EP2491338A1 - Method for measuring layer thickness by means of laser triangulation, and device - Google Patents

Method for measuring layer thickness by means of laser triangulation, and device

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EP2491338A1
EP2491338A1 EP10728168A EP10728168A EP2491338A1 EP 2491338 A1 EP2491338 A1 EP 2491338A1 EP 10728168 A EP10728168 A EP 10728168A EP 10728168 A EP10728168 A EP 10728168A EP 2491338 A1 EP2491338 A1 EP 2491338A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
component
coating
layer thickness
blade
laser triangulation
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP10728168A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Torsten Melzer-Jokisch
Andreas Oppert
Dimitrios Thomaidis
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
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP10728168A priority Critical patent/EP2491338A1/en
Publication of EP2491338A1 publication Critical patent/EP2491338A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B11/00—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques
    • G01B11/02—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring length, width or thickness
    • G01B11/06—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring length, width or thickness for measuring thickness ; e.g. of sheet material
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
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    • G01B11/0683—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring length, width or thickness for measuring thickness ; e.g. of sheet material of coating measurement during deposition or removal of the layer

Definitions

  • the invention relates to a method and a device for measuring layer thickness by means of laser triangulation.
  • a destructive test precludes the subsequent use of the component and can only be used for parameter optimization.
  • the object is achieved by a method according to claim 1 and a device according to claim 1 or 9.
  • FIG. 3 shows a schematic representation of the sequence of the method
  • FIG. 4 positions of the layer thickness measurement
  • FIG. 5 shows a gas turbine
  • FIG. 6 shows a turbine blade
  • Figure 7 is a combustion chamber
  • Figure 8 is a list of superalloys.
  • FIG. 1 shows a turbine blade 120, 130 as a component 1 used as an example.
  • the turbine blade or vane 120, 130 may be a new part or a ent harshetes component 120, 130 (from the refurbishment), which was already in use, and for example, has a wall thickness ⁇ dilution by the stripping process.
  • the blade 120, 130 is measured at each position 13 ', 13' '(FIG. 4) at which a review of the layer thickness seems sensible (I in FIG. 3). , This can be done locally at one or more points or globally over the entire area to be coated.
  • the measurement by means of laser triangulation can preferably also take place during the coating (II).
  • the data obtained therefrom before and after or during the coating can be compared with one another by means of a computer (IV in FIG. 3) and thus the layer thickness can be determined at each desired position (FIG. 4) and preferably compared with desired values.
  • Layer thickness determined at each desired position 13 ', 13''( Figure 4) (V in Figure 3).
  • the layer thickness can be produced for metallic and ceramic Schich ⁇ th and by means of APS, VPS, PVP, CVD ⁇ be true.
  • the measurements are carried out before and after in the same holder, preferably without installation and removal of the component 120, 130.
  • the measurement is carried out only before and after the coating, because the technical structure is somewhat simpler.
  • the component is a large surface area, in the case of a turbine blade 120, 130 the turbine blade and the blade platform ⁇ scanned over a large area as set, different layer thicknesses particularly in ge ⁇ curved surfaces.
  • a reference point on the component 1, 120, 139, 155 in particular in the case of a blade 120, 130, this is preferably a point at the point which does not distort itself, such as, for example, FIG . B. on the blade root - because it is very solid - or on the holder, the delay of the component 1, 120, 130, 155, in particular of the much thinner part of the
  • Coating material application means in general: local, like a blade of a turbine blade coating local loading on the blade or complete Beschich ⁇ th, but also welding application method.
  • FIG. 5 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has a rotatably mounted about a rotational axis 102 ⁇ rotor 103 with a shaft, which is also referred to as the turbine rotor.
  • a compressor 105 for example, 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 109th
  • the annular combustion chamber 110 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example.
  • annular annular hot gas channel 111 for example.
  • 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.
  • 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 135 is sucked by the compressor 105 through the intake housing and ver ⁇ seals.
  • the 105 ⁇ be compressed air provided at the turbine end of the compressor is ge ⁇ leads 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.
