is, it is not, partially or completely stabilized by yttria 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.
  • Refurbishment means that components 120, 130 may need to be deprotected after use (e.g., through
  • the blade 120, 130 may be hollow or solid. If the blade 120, 130 is to be cooled, it is hollow and may still film cooling holes 418 (indicated by dashed lines) on.
  • FIG. 5 shows a combustion chamber 110 of a gas turbine.
  • the combustion chamber 110 is designed, for example, as a so-called annular combustion chamber, in which a multiplicity of burners 107 arranged around the rotation axis 102 in the circumferential direction open into a common combustion chamber space.
  • the combustion chamber 110 in its entirety as configured annular structure which is positioned around the rotation axis 102 around.
  • the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C. to 1600 ° C.
  • the combustion chamber wall 153 is provided on its side facing the medium M, Anlagenme- facing side with a formed from heat shield elements 155. liner.
  • Each heat shield element 155 is equipped on the working medium side with a particularly heat-resistant protective layer or made of high-temperature-resistant material. These may be solid ceramic stones or alloys with MCrAlX and / or ceramic coatings. The materials of the combustion chamber wall and its coatings may be similar to the turbine blades.
  • Due to the high temperatures inside the combustion chamber 110 may also be provided for the heat shield elements 155 and for their holding elements, a cooling system.
  • the combustion chamber 110 is designed in particular for detecting losses of the heat shield elements 155.
  • a number of temperature sensors 158 are positioned between the combustion chamber wall 153 and the heat shield elements 155.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

Abstract

Im erfindungsgemäßen Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Turbinenkomponente umfasst das fertige Modell zumindest einen Kern und ein den Kern mindestens teilweise umgebendes, die Außenkontur des Turbinenbauteils zumindest teilweise definierendes Außenkonturmodell (1). Das Herstellen des Kerns erfolgt aus einem aushärtbaren Kernmaterial (11), welches im Verlauf des Verfahrnes aushärtet, und das Herstellen des Außenkonturmodells (1) aus einem ausbrennbaren oder ausschmelzbaren Material. Dabei wird zuerst das Außenkonturmodell (1) mit zumindest einem dem wenigstens einen Hohlraum der Turbinenkomponente entsprechenden Hohlraum (8a-8e) hergestellt und anschließend zum Herstellen des wenigstens einen Kerns das aushärtbare Kernmaterial (11) in den wenigstens einen Hohlraum (8a-8e) eingefüllt und ausgehärtet.

