EP2460606A1 - Method for reducing porosity when casting cast components with globular grains and device - Google Patents

Method for reducing porosity when casting cast components with globular grains and device Download PDF

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EP2460606A1
EP2460606A1 EP10193286A EP10193286A EP2460606A1 EP 2460606 A1 EP2460606 A1 EP 2460606A1 EP 10193286 A EP10193286 A EP 10193286A EP 10193286 A EP10193286 A EP 10193286A EP 2460606 A1 EP2460606 A1 EP 2460606A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
heating source
mold
component
casting
locally
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP10193286A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Uwe Paul
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Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP10193286A priority Critical patent/EP2460606A1/en
Publication of EP2460606A1 publication Critical patent/EP2460606A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D27/00—Treating the metal in the mould while it is molten or ductile ; Pressure or vacuum casting
    • B22D27/04—Influencing the temperature of the metal, e.g. by heating or cooling the mould

Definitions

  • the invention relates to a method for reducing porosities when casting cast components with globular grains.
  • Casting porosity can arise during a solidification process when the solidified metal contracts locally and this volume loss is not compensated. Likewise, dissolved in the melt gases that excrete during solidification contribute to the formation of pores in the cast component.
  • Such porosities can reduce the mechanical strength and life of the component during use, or can increase the defect rate during manufacture of such a cast component.
  • the object is achieved by a method according to claim 1 and a device according to claim 7.
  • FIG. 1 shows a schematic arrangement of a casting apparatus 10 with a mold 1, in which preferably a turbine blade 4, 120, 130 is poured.
  • the device 10 has a casting mold 1 made of a ceramic material, into which liquid metal is preferably poured, and at least one heating source 7, which can be displaced vertically and / or horizontally over the casting mold 1.
  • the heating source 7 is preferably a metallic heating element, which is heated and thus preferably heats the mold 1 locally.
  • the heating element encloses the mold 1 at least for the most part.
  • the heating source 7 is brought into the vicinity or at the height of the at least one point at which, as is known, porosities 13 are formed in the cast component 4.
  • Such points 13 are known by repeatedly occurring effects or can be examined online during solidification or can be determined by computational simulation of the solidification of the component 4, 120, 130.
  • the melt in the mold 1 by means of the heating source 7 at a certain temperature level held, so warmed, so that a positive temperature gradient is generated in the direction of runner and / or feeder or the solidified melt remelted, so heated until sufficient melt is tracked in the area with the porosity tendency to compensate for the local shrinkage and pore formation avoid.
  • the heating source 7 prevents the metallic solidification, without the melt is tracked to compensate for the local shrinkage.
  • the heating source 7 therefore preferably also has to be switched on only for a specific time of the entire solidification process and does not necessarily have to be displaced along the casting mold or only minimally (at most 10% of the length of the component 4, 120, 130).
  • a plurality of heating sources 7 can be used, which are also hardly or not moved against the mold 1.
  • one heating source 7 and / or the casting mold 1 can be moved relative to each other to another further point where pores could also be created, wherein the heating source 7 is likewise moved only slightly or hardly relative to each other for preventing the pores.
  • the component 4 or the turbine blade 120, 130 preferably has a nickel-based alloy, very preferably a superalloy according to FIG. 4, and thus also a corresponding melt. However, no DS or SX structure is generated in the component 4.
  • FIG. 2 shows a perspective view of a blade 120 or guide vane 130 of a turbomachine, which 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.
  • the blades 120, 130 may have coatings against corrosion or oxidation, e.g. (MCrAlX, 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)).
  • 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 the EP 0 486 489 B1 .
  • EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1 The density is preferably 95% of the theoretical density.
  • the layer composition comprises Co-30Ni-28Cr-8Al-0.6Y-0.7Si or Co-28Ni-24Cr-10Al-0.6Y.
  • nickel-based protective layers such as Ni-10Cr-12Al-0.6Y-3Re or Ni-12Co-21Cr-11Al-0.4Y-2Re or Ni-25Co-17Cr-10A1-0,4Y-1 are also preferably used , 5RE.
  • thermal barrier coating which is preferably the outermost layer, and consists for example of ZrO 2 , Y 2 0 3 -ZrO 2 , ie it is not, partially or completely 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)
  • stalk-shaped grains are produced in the thermal barrier coating.
  • Other coating methods are conceivable, for example atmospheric plasma spraying (APS), LPPS, VPS or CVD.
  • 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 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, will also Cracks in component 120, 130 repaired. This is followed by a re-coating of the component 120, 130 and a renewed use of the component 120, 130.
  • 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. 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 compressor 105 for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • the annular combustion chamber 110 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example.
  • Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings. As seen in the direction of flow of a working medium 113, in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115, a series 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. Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown).
  • air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104.
  • the compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
  • the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120.
  • the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the 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. To withstand the prevailing temperatures, they can be cooled by means of a coolant.
  • substrates of the components can have a directional structure, ie they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
  • As the material for the components, in particular for the turbine blade 120, 130 and components of the combustion chamber 110 for example, iron-, nickel- or cobalt-based superalloys are used. Such superalloys are for example from EP 1 204 776 B1 .
  • EP 1 306 454 EP 1 319 729 A1 .
  • 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 the EP 0 486 489 B1 .
  • EP 0 786 017 B1 EP 0 786 017 B1 .
  • EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1 On the MCrAlX may still be present a thermal barrier coating, and consists for example of ZrO 2 , Y 2 O 3 -ZrO 2 , that is, it is not, partially or completely stabilized by yttria and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • suitable coating processes such as electron beam evaporation (EB-PVD), stalk-shaped grains are produced in the thermal barrier coating.
  • 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.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The method injecting raw material into a mold (1) of casting device (10) so as to cast the iron component (4). The porosity (13) in the iron component is detected after solidification of iron component. A heating rod (7) is configured to move vertically or horizontally on mold so as to heat the location where porosity is detected. An independent claim is included for device for reducing porosity during casting of iron components.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Verminderung von Porositäten beim Gießen von Gussbauteilen mit globularen Körnern.The invention relates to a method for reducing porosities when casting cast components with globular grains.

