EP2394027A1 - Turbinenbauteil mit leicht entfernbarer schutzschicht, satz von turbinenbauteilen, eine turbine und ein verfahren zum schützen eines turbinenbauteils - Google Patents

Turbinenbauteil mit leicht entfernbarer schutzschicht, satz von turbinenbauteilen, eine turbine und ein verfahren zum schützen eines turbinenbauteils

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Publication number
EP2394027A1
EP2394027A1 EP10702456A EP10702456A EP2394027A1 EP 2394027 A1 EP2394027 A1 EP 2394027A1 EP 10702456 A EP10702456 A EP 10702456A EP 10702456 A EP10702456 A EP 10702456A EP 2394027 A1 EP2394027 A1 EP 2394027A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbine
component
protective coating
components
turbine component
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Withdrawn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
EP10702456A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Boris Bublath
Ingo Just
Thomas Podgorski
Roman Beyer
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 EP10702456A priority Critical patent/EP2394027A1/de
Publication of EP2394027A1 publication Critical patent/EP2394027A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F01D5/12—Blades
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
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    • F23R2900/00018—Manufacturing combustion chamber liners or subparts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making

Definitions

  • the invention relates to a turbine component having a protective coating which readily removes, a set of turbine components, a turbine and a method for protecting a component.
  • Turbine blades are often provided with metallic or ceramic protective coatings to protect against oxidation or corrosion and heat input too high and are either installed in a turbine or are in doubt, individually or repeatedly sent to reinstall them in a system on site again ,
  • turbine blades have film cooling holes, which are necessary because the cooling of a higher operating temperature of the turbine blade is possible.
  • the ceramic layer undergoes a scratch, which can serve as a crack origin when a thermal stress is applied.
  • the film cooling holes may clog with dirt and prevent the escape of cooling air in use.
  • FIG. 5 shows a gas turbine
  • FIG. 6 shows a turbine blade and FIG. 7 shows a combustion chamber
  • Figure 8 is a list of superalloys.
  • FIG. 1 shows a turbine component 1, 120, 130, 155 having an outer hole 7 which adjoins an outer surface 13 of a substrate 4.
  • the invention is not limited to turbine components.
  • An outer hole 7 means a hole in an outer wall of a hollow turbine member 1, 120, 130, 155.
  • the hole 7 is preferably a through hole 7, that is, a film cooling hole in the case of a turbine blade 120, 130 (FIG. 6) or a combustion chamber member 155 ( Figure 7).
  • the part identified by the reference numeral 4 is the superalloy substrate 4 (FIG. 8) and preferably also includes metallic and / or ceramic protective coatings 16 (FIGS. 3, 4) which are not shown in FIGS are shown in more detail in detail.
  • the turbine component 1, 120, 130, 155 is used at high operating temperatures, at least 700 ° C., in particular at least 850 ° C.
  • the outermost coating 10 is at removal temperatures significantly lower than the operating temperature of the component 1, 120, 130, 155 easily removable and is preferably made of an organic material, in particular of a plastic.
  • the high temperature resistant plastics are known from the prior art, as well as the coating of the component
  • plastics are polyamides (Aurum), PEEK or PEK (polyetheretones).
  • the protective coating 10 may preferably contain at least one, in particular only one, dye (preferably inorganic material).
  • the coating 10 may preferably leave the film cooling hole 7 open (FIG. 1, 3) or, preferably, partially, largely or entirely obscure the opening, as shown in FIG
  • the component 1, 120, 130, 155 is installed in a device, preferably a gas turbine 100, the coating 10 still being present on the component 120, 130, 155 according to FIG. 1, 2, 3 or FIG.
  • Protective coating 10 thermally removed or volatilized by evaporation and burning or the like chemical process and then sets the film cooling hole 7 free or moves away from the surface of the component 1, 120, 130, 155. In the first use with the newly installed component 1, 120, 130 is initially not yet cooling required, so that the cooling hole 7 may well still be covered by the protective coating 10.
