EP1966405A1 - Werkstoff für bauteile einer gasturbine - Google Patents

Werkstoff für bauteile einer gasturbine

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EP1966405A1
EP1966405A1 EP06828670A EP06828670A EP1966405A1 EP 1966405 A1 EP1966405 A1 EP 1966405A1 EP 06828670 A EP06828670 A EP 06828670A EP 06828670 A EP06828670 A EP 06828670A EP 1966405 A1 EP1966405 A1 EP 1966405A1
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EP
European Patent Office
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iron
gas turbine
components
intermetallic
material according
Prior art date
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Ceased
Application number
EP06828670A
Other languages
English (en)
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Inventor
Wilfried Smarsly
Gerhard Sauthoff
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MTU Aero Engines AG
Original Assignee
Max Planck Institut fuer Eisenforschung GmbH
MTU Aero Engines GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by Max Planck Institut fuer Eisenforschung GmbH, MTU Aero Engines GmbH filed Critical Max Planck Institut fuer Eisenforschung GmbH
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    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/18—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
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    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/002—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing In, Mg, or other elements not provided for in one single group C22C38/001 - C22C38/60
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
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    • C22C38/005—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing rare earths, i.e. Sc, Y, Lanthanides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
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    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/06—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing aluminium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
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    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/12—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing tungsten, tantalum, molybdenum, vanadium, or niobium

Definitions

  • the invention relates to a material for components of a gas turbine.
  • Modern gas turbines in particular aircraft engines, must meet the highest demands in terms of reliability, weight, performance, economy and service life.
  • the most important materials used today for aircraft engines or other gas turbines are titanium alloys, nickel alloys and high-strength steels.
  • the high strength steels are used for shaft parts, gear parts, compressor casings and turbine casings.
  • Titanium alloys are typical materials for compressor parts.
  • Nickel alloys are suitable for the hot turbine parts of an aircraft engine.
  • ODS materials oxide dispersion reinforced superalloys
  • CMC materials ceramic matrix composite materials
  • intermetallic NiAl materials or intermetallic TiAl materials are relatively expensive, so there is a need for a novel material suitable for gas turbine components exposed to temperatures in excess of 900 ° C.
  • the present invention is based on the problem of creating a novel material for components of a gas turbine.
  • the material according to the invention has a matrix of an iron-base alloy material, wherein the matrix of the iron-base alloying material is cured with an intermetallic material of the Laves phase.
  • the material according to the invention represents a cost-effective alternative for the materials known from the prior art and is primarily suitable for gas turbine components which are exposed to temperatures above 900 ° C. With the help of the material according to the invention component costs of gas turbine components can be reduced.
  • the material preferably comprises 70.0 to 99.9% by volume of the iron-base alloying material and 0.1 to 30.0% by volume of the Laves phase intermetallic material.
  • the present invention provides a novel material for components of a gas turbine, namely for components of Gasturbinenflugtriebwer- ken, which are exposed during operation temperatures of preferably more than 900 ° C.
  • the material according to the invention has a matrix of an iron-base alloy material, the matrix of the iron-based alloy material having been hardened with an intermetallic material of the Laves phase.
  • a Laves phase is a hexagonal intermetallic phase.
  • the interlave material of the Laves phase is embedded in the matrix of the iron-based alloy material, wherein the material according to the invention preferably has the following composition:
  • the iron-base alloy material of the matrix of the material according to the invention contains at least iron (Fe), aluminum (Al), chromium (Cr), yttrium (Y) and / or hafnium (Hf).
  • the iron-base alloy material of the matrix of the material according to the invention has the following composition:
  • the LaVes phase intermetallic material used to cure the matrix contains at least iron (Fe), aluminum (Al), niobium (Nb) and / or tantalum (Ta).
  • This Laves phase intermetallic material preferably has the following composition:
  • the invention relates to a component of a gas turbine, preferably a gas turbine aircraft engine, which is made of such a material.
  • the material according to the invention is particularly suitable for the production of housings such as combustion chamber housings, high-pressure compressor housings and low-pressure turbine housings.
  • the material according to the invention is suitable for producing exhaust gas guides, diffuser components, brush seals and sealing elements which are used in the inner-air-seal area and outer-air-seal area of a turbine, in particular a low-pressure turbine or a compressor of a gas turbine aircraft engine.

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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Werkstoff für Bauteile einer Gasturbine, insbesondere für Bauteile eines Gasturbinenflugtriebwerks, mit einer Matrix aus einem Eisenbasislegierungswerkstof f , wobei die Matrix aus dem Eisenbasislegierungswerkstof f mit einem intermetallischen Werkstoff der Laves-Phase ausgehärtet ist.