Porositäten beim Gießen können bei einem Erstarrungsprozess entstehen, wenn das erstarrte Metall sich lokal zusammenzieht und dieser Volumenverlust nicht kompensiert wird. Ebenso können in der Schmelze gelöste Gase, die sich während der Erstarrung wieder ausscheiden zur Entstehung von Poren im Gussbauteil beitragen.Casting porosity can arise during a solidification process when the solidified metal contracts locally and this volume loss is not compensated. Likewise, dissolved in the melt gases that excrete during solidification contribute to the formation of pores in the cast component.

Solche Porositäten können die mechanische Festigkeit und die Lebensdauer des Bauteils während des Einsatzes reduzieren bzw. können die Defektrate während der Herstellung eines solchen Gussbauteils erhöhen.Such porosities can reduce the mechanical strength and life of the component during use, or can increase the defect rate during manufacture of such a cast component.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung oben genanntes Problem zu lösen.It is therefore an object of the invention to solve the above-mentioned problem.

Die Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren gemäß Anspruch 1 und eine Vorrichtung gemäß Anspruch 7.The object is achieved by a method according to claim 1 and a device according to claim 7.

In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig miteinander kombiniert werden können um weitere Vorteile zu erzielen.In the dependent claims further advantageous measures are listed, which can be combined with each other in order to achieve further advantages.

Es zeigen:

Figur 1
eine schematische Anordnung der Vorrichtung,
Figur 2
eine Turbinenschaufel,
Figur 3
eine Gasturbine,
Figur 4
eine Liste von Superlegierungen.
Show it:
FIG. 1
a schematic arrangement of the device,
FIG. 2
a turbine blade,
FIG. 3
a gas turbine,
FIG. 4
a list of superalloys.

