EP1888488A1 - Strukturelement und verfahren zur herstellung desselben - Google Patents

Strukturelement und verfahren zur herstellung desselben

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EP1888488A1
EP1888488A1 EP06754007A EP06754007A EP1888488A1 EP 1888488 A1 EP1888488 A1 EP 1888488A1 EP 06754007 A EP06754007 A EP 06754007A EP 06754007 A EP06754007 A EP 06754007A EP 1888488 A1 EP1888488 A1 EP 1888488A1
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EP
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layer
structural element
hard material
material layer
element according
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EP06754007A
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English (en)
French (fr)
Inventor
Martin Friess
Martin Nedele
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Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Original Assignee
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
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Publication date
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Definitions

  • the invention relates to a structural element which withstands corrosive and / or abrasive hot gas flows.
  • refractory metals and alloys such as tungsten, molybdenum, rhenium, or monolithic ceramics, such as SiC are used.
  • the refractory metals have problems with the temperature stability, so that an active cooling of the structural elements in use is required, and also there is a significant removal of material due to the acting corrosive and / or abrasive hot gas flows.
  • the monolithic ceramic also used for such structural elements has the disadvantage that their dynamic and thermal shock resistance is low and that, moreover, the possibilities of shaping the structural elements are considerably limited.
  • the invention is therefore based on the object to provide a structural element of the type described above, which on the one hand withstand corrosive and / or abrasive hot gas flows during a predetermined service life and on the other hand is advantageously produced.
  • This object is achieved according to the invention in a structural element of the type described above in that the structural element comprises a fiber-ceramic base body, that the base body is formed from a C / C shaped body, which in a volume region adjacent to an upper side of the base body with Si to C. / C-SiC reacted fiber-ceramic structure, and that at least on a portion of the top of the base body, a layer comprising a metal is applied.
  • the layer has advantageous properties in particular if it comprises a refractory metal.
  • the layer comprises at least one metal of the following metals: silicon, titanium, zirconium, hafnium, vanadium, niobium, tantalum, chromium, molybdenum, tungsten, technetium, rhenium, ruthenium, osmium, rhodium, iridium and platinum.
  • the layer can be formed in various ways.
  • a suitable solution provides that the layer is a metal layer, that is, that it is made of one of the aforementioned metals.
  • Another advantageous solution provides that the layer is an alloy layer which may contain a plurality of the abovementioned metals but also other components.
  • the layer is an alloy layer and comprises boron as an alloying component.
  • the layer according to the invention as a cover layer of the structural element.
  • the layer for the corrosive and / or abrasive hot gas flows on the one hand protective and on the other particle-repellent or optionally particle receiving, so that thereby the fiber-ceramic structure covered by the layer sufficiently protected during a scheduled life can be.
  • the layer is an intermediate layer for a cover layer carried by it.
  • the layer is due to their "elastic" and “soft” properties to form a base or support layer for the cover layer, so that the cover layer better adheres to the fiber-ceramic structure of the body and with this durable and stable, even at thermal cycling, remains connected.
  • the base or carrier layer can also react partially or completely chemically with the cover layer.
  • cover layer is a ceramic hard material layer.
  • Such a ceramic hard material layer is expediently applied to the above-described inventive layer by plasma spraying and / or PVD (physical vapor deposition) and / or CVD (chemical vapor deposition) processes and / or slip technology.
  • PVD physical vapor deposition
  • CVD chemical vapor deposition
  • the thickness of the ceramic hard material layer is less than approximately 1 mm.
  • the thickness of the ceramic hard material layer is less than approximately 0.5 mm.
  • the thickness of the ceramic hard material layer is at least about 0.01 mm, more preferably about 0.05 mm.
  • the ceramic hard coating has not been specified in detail yet.
  • the ceramic hard material layer has a hardness which is greater than that of corundum.
  • Preferred materials for hard material layers are, for example, oxides and / or nitrides and / or borides.
  • the ceramic hard material layer comprises carbides.
  • Preferred carbides are, for example, boron carbides and / or silicon carbides.
  • carbides are preferably carbides of the transition metals, in particular of the transition metals of the fourth and / or fifth and / or sixth transition group.
  • the hard material layer comprises diamond.
  • the invention relates to a method for producing a structural element which withstands corrosive and / or abrasive hot gas flows.
  • a method for producing a corrosive and / or abrasive hot gas flow-resistant structural element comprises producing a C / C shaped body of carbon fibers and a carbon-containing matrix by pyrolysis, forming a base body of the structural element by providing the C / C Shaped article having a volume region adjoining an upper side of the base body with a fiber-ceramic structure converted into C / C-SiC by introducing Si in this volume region, and providing at least a portion of the upper side with a layer comprising a metal.
  • the layer is applied as a layer of refractory metal.
  • the layer is produced from at least one metal from the following metals: silicon, titanium, zirconium, hafnium, vanadium, niobium, tantalum, chromium, molybdenum, tungsten, technetium, rhenium, ruthenium, osmium, rhodium, iridium and platinum becomes.
  • the layer is produced as a metal layer.
  • the alloy layer comprises boron.
  • Another advantageous solution provides that the layer comprising metal is applied by electroplating.
  • metal-comprising layer is applied by plasma spraying.
  • the metal-comprising layer is applied by a PV D method (physical vapor deposition method).
  • a further advantageous solution provides that the layer comprising metal is applied by a CVD method (chemical vapor deposition method).
  • metal-comprising layer is applied by melting powder.
  • a ceramic hard material layer is applied as the cover layer.