  • the operating temperature for a gas turbine 100 is ⁇ 800 ° C., in particular> 1000 ° C.
  • the protective layer 10 vaporizes, burns or sublimes within the turbine 100, preferably at least 100 ° C., in particular ⁇ 200 ° C., in particular at least 300 ° C. ,
  • the difference between these two temperatures is preferably at least 500 ° C.
  • the turbine blades 120, 130 of the first stage of the turbine 100 may preferably have a different color than the turbine blades 120, 130 of the second stage of the turbine 100 for better discrimination.
  • refurbished and new turbine blades 120, 130 may have different colors.
  • blades and vanes 120, 130 of a turbine stage of a turbine 100 may have different colors.
  • blades and vanes of a turbine stage may have different colors from different turbines 100 or turbine types. The color does not have to be monochrome.
  • Protective coatings 10 can also be applied to steam turbines.
  • 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 with a shaft 101, which is also referred to as a turbine runner.
  • a turbine runner Along the rotor 103 successively follow an intake housing 104, a compressor 105, a torus-like combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109.
  • the annular combustion chamber 110 communicates with an example annular hot gas channel 111th
  • four turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.
  • Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings. In the flow direction of a working medium
  • a row 125 formed of rotor blades 120 follows.
  • 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 at the turbine end of the compressor 105 provided compressed air is fed to the burners 107 and mixed there with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
  • the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120.
  • the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner, so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the flow direction of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield elements lining the annular combustion chamber 110.
  • substrates of the components may have a directional structure, i. they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
  • SX structure monocrystalline
  • DS structure longitudinal grains
  • 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 1 204 776 B1, EP 1 306 454, EP 1 319 729 A1, WO 99/67435 or WO 00/44949.
  • the blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon , Scandium (Sc) and / or at least one element of the rare earth or hafnium).
  • 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 , Scandium (Sc) and / or at least one element of the rare earth 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.
  • MCrAlX may still be a thermal barrier layer, and consists for example of Zr ⁇ 2, Y2Ü3-Zr ⁇ 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), produce stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • EB-PVD electron beam evaporation
  • the vane 130 has a guide vane foot (not shown here) facing the inner housing 138 of the turbine 108 and a vane head opposite the vane foot.
  • 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 adjacent thereto and an airfoil 406 and a blade tip 415.
  • 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 1 204 776 B1, EP 1 306 454, EP 1 319 729 A1, WO 99/67435 or WO 00/44949.
  • the blade 120, 130 can hereby be manufactured by a casting process, also by directional solidification, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.
  • Such monocrystalline workpieces takes place e.g. by directed solidification from the melt.
  • These are casting processes in which the liquid metallic alloy is transformed into a monocrystalline structure, i. to the single-crystal workpiece, or directionally solidified.
  • dendritic crystals are aligned along the heat flow and form either a columnar grain structure (columnar, ie grains that run the entire length of the workpiece and here, for general language use, referred to as directionally solidified) or a monocrystalline structure, ie the whole workpiece consists of a single crystal.
  • a columnar grain structure columnar, ie grains that run the entire length of the workpiece and here, for general language use, referred to as directionally solidified
  • a monocrystalline structure ie the whole workpiece consists of a single crystal.
  • directionally solidified structures generally refers to single crystals that have no grain boundaries or at most small angle grain boundaries, as well as stem crystal structures that have grain boundaries running in the longitudinal direction but no transverse grain boundaries. These second-mentioned crystalline structures are also known as directionally solidified structures.
  • the blades 120, 130 may have coatings against corrosion or oxidation, e.g. M is at least one element 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 ones Earth, or hafnium (Hf)).
  • M is at least one element 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 ones Earth, 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.
  • the density is preferably 95% of the theoretical density.
  • thermal barrier coating which is preferably the outermost layer, and consists for example of ZrC> 2, Y2Ü3-Zr ⁇ 2, ie it is not, partially ⁇ or fully stabilized by yttria and / or calcium oxide and / or magnesium oxide ,
  • the thermal barrier coating covers the entire MCrAlX layer.