In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig miteinander kombiniert werden können um weitere Vorteile zu erzielen.In the subclaims further advantageous measures are listed, which can be combined with each other in order to achieve further advantages.

Die Beschreibung und die Figur stellen nur Ausführungsbeispiele der Erfindung dar.The description and the figure represent only embodiments of the invention.

Figur 1 zeigt eine schematische Anordnung einer Guss-Vorrichtung 10 mit einer Gussform 1, in der vorzugsweise eine Turbinenschaufel 4, 120, 130 abgegossen wird. FIG. 1 shows a schematic arrangement of a casting apparatus 10 with a mold 1, in which preferably a turbine blade 4, 120, 130 is poured.

Die Vorrichtung 10 weist eine Gussform 1 aus einem keramischen Material auf, in die flüssiges Metall vorzugsweise gegossen wird und zumindest eine Heizungsquelle 7, die vertikal und/oder horizontal über die Gussform 1 verschoben werden kann.The device 10 has a casting mold 1 made of a ceramic material, into which liquid metal is preferably poured, and at least one heating source 7, which can be displaced vertically and / or horizontally over the casting mold 1.

Die Heizungsquelle 7 ist vorzugsweise ein metallischer Heizstab, der erwärmt wird und der damit die Gussform 1 vorzugsweise lokal erwärmt.
Vorzugsweise umschließt der Heizstab die Gussform 1 zumindest größtenteils.The heating source 7 is preferably a metallic heating element, which is heated and thus preferably heats the mold 1 locally.
Preferably, the heating element encloses the mold 1 at least for the most part.

Ebenso können Strahlungsquellen oder andere Methoden zur lokalen Erwärmung der Gussform 1 verwendet werden.Likewise, radiation sources or other methods for local heating of the mold 1 can be used.

Die Heizungsquelle 7 wird in die Nähe oder auf die Höhe der zumindest einen Stelle gebracht, an der bekanntermaßen Porositäten 13 beim Gussbauteil 4 entstehen. Solche Stellen 13 sind durch wiederholt auftretende Effekte bekannt oder können online beim Erstarren untersucht werden oder können durch rechnerische Simulation der Erstarrung des Bauteils 4, 120, 130 bestimmt werden.The heating source 7 is brought into the vicinity or at the height of the at least one point at which, as is known, porosities 13 are formed in the cast component 4. Such points 13 are known by repeatedly occurring effects or can be examined online during solidification or can be determined by computational simulation of the solidification of the component 4, 120, 130.

In dem Fall der Gefahr der Porositätsbildung durch Erstarrungsschrumpfung wird die Schmelze in der Gussform 1 mittels der Heizungsquelle 7 auf einem bestimmten Temperaturniveau gehalten, also gewärmt, so dass ein positiver Temperaturgradient in Richtung Angusskanal und/oder Speiser erzeugt wird oder die erstarrte Schmelze nochmals aufgeschmolzen, also erwärmt, bis ausreichend Schmelze in den Bereich mit der Porositätsneigung nachgeführt ist, um die lokale Schrumpfung auszugleichen und die Porenbildung zu vermeiden.In the case of the risk of formation of porosity by solidification shrinkage, the melt in the mold 1 by means of the heating source 7 at a certain temperature level held, so warmed, so that a positive temperature gradient is generated in the direction of runner and / or feeder or the solidified melt remelted, so heated until sufficient melt is tracked in the area with the porosity tendency to compensate for the local shrinkage and pore formation avoid.

Die Heizungsquelle 7 verhindert die metallische Erstarrung, ohne dass Schmelze passend zum Ausgleich der lokalen Schrumpfung nachgeführt wird.The heating source 7 prevents the metallic solidification, without the melt is tracked to compensate for the local shrinkage.

