EP2491339A1 - Oberflächenanalyse zur detektierung verschlossener löcher und vorrichtung - Google Patents

Oberflächenanalyse zur detektierung verschlossener löcher und vorrichtung

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Publication number
EP2491339A1
EP2491339A1 EP10765789A EP10765789A EP2491339A1 EP 2491339 A1 EP2491339 A1 EP 2491339A1 EP 10765789 A EP10765789 A EP 10765789A EP 10765789 A EP10765789 A EP 10765789A EP 2491339 A1 EP2491339 A1 EP 2491339A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
holes
coating
component
model
mask
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Withdrawn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
EP10765789A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Georg Bostanjoglo
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
Chromalloy Gas Turbine Corp
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, Chromalloy Gas Turbine Corp filed Critical Siemens AG
Priority to EP10765789A priority Critical patent/EP2491339A1/de
Publication of EP2491339A1 publication Critical patent/EP2491339A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • 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
    • G01B11/24—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring contours or curvatures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00019—Repairing or maintaining 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a method for surface analysis for the detection of sealed holes.
  • the object is achieved by a method according to claim 1, 6 and device according to claim 7.
  • FIGS. 1, 2, 3 schematically show the sequence of the method
  • FIG. 4 shows a gas turbine
  • FIG. 5 shows a turbine blade
  • FIG. 6 shows a combustion chamber
  • FIG. 7 is a list of superalloys. The description and the figures represent only embodiments of the invention.
  • the mask pattern 19 may be determined 130 by measurement of the non-coated ⁇ member 120.
  • the surface of curved surfaces can be determined in an acceptable resolution and in a very short time in several dimensions.
  • the blade 120, 130 here as an exemplary component, is scanned in the uncoated state at the relevant points in order to determine the position of the holes and / or the position of the holes
  • known geometry data of the component 120, 130 can be used as the mask model 19, which in advance is e.g. are known from the production.
  • hole axis, hole angle (position of the hole) must be present in a data set (19 in Fig. 2).
  • Figure 2 shows that the computing unit 16 obtains data of a mask pattern 19 or ⁇ known geometry data 5 which are gemes ⁇ sen. Thereafter, a coating of the component 120, 130 takes place. Then, the coated component 120, 130 is measured again, in particular by means of laser triangulation, resulting in a coating model 4. In combination with a previously determined orientation 7 ', 7''of the hole or holes, an exact position and direction indication of cooling air holes in the coated / closed state is possible.
  • the center of the hole and axis location of the unsealed hole is the position of the well of a trough 10 ', 10''of a completely sealed hole or the position 10', 10 '' of the opening in a partially closed hole herangezo ⁇ gene.
  • the border of the trough 10 ', 10''with the umran ⁇ tion of the hole can be compared (Fig. 3) to determine the position of the hole.
  • the outline of the trough 10 must ', whether small or large, depending on the coating from a certain ⁇ direction in the border 7' comprise, here, for example, concentrically (Fig. 3). If there are several holes, the best fit is determined iteratively over all holes. Only then can the reopening be carried out.
  • FIG. 4 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.
  • 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
  • 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.
  • 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.
  • the working medium 113 relaxes in a pulse-transmitting manner, so that the 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 highest 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. 5 shows a perspective view of a rotor blade 120 or guide vane show ⁇ 130 of a turbomachine, which extends along a longitudinal axis of the 121st
  • 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 to each other, a securing region 400, an adjoining blade or vane platform 403 and a blade 406 and a blade tip 415.
  • the vane 130 As a guide vane 130, the vane 130 having at its blade tip 415 have a further platform (not Darge ⁇ asserted).
  • 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 fir tree or Schissebwschwanzfuß are possible.
  • the blade 120, 130 has for a medium which flows past the scene ⁇ felblatt 406 on a leading edge 409 and a trailing edge 412th
  • 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.
  • 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 hereby be manufactured 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.
  • 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, in common parlance, referred to as directionally solidified) or a monocrystalline structure, ie the whole workpiece be ⁇ is made of a single crystal.
  • a columnar grain structure columnar, ie grains that run the entire length of the workpiece and here, in common parlance, referred to as directionally solidified
  • a monocrystalline structure ie the whole workpiece be ⁇ is made of a single crystal.
  • Structures are also called directionally solidified structures.
  • the blades 120, 130 may have coatings against corrosion or oxidation, e.g. B. (MCrAlX, 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 comprise porous, micro- or macro-cracked compatible grains for better thermal shock resistance.
  • 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.
  • 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, the flames 156 generate.
  • 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.
  • 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 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 B1, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1.
  • a ceramic Wär ⁇ medämm Anlagen be present and consists for example of ZrÜ2, Y203 ⁇ Zr02, ie it is not, partially or completely 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.
  • EB-PVD electron beam evaporation
  • 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