  • Suitable coating processes such as electron beam evaporation (EB-PVD), produce stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • the thermal barrier coating may have porous, micro- or macro-cracked grains for better thermal shock resistance.
  • the thermal barrier coating is therefore preferably more porous than the MCrAlX layer.
  • Refurbishment means that components 120, 130 may need to be deprotected after use (e.g., by sandblasting). This is followed by removal of the corrosion and / or oxidation layers or products. If necessary, will also
  • 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 in the circumferential direction around a rotation axis 102 open into a common combustion chamber space 154, which generate flames 156.
  • the combustion chamber 110 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the axis of rotation 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 working medium M with an inner lining formed of heat shield elements 155.
  • Each heat shield element 155 made of an alloy is equipped on the working fluid side with a particularly heat-resistant protective layer (MCrAlX layer and / or ceramic coating) or is made of high-temperature-resistant material (solid ceramic blocks).
  • M is at least one element 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 (Hf).
  • MCrAlX means: M is at least one element 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 (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.
  • MCrAlX may also be present, for example, a ceramic thermal insulation layer and consists for example of ZrC> 2, Y2Ü3-Zr ⁇ 2, ie it is not, partially or fully ⁇ dig stabilized by yttrium and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • Electron beam evaporation produces stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • thermal barrier coating may have porous, micro- or macro-cracked grains for better thermal shock resistance.
  • Refurbishment means that heat shield elements 155 may have to be freed of protective layers after use (eg by sandblasting). This is followed by removal of the corrosion and / or oxidation layers or products. If necessary, cracks in the heat shield element 155 are also repaired. Thereafter, a recoating of the heat shield element takes place. 155 and a renewed use of the heat shield elements 155.
  • the heat shield elements 155 are then, for example, hollow and possibly still have cooling holes (not shown) which open into the combustion chamber space 154.

Abstract

Turbinenbauteile (120, 130) werden auch oft einzeln verschickt und nicht in einer Turbine zusammengebaut verschickt. Dabei muss die Turbinenschaufel vor äußeren Belastungen und äußeren Beschädigungen geschützt werden. Dies geschieht durch eine leicht entfernbare Schutzbeschichtung (10), die während des ersten Betriebs des neuhergestellten oder wiederhergestellten Bauteils (120, 130) sich leicht verflüchtigt, so dass Schutzbeschichtung (10) nicht in einem extra Verfahrensschritt vor dem Einbau entfernt werden muss.

Description

Turbinenbauteil mit leicht entfernbarer Schutzschicht,
Satz von Turbinenbauteilen, eine Turbine und ein Verfahren zum Schützen eines Turbinenbauteils
Die Erfindung betrifft ein Turbinenbauteil mit einer leicht entfernenden Schutzbeschichtung, einen Satz von Turbinenbauteilen, eine Turbine und ein Verfahren zum Schützen eines Bauteils.
Turbinenschaufeln werden oft zum Schutz gegen Oxidation bzw. Korrosion und gegen zu hohen Wärmeeintrag oft mit metallischen oder keramischen Schutzschichten versehen und werden entweder in eine Turbine eingebaut oder werden im Zweifelsfall einzeln oder mehrfach verschickt, um sie in einer Anlage vor Ort wieder neu einbauen zu können.
Ebenso weisen Turbinenschaufeln Filmkühllöcher auf, die notwendig sind, da durch die Kühlung eine höhere Einsatztemperatur der Turbinenschaufel möglich ist.
Beim Transport kann es passieren, dass die keramische Schicht einen Kratzer erfährt, der als Rissursprung dienen kann, wenn eine thermische Beanspruchung anliegt. Ebenso können die Filmkühllöcher können durch Schmutz verstopfen und den Austritt von Kühlluft im Einsatz verhindern.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung oben genannte Probleme zu lösen .