Die Heizungsquelle 7 muss daher vorzugsweise auch nur für eine bestimmte Zeit des gesamten Erstarrungsprozesses eingeschaltet sein und muss nicht unbedingt entlang der Gussform verschoben werden oder nur minimal (maximal 10% der Länge des Bauteils 4, 120, 130).The heating source 7 therefore preferably also has to be switched on only for a specific time of the entire solidification process and does not necessarily have to be displaced along the casting mold or only minimally (at most 10% of the length of the component 4, 120, 130).

Ebenso können mehrere Heizungsquellen 7 verwendet werden, die ebenfalls kaum oder gar nicht gegenüber der Gussform 1 verschoben werden.Likewise, a plurality of heating sources 7 can be used, which are also hardly or not moved against the mold 1.

Ebenso kann die eine Heizungsquelle 7 und/oder die Gussform 1 zueinander zu einer anderen weiteren Stelle bewegt werden, an der ebenfalls Poren entstehen könnten, wobei zur Porenverhinderung die Heizungsquelle 7 ebenfalls nur wenig oder kaum relativ gegeneinander bewegt wird.Likewise, one heating source 7 and / or the casting mold 1 can be moved relative to each other to another further point where pores could also be created, wherein the heating source 7 is likewise moved only slightly or hardly relative to each other for preventing the pores.

Das Bauteil 4 oder die Turbinenschaufel 120, 130 weist vorzugsweise eine Nickelbasislegierung, ganz vorzugsweise eine Superlegierung gemäß Figur 4 auf und damit auch eine entsprechende Schmelze.
Es wird aber keine DS oder SX-Struktur in dem Bauteil 4 generiert.The component 4 or the turbine blade 120, 130 preferably has a nickel-based alloy, very preferably a superalloy according to FIG. 4, and thus also a corresponding melt.
However, no DS or SX structure is generated in the component 4.

Jedenfalls wird vorzugsweise nur ein sehr kleiner Teilbereich der Gussform und der Schmelze eines erstarrten Bereichs durch die Heizvorrichtung 7 erwärmt.In any case, preferably only a very small portion of the casting mold and the melt of a solidified area is heated by the heating device 7.

Die Figur 2 zeigt in perspektivischer Ansicht eine Laufschaufel 120 oder Leitschaufel 130 einer Strömungsmaschine, die sich entlang einer Längsachse 121 erstreckt.The FIG. 2 shows a perspective view of a blade 120 or guide vane 130 of a turbomachine, which extends along a longitudinal axis 121.

Die Strömungsmaschine kann eine Gasturbine eines Flugzeugs oder eines Kraftwerks zur Elektrizitätserzeugung, eine Dampfturbine oder ein Kompressor sein.The turbomachine may be a gas turbine of an aircraft or a power plant for power generation, a steam turbine or a compressor.

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 Schaufelspitze 415 eine weitere Plattform aufweisen (nicht dargestellt).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.
As a guide blade 130, the blade 130 may have at its blade tip 415 another platform (not shown).

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.In the mounting region 400, 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.

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 B1 , EP 1 306 454 , EP 1 319 729 A1 , WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.In conventional blades 120, 130, for example, solid metallic materials, in particular superalloys, are used in all regions 400, 403, 406 of the blade 120, 130.
Such superalloys are for example from EP 1 204 776 B1 . EP 1 306 454 . EP 1 319 729 A1 . WO 99/67435 or WO 00/44949 known.

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 B1 , EP 0 786 017 B1 , EP 0 412 397 B1 oder EP 1 306 454 A1 .
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).Likewise, the blades 120, 130 may have coatings against corrosion or oxidation, e.g. (MCrAlX, 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 the EP 0 486 489 B1 . EP 0 786 017 B1 . EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1 ,
The density is preferably 95% of the theoretical density.
A protective aluminum oxide layer (TGO = thermal grown oxide layer) is formed on the MCrAlX layer (as an intermediate layer or as the outermost layer).