  • Such a ceramic hard material layer can be applied in different ways.
  • cover layer is applied by a PVD (physical vapor deposition) process.
  • the thickness of the hard material layer is at least approximately 0.01 mm.
  • the application of the ceramic hard material layer by plasma spraying takes place, in particular, by means of vacuum plasma spraying in order to obtain a good connection between the ceramic hard material layer and the upper side of the main body for the component.
  • the ceramic hard material layer is preferably produced by applying materials which yield a hard material layer whose hardness is greater than corundum.
  • Another advantageous method for producing the ceramic hard coating is the application of materials which give a hard material layer based on carbides.
  • Preferred such carbides are boron carbides and / or silicon carbides.
  • carbides are carbides of the transition metals, in particular of the transition metals of the fourth and / or fifth and / or sixth transition group.
  • FIG. 1 shows an embodiment of a flying object with structural elements according to the invention
  • FIG. 2 shows a cross section through a section of a wall of a first embodiment of a structural element according to the invention
  • FIG. 3 shows a cross section similar to FIG. 2 through a section of a wall of a second exemplary embodiment of the structural element according to the invention.
  • FIG. 1 An illustrated in Fig. 1, denoted as a whole with 10 embodiment of an engine for a flying object comprises a housing 12 arranged in a propellant charge 14 of solid material, for example, is still provided with a central channel 16.
  • a tail cone 20 At a usually rear end 18 of the housing 12 is followed by a tail cone 20, in which a nozzle 22 is arranged, which is penetrated by a hot gas flow 24, which forms during the burning of the propellant charge 14 and in the region of the end 18 of the housing 12th exit.
  • the hot gas flow 24 in this case enters a propellant-side end 26 of the nozzle 22 and out of an outlet end 28 of the nozzle into the environment, the nozzle 22 having a constriction 30 between the propellant-side end 26 and the outlet end 28.
  • Near the exit end 28 of the nozzle 22 are provided in this thruster 32, which serve to influence the hot gas flow 24 immediately before it exits through the exit end 28 of the nozzle 22, so as to direct the flying object.
  • the tail cone 20 additionally includes external, flight-stabilizing air guide surfaces 34, also referred to as Rn.
  • FIG. 2 An inventive construction of such an inner wall 36 or such an outer wall 38 of a first embodiment of a structural element according to the invention is shown in FIG. 2 by way of example by way of example of a section of the outer wall 38 of a jet rudder 32.
  • the outer wall 38 is formed from a base body 50, which is constructed as fiber ceramic C / C moldings.
  • Such a C / C shaped body is carried out by mixing carbon fibers with a carbonaceous matrix material and pyrolyzing the matrix material to carbon. Further, the molded body 52 is reacted in a bulk region 56 adjoining an upper surface 54 thereof by infiltration of silicon by a C / C-SiC fiber-ceramic structure, the formation of SiC in the bulk region 56 imparting greater hardness and rigidity to the outer wall 38 ,
  • the volume region 56 with the C / C-SiC fiber-ceramic structure thus comprises a multi-component composite material and may represent a portion of the outer wall 38. However, the volume region 56 may also extend through the entire outer wall 38 and thus give the outer wall 38 overall a higher mechanical strength.
  • the upper side 54 of the base body 50 is provided with a layer 60 comprising a metal, which is applied to the base body 50, for example, by deposition from the melt phase.
  • the layer 60 may also be deposited by vapor deposition, by application of a powder phase, by application of a powder phase by plasma spraying or laser welding.
  • one or more of the following metals may be suitable: Silicon, titanium, zirconium, hafnium, vanadium, niobium, tantalum, chromium, molybdenum, tungsten, technetium, rhenium, ruthenium, osmium, rhodium, iridium, platinum.
  • the abovementioned metals can form as layer 60 a pure metal layer or even an alloy layer.
  • the protective function for the base body 50 is achieved by the "soft" and “elastic" properties of the said substances provided in the layer 60 with respect to the corrosive and / or abrasive components of the hot gas flows, wherein the thickness of the layer 60 in the first exemplary embodiment in FIG Range is from about 0.01 mm to about 2 mm, preferably in the range of about 0.1 mm to about 2 mm.
  • the hard ceramic layer 70 forms a protective layer for the outer wall 38 that is capable of withstanding the corrosive and / or abrasive hot gas flow 24.
  • the hard ceramic layer 70 preferably has a hardness greater than that of corundum (Al 2 O 3 ).
  • suitable ceramic hard coatings which are harder than corundum, are in particular oxides, nitrides and borides.
  • Suitable materials for the formation of the ceramic hard material layer 70 are also boron carbides, for example B 4 C and / or silicon carbides and / or transition metal carbides, preferably transition metal carbides of elements of the fourth and / or fifth and / or sixth subgroup, such as titanium, vanadium, chromium , Zirconium, niobium, molybdenum, hafnium, tantalum and / or tungsten.
  • the layer thickness of the ceramic hard material layer 70 is preferably less than approximately 1 mm.
  • Favorable values for the thickness of the ceramic hard material layer are less than 0.5 mm, for example between 0.1 and 0.3 mm. With hard material layers 70 of such thickness, flaking off of the ceramic hard material layer during thermal cycling can be avoided.
  • a thruster 32 according to the invention can preferably be produced in that a preform largely corresponding to the shape of the thruster 32 is formed from a molding compound comprising carbon fibers and a carbonaceous matrix material and prepared by hardening the matrix material as a rigid and stable preform, as for example in the publication "brake discs made of ceramic composite materials for rail vehicles", H. Pfeiffer et al., DGM Material Week '96, 28-31-5, 1996, Stuttgart using the example of brake discs is described.