Die Erfindung wird gelöst durch ein Turbinenbauteil mit einer leicht entfernbare Schicht gemäß Anspruch 1, Turbinenteile nach Anspruch 11, durch ein Satz von Turbinenbauteil gemäß Anspruch 12, durch eine Turbine gemäß Anspruch 13 und durch ein Verfahren gemäß Anspruch 14. In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig miteinander kombiniert werden können, um weitere Vorteile zu erzielen. Es zeigen:
Figur 1, 2, 3, 4 Ausführungsbeispiele einer
Turbinenschaufel,
Figur 5 eine Gasturbine,
Figur 6 eine Turbinenschaufel und Figur 7 eine Brennkammer,
Figur 8 eine Liste von Superlegierungen .
Die in Figuren und in der Beschreibung aufgelisteten Beispiele stellen nur Ausführungsbeispiele der Erfindung dar.
Figur 1 zeigt ein Turbinenbauteil 1, 120, 130, 155 mit einem äußeren Loch 7, das an eine äußere Oberfläche 13 eines Substrats 4 angrenzt. Die Erfindung ist nicht beschränkt auf Turbinenbauteile . Ein äußeres Loch 7 bedeutet ein Loch in einer äußeren Wand eines hohlen Turbinenbauteil 1, 120, 130, 155. Das Loch 7 ist vorzugsweise ein durchgehendes Loch 7, also ein Filmkühlloch im Falle einer Turbinenschaufel 120, 130 (Fig. 6) oder eines Brennkammerelements 155 (Fig. 7) .
Das Teil, das mit dem Bezugszeichen 4 gekennzeichnet ist, ist das Substrat 4 aus einer Superlegierung (Fig. 8) und weist vorzugsweise auch metallische und/oder keramische Schutzbeschichtungen 16 (Fig. 3, 4) auf, die in Figur 1, 2 nicht näher im Detail dargestellt sind.
Das Turbinenbauteil 1, 120, 130, 155 wird bei hohen Einsatztemperaturen, mindestens 7000C, insbesondere mindestens 8500C eingesetzt.
Auf der Oberfläche 13 des Substrats 4 oder der metallischen Beschichtung 16 (MCrAlY-Beschichtung) oder der keramischen Beschichtung 16 ist eine letzte, weitere, äußerste Schicht 10 aufgebracht .
Die äußerste Beschichtung 10 ist bei Entfernungstemperaturen deutlich niedriger als der Einsatztemperatur des Bauteils 1, 120, 130, 155 leicht entfernbar und besteht vorzugsweise aus einem organischen Material, insbesondere aus einem Kunststoff .
Die hochtemperaturbeständigen Kunststoffe sind aus dem Stand der Technik bekannt, ebenso wie die Beschichtung des Bauteils
1, 120, 130, 155 mit dem Kunststoff. Als Kunststoffe kommen Polyamide (Aurum) , PEEK oder PEK (Polyetheretone) in Betracht .
Vorzugsweise kann die Schutzbeschichtung 10 zumindest einen, insbesondere nur einen Farbstoff (vorzugsweise anorganisches Material) enthalten.
Die Beschichtung 10 kann das Filmkühlloch 7 vorzugsweise offenlassen (Fig.l, 3) oder vorzugsweise auch die Öffnung teilweise, größtenteils oder ganz verdecken, wie es in Figur
2, 4 dargestellt ist.
Auch bei einer Einengung des Lochs 7 kann verhindert werden, dass grobe Staubpartikel weiter in das Loch 7 eindringen können .
Das Bauteil 1, 120, 130, 155 wird in eine Vorrichtung, vorzugsweise eine Gasturbine 100 eingebaut, wobei die Beschichtung 10 noch auf den Bauteil 120, 130, 155 gemäß Figur 1, 2, 3 oder Figur 4 vorhanden ist.