Description

Werkstoff für Bauteile einer Gasturbine
Die Erfindung betrifft einen Werkstoff für Bauteile einer Gasturbine.
Moderne Gasturbinen, insbesondere Flugtriebwerke, müssen höchsten Ansprüchen im Hinblick auf Zuverlässigkeit, Gewicht, Leistung, Wirtschaftlichkeit und Lebensdauer gerecht werden. Bei der Entwicklung von Gasturbinen spielt die Werkstoffauswahl, die Suche nach neuen, geeigneten Werkstoffen sowie die Suche nach neuen Fertigungsverfahren eine entscheidende Rolle. Die wichtigsten, heutzutage für Flugtriebwerke oder sonstige Gasturbinen verwendeten Werkstoffe sind Titanlegierungen, Nickellegierungen und hochfeste Stähle. Die hochfesten Stähle werden für Wellenteile, Getriebeteile, Verdichtergehäuse und Turbinengehäuse verwendet. Titanlegierungen sind typische Werkstoffe für Verdichterteile. Nickellegierungen sind für die heißen Turbinenteile eines Flugtriebwerks geeignet.
Dann, wenn im Betrieb einer Gasturbine Bauteile derselben Temperaturen oberhalb von ca. 900°C ausgesetzt sind, finden nach der Praxis als Werkstoffe für die Bauteile üblicherweise sogenannte ODS Werkstoffe (oxiddis- persionsverstärkte Superlegierungen) oder CMC Werkstoffe (Keramikmatrix- Verbundwerkstoffe) oder auch intermetallische NiAl-Werkstoffe bzw. intermetallische TiAl-Werkstoffe Verwendung. Diese Werkstoffe sind jedoch relativ teuer, so dass ein Bedarf an einem neuartigen Werkstoff besteht, der für Gasturbinenbauteile geeignet ist, die Temperaturen von mehr als 900° C ausgesetzt sind.
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, einen neuartigen Werkstoff für Bauteile einer Gasturbine zu schaffen.
Dieses Problem wird durch einen Werkstoff gemäß Anspruch 1 gelöst. Der erfindungsgemäße Werkstoff verfügt über eine Matrix aus einem Eisenbasis- legierungswerkstoff, wobei die Matrix aus dem Eisenbasislegierungswerk- stoff mit einem intermetallischen Werkstoff der Laves-Phase ausgehärtet ist.
Der erfindungsgemäße Werkstoff stellt eine kostengünstige Alternative für die aus dem Stand der Technik bekannten Werkstoffe dar und ist in erster Linie für Gasturbinenbauteile geeignet, die Temperaturen oberhalb von 900° C ausgesetzt sind. Mit Hilfe des erfindungsgemäßen Werkstoffs können Bauteilkosten von Gasturbinenbauteilen reduziert werden. Vorzugsweise umfasst der Werkstoff 70,0 bis 99,9 Vol.-% des Eisenbasisle- gierungswerkstoffs und 0,1 bis 30,0 Vol.-% des intermetallischen Werkstoffs der Laves-Phase.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird, ohne hierauf beschränkt zu sein, nachfolgend näher erläutert.
Die hier vorliegende Erfindung stellt einen neuartigen Werkstoff für Bauteile einer Gasturbine, nämlich für Bauteile von Gasturbinenflugtriebwer- ken, bereit, die im Betrieb Temperaturen von vorzugsweise mehr als 900° C ausgesetzt sind. Der erfindungsgemäße Werkstoff verfügt über eine Matrix aus einem Eisenbasislegierungswerkstoff, wobei die Matrix aus dem Eisen- basislegierungswerkstoff mit einem intermetallischen Werkstoff der Laves- Phase ausgehärtet ist. Bei einer Laves-Phase handelt es sich um eine he- xagonale intermetallische Phase.
Der intermetallische Werkstoff der Laves-Phase ist in die Matrix aus dem Eisenbasislegierungswerkstoff eingelagert bzw. eingebettet, wobei der erfindungsgemäße Werkstoff vorzugsweise über die folgende Zusammensetzung verfügt :
70,0 bis 99,9 Vol.-% des Eisenbasislegierungswerkstoffs, und
0,1 bis 30,0 Vol.-% des intermetallischen Werkstoffs der Laves-Phase.
Der Eisenbasislegierungswerkstoff der Matrix des erfindungsgemäßen Werkstoffs enthält zumindest Eisen (Fe), Aluminium (Al), Chrom (Cr), Yttrium (Y) und/oder Hafnium (Hf) . Vorzugsweise verfügt der Eisenbasislegierungswerkstoff der Matrix des erfindungsgemäßen Werkstoffs über folgende Zusammensetzung:
31,0 bis 91,9 Gew.-% Eisen, und 6,0 bis 40,0 Gew.-% Aluminium, und 2,0 bis 25,0 Gew.-% Chrom, und 0,1 bis 2,0 Gew.-% Yttrium, und/oder 0,1 bis 2,0 Gew.-% Hafnium,
wobei die obigen Bestandteile so gewählt sind, dass die Summe 100 Gew.-% ergibt. Der zur Aushärtung der Matrix dienende intermetallische Werkstoff der La- ves-Phase enthält zumindest Eisen (Fe) , Aluminium (Al) , Niob (Nb) und/oder Tantal (Ta) . Vorzugsweise verfügt dieser intermetallische Werkstoff der Laves-Phase über folgende Zusammensetzung:
15,0 bis 65,0 Gew.-% Eisen, und 1,0 bis 15,0 Gew.-% Aluminium, und 0,5 bis 55,0 Gew.-% Niob, und/oder 0,5 bis 65,0 Gew.-% Tantal enthält,
wobei sich die obigen Bestandteile in Abhängigkeit von der Matrix- Zusammensetzung so einstellen, dass die Summe 100 Gew.-% ergibt.
Weiterhin betrifft die Erfindung ein Bauteil einer Gasturbine, vorzugsweise eines Gasturbinenflugtriebwerks, welches aus einem solchen Werkstoff hergestellt ist. So eignet sich der erfindungsgemäße Werkstoff insbesondere zur Herstellung von Gehäusen wie Brennkammergehäusen, Hochdruckverdichtergehäusen und Niederdruckturbinengehäusen. Weiterhin eignet sich der erfindungsgemäße Werkstoff zur Herstellung von Abgasführungen, Diffusorkomponenten, Bürstendichtungen sowie Dichtungselementen, die im Inner-Air-Seal-Bereich sowie Outer-Air-Seal-Bereich einer Turbine, insbesondere einer Niederdruckturbine, bzw. eines Verdichters eines Gasturbinenflugtriebwerks Verwendung finden.