  • Such a preform is subsequently converted into the C / C shaped body 52 by pyrolysis of the matrix material, which is brought into the final shape of the thruster 32 either by machining, for example mechanical processing, before or after pyrolysis, or by suitable shaping of the preform the curing after pyrolysis already has the final shape of the thruster 32.
  • volume region 56 for example, by the LSI method described in the above publication, wherein the volume region 56 either represents only part of the outer wall 38 of the jet body or this completely penetrated.

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Abstract

Um ein Strukturelement, welches korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen standhält, zu schaffen, welches einerseits korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen während einer vorgegebenen Standzeit standhält und andererseits vorteilhaft herstellbar ist, wird vorgeschlagen, dass das Strukturelement einen faserkeramischen Grundkörper umfasst, dass der Grundkörper aus einem C/C-Formkörper gebildet ist, welcher in einem an eine Oberseite des Grundkörpers angrenzenden Volumenbereich eine mit Si zu C/C-SiC umgesetzte faserkeramische Struktur aufweist und dass mindestens auf einen Teilbereich der Oberseite des Grundkörpers eine ein Metall umfassende Schicht aufgetragen ist.

Description

Strukturelement und Verfahren zur Herstellung desselben
Die Erfindung betrifft ein Strukturelement, welches korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen standhält.
Als derartige Strukturelemente werden bekannterweise Bauteile aus Refraktärmetallen und -legierungen, wie Wolfram, Molybdän, Rhenium, oder monolithische Keramiken, wie SiC eingesetzt.
Bei den Refraktärmetallen ergeben sich Probleme mit der Temperaturstandfestigkeit, so dass eine aktive Kühlung der Strukturelemente im Einsatz erforderlich ist, und außerdem erfolgt ein nennenswerter Abtrag von Material aufgrund der einwirkenden korrosiven und/oder abrasiven Heißgas- Strömungen.
Für mobile Anwendungen haben derartige Refraktärmetalle außerdem Nachteile aufgrund hohen Gewichtes infolge hoher Dichte.
Die ebenfalls für derartige Strukturelemente eingesetzte monolithische Keramik hat den Nachteil, dass deren dynamische und Thermoschock- beständigkeit gering ist und dass außerdem die Möglichkeiten der Formgebung für die Strukturelemente erheblich eingeschränkt sind.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Strukturelement der eingangs beschriebenen Art zu schaffen, welches einerseits korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen während einer vorgegebenen Standzeit standhält und andererseits vorteilhaft herstellbar ist. Diese Aufgabe wird bei einem Strukturelement der eingangs beschriebenen Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass das Strukturelement einen faserkeramischen Grundkörper umfasst, dass der Grundkörper aus einem C/C- Formkörper gebildet ist, welcher in einem an eine Oberseite des Grundkörpers angrenzenden Volumenbereich eine mit Si zu C/C-SiC umgesetzte faserkeramische Struktur aufweist, und dass mindestens auf einem Teilbereich der Oberseite des Grundkörpers eine ein Metall umfassende Schicht aufgetragen ist.
Der Vorteil der erfindungsgemäßen Lösung ist darin zu sehen, dass durch Verwendung eines einen C/C-Formkörper umfassenden Grundkörper mit einem eine C/C-SiC-Struktur aufweisenden Volumenbereich von der ein sehr kostengünstiger und einfach formbarer Grundkörper zur Verfügung steht und dass sich dieser Grundkörper ebenfalls kostengünstig mit der ein Metall umfassenden Schicht versehen lässt, welche aufgrund ihrer Elastizität vorteilhafte dynamische und thermoschockbeständige Eigenschaften aufweist.
Die Schicht hat insbesondere dann vorteilhafte Eigenschaften, wenn sie ein Refraktärmetall umfasst.
Ferner ist es günstig, wenn die Schicht mindestens ein Metall aus folgenden Metallen: Silicium, Titan, Zirconium, Hafnium, Vanadium, Niobium, Tantal, Chrom, Molybdän, Wolfram, Technetium, Rhenium, Ruthenium, Osmium, Rhodium, Iridium und Platin umfasst.
Die Schicht kann dabei in unterschiedlichster Art und Weise ausgebildet sein. Eine zweckmäßige Lösung sieht vor, dass die Schicht eine Metallschicht ist, das heißt, dass diese aus einem der vorstehend genannten Metalle hergestellt ist. Eine andere vorteilhafte Lösung sieht vor, dass die Schicht eine Legierungsschicht ist, welche mehrere der vorstehend genannten Metalle aber auch weitere Komponenten enthalten kann.
Besonders vorteilhafte Eigenschaften werden dann erreicht, wenn die Schicht eine Legierungsschicht ist und Bor als Legierungskomponente umfasst.
Hinsichtlich der Verwendung der Schicht selbst wurden im Zusammenhang mit der bisher beschriebenen Lösung keine näheren Angaben gemacht. So sieht eine Möglichkeit vor, die erfindungsgemäße Schicht als eine Deckschicht des Strukturelements einzusetzen.
Aufgrund der vorstehend beschriebenen vorteilhaften "elastischen Eigenschaften" der erfindungsgemäßen Schicht wirkt die Schicht für die korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen einerseits schützend und andererseits partikelabweisend oder gegebenenfalls partikelaufnehmend, so dass dadurch die von der Schicht überdeckte faserkeramische Struktur während einer vor- gesehenen Lebensdauer ausreichend geschützt werden kann.