Durch die bei der Inbetriebnahme (vorzugsweise Start, Testbetrieb, ...) gegenüber den maximalen Einsatztemperaturen der Gasturbine 100 niedrigere Entfernungstemperatur wird bei dem niedrigeren Entfernungstemperaturen die
Schutzbeschichtung 10 thermisch entfernt bzw. verflüchtigt sich durch Verdampfen und Verbrennen oder ähnlichen chemischen Prozesses und setzt dann das Filmkühlloch 7 frei bzw. entfernt sich von der Oberfläche des Bauteils 1, 120, 130, 155. Bei der ersten Benutzung mit dem neu eingebauten Bauteil 1, 120, 130 ist Anfangs noch nicht eine Kühlung erforderlich, so dass das Kühlloch 7 durchaus noch durch die Schutzbeschichtung 10 bedeckt sein kann.
Die Einsatztemperatur für eine Gasturbine 100 beträgt ≥ 8000C, insbesondere > 10000C. Die Schutzschicht 10 verdampft, verbrennt oder sublimiert innerhalb der Turbine 100, vorzugsweise mindestens bei 1000C, insbesondere ≥ 2000C, insbesondere bei mindestens 3000C.
Der Unterschied zwischen diesen beiden Temperaturen (Einsatztemperatur und Entfernungstemperatur der Schicht 10) beträgt vorzugsweise mindestens 5000C.
Wenn das Loch 7 durch die Schicht 10 bedeckt (Fig. 2, 4) oder verengt (Fig. 1) ist, kann kein Schmutz in das Loch 7 eindringen und es zeitweise oder dauerhaft verstopfen oder beengen (Transportschutz) .
Wenn die Farbe der Schicht 10 an einer Stelle anders ist, so ist dies ein Hinweis auf eine mögliche Beschädigung und das Bauteil 120, 130, 155 kann an dieser Stelle überprüft werden.
Die Turbinenschaufeln 120, 130 der ersten Stufe der Turbine 100 können vorzugsweise zur besseren Unterscheidung eine andere Farbe aufweisen als die Turbinenschaufeln 120, 130 der zweiten Stufe der Turbine 100.
Ebenso können wieder aufgearbeitete und neue Turbinenschaufeln 120, 130, vorzugsweise derselben Turbinenstufe, unterschiedliche Farben aufweisen. Ebenso können Lauf- und Leitschaufeln 120, 130 einer Turbinenstufe einer Turbine 100 verschiedene Farben aufweisen . Ebenso können Lauf- und Leitschaufeln einer Turbinenstufe aber von verschiedenen Turbinen 100 oder Turbinentypen verschiedene Farben aufweisen. Die Farbe muss nicht monochrom sein.
Schutzbeschichtungen 10 können auch bei Dampfturbinen aufgebracht werden.
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 mit einer Welle 101 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, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109. Die Ringbrennkammer 110 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 112 die Turbine 108. Jede Turbinenstufe 112 ist beispielsweise aus zwei Schaufel- ringen 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 be- reitgestellte 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 110 auskleidenden Hitzeschildelementen 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 Superle- gierungen verwendet.
Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 Al, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.
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, Scandium (Sc) 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. Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, und besteht beispielsweise aus Zrθ2, Y2Ü3-Zrθ2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (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 .
Die 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 und eine Schaufelspitze 415 auf. Als Leitschaufel 130 kann die Schaufel 130 an ihrer Schaufel- spitze 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 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 Al, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.
Die Schaufel 120, 130 kann hierbei durch ein Gussverfahren, auch mittels gerichteter Erstarrung, durch ein Schmiedeverfahren, durch ein Fräsverfahren oder Kombinationen daraus ge- fertigt sein.
Werkstücke mit einkristalliner Struktur oder Strukturen werden als Bauteile für Maschinen eingesetzt, die im Betrieb hohen mechanischen, thermischen und/oder chemischen Belastun- gen 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 Sprach- gebrauch 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 notwen- digerweise 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 Korngrenzen 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.
Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion oder Oxidation aufweisen, z. B. (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 Dichte liegt vorzugsweise bei 95% der theoretischen Dichte .