  • substrates of the components may have a directional structure, i. they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
  • 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 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 guide vane 130 has an inner housing 138 of the turbine 108 facing guide vane root (not Darge here provides ⁇ ) and a side opposite the guide-blade root vane root.
  • the vane head faces the rotor 103 and fixed to a mounting ring 140 of the stator 143.
  • FIG. 6 shows a perspective view of a rotor 120 or guide vane 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 electricity generation, a steam turbine or a compressor.
  • the blade 120, 130 has along the longitudinal axis 121 to each other, a securing region 400, an thereto adjacent blade platform 403 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, for example, as a hammerhead out staltet ⁇ .
  • Other designs as Christmas tree or Schwalbenschwanzfuß are possible.
  • the blade 120, 130 has for a medium which flows past the scene ⁇ felblatt 406, a leading edge 409 and a trailing edge 412.
  • 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 blade 120, 130 can be made by a casting process, also by directional solidification, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.
  • Workpieces with a monocrystalline structure or structures are used as components for machines which are exposed to high mechanical, thermal and / or chemical stresses during operation.
  • Stem-crystal structures which probably have longitudinally extending grain boundaries, but no transverse grain boundaries. These second-mentioned crystalline structures are also known as directionally solidified structures.
  • M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co),
  • Nickel (Ni) 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 B1, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1.
  • the density is preferably 95% of the theoretical
  • the layer composition comprises Co-30Ni-28Cr-8A1-0, 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-IIAl-O, 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 Zr0 2 , Y2Ü3-Zr02, ie it is not, partially ⁇ or fully stabilized by yttria
  • the thermal barrier coating covers the entire MCrAlX layer.
  • Electron beam evaporation produces stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • the heat insulating layer can ⁇ ner to have better thermal shock resistance porous, micro- or macro-cracked pERSonal.
  • the thermal barrier coating is therefore preferably more porous than the
  • the blade 120, 130 may be hollow or solid. If the blade 120, 130 is to be cooled, it is hollow and also has, if necessary, film cooling holes 418 (indicated by dashed lines) on.
  • FIG. 7 shows a combustion chamber 110 of the gas turbine 100.
  • the combustion chamber 110 is configured, for example, as so-called an annular combustion chamber, in which a plurality of in the circumferential direction about an axis of rotation 102 arranged burners 107 open into a common combustion chamber space 154 and generate flames 156th
  • 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 facing side with a formed from heat shield elements 155. liner. Due to the high temperatures inside the combustion chamber
  • the 110 may also be provided for the heat shield elements 155 and for their holding elements, a cooling system.
  • 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.
  • 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
  • a ceramic Wär ⁇ medämm Anlagen be present and consists for example of ZrÜ2, Y203 ⁇ Zr02, ie it is not, partially or fully ⁇ dig stabilized by yttrium 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.
  • Other coating methods are conceivable, for example atmospheric plasma spraying (APS), LPPS, VPS or CVD.
  • APS atmospheric plasma spraying
  • LPPS LPPS
  • VPS VPS
  • CVD chemical vapor deposition
  • the heat insulation layer may have ⁇ porous, micro- or macro-cracked compatible grains for better thermal shock resistance.
  • Reprocessing means that turbines ⁇ blades 120, 130, heat shield elements have to be removed from 155, after ⁇ A set of protective layers (for example by sandblasting). This is followed by removal of the corrosion and / or oxidation layers or products.
  • cracks in the turbine blade 120, 130 or the heat shield element 155 are also repaired. This is followed by a re-coating of the turbine blades 120, 130, heat shield elements 155 and a renewed use of the turbine blades 120, 130 or the heat shield elements 155.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)

Abstract

The monitoring of the process is automated by carrying out laser triangulation measurement before and after the coating of a component.

Description

Verfahren zur Schichtdickenmessung mittels Lasertriangulation und Vorrichtung Method for coating thickness measurement by means of laser triangulation and device
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Schichtdickenmessung mittels Lasertriangulation. The invention relates to a method and a device for measuring layer thickness by means of laser triangulation.