Description

Beschreibung
VERFAHREN ZUM HERSTELLEN EINES VERLORENEN MODELLS UND DARIN
EINGEBRACHTEN
KERN
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer einen Hohlraum aufweisenden Komponente sowie ein Verfahren zum Herstellen einer Giesform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente, in dem ein Modell für die feingusstechnische Darstellung der Komponente zur Anwendung kommt
Von besonderer Bedeutung beim Herstellen von hohlgegossenen
Komponenten wie z.B. Turbinenkomponenten ist das Erzeugen des Hohlraums. Beispielsweise weisen Turbinenschaufeln für Gasturbinen ein Schaufelblatt auf, das eine Anströmkante und eine Abströmkante besitzt. Anström- und Abströmkante sind über eine saugseitige und eine druckseitige Wand miteinander verbunden. Zwischen der saugseitigen und der druckseitigen Wand ist wenigstens ein Hohlraum angeordnet, der sich durch einen Großteil des Schaufelblattes erstreckt und zum Zuführen eines Kühlfluids, beispielsweise Luft oder Dampf, mit welchem das Schaufelblatt beim Betrieb der Turbine gekühlt wird, dient. Die Kühlwirkung hängt dabei von der Gestaltung des Hohlraumes und seiner genauen Positionierung innerhalb des Schaufelblattes ab. Vergleichsweise geringe Abweichungen in der Positionierung des Hohlraums können zu einer erheblichen Abweichung in der Kühlwirkung führen.
Die Form und die Position des Hohlraums innerhalb des Schaufelblattes stellt daher eine Herausforderung für die Konstruktion von Turbinenschaufeln dar. Nicht selten sind zum Optimieren der Lage und der Form des Hohlraums im Verhältnis zur Außenkontur der Turbinenschaufel eine Reihe von Designänderungen nötig, bis das endgültige Design feststeht. Im Entwicklungsprozess werden Turbinenschaufeln mit unterschiedlichen Designs hergestellt und getestet, bevor das endgültige Design feststeht.
Das Herstellen beispielsweise von hohlgegossenen
Turbinenschaufeln für Gasturbinen erfolgt mittels einer keramischen Feingusstechnik. In dieser wird ein Kern zum Definieren des Hohlraums aus einem keramischen Material gespritzt oder gegossen. Anschließend wird dieser Kern in eine Form zum Spritzen oder Gießen eines Wachsmodells eingesetzt und das Wachs in die Form eingespritzt oder eingegossen. Nach dem Abkühlen des Wachses bildet das fertige Wachsmodell zusammen mit dem Keramikkern ein Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel, welches im weiteren Verlauf des Verfahrens zum Herstellen einer
Keramikform für das Gießen der Turbinenschaufel Verwendung findet. Zum Herstellen der Keramikform wird eine Keramikhülle um das Wachsmodell herum angebracht. Nachdem die Keramikhülle ausgehärtet ist, wird das Wachs des Wachsmodells ausgeschmolzen, sodass eine Form zum Gießen der hohlen
Turbinenschaufel übrig bleibt. Diese Form umfasst einerseits die Keramikhülle und andererseits den Keramikkern. Ein derartiges Verfahren ist beispielsweise in US 5,465,780 offenbart .
Da trotz numerischer Hilfsmittel zur Simulation von Strömungs- und Kühlungseigenschaften Korrekturen des Kerndesigns im Endstadium der Produktentwicklung mittels Tests vorgenommen werden müssen, ist das beschriebene Verfahren bei der Produktentwicklung relativ aufwendig, da für jedes Design neue Gieß- bzw. Spritzformen für den Kern und das Wachsmodell hergestellt werden müssen.
In DE 101 29 975 Al wurde daher vorgeschlagen, die Gieß- bzw. Spritzformen zum Gießen des Kerns mit auswechselbaren Einsätzen auszustatten, um so das Kerndesign ändern zu können, ohne dass eine komplett neue Gieß- bzw. Spritzformen für den Kern hergestellt werden muss. Aber auch diese Vorgehensweise ermöglicht lediglich lokale Korrekturen, nicht jedoch eine globale Korrektur des Kerndesigns. Zudem sind in dem in DE 101 29 975 Al beschriebenen Verfahren Korrekturen am Design der Außenkontur der Turbinenschaufel nicht möglich, ohne dafür neue Werkzeuge wie etwa neue Gießformen herzustellen.
Das Herstellen von Werkzeugen für die Fertigung der keramischen Kerne sowie der Wachsmodelle ist nach wie vor aufwendig und kostenintensiv. Beispielsweise entfallen während der Produktionsprozessentwicklung für hohlgegossene Turbinenschaufeln große Teile der Entwicklungszeit und der Entwicklungskosten auf das Herstellen der Werkzeuge. Zudem können die Werkzeuge für die Serienproduktion erst freigegeben werden, nachdem das Design des hohlgegossenen Turbinenbauteils freigegeben ist. Ansonsten könnten Änderungen am Design zu erheblichen Zeitverzug und hohen Kosten führen.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein verbessertes Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Turbinenkomponente sowie ein verbessertes Verfahren zum Herstellen einer Gießform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisende Turbinenkomponente zur Verfügung zu stellen.
Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente gemäß Anspruch 1 bzw. durch ein Verfahren zum Herstellen einer Gießform oder einer Spritzform für einen wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente gemäß Anspruch 10 gelöst. Im erfindungsgemäßen Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente umfasst das fertige Modell zumindest einen Kern und ein den Kern mindestens teilweise umgebendes und die Außenkontur des Bauteils zumindest teilweise definierendes Außenkonturmodell . Das Herstellen des Kerns erfolgt aus einem aushärtbaren Kernmaterial, welches im Verlauf des Verfahrens ausgehärtet wird. Das Herstellen des Außenkonturmodells erfolgt aus einem ausbrennbaren oder ausschmelzbaren Material. Im erfindungsgemäßen Verfahren wird zuerst das Außenkonturmodell mit zumindest einem dem wenigstens einen Hohlraum der Komponente entsprechenden Hohlraum hergestellt. Anschließend wird zum Herstellen des wenigstens einen Kerns das aushärtbare Material in den wenigstens einen Hohlraum eingefüllt und ausgehärtet.
Im erfindungsgemäßen Verfahren dient daher das Außenkonturmodell gleichzeitig als Gieß- oder Spritzform für den Kern, sodass keine eigene Gieß- bzw. Spritzform für den Kern vorhanden zu sein braucht. Damit kann für die
Prozessentwicklung bis hin zur Prototypherstellung auf die teure Herstellung einer eigenen Gieß- bzw. Spritzform für den Kern verzichtet werden.