Vorzugsweise weist die Schichtzusammensetzung Co-30Ni-28Cr-8Al-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-11Al-0,4Y-2Re oder Ni-25Co-17Cr-10A1-0,4Y-1,5Re.Preferably, the layer composition comprises Co-30Ni-28Cr-8Al-0.6Y-0.7Si or Co-28Ni-24Cr-10Al-0.6Y. Besides these cobalt-based protective coatings, nickel-based protective layers such as Ni-10Cr-12Al-0.6Y-3Re or Ni-12Co-21Cr-11Al-0.4Y-2Re or Ni-25Co-17Cr-10A1-0,4Y-1 are also preferably used , 5RE.

Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, die vorzugsweise die äußerste Schicht ist, und besteht beispielsweise aus ZrO2, Y203-ZrO2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid.
Die Wärmedämmschicht bedeckt die gesamte MCrAlX-Schicht. Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronenstrahlverdampfen (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 Körner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen. Die Wärmedämmschicht ist also vorzugsweise poröser als die MCrALX-Schicht.On the MCrAlX may still be present a thermal barrier coating, which is preferably the outermost layer, and consists for example of ZrO 2 , Y 2 0 3 -ZrO 2 , ie it is not, partially or completely stabilized by yttria and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
The thermal barrier coating covers the entire MCrAlX layer. By means of suitable coating processes, such as electron beam evaporation (EB-PVD), stalk-shaped grains are produced in the thermal barrier coating.
Other coating methods are conceivable, for example atmospheric plasma spraying (APS), LPPS, VPS or CVD. 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.

Wiederaufarbeitung (Refurbishment) bedeutet, dass Bauteile 120, 130 nach ihrem Einsatz gegebenenfalls von Schutzschichten befreit werden müssen (z.B. durch Sandstrahlen). Danach erfolgt eine Entfernung der Korrosions- und/oder Oxidationsschichten bzw. -produkte. Gegebenenfalls werden auch noch Risse im Bauteil 120, 130 repariert. Danach erfolgt eine Wiederbeschichtung des Bauteils 120, 130 und ein erneuter Einsatz des Bauteils 120, 130.Refurbishment means that components 120, 130 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, will also Cracks in component 120, 130 repaired. This is followed by a re-coating of the component 120, 130 and a renewed use of the component 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.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.

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 Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125.The 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.
Along the rotor 103 follow one another an intake housing 104, a compressor 105, for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
The annular combustion chamber 110 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example. There, for example, four turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.
Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings. As seen in the direction of flow of a working medium 113, in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115, a series 125 formed of rotor blades 120 follows.

Die Leitschaufeln 130 sind dabei an einem Innengehäuse 138 eines Stators 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind.
An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt).The guide vanes 130 are 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.
Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown).

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

Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen während des Betriebes der Gasturbine 100 thermischen Belastungen. Die Leitschaufeln 130 und Laufschaufeln 120 der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums 113 gesehen ersten Turbinenstufe 112 werden neben den die Ringbrennkammer 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 Superlegierungen verwendet.
Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 B1 , EP 1 306 454 , EP 1 319 729 A1 , WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.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.
To withstand the prevailing temperatures, they can be cooled by means of a coolant.
Likewise, substrates of the components can have a directional structure, ie they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
As the material for the components, in particular for the turbine blade 120, 130 and components of the combustion chamber 110, for example, iron-, nickel- or cobalt-based superalloys are used.
Such superalloys are for example from EP 1 204 776 B1 . EP 1 306 454 . EP 1 319 729 A1 . WO 99/67435 or WO 00/44949 known.

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 B1 , EP 0 786 017 B1 , EP 0 412 397 B1 oder EP 1 306 454 A1 . Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, und besteht beispielsweise aus ZrO2, Y2O3-ZrO2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid.
Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronenstrahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt.Also, the blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is 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 the EP 0 486 489 B1 . EP 0 786 017 B1 . EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1 , On the MCrAlX may still be present a thermal barrier coating, and consists for example of ZrO 2 , Y 2 O 3 -ZrO 2 , that is, it is not, partially or completely stabilized by yttria and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
By means of suitable coating processes, such as electron beam evaporation (EB-PVD), stalk-shaped grains are produced in the thermal barrier coating.