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Abstract

Durch Lasertriangulations-Messungen von einem unbeschichteten und beschichteten Bauteil mit Löchern kann nach der Beschichtung die genaue Position der Löcher zum Wiederöffnen detektiert werden.

Description

Oberflächenanalyse zur Detektierung verschlossener Löcher und
Vorrichtung
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Oberflächenanalyse zur Detektierung von verschlossenen Löchern.
Bei der Reparatur von Turbinenschaufeln muss die verbrauchte Keramikschutzschicht entfernt und nach der Instandsetzung wieder aufgebracht werden. Dabei werden während des Beschich- tungsverfahrens die vorhandenen Kühlluftlöcher teilweise oder komplett verschlossen. Die Position und Orientierung der Bohrlochachsen der Kühlluftlöcher sind nicht oder nur teilweise ermittelbar. Bisher wurden teilweise die Löcher durch Finden von leichten Vertiefungen der Keramikschicht und/oder kleineren Öffnungen identifiziert und mit Hilfe eines Hand¬ prozesses geöffnet. Ein sicheres, regelbares System ist nicht vorhanden . Es ist daher Aufgabe der Erfindung oben genanntes Problem zu lösen .
Die Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren gemäß Anspruch 1, 6 und Vorrichtung gemäß Anspruch 7.
In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig miteinander kombiniert werden kön nen, um weitere Vorteile zu erzielen.
Es zeigen:
Figur 1, 2, 3 schematisch den Ablauf des Verfahrens,
Figur 4 eine Gasturbine,
Figur 5 eine Turbinenschaufel,
Figur 6 eine Brennkammer,
Figur 7 eine Liste von Superlegierungen . Die Beschreibung und die Figuren stellen nur Ausführungsbeispiele der Erfindung dar.
In Figur 1 ist ein Beschichtungsmodell 4 von ermittelten Geo¬ metriedaten von zwei Löchern mit Beschichtung (nicht dargestellt) dargestellt.
Ebenso dargestellt ist ein Maskenmodell 19 mit theoretischen Annahmen bezüglich der Position 7', 7'' zumindest eines Lochs und der Ausrichtung 13', 13' 'des Lochs.
Das Maskenmodell 19 kann auch durch Vermessung des unbe¬ schichteten Bauteils 120, 130 ermittelt werden.
Vorzugsweise mittels Triangulations-Messverfahren kann die Oberfläche von gekrümmten Flächen in akzeptabler Auflösung und in sehr kurzer Zeit in mehreren Dimensionen ermittelt werden .
Die Schaufel 120, 130, hier als beispielhaftes Bauteil, wird im unbeschichteten Zustand an den relevanten Stellen einge- scannt, um die Position der Löcher und/oder um die Lage der
Achsen der Löcher zu definieren. Diese Daten werden später in der Recheneinheit 16 als Maskenmodell 19 (Fig. 1, 2) verwen¬ det .
Ebenso können bekannte Geometriedaten des Bauteils 120, 130 als Maskenmodell 19 verwendet werden, die vorab z.B. aus der Fertigung bekannt sind.
Jedenfalls müssen Lochachse, Lochwinkel (Position des Lochs) in einem Datensatz vorhanden sein (19 in Fig. 2) .
Figur 2 zeigt, dass die Recheneinheit 16 Daten eines Masken¬ modells 19 oder bekannte Geometriedaten 5 erhält, die gemes¬ sen werden. Danach findet eine Beschichtung des Bauteils 120, 130 statt. Dann wird das beschichtete Bauteil 120, 130 wieder vermessen, insbesondere mittels Lasertriangulation, wodurch sich ein Beschichtungsmodell 4 ergibt. In Kombination mit einer zuvor ermittelten Ausrichtung 7', 7' ' des Lochs oder der Löcher ist eine exakte Positions- und Richtungsangabe von Kühlluftlöchern im beschichteten/verschlossenen Zustand möglich.
Hier erfolgt ein iterativer Vergleich 17 der beiden Modelle 4, 19 bis die Position oder Lochmitte und Bohrachse ermittelt ist .
Dabei wird die Lage der Vertiefung einer Mulde 10', 10'' eines vollkommen verschlossenen Lochs oder die Lage 10', 10'' der Öffnung eines teilweise verschlossenen Lochs herangezo¬ gen, um die Lochmitte und Achsenlage des unverschlossenen Lochs zu ermitteln. Ebenso kann die Umrandung der Mulde 10', 10'' mit der Umran¬ dung des Lochs verglichen werden (Fig. 3), um die Lage des Lochs zu ermitteln. Dabei muss die Umrandung der Mulde 10', ob klein oder groß, je nach Beschichtung eine bestimmte Aus¬ richtung in der Umrandung 7' aufweisen, hier beispielsweise konzentrisch (Fig. 3) . Bei mehreren Löchern wird iterativ über alle Löcher der beste Fit ermittelt. Nur so kann das Wiederöffnen durchgeführt werden.