Insbesondere ist aufgrund der vorteilhaften Eigenschaften der vorstehend beschriebenen Materialien sichergestellt, dass die Schicht in dem vorgesehenen Bereich die faserkeramische Struktur zuverlässig und rissfrei überdeckt und somit zuverlässig schützt.
Eine andere vorteilhafte Lösung sieht vor, dass die Schicht eine Zwischenschicht für eine von dieser getragenen Deckschicht ist. In diesem Fall dient die Schicht aufgrund ihrer "elastischen" und "weichen" Eigenschaften dazu, eine Basis- oder Trägerschicht für die Deckschicht zu bilden, so dass die Deckschicht besser auf der faserkeramischen Struktur des Grundkörpers haftet und mit dieser dauerhaft und stabil, auch bei thermischer Wechselbelastung, verbunden bleibt. Dabei kann insbesondere die Basis- oder Trägerschicht auch mit der Deckschicht teilweise oder vollständig chemisch reagieren.
Die Deckschicht kann dabei in unterschiedlichster Art und Weise ausgebildet sein.
Eine zweckmäßige Lösung sieht vor, dass die Deckschicht eine keramische Hartstoffschicht ist.
Zweckmäßigerweise ist eine derartige keramische Hartstoffschicht durch Plasmaspritzen und/oder PVD-Verfahren (physical vapour deposition-Ver- fahren) und/oder CVD-Verfahren (chemical vapour deposition-Verfahren) und/oder Schlickertechnik auf der vorstehend beschriebenen erfindungs- gemäßen Schicht aufgetragen.
Um eine Abtrennung der Hartstoffschicht vom Grundkörper zu vermeiden ist vorteilhafterweise vorgesehen, dass die Dicke der keramischen Hartstoffschicht weniger als ungefähr 1 mm beträgt.
Noch besser ist es, wenn die Dicke der keramischen Hartstoffschicht weniger als ungefähr 0,5 mm beträgt. Um aber außerdem eine günstige Schutzwirkung zu erreichen, ist vorzugsweise vorgesehen, dass die Dicke der keramischen Hartstoffschicht mindestens ungefähr 0,01 mm, noch besser ungefähr 0,05 mm, beträgt.
Die keramische Hartstoffschicht wurde ihrerseits bislang nicht näher spezifiziert.
Als besonders günstig hat es sich erwiesen, wenn die keramische Hartstoff- Schicht eine Härte aufweist, die größer als die von Korund ist.
Bevorzugte Materialien für Hartstoff schichten sind beispielsweise Oxide und/oder Nitride und/oder Boride.
Alternativ oder ergänzend hierzu ist vorgesehen, dass die keramische Hartstoffschicht Carbide umfasst.
Bevorzugte Carbide sind beispielsweise Borcarbide und/oder Siliciumcarbide.
Andere Carbide sind vorzugsweise Carbide der Übergangsmetalle, insbesondere der Übergangsmetalle der vierten und/oder fünften und/oder sechsten Nebengruppe.
Eine weitere bevorzugte Lösung sieht vor, dass die Hartstoffschicht Diamant umfasst.
Darüber hinaus betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Herstellen eines Strukturelements, welches korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen standhält. Erfindungsgemäß umfasst ein derartiges Verfahren zur Herstellung eines korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen standhaltenden Struktur- elements das Herstellen eines C/C-Formkörpers aus Kohlenstofffasern und einer Kohlenstoff enthaltenden Matrix durch Pyrolyse, das Ausbilden eines Grundkörpers des Strukture I ements durch Versehen des C/C-Formkörpers mit einem an eine Oberseite des Grundkörpers angrenzenden Volumenbereich mit einer durch Einbringen von Si in diesem Volumenbereich zu C/C-SiC umge- setzten faserkeramischen Struktur und das Versehen mindestens eines Teilbereichs der Oberseite mit einer ein Metall umfassenden Schicht hergestellt wird.
Der Vorteil des erfindungsgemäßen Verfahrens ist ebenfalls darin zu sehen, dass sich der Grundkörper kostengünstig mit der ein Metall umfassenden
Schicht versehen ist, welche aufgrund ihrer Elastizität vorteilhafte dynamische und thermoschockbeständige Eigenschaften aufweist.
Hierbei ist es insbesondere vorteilhaft, wenn die Schicht als Schicht aus Refraktärmetall aufgetragen ist.
Ferner ist es günstig, wenn die Schicht aus mindestens einem Metall aus folgenden Metallen: Silicium, Titan, Zirconium, Hafnium, Vanadium, Niobium, Tantal, Chrom, Molybdän, Wolfram, Technetium, Rhenium, Ruthenium, Osmium, Rhodium, Iridium und Platin hergestellt wird.
Insbesondere ist zweckmäßigerweise vorgesehen, dass die Schicht als Metallschicht hergestellt wird. Eine andere vorteilhafte Lösung sieht vor, dass die Legierungsschicht Bor umfasst.
Das Auftragen der Metall umfassenden Schicht kann in unterschiedlichster Art und Weise erfolgen.
Eine vorteilhafte Lösung sieht vor, dass die Metall umfassende Schicht durch Tauchen in eine Metallschmelze aufgetragen wird.
Eine andere vorteilhafte Lösung sieht vor, dass die Metall umfassende Schicht galvanisch aufgetragen wird.
Eine weitere günstige Lösung sieht vor, dass die Metall umfassende Schicht durch Plasmaspritzen aufgetragen wird.