Für die Qualitätsbeurteilung und für den späteren Einsatz ist es wichtig, dass beschichtete Bauteile, die erforderliche Schichtdicke an allen Stellen erreichen. For quality assessment and later use it is important that coated components reach the required layer thickness at all points.
Dies ist nicht mit den bisherigen Messmethoden, wie z.B. Wir- belstrommessmethoden nicht möglich. This is not the case with the previous measuring methods, such as Airflow measurement methods not possible.
Eine zerstörende Prüfung schließt den späteren Einsatz des Bauteils aus und kann nur zur Parameteroptimierung eingesetzt werden . A destructive test precludes the subsequent use of the component and can only be used for parameter optimization.
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 1 oder 9. Es zeigen: The object is achieved by a method according to claim 1 and a device according to claim 1 or 9.
Figur 1, 2 schematischer Ablauf des erfindungsgemäßen Figure 1, 2 schematic sequence of the invention
Verfahrens und der Vorrichtung,  Method and device,
Figur 3 eine schematische Darstellung des Ablaufs des Verfahrens,  FIG. 3 shows a schematic representation of the sequence of the method,
Figur 4 Positionen der Schichtdickenmessung,  FIG. 4 positions of the layer thickness measurement,
Figur 5 eine Gasturbine, FIG. 5 shows a gas turbine,
Figur 6 eine Turbinenschaufel, FIG. 6 shows a turbine blade,
Figur 7 eine Brennkammer und Figure 7 is a combustion chamber and
Figur 8 eine Liste von Superlegierungen . Figure 8 is a list of superalloys.
Die Figuren und die Beschreibung stellen nur Ausführungsbeispiele der Erfindung dar. Figur 1 zeigt als ein beispielhaft verwendetes Bauteil 1 eine Turbinenschaufel 120, 130. The figures and the description represent only embodiments of the invention. FIG. 1 shows a turbine blade 120, 130 as a component 1 used as an example.
Die Turbinenschaufel 120, 130 kann ein Neubauteil sein oder ein entschichtetes Bauteil 120, 130 (aus dem Refurbishment ) , das bereits in Einsatz war und beispielsweise eine Wand¬ dickenverdünnung durch den Entschichtungsprozess aufweist. The turbine blade or vane 120, 130 may be a new part or a entschichtetes component 120, 130 (from the refurbishment), which was already in use, and for example, has a wall thickness ¬ dilution by the stripping process.
In einem ersten Schritt wird vor der Beschichtung mittels einem Sensor 4 zur Lasertriangulationsmessung die Schaufel 120, 130 an jeder Position 13', 13'' (Fig. 4), an der eine Überprüfung der Schichtdicke sinnvoll erscheint, gemessen (I in Figur 3) . Dies kann lokal an einem oder mehreren Punkten erfolgen oder global über die gesamte zu beschichtende Fläche erfolgen. In a first step, before the coating by means of a sensor 4 for laser triangulation measurement, the blade 120, 130 is measured at each position 13 ', 13' '(FIG. 4) at which a review of the layer thickness seems sensible (I in FIG. 3). , This can be done locally at one or more points or globally over the entire area to be coated.
Danach wird die Turbinenschaufel 120, 130 beschichtet (II in Figur 3) und die Turbinenschaufel 120, 130 wird erneut mit¬ tels Lasertriangulation vermessen (Figur 2 bzw. III in Figur 3) . Thereafter, the turbine blade 120, 130 coated (II in Figure 3) and the turbine blades 120, 130 is again measured by means of laser triangulation ¬ (Figure 2 or III in Figure 3).
Die Messung mittels Lasertriangulation kann vorzugsweise auch während der Beschichtung (II) erfolgen. Die daraus gewonnenen Daten vor und nach bzw. während der Beschichtung können mittels eines Computers (IV in Figur 3) miteinander verglichen werden und so kann an jeder gewünschten Position (Figur 4) die Schichtdicke ermittelt werden und vorzugsweise mit Sollwerten verglichen werden. The measurement by means of laser triangulation can preferably also take place during the coating (II). The data obtained therefrom before and after or during the coating can be compared with one another by means of a computer (IV in FIG. 3) and thus the layer thickness can be determined at each desired position (FIG. 4) and preferably compared with desired values.