Als Außenkonturmodell kann ein Harzmodell Verwendung finden. Zum Herstellen des Harzmodells kann ein Rapid-Prototype- Verfahren, insbesondere ein Stereo-Lithographie-Prozess, zur Anwendung kommen. In einem Stereo-Lithographie-Prozess findet ein Harz Verwendung, das bei Bestrahlung mit einem Laser aushärtet. Zum Herstellen des Außenkonturmodells wird das zuvor fließfähige Harz mittels des Lasers Schicht für Schicht ausgehärtet, bis das Außenkonturmodell in seiner gewünschten Kontur fertig gestellt ist. Das Laseraushärten kann dabei insbesondere computergesteuert erfolgen, sodass sich bereits im Computer simulierte Designs relativ rasch in ein Modell für die feingusstechnische Darstellung der Komponente umsetzen lassen. Beim Einfüllen und/oder Aushärten des aushärtbaren Materials kann das Außenkonturmodell von einer stabilisierenden Ummantelung, einem so genannten Setter, umgeben sein. Auch die stabilisierende Ummantelung kann mittels eines Rapid- Prototype-Verfahrens hergestellt werden, etwa indem sie mittels eines Stereo-Lithographie-Prozesses aus Harz hergestellt werden. Insbesondere ist es vorteilhaft, wenn die Ummantelung ein mechanisch stabilisierendes Material, beispielsweise ein Metallpulver, enthält. Schließlich ist es auch möglich, die Ummantelung vollständig aus Metallpulver herzustellen, wobei geeignete Rapid-Prototype-Verfahren, bspw. Rapid Lasersintering, zum Verfestigen des Metallpulvers zur Anwendung kommen können.
Die stabilisierende Ummantelung hält das Außenkonturmodell beim Einfüllen des aushärtbaren Materials in Form, sodass durch den beim Einfüllen entstehenden Druck auf das Außenkonturmodell keine Designabweichungen des Kerns verursacht werden.
Als Kernmaterial eignet sich insbesondere ein vor dem Aushärten fließfähiges Material, welches in den wenigstens einen Hohlraum des Außenkonturmodells eingegossen oder eingespritzt wird. Wegen ihrer hohen Temperaturbeständigkeit kommen als Kernmaterial insbesondere Materialien auf Keramikbasis in Frage.
Das erfindungsgemäße Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Herstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente ist im Vergleich zu den Verfahren im Stand der Technik, in denen für die Prozessentwicklung und die Qualifizierung von Turbinenkomponente Produktionswerkzeuge, insbesondere Gieß- oder Spritzformen, hergestellt werden müssen, variabler und billiger. Insbesondere wenn Rapid-Prototype-Verfahren wie Stereo- Lithographie-Prozesse oder Rapid-Laser-Sinterprozesse zum Herstellen des Außenkonturmodells und/oder der stabilisierenden Ummantelung Verwendung finden, führt das erfindungsgemäße Verfahren auch schneller zu einem Modell für die feingusstechnische Darstellung der Komponente als die Verfahren nach Stand der Technik.
Für die Prozessentwicklung bis hin zur Prototypherstellung kann bei dem erfindungsgemäßen Verfahren auf die teueren eigentlichen Produktionswerkzeuge verzichtet werden, was den
Startpunkt der Prozessentwicklung zu einem wesentlich früheren Zeitpunkt ermöglicht, die Entwicklungszeit erheblich verkürzt und das Risiko von Korrekturen an Produktionswerkzeugen aufgrund von Designänderungen stark reduziert. Dementsprechend können die Gesamtwerkzeugkosten verringert werden.
Schließlich ermöglicht das erfindungsgemäße Verfahren eine wesentlich frühere Markteinführung neuer Designs sowie eine schnellere Reaktion auf servicebedingte Designänderungen.
In einem erfindungsgemäßen Verfahren zum Herstellen einer Gießform oder einer Spritzform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisende Komponente findet das erfindungsgemäße Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung der Komponente Anwendung.
Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren.
Figur 1 zeigt die schematische Darstellung eines Außenkonturmodells zur Verwendung im erfindungsgemäßen
Verfahren in einer geschnittenen perspektivischen Ansicht. Figur 2 zeigt das Außenkonturmodell aus Fig. 1 während des Einfüllens eines aushärtbaren Materials in Öffnungen des Außenkonturmodells .
Figur 3 zeigt beispielhaft eine Gasturbine in einem Längsteilschnitt.
Figur 4 zeigt in einer perspektivischen Ansicht eine Laufschaufei oder Leitschaufel einer Strömungsmaschine.
Figur 5 zeigt eine Brennkammer einer Gasturbine.
Figur 1 zeigt in einer etwas vereinfachten Darstellung ein Modell 1 einer Turbinenschaufel als exemplarisches Beispiel für eine Komponente mit einem Hohlraum in einer perspektivischen, geschnittenen Ansicht. Das Modell 1 weist eine Außenfläche 3 auf, welche die Außenkontur einer Turbinenschaufel wiedergibt. Die Außenkontur gliedert sich in eine druckseitige Kontur 4 und eine saugseitige Kontur 5. Die Kanten, an denen die druckseitige Kontur 4 und die saugseitige Kontur 5 ineinander übergehen, bilden bei der späteren Turbinenschaufel die Anströmkante (Kante 6) bzw. die Abströmkante (Kante 7) .
Das Modell 1 ist nicht massiv, sondern es weist Hohlräume, im vorliegenden Ausführungsbeispiel fünf Hohlräume 8a bis 8e, auf, welche die späteren Kühlluftkanäle der Turbinenschaufel repräsentieren. Die die Hohlräume 8a bis 8e begrenzenden Innenflächen 9a bis 9e des Modells 1 repräsentieren dementsprechend die Innenkontur der späteren Turbinenschaufel. Der fünfte Hohlraum 8e weist dabei im Bereich der Kante 7 eine sich parallel zur Kante erstreckende Öffnung 10 auf, welche eine Austrittsöffnung zum Austritt von Kühlfluid in der späteren Turbinenschaufel repräsentiert. Wie oben erläutert, repräsentiert das Modell 1 bereits sowohl die Außenkontur als auch die Innenkontur der späteren Turbinenschaufel. Das Modell ist aus Kunstharz hergestellt, der unter Temperatureinwirkung schmilzt oder verbrennt und kommt beim Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung der herzustellenden Turbinenschaufel zur Anwendung.
Das oben beschriebene Kunstharzmodell stellt im Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel lediglich ein Modell für die Außenkontur der Turbinenschaufel dar und wird daher nachfolgend als Außenkonturmodell 1 bezeichnet. Die Darstellung der Innenkontur der Hohlräume der Turbinenschaufel erfolgt dagegen anhand eines so genannten Kerns, dessen Außenflächen die Innenkontur der Hohlräume der Turbinenschaufel repräsentieren. Das Außenkonturmodell 1 und die noch zu beschreibenden Kerne bilden gemeinsam das Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel.
Das Herstellen des Außenkonturmodells 1 erfolgt im
Ausführungsbeispiel mittels eines Stereo-Lithographie- Prozesses. In diesem Prozess wird ein in einem Behälter befindliches fotoreaktives flüssiges Harz lokal mit Laserstrahlung einer geeigneten Wellenlänge bestrahlt. Die Bestrahlung führt an der bestrahlten Stelle zu einem Aushärten des Harzes. Durch eine geeignete Führung des Laserstrahls kann die Aushärtung des Harzes so gesteuert werden, dass sich beliebig geformte Strukturen aus ausgehärtetem Kunstharz realisieren lassen. Stereo- Lithographie-Verfahren sind aus dem Stand der Technik bekannt und sollen daher an dieser Stelle keine weitere Erläuterung finden.