Claims

Patentansprüche
1. Werkstoff für Bauteile einer Gasturbine, insbesondere für Bauteile eines Gasturbinenflugtriebwerks, mit einer Matrix aus einem Eisenba- sislegierungswerkstoff, wobei die Matrix aus dem Eisenbasislegie- rungswerkstoff mit einem intermetallischen Werkstoff der Laves-Phase ausgehärtet ist.
2. Werkstoff nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der intermetallische Werkstoff der Laves-Phase in die Matrix aus dem Eisenbasislegierungswerkstoff eingelagert bzw. eingebettet ist.
3. Werkstoff nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch
70,0 bis 99,9 Vol.-% des Eisenbasislegierungswerkstoffs, und
0,1 bis 30,0 Vol.-% des intermetallischen Werkstoffs der Laves-Phase.
4. Werkstoff nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Eisenbasislegierungswerkstoff zumindest Eisen, Aluminium, Chrom, Yttrium und Hafnium enthält .
5. Werkstoff nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Eisenbasislegierungswerkstoff
31,0 bis 91,9 Gew.-% Eisen, und
6,0 bis 40,0 Gew.-% Aluminium, und
2,0 bis 25,0 Gew.-% Chrom, und
0,1 bis 2,0 Gew.-% Yttrium, und/oder
0,1 bis 2,0 Gew.-% Hafnium enthält.
6. Werkstoff nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der intermetallische Werkstoff der Laves-Phase zumindest Eisen, Aluminium, Niob und/oder Tantal aufweist.
7. Werkstoff nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der intermetallische Werkstoff der Laves-Phase 15,0 bis 65,0 Gew.-% Eisen, und 1,0 bis 15,0 Gew.-% Aluminium, und 0,5 bis 55,0 Gew.-% Niob, und/oder 0,5 bis 65,0 Gew.-% Tantal enthält.
8. Bauteil einer Gasturbine, insbesondere eines Gasturbinenflugtrieb- werks, dadurch gekennzeichnet, dass dasselbe aus einem Werkstoff nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7 besteht .
EP06828670A 2005-12-23 2006-12-15 Werkstoff für bauteile einer gasturbine Ceased EP1966405A1 (de)

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