Auf der MCrAlX-Schicht (als Zwischenschicht oder als äußerste Schicht) bildet sich eine schützende Aluminiumoxidschicht (TGO = thermal grown oxide layer) .
Vorzugsweise weist die Schichtzusammensetzung Co-30Ni-28Cr- 8A1-0, 6Y-0, 7Si oder Co-28Ni-24Cr-10Al-0, 6Y auf. Neben diesen kobaltbasierten Schutzbeschichtungen werden auch vorzugsweise nickelbasierte Schutzschichten verwendet wie Ni-10Cr-12Al- 0,6Y-3Re oder Ni-12Co-21Cr-llAl-0, 4Y-2Re oder Ni-25Co-17Cr- 1 OAl-O, 4Y-I, 5Re.
Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, die vorzugsweise die äußerste Schicht ist, und besteht beispielsweise aus ZrC>2, Y2Ü3-Zrθ2, d.h. sie ist nicht, teil¬ weise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. Die Wärmedämmschicht bedeckt die gesamte MCrAlX-Schicht . Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt.
Andere Beschichtungsverfahren sind denkbar, z.B. atmosphäri- sches Plasmaspritzen (APS), LPPS, VPS oder CVD. Die Wärmedämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Körner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen. Die Wärmedämmschicht ist also vorzugsweise poröser als die MCrAlX-Schicht.
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 Oxidations- schichten bzw. -produkte. Gegebenenfalls werden auch noch
Risse im Bauteil 120, 130 repariert. Danach erfolgt eine Wie- derbeschichtung 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 Um- fangsrichtung um eine Rotationsachse 102 herum angeordneten Brennern 107 in einen gemeinsamen Brennkammerraum 154 münden, die Flammen 156 erzeugen. 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 Betriebspa- rametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermöglichen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsmedium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen. Jedes Hitzeschildelement 155 aus einer Legierung ist arbeits- mediumsseitig mit einer besonders hitzebeständigen Schutzschicht (MCrAlX-Schicht und/oder keramische Beschichtung) ausgestattet oder ist aus hochtemperaturbeständigem Material (massive keramische Steine) gefertigt. Diese Schutzschichten können ähnlich der Turbinenschaufeln sein, also bedeutet beispielsweise 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.
Auf der MCrAlX kann noch eine beispielsweise keramische Wär- medämmschicht vorhanden sein und besteht beispielsweise aus ZrC>2, Y2Ü3-Zrθ2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollstän¬ dig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid.
Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt.
Andere Beschichtungsverfahren sind denkbar, z.B. atmosphärisches Plasmaspritzen (APS), LPPS, VPS oder CVD. Die Wärmedämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Kör- ner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen.
Wiederaufarbeitung (Refurbishment) bedeutet, dass Hitzeschildelemente 155 nach ihrem Einsatz gegebenenfalls von Schutzschichten befreit werden müssen (z.B. durch Sandstrah- len) . Danach erfolgt eine Entfernung der Korrosions- und/oder Oxidationsschichten bzw. -produkte. Gegebenenfalls werden auch noch Risse in dem Hitzeschildelement 155 repariert. Danach erfolgt eine Wiederbeschichtung der Hitzeschildele- mente 155 und ein erneuter Einsatz der Hitzeschildelemente 155.
Aufgrund der hohen Temperaturen im Inneren der Brennkammer 110 kann zudem für die Hitzeschildelemente 155 bzw. für deren Halteelemente ein Kühlsystem vorgesehen sein. Die Hitzeschildelemente 155 sind dann beispielsweise hohl und weisen ggf. noch in den Brennkammerraum 154 mündende Kühllöcher (nicht dargestellt) auf.