Mittels des Stereo-Lithographie-Prozesses wird das Außenkonturmodell 1 aus einem flüssigen Kunstharz durch gezieltes lokales Aushärten hergestellt. Die Steuerung des Lasers erfolgt dabei mittels eines Computers, sodass die Herstellung des Außenkonturmodells 1 auf der Basis eines reinen Computermodells erfolgen kann.
Nach dem Herstellen des Außenkonturmodells 1 erfolgt das Herstellen der die Hohlräume der späteren Turbinenschaufel definierenden Kerne. Dazu wird ein fließfähiges keramisches Material, die so genannte Kernmasse 11, in die Hohlräume 8a bis 8e des Außenkonturmodells 1 eingefüllt. Das Einfüllen kann, wie in Figur 2 dargestellt, beispielsweise durch ein Eingießen realisiert werden. Andere Einfüllverfahren sind jedoch auch möglich. Beispielsweise kann die Kernmasse 11 in die Hohlräume auch eingestrichen oder eingespritzt werden.
Um eine Verformung des Außenkonturmodells 1 während des Einfüllens der Kernmasse 11 aufgrund des dabei entstehenden Drucks zu verhindern, wird das Außenkonturmodell 1 vor dem Einfüllen der keramischen Kernmasse 11 mit einer stabilisierenden Ummantelung 12, 13 umgeben. Diese stabilisierende Ummantelung 12, 13 ist zweiteilig ausgebildet. Ein Teil 12 der stabilisierenden Ummantelung weist eine zur druckseitigen Kontur 4 des Außenkonturmodells 1 inverse Fläche auf, während der andere Teil 13 des Außenkonturmodells 1 eine zur saugseitigen Kontur 5 des Außenkonturmodells 1 inverse Fläche aufweist. Die zur Außenkontur 4, 5 inversen Flächen der stabilisierenden
Ummantelung werden von Stoßflächen eingerahmt, an denen die beiden Teile 12, 13 aneinander stoßen, wenn sie das Außenkonturmodell 1 stabilisierend umgeben. Entsprechend befinden sich die Stoßflächen dann im Bereich 15, 16 der Kanten 6, 7 des Außenkonturmodells 1.
Im Bereich 16 der Kante 7 des Außenkonturmodells 1 befindet sich beispielsweise zudem eine Aufweitung 17 der Stoßflächen, sodass diese in unmittelbarer Nähe zur Kante 7 nicht aneinander stoßen. Der aufgeweitete Bereich 17 bildet zusammen mit dem Hohlraum 8e die Form für denjenigen Kern, welcher später die Innenkontur des entsprechenden Hohlraums der Turbinenschaufel definiert.
Das Herstellen der stabilisierenden Ummantelung 12, 13 erfolgt im vorliegenden Ausführungsbeispiel wie die
Herstellung des Außenkonturmodells 1 mittels eines Stereo- Lithographie-Verfahrens. Es ist von Vorteil, wenn die im Stereo-Lithographie-Verfahren zur Aushärtung gebrachte Harz¬ bzw. Kunstharzmasse eine stabilisierende Komponente, beispielsweise ein Metallpulver, enthält. Eine einmal hergestellte stabilisierende Ummantelung 12, 13 kann wiederverwendet werden, solange keine Designänderungen an der Außenkontur der Turbinenschaufel vorgenommen werden. Die stabilisierende Ummantelung kann in einer Abänderung der beschriebenen Ausführungsvariante auch vollständig aus Metall bestehen kann. Sie kann in diesem Fall bspw. mittels Rapid Lasersintern aus Metallpulver hergestellt werden.
Nachdem alle Hohlräume 8a bis 8e des Außenkonturmodells 1 mit der keramischen Kernmasse 11 gefüllt sind, erfolgt ein
Aushärten der Masse. Nachdem die Masse ausgehärtet ist, wird die stabilisierende Ummantelung 12, 13 entfernt, sodass das Außenkonturmodell 1 mit in seinen Hohlräumen befindlichen Keramikkernen zurückbleibt. Das Außenkonturmodell 1 bildet dann zusammen mit den Keramikkernen ein Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel.
Das so hergestellte Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel kann anschließend für das Herstellen einer Gießform für die Turbinenschaufel Verwendung finden. Dazu wird das Modell mit einer keramischen Masse umgeben, die anschließend ausgehärtet wird. Dabei verbindet sich die Keramikmasse an ausgewählten Stellen mit den im Außenkonturmodell 1 befindlichen Keramikkernen. Nachdem die das Außenkonturmodell 1 umgebende Keramikmasse vollständig ausgehärtet ist, erfolgt ein Ausschmelzen oder Ausbrennen des das Außenkonturmodell 1 bildenden Harzes. Zurück bleibt eine Gießform für das Gießen der Turbinenschaufel. Aufgrund der Zerstörung des Außenkonturmodells 1 beim Ausbrennen bzw. Ausschmelzen wird das Außenkonturmodell 1 auch verlorenes Modell genannt. In der Gießform definieren die Außenkonturen der Keramikkerne die Innenkonturen der späteren
Turbinenschaufel und die Innenkontur der Keramikform die spätere Außenkontur der Turbinenschaufel.
Aufgrund der direkten Umsetzung eines Computermodells in ein Außenkonturmodell 1, welches gleichzeitig als Form für die Keramikkerne dient, kann auf die aufwendige und kostenintensive Herstellung von Werkzeugen wie etwa Gießformen für die Fertigung der keramischen Kerne sowie der Wachsmodelle verzichtet werden. Es ist so eine sehr viel raschere Umsetzung eines Computermodells in ein für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel geeignetes Modell möglich. Dadurch lässt sich Aufwand für die Herstellung einer Gießform für eine Turbinenschaufel sowie die dazu benötige Zeit verringern.
Zum besseren Verständnis der Erfindung folgt eine Beschreibung einer typischen Gasturbine, einer typischen Turbinenschaufel und einer typischen Brennkammer anhand der Figuren 3 bis 5.
Die Figur 3 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.
Jede Turbinenstufe 112 ist beispielsweise aus zwei Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines
Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125.
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) .
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.
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, können diese mittels eines Kühlmittels gekühlt werden.
Ebenso können Substrate der Bauteile eine gerichtete Struktur aufweisen, d.h. sie sind einkristallin (SX-Struktur) oder weisen nur längsgerichtete Körner auf (DS-Struktur) .
Als Material für die Bauteile, insbesondere für die Turbinenschaufel 120, 130 und Bauteile der Brennkammer 110 werden beispielsweise eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Superlegierungen verwendet. Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1204776 Bl, EP 1306454, EP 1319729 Al, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt; diese Schriften sind Teil der Offenbarung.
Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe
Eisen (Fe), Kobalt (Co), Nickel (Ni), X ist ein Aktivelement und steht für Yttrium (Y) und/oder Silizium und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden bzw. Hafnium) . Solche Legierungen sind bekannt aus der EP 0 486 489 Bl, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 Bl oder EP 1 306 454 Al, die Teil dieser Offenbarung sein sollen.
Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, und besteht beispielsweise aus 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.
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.
Figur 4 zeigt in perspektivischer Ansicht eine Laufschaufel 120 oder Leitschaufel 130 einer Strömungsmaschine, die sich entlang einer Längsachse 121 erstreckt.
Die Strömungsmaschine kann eine Gasturbine eines Flugzeugs oder eines Kraftwerks zur Elektrizitätserzeugung, eine Dampfturbine oder ein Kompressor sein.
Die Schaufel 120, 130 weist entlang der Längsachse 121 aufeinander folgend einen Befestigungsbereich 400, eine daran angrenzende Schaufelplattform 403 sowie ein Schaufelblatt 406 auf. Als Leitschaufel 130 kann die Schaufel 130 an ihrer Schaufelspitze 415 eine weitere Plattform aufweisen (nicht dargestellt) .
Im Befestigungsbereich 400 ist ein Schaufelfuß 183 gebildet, der zur Befestigung der Laufschaufeln 120, 130 an einer Welle oder einer Scheibe dient (nicht dargestellt) . Der Schaufelfuß 183 ist beispielsweise als Hammerkopf ausgestaltet. Andere Ausgestaltungen als Tannenbaum- oder Schwalbenschwanzfuß sind möglich.
Die Schaufel 120, 130 weist für ein Medium, das an dem Schaufelblatt 406 vorbeiströmt, eine Anströmkante 409 und eine Abströmkante 412 auf.
Bei herkömmlichen Schaufeln 120, 130 werden in allen Bereichen 400, 403, 406 der Schaufel 120, 130 beispielsweise massive metallische Werkstoffe, insbesondere Superlegierungen verwendet. Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1204776 Bl, EP 1306454, EP 1319729 Al, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt; diese Schriften sind Teil der Offenbarung. Die Schaufel 120, 130 kann hierbei durch ein Gussverfahren, auch mittels gerichteter Erstarrung, durch ein Schmiedeverfahren, durch ein Fräsverfahren oder Kombinationen daraus gefertigt sein.
Werkstücke mit einkristalliner Struktur oder Strukturen werden als Bauteile für Maschinen eingesetzt, die im Betrieb hohen mechanischen, thermischen und/oder chemischen Belastungen ausgesetzt sind. Die Fertigung von derartigen einkristallinen Werkstücken erfolgt z.B. durch gerichtetes Erstarren aus der Schmelze. Es handelt sich dabei um Gießverfahren, bei denen die flüssige metallische Legierung zur einkristallinen Struktur, d.h. zum einkristallinen Werkstück, oder gerichtet erstarrt. Dabei werden dendritische Kristalle entlang dem Wärmefluss ausgerichtet und bilden entweder eine stängelkristalline Kornstruktur (kolumnar, d.h. Körner, die über die ganze Länge des Werkstückes verlaufen und hier, dem allgemeinen Sprachgebrauch nach, als gerichtet erstarrt bezeichnet werden) oder eine einkristalline Struktur, d.h. das ganze Werkstück besteht aus einem einzigen Kristall. In diesen Verfahren muss man den Übergang zur globulitischen (polykristallinen) Erstarrung meiden, da sich durch ungerichtetes Wachstum notwendigerweise transversale und longitudinale Korngrenzen ausbilden, welche die guten Eigenschaften des gerichtet erstarrten oder einkristallinen Bauteiles zunichte machen.
Ist allgemein von gerichtet erstarrten Gefügen die Rede, so sind damit sowohl Einkristalle gemeint, die keine Korngrenzen oder höchstens Kleinwinkelkorngrenzen aufweisen, als auch Stängelkristallstrukturen, die wohl in longitudinaler Rich¬ tung verlaufende Korngrenzen, aber keine transversalen Korn¬ grenzen aufweisen. Bei diesen zweitgenannten kristallinen Strukturen spricht man auch von gerichtet erstarrten Gefügen (directionally solidified structures) . Solche Verfahren sind aus der US-PS 6,024,792 und der EP 0 892 090 Al bekannt; diese Schriften sind Teil der Offenbarung. Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion oder Oxidation (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe) , Kobalt (Co) , Nickel (Ni) , X ist ein Aktivelement und steht für Yttrium (Y) und/oder Silizium und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden, bzw.
Hafnium (Hf) ) . Solche Legierungen sind bekannt aus der EP 0 486 489 Bl, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 Bl oder EP 1 306 454 Al, die Teil dieser Offenbarung sein sollen.
Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein und besteht beispielsweise aus 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.
Wiederaufarbeitung (Refurbishment) bedeutet, dass Bauteile 120, 130 nach ihrem Einsatz gegebenenfalls von Schutzschichten befreit werden müssen (z.B. durch
Sandstrahlen) . Danach erfolgt eine Entfernung der Korrosions- und/oder Oxidationsschichten bzw. -produkte. Gegebenenfalls werden auch noch Risse im Bauteil 120, 130 repariert. Danach erfolgt eine Wiederbeschichtung des Bauteils 120, 130 und ein erneuter Einsatz des Bauteils 120, 130.
Die Schaufel 120, 130 kann hohl oder massiv ausgeführt sein. Wenn die Schaufel 120, 130 gekühlt werden soll, ist sie hohl und weist ggf. noch Filmkühllöcher 418 (gestrichelt angedeutet) auf.
Die Figur 5 zeigt eine Brennkammer 110 einer Gasturbine. Die Brennkammer 110 ist beispielsweise als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Rotationsachse 102 herum angeordneten Brennern 107 in einen gemeinsamen Brennkammerraum münden. Dazu ist die Brennkammer 110 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Rotationsachse 102 herum positioniert ist.
Zur Erzielung eines vergleichsweise hohen Wirkungsgrades ist die Brennkammer 110 für eine vergleichsweise hohe Temperatur des Arbeitsmediums M von etwa 10000C bis 16000C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebs¬ parametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermög¬ lichen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsme- dium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen.
Jedes Hitzeschildelement 155 ist arbeitsmediumsseitig mit einer besonders hitzebeständigen Schutzschicht ausgestattet oder aus hochtemperaturbeständigem Material gefertigt. Dies können massive keramische Steine oder Legierungen mit MCrAlX und/oder keramischen Beschichtungen sein. Die Materialien der Brennkammerwand und deren Beschichtungen können ähnlich der Turbinenschaufeln sein.
Aufgrund der hohen Temperaturen im Inneren der Brennkammer 110 kann zudem für die Hitzeschildelemente 155 bzw. für deren Halteelemente ein Kühlsystem vorgesehen sein.
Die Brennkammer 110 ist insbesondere für eine Detektion von Verlusten der Hitzeschildelemente 155 ausgelegt. Dazu sind zwischen der Brennkammerwand 153 und den Hitzeschildelementen 155 eine Anzahl von Temperatursensoren 158 positioniert.