Weiterhin ist es im Rahmen der erfindungsgemäßen Lösung vorteilhaft, wenn die Metall umfassende Schicht durch ein PV D -Verfahren (physical vapour deposition-Verfahren) aufgetragen wird.
Eine weitere vorteilhafte Lösung sieht vor, dass die Metall umfassende Schicht durch ein CVD-Verfahren (chemical vapour deposition-Verfahren) aufgetragen wird.
Schließlich sieht eine weitere günstige Lösung vor, dass die Metall umfassende Schicht durch Aufschmelzen von Pulver aufgetragen wird.
Die Metall umfassende Schicht kann im Rahmen der erfindungsgemäßen Lösung als Deckschicht aufgetragen werden. Alternativ dazu sieht eine andere vorteilhafte Lösung vor, dass die Schicht als Zwischenschicht für eine von dieser getragenen Deckschicht aufgetragen wird.
Vorzugsweise ist dabei vorgesehen, dass als Deckschicht eine keramische Hartstoffschicht aufgetragen wird.
Eine derartige keramische Hartstoffschicht kann in unterschiedlicher Art und Weise aufgetragen werden.
Eine Möglichkeit sieht vor, die Deckschicht durch Plasmaspritzen aufzutragen.
Eine weitere Möglichkeit sieht vor, die Deckschicht durch ein CVD-Verfahren (chemical vapour deposition-Verfahren) aufgetragen wird.
Schließlich sieht eine Lösung vor, dass die Deckschicht durch ein PVD- Verfahren (physical vapour deposition-Verfahren) aufgetragen wird.
Eine weitere Lösung sieht vor, das keramische Material durch eine Schlickertechnik aufzutragen.
Vorzugsweise wird dabei noch die Hartstoffschicht mit einer Dicke von weniger als ungefähr 1 mm, aufgetragen.
Dabei beträgt die Dicke der Hartstoffschicht mindestens ungefähr 0,01 mm. Das Auftragen der keramischen Hartstoffschicht durch Plasmaspritzen erfolgt insbesondere durch ein Vakuumplasmaspritzen, um eine gute Verbindung zwischen der keramischen Hartstoffschicht und der Oberseite des Grundkörpers für das Bauteil zu erhalten.
Ferner wird die keramische Hartstoffschicht vorzugsweise durch Auftragen von Materialien hergestellt, die eine Hartstoffschicht ergeben, deren Härte größer ist als Korund.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn die keramische Hartstoffschicht durch Auftragen von Materialien hergestellt wird, die eine Hartstoffschicht auf der Basis von Oxiden und/oder Nitriden und/oder Boriden ergeben.
Eine andere vorteilhafte Methode zur Herstellung der keramischen Hartstoff- schicht ist das Auftragen von Materialien, die eine Hartstoffschicht auf der Basis von Carbiden ergeben.
Bevorzugte derartige Carbide sind Borcarbide und/oder Siliciumcarbide.
Andere Carbide sind Carbide der Übergangsmetalle, insbesondere der Übergangsmetalle der vierten und/oder fünften und/oder sechsten Nebengruppe.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung sind Gegenstand der nachfolgenden Beschreibung sowie der zeichnerischen Darstellung einiger Ausführungs- formen der Erfindung. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 ein Ausführungsbeispiel eines Flugobjekts mit erfindungsgemäßen Strukturelementen;
Fig. 2 einen Querschnitt durch einen Ausschnitt aus einer Wand eines ersten Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Strukturelements und
Fig. 3 einen Querschnitt ähnlich Fig. 2 durch einen Ausschnitt aus einer Wand eines zweiten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Strukturelements.
Ein in Fig. 1 dargestelltes, als Ganzes mit 10 bezeichnetes Ausführungsbeispiel eines Triebwerks für ein Flugobjekt umfasst einen in einem Gehäuse 12 angeordneten Treibsatz 14 aus Feststoff der beispielsweise noch mit einem zentralen Kanal 16 versehen ist.
An ein üblicherweise rückwärtiges Ende 18 des Gehäuses 12 schließt sich ein Heckkonus 20 an, in welchem eine Düse 22 angeordnet ist, welche von einer Heißgasströmung 24 durchsetzt ist, die sich beim Abbrennen des Treibsatzes 14 ausbildet und im Bereich des Endes 18 aus dem Gehäuse 12 austritt.
Die Heißgasströmung 24 tritt dabei in ein treibsatzseitiges Ende 26 der Düse 22 ein und aus einem Austrittsende 28 der Düse in die Umgebung aus, wobei die Düse 22 zwischen dem treibsatzseitigen Ende 26 und dem Austrittsende 28 eine Verengung 30 aufweist. Nahe des Austrittsendes 28 der Düse 22 sind in dieser Strahlruder 32 vorgesehen, welche dazu dienen, die Heißgasströmung 24 unmittelbar vor ihrem Austritt durch das Austrittsende 28 der Düse 22 zu beeinflussen, um damit das Flugobjekt zu lenken.
Beispielsweise umfasst der Heckkonus 20 noch zusätzlich äußere, flugstabilisierende Luftleitflächen 34, auch als Rn bezeichnet.
Da die Heißgasströmung 24 bei dem aus Feststoff bestehenden Treibsatz 14 nicht nur heiße Gase sondern aufgrund des Abbrennens des Feststoffes auch korrosive und/oder abrasive Partikel aufweist, sind sowohl eine die Heißgasströmung 24 führende Innenwand 36 als auch eine Außenwand 38 der Strahlruder 32 mit einer Oberfläche 40 bzw. 42 zu versehen, welche während einer vorgesehenen Standzeit den von der Heißgasströmung 24 mitgeführten korrosiv und/oder abrasiv wirkenden Partikeln standhält.