Durch die Differenzbildung der Geometriedaten wird die By subtracting the geometry data is the
Schichtdicke an jeder gewünschten Position 13', 13'' (Fig. 4) bestimmt (V in Figur 3) . Die Schichtdicke kann für metallische und keramische Schich¬ ten hergestellt werden und mittels APS, VPS, PVP, CVD be¬ stimmt werden. Vorzugsweise werden die Messungen vorher und nachher in derselben Halterung, vorzugsweise ohne Einbau und Ausbau des Bauteils 120, 130 durchgeführt. Vorzugsweise wird die Messung nur vor und nach der Beschich- tung durchgeführt, weil dadurch der technische Aufbau etwas einfacher ist. Layer thickness determined at each desired position 13 ', 13''(Figure 4) (V in Figure 3). The layer thickness can be produced for metallic and ceramic Schich ¬ th and by means of APS, VPS, PVP, CVD ¬ be true. Preferably, the measurements are carried out before and after in the same holder, preferably without installation and removal of the component 120, 130. Preferably, the measurement is carried out only before and after the coating, because the technical structure is somewhat simpler.
Vorzugsweise wird das Bauteil großflächig, im Falle einer Turbinenschaufel 120, 130 das Turbinenblatt und die Schaufel¬ plattform großflächig abgescannt, da insbesondere bei ge¬ krümmten Oberflächen sich unterschiedliche Schichtdicken einstellen . Durch die Wahl eines Referenzpunktes auf dem Bauteil 1, 120, 139, 155, insbesondere bei einer Schaufel 120, 130, ist dies vorzugsweise ein Punkt an der Stelle, die sich nicht ver¬ zieht, wie z. B. auf dem Schaufelfuß - da er sehr massiv ist - oder auf der Halterung, kann der Verzug des Bauteils 1, 120, 130, 155, insbesondere des sehr viel dünneren Teil desPreferably, the component is a large surface area, in the case of a turbine blade 120, 130 the turbine blade and the blade platform ¬ scanned over a large area as set, different layer thicknesses particularly in ge ¬ curved surfaces. By the choice of a reference point on the component 1, 120, 139, 155, in particular in the case of a blade 120, 130, this is preferably a point at the point which does not distort itself, such as, for example, FIG . B. on the blade root - because it is very solid - or on the holder, the delay of the component 1, 120, 130, 155, in particular of the much thinner part of the
Bauteils, nämlich des Schaufelblatts, der durch den Beschich- tungsprozess (Wärme) entsteht, berücksichtigt werden und die tatsächliche Schichtdicke ermittelt werden. Dieser Prozess weist einen hohen Automatisierungsgrad auf und kann während der Prozessqualifizierung oder als prozessbe- gleitende Messung oder als Qualitätskontrolle eingesetzt wer¬ den . Beschichten bedeutet Materialauftrag ganz allgemein: lokal, wie ein Schaufelblatt einer Turbinenschaufel, lokale Be- schichtung auf dem Schaufelblatt oder vollständiges Beschich¬ ten, aber auch Schweißauftragsverfahren. Component, namely the blade, which is formed by the coating process (heat), are taken into account and the actual layer thickness are determined. This process has a high degree of automation and can be used during the training process or as a process-sliding measurement or as a quality control ¬. Coating material application means in general: local, like a blade of a turbine blade coating local loading on the blade or complete Beschich ¬ th, but also welding application method.
Die Figur 5 zeigt beispielhaft eine Gasturbine 100 in einem Längsteilschnitt . Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotations¬ achse 102 drehgelagerten Rotor 103 mit einer Welle auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. FIG. 5 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section. The gas turbine 100 has a rotatably mounted about a rotational axis 102 ¬ rotor 103 with a shaft, which is also referred to as the turbine rotor.
Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 104, ein Verdichter 105, eine beispielsweise torusartige Along the rotor 103 successively follow an intake housing 104, a compressor 105, for example, a torus-like
Brennkammer 110, insbesondere Ringbrennkammer, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109. Combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
Die Ringbrennkammer 110 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 112 die Turbine 108.  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.
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. 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. 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.
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 ver¬ dichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 be¬ reitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 ge¬ führt 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 . Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown). During operation of the gas turbine 100 104 air 135 is sucked by the compressor 105 through the intake housing and ver ¬ seals. The 105 ¬ be compressed air provided at the turbine end of the compressor is ge ¬ leads 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. 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.
Um den dort herrschenden Temperaturen standzuhalten, können diese mittels eines Kühlmittels gekühlt werden.  To withstand the prevailing temperatures, they can be cooled by means of a coolant.
Ebenso können Substrate der Bauteile eine gerichtete Struktur aufweisen, d.h. sie sind einkristallin ( SX-Struktur) oder weisen nur längsgerichtete Körner auf (DS-Struktur) . Likewise, substrates of the components may have a directional structure, i. they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
Als Material für die Bauteile, insbesondere für die Turbinen¬ schaufel 120, 130 und Bauteile der Brennkammer 110 werden beispielsweise eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Super- legierungen verwendet. As a 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.
Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 AI, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.  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.
Die Leitschaufel 130 weist einen dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht darge¬ stellt) und einen dem Leitschaufelfuß gegenüberliegenden Leitschaufelkopf auf. Der Leitschaufelkopf ist dem Rotor 103 zugewandt und an einem Befestigungsring 140 des Stators 143 festgelegt . The guide vane 130 has an inner housing 138 of the turbine 108 facing guide vane root (not Darge here provides ¬) and a side opposite the guide-blade root vane root. The vane head faces the rotor 103 and fixed to a mounting ring 140 of the stator 143.
Die Figur 6 zeigt in perspektivischer Ansicht eine Laufschau- fei 120 oder Leitschaufel 130 einer Strömungsmaschine, die sich entlang einer Längsachse 121 erstreckt. FIG. 6 shows a perspective view of a rotor 120 or guide vane 130 of a turbomachine that extends along a longitudinal axis 121.
Die Strömungsmaschine kann eine Gasturbine eines Flugzeugs oder eines Kraftwerks zur Elektrizitätserzeugung, eine Dampf- turbine oder ein Kompressor sein. The turbomachine may be a gas turbine of an aircraft or a power plant for electricity generation, a steam turbine or a compressor.
Die Schaufel 120, 130 weist entlang der Längsachse 121 auf¬ einander folgend einen Befestigungsbereich 400, eine daran angrenzende Schaufelplattform 403 sowie ein Schaufelblatt 406 und eine Schaufelspitze 415 auf. The blade 120, 130 has along the longitudinal axis 121 to each other, a securing region 400, an thereto adjacent blade platform 403 and an airfoil 406 and a blade tip 415.
Als Leitschaufel 130 kann die Schaufel 130 an ihrer Schaufel¬ spitze 415 eine weitere Plattform aufweisen (nicht darge- stellt) . 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) . 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).
Der Schaufelfuß 183 ist beispielsweise als Hammerkopf ausge¬ staltet. Andere Ausgestaltungen als Tannenbaum- oder Schwalbenschwanzfuß sind möglich. The blade root 183 is, for example, as a hammerhead out staltet ¬. Other designs as Christmas tree or Schwalbenschwanzfuß are possible.
Die Schaufel 120, 130 weist für ein Medium, das an dem Schau¬ felblatt 406 vorbeiströmt, eine Anströmkante 409 und eine Ab- strömkante 412 auf. The blade 120, 130 has for a medium which flows past the scene ¬ felblatt 406, a leading edge 409 and a trailing edge 412.
Bei herkömmlichen Schaufeln 120, 130 werden in allen Bereichen 400, 403, 406 der Schaufel 120, 130 beispielsweise mas¬ sive metallische Werkstoffe, insbesondere Superlegierungen verwendet. In conventional blades 120, 130, in all regions 400, 403, 406 of the blade 120, 130, for example, massive metallic materials, in particular superalloys, are used.
Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 AI, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.  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.
Die Schaufel 120, 130 kann hierbei durch ein Gussverfahren, auch mittels gerichteter Erstarrung, durch ein Schmiedeverfahren, durch ein Fräsverfahren oder Kombinationen daraus gefertigt sein.  The blade 120, 130 can be made by a casting process, also by directional solidification, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.
Werkstücke mit einkristalliner Struktur oder Strukturen wer- den als Bauteile für Maschinen eingesetzt, die im Betrieb hohen mechanischen, thermischen und/oder chemischen Belastungen ausgesetzt sind. Workpieces with a monocrystalline structure or structures are used as components for machines which are exposed to high mechanical, thermal and / or chemical stresses during operation.
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 be¬ steht 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 ausbil¬ den, welche die guten Eigenschaften des gerichtet erstarrten oder einkristallinen Bauteiles zunichte machen. The production of such monocrystalline workpieces, for example, by directed solidification from the melt. These are casting methods in which the liquid metallic alloy solidifies into a monocrystalline structure, ie a single-crystal workpiece, or directionally. Here, 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 entire workpiece ¬ is of a single crystal. In these methods, you have to transition to globular (polycrystalline) solidification avoided, since non-directional growth inevitably forms transverse and longitudinal grain boundaries ¬ which solidified the directionally the good qualities or monocrystalline component nullify.
Ist allgemein von gerichtet erstarrten Gefügen die Rede, so sind damit sowohl Einkristalle gemeint, die keine Korngrenzen oder höchstens Kleinwinkelkorngrenzen aufweisen, als auchIs generally speaking of directionally solidified structures speech, so are both single crystals meant that have no grain boundaries or at most small angle grain boundaries, as well
Stängelkristallstrukturen, die wohl in longitudinaler Richtung verlaufende Korngrenzen, aber keine transversalen Korngrenzen aufweisen. Bei diesen zweitgenannten kristallinen Strukturen spricht man auch von gerichtet erstarrten Gefügen (directionally solidified structures) . Stem-crystal structures, which probably have longitudinally extending grain boundaries, but no transverse grain boundaries. These second-mentioned crystalline structures are also known as directionally solidified structures.
Solche Verfahren sind aus der US-PS 6,024,792 und der EP 0 892 090 AI bekannt; diese Schriften sind bzgl. des Erstarrungsverfahrens Teil der Offenbarung. Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Such methods are known from US Pat. No. 6,024,792 and EP 0 892 090 A1; these writings are part of the revelation regarding the solidification process. Similarly, the blades 120, 130 coatings against
Korrosion oder Oxidation aufweisen, z. B. (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe) , Kobalt (Co) , Have corrosion or oxidation, z. B. (MCrAlX, M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (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 AI. 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 B1, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1.
Die Dichte liegt vorzugsweise bei 95% der theoretischen  The density is preferably 95% of the theoretical
Dichte . Density.
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- 10A1-0, 4Y-1, 5Re . 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). Preferably, the layer composition comprises Co-30Ni-28Cr-8A1-0, 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-IIAl-O, 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 Zr02, Y2Ü3-Zr02, d.h. sie ist nicht, teil¬ weise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid On the MCrAlX may still be present a thermal barrier coating, which is preferably the outermost layer, and consists for example of Zr0 2 , Y2Ü3-Zr02, ie it is not, partially ¬ or fully stabilized by yttria
und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
Die Wärmedämmschicht bedeckt die gesamte MCrAlX-Schicht . The thermal barrier coating covers the entire MCrAlX layer.
Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt. By suitable coating methods, e.g. Electron beam evaporation (EB-PVD) produces stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
Andere Beschichtungsverfahren sind denkbar, z.B. atmosphärisches Plasmaspritzen (APS), LPPS, VPS oder CVD. Die Wärme¬ dämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Kör- ner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen. Die Wärmedämmschicht ist also vorzugsweise poröser als die Other coating methods are conceivable, for example atmospheric plasma spraying (APS), LPPS, VPS or CVD. The heat insulating layer can ¬ ner to have better thermal shock resistance porous, micro- or macro-cracked pERSonal. The thermal barrier coating is therefore preferably more porous than the
MCrAlX-Schicht . MCrAlX layer.