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente, insbesondere einer Turbinenkomponente bei dem
- das fertige Modell zumindest einen Kern und ein den Kern mindestens teilweise umgebendes, die Außenkontur des
Turbinenbauteils zumindest teilweise definierendes Außenkonturmodell (1) umfasst,
- ein Herstellen des Kerns aus einem aushärtbaren Kernmaterial (11), welches im Verlauf des Verfahrnes aushärtet, erfolgt und
- ein Herstellen des Außenkonturmodells (1) aus einem ausbrennbaren oder ausschmelzbaren Material erfolgt,
dadurch gekennzeichnet, dass
zuerst das Außenkonturmodell (1) mit zumindest einem dem wenigstens einen Hohlraum der Komponente entsprechenden Hohlraum (8a-8e) hergestellt wird und anschließend zum Herstellen des wenigstens einen Kerns das aushärtbare Kernmaterial (11) in den wenigstens einen Hohlraum (8a-8e) eingefüllt und ausgehärtet wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass
als Außenkonturmodell (1) ein Harzmodell Verwendung findet
3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass
das Herstellen des Harzmodells mittels eines Rapid-Prototype- Verfahrens erfolgt.
4. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Außenkonturmodell (1) beim Einfüllen und/oder Aushärten des aushärtbaren Kernmaterials (11) von einer stabilisierenden Ummantelung (12, 13) umgeben ist.
5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass
die stabilisierende Ummantelung (12, 13) mittels eines Rapid- Prototype-Verfahrens hergestellt wird
6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass
die stabilisierende Ummantelung (12, 13) mittels eines
Stereo-Lithographie-Prozesses aus Harz hergestellt wird.
7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass
das zum Herstellen der Ummantelung (12, 13) verwendete Harz ein mechanisch stabilisierendes Material enthält.
8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass
als mechanisch stabilisierendes Material ein Metallpulver Verwendung findet.
9. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass
die stabilisierende Ummantelung (12, 13) mittels Rapid Lasersintering aus Metallpulver hergestellt wird.
10. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass
als Kernmaterial (11) ein vor dem Aushärten fließfähiges Material Verwendung findet, welches in den wenigstens einen Hohlraum (8a-8e) des
Außenkonturmodells (1) eingegossen, eingestrichen oder eingespritzt wird.
11. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass
als Kernmaterial (11) ein Material auf Keramikbasis zur Anwendung kommt.
12. Verfahren zum Herstellen einer Gießform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisende Komponente, insbesondere einer Turbinenkomponente bei dem ein nach einem Verfahren gemäß einem der Ansprüche 1 bis 11 hergestelltes Modell Verwendung findet.
EP05801327A 2004-11-24 2005-11-04 Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern Withdrawn EP1814681A1 (de)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP05801327A EP1814681A1 (de) 2004-11-24 2005-11-04 Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP04027895A EP1661640A1 (de) 2004-11-24 2004-11-24 Verfahren zum Herstellen eines verlorenen Modells und darin eingebrachten Kern
EP05801327A EP1814681A1 (de) 2004-11-24 2005-11-04 Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern
PCT/EP2005/055769 WO2006056524A1 (de) 2004-11-24 2005-11-04 Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP1814681A1 true EP1814681A1 (de) 2007-08-08