Ein erfindungsgemäßer Aufbau einer derartigen Innenwand 36 oder einer derartigen Außenwand 38 eines ersten Ausführungsbeispiels eines erfindungs- gemäßen Strukturelements ist in Fig. 2 exemplarisch am Beispiel eines Ausschnitts aus der Außenwand 38 eines Strahlruders 32 dargestellt.
Die Außenwand 38 ist dabei gebildet aus einem Grundkörper 50, der als faserkeramischer C/C-Formkörper aufgebaut ist.
Die Herstellung eines derartigen C/C-Formkörpers erfolgt durch Vermischen von Kohlenstofffasern mit einem kohlenstoffhaltigen Matrixmaterial und Pyrolysieren des Matrixmaterials zu Kohlenstoff. Ferner ist der Formkörper 52 in einem sich an eine Oberseite 54 desselben anschließenden Volumenbereich 56 durch Infiltration von Silicium durch eine C/C-SiC aufweisenden faserkeramischen Struktur umgesetzt, wobei die Bildung von SiC in dem Volumenbereich 56 der Außenwand 38 eine größere Härte und Steifigkeit verleiht.
Der Volumenbereich 56 mit der C/C-SiC umfassenden faserkeramischen Struktur umfasst somit einen Mehrkomponenten-Verbundwerkstoff und kann dabei einen Teilbereich der Außenwand 38 darstellen. Der Volumenbereich 56 kann sich aber auch durch die gesamte Außenwand 38 hindurch erstrecken und somit der Außenwand 38 insgesamt eine höhere mechanische Festigkeit verleihen.
Vorzugsweise beträgt im Volumenbereich 56 der Anteil von SiC bis zu 50 %, wobei der Rest Kohlenstoff ist.
Bei einer ersten Ausführungsform ist die Oberseite 54 des Grundkörpers 50 mit einer ein Metall umfassenden Schicht 60 versehen, die beispielsweise durch Abscheiden aus der Schmelzphase auf den Grundkörper 50 aufgetragen ist.
Alternativ dazu kann die Schicht 60 auch durch Abscheiden aus der Dampfphase, durch Auftragen einer Pulverphase, durch Auftragen einer Pulverphase durch Plasmaspritzen oder Laserschweißen erfolgen.
Als Werkstoffe für die Schicht 60 können dabei eines oder mehrere folgender Metalle in Frage kommen: Silicium, Titan, Zirconium, Hafnium, Vanadium, Niobium, Tantal, Chrom, Molybdän, Wolfram, Technetium, Rhenium, Ruthenium, Osmium, Rhodium, Iridium, Platin.
Die vorstehend genannten Metalle können als Schicht 60 eine reine Metallschicht oder auch eine Legierungsschicht bilden.
Im Fall einer Legierungsschicht ist es auch denkbar, als deren Bestandteil Bor vorzusehen.
Bei dem ersten Ausführungsbeispiel stellt die Schicht 60 eine Deckschicht dar, die einen Schutz des Grundkörpers 50 gegenüber korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen darstellt.
Die Schutzfunktion für den Grundkörper 50 wird durch die "weichen" und "elastischen" Eigenschaften der genannten in der Schicht 60 vorgesehenen Stoffe gegenüber den korrosiven und/oder abrasiven Bestandteilen der Heißgasströmungen erreicht, wobei die Dicke der Schicht 60 bei dem ersten Aus- führungsbeispiel im Bereich von ungefähr 0,01 mm bis ungefähr 2 mm, bevorzugt im Bereich von ungefähr 0,1 mm bis ungefähr 2 mm liegt.
Bei einem zweiten Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Strukturelements ist die beschriebene Schicht 60 eine Zwischenschicht zwischen dem Grundkörper 50 und einer keramischen Hartstoffschicht 70 als Deckschicht, wie in Fig. 3 dargestellt. Bei dem zweiten Ausführungsbeispiel dient die Schicht 60 aufgrund ihrer "weichen" und "elastischen" Eigenschaften und/oder chemischen Eigenschaften dazu, einen Ausgleich zwischen dem Verhalten des Grundkörpers 50 und der keramischen Hartstoffschicht 70 zu schaffen, insbesondere um ein Abplatzen der keramischen Deckschicht 70 zu verhindern.
Im Fall des zweiten Ausführungsbeispiels liegt die Dicke der Schicht 60 im Bereich von ungefähr 1 nm bis ungefähr 0,5 mm.
Die keramische Hartstoffschicht 70 bildet eine Schutzschicht für die Außenwand 38, die in der Lage ist, der korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmung 24 standzuhalten.
Die keramische Hartstoffschicht 70 hat vorzugsweise eine Härte, die größer ist als die von Korund (AI2O3). Erfindungsgemäß geeignete keramische Hartstoffschichten, die härter als Korund sind, sind insbesondere Oxide, Nitride und Boride.
Geeignete Werkstoffe für die Ausbildung der keramischen Hartstoffschicht 70 sind außerdem Borcarbide, zum Beispiel B4C und/oder Siliciumcarbide und/oder Übergangsmetallcarbide, vorzugsweise Übergangsmetallcarbide der Elemente der vierten und/oder fünften und/oder sechsten Nebengruppe, wie beispielsweise Titan, Vanadium, Chrom, Zirkonium, Niob, Molybdän, Hafnium, Tantal und/oder Wolfram.