Die Leitschaufel 130 weist einen dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht dargestellt) und einen dem Leitschaufelfuß gegenüberliegenden Leitschaufelkopf auf. Der Leitschaufelkopf ist dem Rotor 103 zugewandt und an einem Befestigungsring 140 des Stators 143 festgelegt.The vane 130 has 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.

Claims (9)

Verfahren zur Verminderung von Porositäten beim Gießen von Bauteilen (4) mit globularen Körnern,
bei dem eine Heizungsquelle (7) verwendet wird,
die den bereits erstarrten Anteil des Bauteils (4) und/oder die Restschmelze während der Erstarrungsphase des Bauteils (4) in der Gussform (1) wärmt oder erwärmt,
insbesondere nur lokal wärmt oder nur lokal erwärmt.Method of reducing porosity when casting components (4) with globular grains,
in which a heating source (7) is used,
which heats or heats the already solidified portion of the component (4) and / or the residual melt during the solidification phase of the component (4) in the casting mold (1),
especially only locally warms or only locally heated. Verfahren nach Anspruch 1,
bei dem zumindest ein Heizungsdraht (7),
insbesondere nur ein Heizungsdraht (7)
als Heizungsquelle verwendet wird,
der die Gussform (1) vorzugsweise zumindest größtenteils umschließt.Method according to claim 1,
in which at least one heating wire (7),
in particular only one heating wire (7)
is used as a heating source,
which preferably encloses the casting mold (1) at least for the most part. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
bei dem eine Strahlungsquelle als zumindest eine Heizungsquelle (7) verwendet wird.Method according to claim 1 or 2,
in which a radiation source is used as at least one heating source (7). Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2 oder 3,
bei dem Heizungsquelle (7) und Gussform (1) nur lokal gegeneinander relativ bewegt werden,
insbesondere nur höchstens über 10 % der Länge des Bauteils (4),
ganz insbesondere gar nicht gegeneinander bewegt werden.Method according to one or more of claims 1, 2 or 3,
at the heating source (7) and mold (1) are only locally moved relative to each other,
in particular only at most over 10% of the length of the component (4),
especially not to be moved against each other. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3 oder 4,
bei dem die Heizungsquelle (7) nur zeitweise beim Erstarren der Schmelze heizt.Method according to one or more of claims 1, 2, 3 or 4,
in which the heating source (7) heats only temporarily during solidification of the melt. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4 oder 5,
bei dem an zumindest einer Stelle die Gussform (1) lokal gewärmt oder erwärmt wird,
insbesondere an nur einer Stelle (13) gewärmt oder erwärmt wird.Method according to one or more of claims 1, 2, 3, 4 or 5,
in which the casting mold (1) is locally warmed or heated at at least one point,
in particular warmed or heated at only one point (13). Vorrichtung (10) zum Gießen eines Bauteils mit globularen Körnern
insbesondere zur Durchführung eines Verfahrens gemäß einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4, 5 oder 6,
die eine Gussform (1) aufweist,
in die eine metallische Schmelze eingeführt werden kann und eine Heizungsquelle (7),
die die Gussform (1) mit der Schmelze erwärmen kann, insbesondere nur lokal erwärmen kann.Device (10) for casting a component with globular grains
in particular for carrying out a method according to one or more of claims 1, 2, 3, 4, 5 or 6,
which has a casting mold (1),
into which a metallic melt can be introduced and a heating source (7),
which can heat the mold (1) with the melt, in particular can heat only locally. Vorrichtung nach Anspruch 6,
bei dem die Heizungsquelle (7) ein Heizdraht ist.Device according to claim 6,
in which the heating source (7) is a heating wire. Vorrichtung nach Anspruch 6 oder 7,
bei dem die Heizungsquelle (7) oder Gussform (1) gegeneinander verschiebbar sind.Apparatus according to claim 6 or 7,
in which the heating source (7) or mold (1) are mutually displaceable.
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