Claims

Patentansprüche
1. Turbinenbauteil (1, 120, 130, 155) mit zumindest einem äußeren Loch (7), das (1, 120, 130, 155) bei hohen Einsatztemperaturen verwendet wird, das (1, 120, 130, 155) als äußerste Schicht eine Schutzbeschichtung (10) aufweist, die (10) im Vergleich zu den hohen Einsatztemperaturen des Turbinenbauteils (1, 120, 130, 155) bei niedrigeren Entfernungstemperaturen durch Wärmeeinwirkung leicht entfernbar ist.
2. Turbinenbauteil nach Anspruch 1, bei dem das Loch (7) ein Durchgangsloch darstellt.
3. Turbinenbauteil nach Anspruch 1 oder 2, bei dem die Schutzbeschichtung (10) auch die Öffnung des zumindest einen Lochs (7) zumindest teilweise bedeckt, insbesondere größtenteils bedeckt, ganz insbesondere ganz bedeckt.
4. Turbinenbauteil nach Anspruch 1, 2 oder 3, bei dem die Schutzbeschichtung (10) im Loch (7) angeordnet ist.
5. Turbinenbauteil nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4, bei dem das Loch (7) mit der Schutzbeschichtung (10) durchgängig ist.
6. Turbinenbauteil nach Anspruch 1, 2, 3, 4 oder 5, bei dem die Schutzbeschichtung (10) auf einer keramischen Beschichtung (16) vorhanden ist.
7. Turbinenbauteil nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5 oder 6, bei dem die Schutzbeschichtung (10) zumindest einen Farbstoff, insbesondere nur einen Farbstoff, aufweist.
8. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6 oder 7, bei dem die Entfernungstemperatur mindestens 1000C, insbesondere mindestens 2000C beträgt.
9. Turbinenbauteil nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 oder
8, bei dem die Schutzbeschichtung (10) ein Polymer aufweist, insbesondere daraus besteht.
10. Turbinenbauteil nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 oder 9, bei dem der Unterschied zwischen der Einsatztemperatur des Turbinenbauteils (120, 130, 155) und der
Entfernungstemperatur, ab der sich die Schutzbeschichtung (10) entfernt, mindestens 400°C, insbesondere mindestens 5000C beträgt .
11. Turbinenbauteile (120, 130) nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9 oder 10, wobei ein Teil der Turbinebauteile (120, 130) eine andere Farbe aufweist als der restliche Teil der Turbinenbauteile (120, 130) .
12. Satz von Turbinenteilen (120, 130) nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9 oder 10, wobei ein Teil der Turbinebauteile (120, 130) einer Turbine (100) eine andere Farbe aufweist als der restliche Teil der Turbinenbauteile (120, 130) derselben Turbine (100) oder desselben Turbinentyps.
13. Turbine (100) mit Turbinenbauteilen (120, 130, 155) nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11 oder 12.
14. Verfahren zum Schützen eines Turbinenbauteils (1, 120, 130, 155), insbesondere nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9,
10, 11 oder 12, bei dem vor dem Einbau des Turbinenbauteils (120, 130,
155) in eine Turbine (100), insbesondere in eine Turbine (100) nach Anspruch 13, die Schutzbeschichtung (10) auf das Bauteil (1, 120,
130, 155) als äußerste Schicht aufgebracht wird und dass das zumindest eine Bauteil (1, 120, 130, 155) mit der Schutzbeschichtung (10) in die Turbine (100) eingebaut wird, wobei während der ersten Inbetriebnahme der Turbine
(100) mit dem neu eingebauten oder bereits eingebauten Bauteil (1, 120, 130, 155) sich die Beschichtung (10) durch Wärmeeinwirkung aufgrund der Inbetriebnahme sich zumindest teilweise, insbesondere vollständig innerhalb der Turbine (100) entfernt, insbesondere sich verflüchtigt.
15. Verfahren nach Anspruch 13, bei dem die Schutzbeschichtung (10) auf eine keramische Schicht (16) aufgebracht wird.
16. Verfahren nach Anspruch 13, 14 oder 15, bei dem die Schutzbeschichtung (10) ab einer Temperatur von 3000C, insbesondere ab 5000C nicht mehr vorhanden ist.
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