Family

ID=34993222

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP04027895A Withdrawn EP1661640A1 (de) 2004-11-24 2004-11-24 Verfahren zum Herstellen eines verlorenen Modells und darin eingebrachten Kern
EP05801327A Withdrawn EP1814681A1 (de) 2004-11-24 2005-11-04 Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP04027895A Withdrawn EP1661640A1 (de) 2004-11-24 2004-11-24 Verfahren zum Herstellen eines verlorenen Modells und darin eingebrachten Kern

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20080202718A1 (de)
EP (2) EP1661640A1 (de)
WO (1) WO2006056524A1 (de)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008025511A1 (de) * 2008-05-28 2009-12-03 Mtu Aero Engines Gmbh Gehäuse für einen Verdichter einer Gasturbine, Verdichter und Verfahren zur Herstellung eines Gehäusesegments eines Verdichtergehäuses
WO2011019672A2 (en) * 2009-08-09 2011-02-17 Rolls-Royce Corporation Support for a fired article
DE102009043597A1 (de) * 2009-09-25 2011-04-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen eines markierten Gegenstandes
US8225841B1 (en) 2011-01-03 2012-07-24 James Avery Craftsman, Inc. Central sprue for investment casting
US8424585B2 (en) 2011-01-21 2013-04-23 James Avery Craftsman, Inc. Method and apparatus for creating a pattern
US20120274005A1 (en) * 2011-04-26 2012-11-01 General Electric Company Process for preparing for casting
US10173932B1 (en) 2012-12-31 2019-01-08 General Electric Company Disposable core die and method of fabricating a ceramic body
FR3027840B1 (fr) * 2014-11-04 2016-12-23 Microturbo Procede pour fabriquer une pale de turbine en ceramique
US10493523B1 (en) 2016-02-04 2019-12-03 Williams International Co., L.L.C. Method of producing a cast component
DE102019201085A1 (de) * 2019-01-29 2020-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Herstellungsverfahren für ein Bauteil mit integrierten Kanälen

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB440296A (en) * 1934-12-03 1935-12-24 Erik Gustaf Akerlund Improvements in and relating to methods of casting
DE2932940A1 (de) * 1978-08-17 1980-02-21 Rolls Royce Schaufel fuer ein gasturbinentriebwerk und verfahren zur herstellung
EP1614488A1 (de) * 2004-07-06 2006-01-11 General Electric Company Giessverfahren mit Verwendung von durch Stereolithographie hergestellte Giesskerne