Vorzugsweise beträgt die Schichtdicke der keramischen Hartstoffschicht 70 weniger als ungefähr 1 mm. Günstige Werte für die Dicke der keramischen Hartstoffschicht sind weniger als 0,5 mm, beispielsweise zwischen 0,1 und 0,3 mm. Bei Hartstoffschichten 70 derartiger Dicke kann ein Abplatzen der keramischen Hartstoffschicht bei thermischen Wechselbelastungen vermieden werden.
Ein erfindungsgemäßes Strahlruder 32 lässt sich vorzugsweise dadurch herstellen, dass ein der Form des Strahlruders 32 weitgehend entsprechender Vorkörper aus einer Formmasse umfassend Kohlenstofffasern und ein kohlenstoffhaltiges Matrixmaterial geformt und durch Aushärten des Matrixmaterials als in sich steifer und stabiler Vorkörper hergestellt wird, wie dies beispiels- weise in der Veröffentlichung "Bremsscheiben aus keramischem Verbundwerkstoffen für Schienenfahrzeuge", H. Pfeiffer et al., DGM Werkstoffwoche '96, 28-31-5, 1996, Stuttgart am Beispiel von Bremsscheiben beschrieben ist.
Ein derartiger Vorkörper wird nachfolgend durch Pyrolyse des Matrixmaterials in den C/C-Formkörper 52 umgewandelt, der entweder durch Bearbeiten, beispielsweise mechanisches Bearbeiten, vor oder nach der Pyrolyse in die endgültige Form des Strahlruders 32 gebracht wird oder des durch geeignete Formung des Vorkörpers vor dem Aushärten nach der Pyrolyse bereits die endgültige Form des Strahlruders 32 aufweist.
Nachfolgend erfolgt ein Infiltrieren mit Silicium zur Bildung des C/C-SiC umfassenden Volumenbereichs 56, beispielsweise durch das in der voranstehenden Veröffentlichung beschriebene LSI-Verfahren, wobei sich der Volumenbereich 56 entweder nur als Teilbereich der Außenwand 38 des Strahlkörpers darstellt oder diese gänzlich durchsetzt.
Auf die Oberseite 54 des Grundkörpers 50 erfolgt nachfolgend ein Auftragen der Schicht 60 mit den vorstehend genannten Materialien oder mit Legierungen derselben. Ist die Schicht 60 wie beim ersten Ausführungsbeispiel die Deckschicht, so liegt unmittelbar nach dem Auftragen der Schicht 60 das Strahlruder 32 mit der endgültigen Formgebung vor, anderenfalls ist noch zusätzlich die keramische Hartstoffschicht 70 als Deckschicht aufzutragen.

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Strukturelement, welches korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen standhält, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass das Strukturelement (32) einen faserkeramischen Grundkörper (50) umfasst, dass der Grundkörper (50) aus einem C/C-Formkörper (52) gebildet ist, welcher in einem an eine Oberseite (54) des Grundkörpers (50) angrenzenden Volumenbereich (56) eine mit Si zu C/C-SiC umgesetzte faserkeramische Struktur aufweist und dass mindestens auf einen Teilbereich der Oberseite (54) des Grundkörpers (50) eine ein Metall umfassende Schicht (60) aufgetragen ist.
2. Strukturelement nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) ein Refraktärmetall umfasst.
3. Strukturelement nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) mindestens ein Metall aus folgenden Metallen Silicium, Titan, Zirconium, Hafnium, Vanadium, Niobium, Tantal, Chrom, Molybdän, Wolfram, Technetium, Rhenium, Ruthenium, Osmium, Rhodium, Iridium, Platin umfasst.
4. Strukturelement nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) eine Metallschicht ist.
5. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) eine Legierungsschicht ist.
6. Strukturelement nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Legierungsschicht (60) Bor umfasst.
7. Strukturelement nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) eine Deckschicht des Strukturelements bildet.
8. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) eine Zwischenschicht für eine von dieser getragenen Deckschicht (70) ist.
9. Strukturelement nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Deckschicht (70) eine keramische Hartstoffschicht ist.
10. Strukturelement nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffschicht durch Plasmaspritzen aufgetragen ist.
11. Strukturelement nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffschicht durch ein PVD-Verfahren aufgetragen ist.
12. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffschicht durch ein CVD- Verfahren aufgetragen ist.
13. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffschicht durch ein Schlicker-Verfahren aufgetragen ist.
14. Strukturelement nach einem der Ansprüche 10 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke der keramischen Hartstoffschicht (60) weniger als ungefähr 1 mm beträgt.
15. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke der keramischen Hartstoffschicht (60) weniger als ungefähr 0,5 mm beträgt.
16. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke der keramischen Hartstoffschicht (60) mindestens 0,01 mm beträgt.
17. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) eine Härte aufweist, die größer als die von Korund ist.
18. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) Oxide und/oder Nitride und/oder Boride umfasst.
19. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) Carbide umfasst.
20. Strukturelement nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) Borcarbide umfasst.
21. Strukturelement nach Anspruch 19 oder 20, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht Siliciumcarbide umfasst.
22. Strukturelement nach einem der Ansprüche 19 bis 21, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) Carbide der Übergangsmetalle umfasst.
23. Strukturelement nach einem der Ansprüche 19 oder 22, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (60) Carbide von Metallen der vierten und/oder fünften und/oder sechsten Nebengruppe umfasst.