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 angedeu¬ tet) auf. The blade 120, 130 may be hollow or solid. If the blade 120, 130 is to be cooled, it is hollow and also has, if necessary, film cooling holes 418 (indicated by dashed lines) on.
Die Figur 7 zeigt eine Brennkammer 110 der Gasturbine 100.FIG. 7 shows a combustion chamber 110 of the gas turbine 100.
Die Brennkammer 110 ist beispielsweise als so genannte Ring¬ brennkammer 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 1000°C bis 1600°C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebspa- rametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermög¬ lichen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsme¬ dium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen. Aufgrund der hohen Temperaturen im Inneren der BrennkammerThe combustion chamber 110 is configured, for example, as so-called an annular combustion chamber, in which a plurality of in the circumferential direction about an axis of rotation 102 arranged burners 107 open into a common combustion chamber space 154 and generate flames 156th For this purpose, the combustion chamber 110 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the axis of rotation 102 around. To achieve a comparatively high efficiency, the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C to 1600 ° C. To even under these unfavorable for the materials Betriebspa- rametern a comparatively long operating time to be made ¬ union, the combustion chamber wall 153 is provided on its side facing the working medium M facing side with a formed from heat shield elements 155. liner. Due to the high temperatures inside the combustion chamber
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. 110 may also be provided for the heat shield elements 155 and for their holding elements, a cooling system. 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.
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. 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).
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 These protective layers may be similar to the turbine blades, so for example 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
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 AI. 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 B1, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1.
Auf der MCrAlX kann noch eine beispielsweise keramische Wär¬ medämmschicht vorhanden sein und besteht beispielsweise aus ZrÜ2, Y203~Zr02, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollstän¬ dig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. On the MCrAlX, for example, a ceramic Wär ¬ medämmschicht be present and consists for example of ZrÜ2, Y203 ~ Zr02, ie it is not, partially or fully ¬ dig stabilized by yttrium and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
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 Wärme¬ dämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Kör¬ ner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen. Suitable coating processes, such as electron beam evaporation (EB-PVD), produce stalk-shaped grains in the thermal barrier coating. Other coating methods are conceivable, for example atmospheric plasma spraying (APS), LPPS, VPS or CVD. The heat insulation layer may have ¬ porous, micro- or macro-cracked compatible grains for better thermal shock resistance.
Wiederaufarbeitung (Refurbishment ) bedeutet, dass Turbinen¬ schaufeln 120, 130, Hitzeschildelemente 155 nach ihrem Ein¬ satz gegebenenfalls von Schutzschichten befreit werden müssen (z.B. durch Sandstrahlen). Danach erfolgt eine Entfernung der Korrosions- und/oder Oxidationsschichten bzw. -produkte. Reprocessing (Refurbishment) means that turbines ¬ blades 120, 130, heat shield elements have to be removed from 155, after ¬ A set of protective layers (for example by sandblasting). This is followed by removal of the corrosion and / or oxidation layers or products.
Gegebenenfalls werden auch noch Risse in der Turbinenschaufel 120, 130 oder dem Hitzeschildelement 155 repariert. Danach erfolgt eine Wiederbeschichtung der Turbinenschaufeln 120, 130, Hitzeschildelemente 155 und ein erneuter Einsatz der Turbinenschaufeln 120, 130 oder der Hitzeschildelemente 155. Optionally, cracks in the turbine blade 120, 130 or the heat shield element 155 are also repaired. This is followed by a re-coating of the turbine blades 120, 130, heat shield elements 155 and a renewed use of the turbine blades 120, 130 or the heat shield elements 155.