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3300968C2 (de) * 1983-01-13 1986-09-04 Bernd W. 8066 Bergkirchen Schmidt-Pfeil Verfahren zum Gießen von Figuren, insbesondere bekleideter Personenfiguren
SU1523836A1 (ru) * 1988-01-04 1989-11-23 Предприятие П/Я В-2285 Способ изготовлени выплавл емых моделей
US5465780A (en) 1993-11-23 1995-11-14 Alliedsignal Inc. Laser machining of ceramic cores
FR2714858B1 (fr) * 1994-01-12 1996-02-09 Snecma Procédé de fabrication d'un moule carapace en matériau céramique pour fonderie à modèle perdu.
US5853044A (en) * 1996-04-24 1998-12-29 Pcc Airfoils, Inc. Method of casting an article
EP0861927A1 (de) * 1997-02-24 1998-09-02 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
US6932145B2 (en) * 1998-11-20 2005-08-23 Rolls-Royce Corporation Method and apparatus for production of a cast component
DE19937315A1 (de) * 1999-08-10 2001-02-22 Mueller Weingarten Maschf Temperierung von Formen
DE10143218A1 (de) * 2000-09-06 2002-08-01 Objet Geometries Ltd Verfahren und Vorrichtung zum Drucken 3D-modellierter Objekte
DE10129975B4 (de) 2000-12-27 2011-12-01 Alstom Technology Ltd. Giessform für den Kern einer Gasturbinenschaufel oder dergleichen
EP1615767A1 (de) * 2003-04-16 2006-01-18 AHC Oberflächentechnik GmbH & Co. OHG Rapid prototyping-verfahren
US20050006047A1 (en) * 2003-07-10 2005-01-13 General Electric Company Investment casting method and cores and dies used therein

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB440296A (en) * 1934-12-03 1935-12-24 Erik Gustaf Akerlund Improvements in and relating to methods of casting
DE2932940A1 (de) * 1978-08-17 1980-02-21 Rolls Royce Schaufel fuer ein gasturbinentriebwerk und verfahren zur herstellung
EP1614488A1 (de) * 2004-07-06 2006-01-11 General Electric Company Giessverfahren mit Verwendung von durch Stereolithographie hergestellte Giesskerne

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of WO2006056524A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2006056524A1 (de) 2006-06-01
EP1661640A1 (de) 2006-05-31
US20080202718A1 (en) 2008-08-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2101938B1 (de) Verfahren zum herstellen eines modells für die feingusstechnische darstellung einer wenigstens einen hohlraum aufweisenden komponente
EP1814681A1 (de) Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern
EP1819905A1 (de) Schichtsystem, verwendung und verfahren zur herstellung eines schichtsystems
EP2295191A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Lochs und Vorrichtung
EP1857218A1 (de) Verfahren zur Reparatur eines Bauteils und ein Bauteil
EP1645653A1 (de) Schichtsystem
EP2682832A1 (de) Spannmittel zum Einspannen von Turbinenschaufeln und Verfahren zu seiner Herstellung
EP1797985A1 (de) Schweissverfahren und Schweissvorrichtung
EP2230041A2 (de) Verfahren zur Herstellung eines Lochs
EP2716386A1 (de) Gasturbinenkomponente, Verfahren zu ihrer Herstellung und Gießform zur Verwendung von diesem Verfahren
EP1674174B1 (de) Verfahren zur Herstellung einer Gussform
WO2006069822A1 (de) Verfahren zur herstellung eines lochs
EP1645652A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Schichtsystems
EP1808251B1 (de) Verfahren zum Überarbeiten von verschlissenen Erodierelektroden und zum erosiven Bearbeiten eines Werkstückes
EP2463043A1 (de) Keramisches Gussformteil mit verschiedenen Schrumpffaktoren und Gußverfahren
EP1658924A1 (de) Bauteil mit einer aufgefüllten Vertiefung
EP2241391A1 (de) Verfahren zum Herstellen einer Negativform zum Gießen einer Turbinenschaufel und Form zum Herstellen eines Wachsmodells einer Turbinenschaufel
EP1812186A2 (de) Giessverfahren und gegossenes bauteil
WO2007134916A1 (de) Verfahren zum vorbereiten eines bauteils aus einem elektrisch leitenden basismaterial auf das durchführen eines erodierprozesses
EP2441537A1 (de) Kernwerkzeug mit variablen Stiften und Verfahren zur Herstellung eines Kerns
EP3248727A1 (de) Turbinenschaufel und verfahren zur herstellung der turbinenschaufel
EP2463044A1 (de) Modularer keramischer Gusskern und Gussverfahren
EP2441542A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines gegossenen Bauteils mit innerem Gerüst und Bauteil
EP1927416A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines gegossenen Bauteils mit einer Markierung, ein Bauteil und eine Gruppe von Bauteilen
EP2452775A1 (de) Verkürztes Bohrverfahren eines Lochs

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20070522

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): CH DE GB IT LI

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): CH DE GB IT LI

17Q First examination report despatched

Effective date: 20100217

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20130508

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20130601