24. Strukturelement nach einem der Ansprüche 9 bis 23, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (60) Diamant umfasst.
25. Verfahren zur Herstellung eines korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen standhaltenden Strukturelements, dadurch gekennzeichnet, dass ein C/C-Formkörper aus Kohlenstofffasern und einer Kohlenstoff enthaltenen Matrix durch Pyrolyse hergestellt wird, dass ein Grundkörper des Strukturelements durch Versehen des C/C-Formkörpers mit einem an eine Oberseite des Grundkörpers angrenzenden Volumenbereich mit einer durch Einbringen von Si in diesen Volumenbereich zu C/C-SiC umgesetzten faserkeramischen Struktur ausgebildet wird und dass mindestens ein Teilbereich der Oberseite mit einer ein Metall umfassenden Schicht hergestellt wird.
26. Verfahren nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) als Schicht aus Refraktärmetall aufgetragen wird.
27. Verfahren nach Anspruch 25 oder 26, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) aus mindestens einem Metall aus folgenden Metallen: Silicium, Titan, Zirconium, Hafnium, Vanadium, Niobium, Tantal, Chrom, Molybdän, Wolfram, Technetium, Rhenium, Ruthenium, Osmium, Rhodium, Iridium und Platin hergestellt wird.
28. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 27, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) als Metallschicht hergestellt wird.
29. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 28, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) als Legierungsschicht hergestellt wird.
30. Verfahren nach Anspruch 29, dadurch gekennzeichnet, dass die Legierungsschicht (60) Bor umfasst.
31. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 30, dadurch gekennzeichnet, dass die Metall umfassende Schicht (60) durch Tauchen in eine Metallschmelze aufgetragen wird.
32. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 31, dadurch gekennzeichnet, dass die Metall umfassende Schicht (60) galvanisch aufgetragen wird.
33. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 32, dadurch gekennzeichnet, dass die Metall umfassende Schicht (60) durch Plasmaspritzen aufgetragen wird.
34. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 33, dadurch gekennzeichnet, dass die Metall umfassende Schicht (60) durch ein PVD-Verfahren aufgetragen wird.
35. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 34, dadurch gekennzeichnet, dass die Metall umfassende Schicht (60) durch ein CVD-Verfahren aufgetragen wird.
36. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 35, dadurch gekennzeichnet, dass die Metall umfassende Schicht (60) durch Aufschmelzen von Pulver aufgetragen wird.
37. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 36, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) als Deckschicht des Strukturelements aufgetragen wird.
38. Verfahren nach einem der Ansprüche 25 bis 36, dadurch gekennzeichnet, dass die Schicht (60) als Zwischenschicht für eine von dieser getragene Deckschicht (70) aufgetragen wird.
39. Verfahren nach Anspruch 38, dadurch gekennzeichnet, dass als Deckschicht (70) eine keramische Hartstoffschicht aufgetragen wird.
40. Verfahren nach Anspruch 38 oder 39, dadurch gekennzeichnet, dass die Deckschicht (70) durch Plasmaspritzen aufgetragen wird.
41. Verfahren nach einem der Ansprüche 38 bis 40, dadurch gekennzeichnet, dass die Deckschicht (70) durch ein CVD-Verfahren aufgetragen wird.
42. Verfahren nach einem der Ansprüche 38 bis 41, dadurch gekennzeichnet, dass die Deckschicht (70) durch ein PVD-Verfahren aufgetragen wird.
43. Verfahren nach einem der Ansprüche 37 bis 42, dadurch gekennzeichnet, dass die Deckschicht (70) durch ein Schlicker-Verfahren aufgetragen wird.
44. Verfahren nach einem der Ansprüche 39 bis 43, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffschicht (70) mit einer Dicke von weniger als 1 mm aufgetragen wird.
45. Verfahren nach einem der Ansprüche 39 bis 44, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffschicht (70) mit einer Dicke von weniger als 0,5 mm aufgetragen wird.
46. Verfahren nach einem der Ansprüche 39 bis 45, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke der keramischen Hartstoffschicht (70) mindestens ungefähr 0,01 mm beträgt.
47. Verfahren nach einem der Ansprüche 39 bis 46, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) durch Auftragen von Materialien hergestellt wird, die eine Hartstoffschicht (70) ergeben, deren Härte größer ist als Korund.
48. Verfahren nach einem der Ansprüche 39 bis 47, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) durch Auftragen von Materialien hergestellt wird, die eine Hartstoffschicht (70) auf der Basis von Oxiden und/oder Nitriden und/oder Boriden bilden.
49. Verfahren nach einem der Ansprüche 39 bis 48, dadurch gekennzeichnet, dass die keramische Hartstoffschicht (70) durch Auftragen von Materialien hergestellt wird, die eine Hartstoffschicht (70) auf der Basis von Carbiden bilden.
50. Verfahren nach Anspruch 49, dadurch gekennzeichnet, dass die zum Auftragen verwendeten Materialien in der Hartstoff Schicht (70) Borcarbide bilden.
51. Verfahren nach Anspruch 49 oder 50, dadurch gekennzeichnet, dass die zum Auftragen verwendeten Materialien in der Hartstoffschicht (70) Siliciumcarbide bilden.
52. Verfahren nach Anspruch 49 oder 51, dadurch gekennzeichnet, dass die sich beim Auftragen bildenden Carbide Carbide der Übergangsmetalle, insbesondere der Übergangsmetalle der vierten und/oder fünften und/oder sechsten Nebengruppe sind.
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