Claims

Patentansprüche claims
1. Verfahren zur Schichtdickenbestimmung eines zu beschich- tenden Bauteils (1, 120, 130, 155), 1. A method for determining the layer thickness of a component to be coated (1, 120, 130, 155),
bei dem das Bauteil (1, 120, 130, 155) vor (I) und  in which the component (1, 120, 130, 155) before (I) and
während oder nach (III) dem Beschichten (II) mittels  during or after (III) coating (II) by means of
Lasertriangulation vermessen wird und  Laser triangulation is measured and
eine Schichtdicke aus den verschiedenen Messungen (V) des Bauteils (1, 120, 130, 155) berechnet wird,  a layer thickness is calculated from the various measurements (V) of the component (1, 120, 130, 155),
wobei der Verzug des Bauteils (1, 120, 130, 155) berück¬ sichtigt wird. wherein the distortion of the component (1, 120, 130, 155) is taken into account ¬ .
2. Verfahren nach Anspruch 1, 2. The method according to claim 1,
bei dem die Schichtdickenmessung nur lokal,  where the coating thickness measurement is only local,
insbesondere punktuell durchgeführt wird.  especially punctual.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, 3. The method according to claim 1 or 2,
bei dem nach dem Beschichten des Bauteils (1, 120, 130, 155) die Lasertriangulationsmessung durchgeführt wird.  in which after the coating of the component (1, 120, 130, 155) the laser triangulation measurement is performed.
4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, 4. The method according to claim 1, 2 or 3,
bei dem während der Beschichtung des Bauteils (1, 120, 130, 155) die Lasertriangulationsmessung durchgeführt wird.  in which during the coating of the component (1, 120, 130, 155) the laser triangulation measurement is carried out.
5. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4, 5. The method according to claim 1, 2, 3 or 4,
bei dem die Schichtdickenmessung an mehreren Positionen (13', 13' ' , ...) durchgeführt wird.  in which the layer thickness measurement is carried out at a plurality of positions (13 ', 13 ",...).
6. Verfahren nach Anspruch 1, 3 oder 4, 6. The method according to claim 1, 3 or 4,
bei dem die Schichtdickenmessung großflächig durchgeführt wird . in which the coating thickness measurement is carried out over a large area.
7. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5 oder 6, bei dem die Schichtdickenmessung nur vor und nur nach der Beschichtung durchgeführt wird. 7. The method of claim 1, 2, 3, 4, 5 or 6, wherein the layer thickness measurement is carried out only before and only after the coating.
8. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3, 4, 5, 6 oder 7, 8. The method of claim 1, 2, 3, 4, 5, 6 or 7,
bei dem zumindest ein Referenzpunkt auf dem Bauteil (1, 120, 130, 155) verwendet wird,  in which at least one reference point on the component (1, 120, 130, 155) is used,
um den Verzug der Schaufel (120, 130) zu bestimmen.  to determine the delay of the blade (120, 130).
9. Vorrichtung (10), 9. Device (10),
insbesondere zur Durchführung eines Verfahrens nach An¬ spruch 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 oder 8, in particular for performing a method according to claim 1. ¬, 2, 3, 4, 5, 6, 7 or 8,
die aufweist:  which has:
eine Halterung für das Bauteil (1, 120, 130, 155),  a holder for the component (1, 120, 130, 155),
ein Bauteil (1, 120, 130, 155),  a component (1, 120, 130, 155),
wobei die Halterung oder das Bauteil (1, 120, 130, 155) einen Referenzpunkt zur Bestimmung des Verzugs des Bauteils (1, 120, 130, 155) aufweist,  the holder or the component (1, 120, 130, 155) having a reference point for determining the distortion of the component (1, 120, 130, 155),
einen Sensor (4) zur Lasertriangulationsmessung,  a sensor (4) for laser triangulation measurement,
eine Recheneinheit (IV),  an arithmetic unit (IV),
die verschiedene Messungen des Bauteils (1, 120, 130, 155) vor, während oder nach der Beschichtung (II) erfasst und die eine Differenzbildung (V) der Messungen ermöglicht, wodurch eine Schichtdicke ermittelbar ist.  the various measurements of the component (1, 120, 130, 155) detected before, during or after the coating (II) and which allows a difference (V) of the measurements, whereby a layer thickness can be determined.
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