Rechnergestützt kann nun der Mittelpunkt eines Lochs kalku- liert werden (17 in Fig. 2) und ein Bearbeitungsprogramm zum Wiederöffnen generiert werden, das die Entfernung des „Coat down" aus dem Loch ermöglicht.
Neben der rechnergestützten Ermittlung von Positions- und Winkeldaten für Kühlluftlöcher unterhalb einer Beschichtung ist hier vor allem die exakte Position der Kühlluftbohrung für jede einzelne Schaufel und in jedem Fertigungszustand der maßgebliche Vorteil. Der Verzug einer Schaufel 120, 130 während der Beschichtung ist derzeit nur mit empirisch ermittelten Vorgehensweisen vorauszusagen. Die hier
verwendete Methodik kann diese Vorhersage prüfen und eine exakte Position ermitteln (Schritt 17 in Fig. 2) . Die Figur 4 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.
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 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 Brenn- kammer 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 unter- liegen 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 be- lastet.
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 Turbinen¬ schaufel 120, 130 und Bauteile der Brennkammer 110 werden beispielsweise eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Super- legierungen verwendet.
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.
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 .
Die Figur 5 zeigt in perspektivischer Ansicht eine Laufschau¬ fel 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 auf¬ einander 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 darge¬ stellt) . 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 ausge¬ staltet. Andere Ausgestaltungen als Tannenbaum- oder Schwal- benschwanzfuß sind möglich.
Die Schaufel 120, 130 weist für ein Medium, das an dem Schau¬ felblatt 406 vorbeiströmt, eine Anströmkante 409 und eine Ab¬ strömkante 412 auf. Bei herkömmlichen Schaufeln 120, 130 werden in allen Bereichen 400, 403, 406 der Schaufel 120, 130 beispielsweise mas¬ sive metallische Werkstoffe, insbesondere Superlegierungen verwendet .
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.
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 Sprachgebrauch 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 notwendigerweise transversale und longitudinale Korngrenzen ausbil¬ den, 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 Richtung verlaufende Korngrenzen, aber keine transversalen Korn- grenzen 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 AI 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 AI.
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- 10A1-0, 4Y-1, 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
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. 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
MCrAlX-Schicht . 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.
Die Figur 6 zeigt eine Brennkammer 110 der Gasturbine 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 Betriebsparametern 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 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.
Jedes Hitzeschildelement 155 aus einer Legierung ist arbeits- mediumsseitig mit einer besonders hitzebeständigen Schutz- schicht (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 AI.
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. 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 Wärme¬ dämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Kör¬ ner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen.
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.
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.

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zur Oberflächenanalyse von zu öffnenden, zumindest teilweise verschlossenen Löchern eines Bauteils
(120, 130) nach einer Beschichtung,
bei dem ein Bauteil (120, 130) mit den nicht verschlossenen
Löchern im unbeschichteten Zustand vermessen wird und ein
Maskenmodell (19) generiert wird,
insbesondere mittels Messung durch Lasertriangulation, das (19) zumindest die Position der Löcher als auch die
Orientierung ihrer Längsachsen beinhaltet,
oder dass das Maskenmodell (19) aus einem Datensatz vorab bekannt ist,
und dass eine Messung,
insbesondere mittels Lasertriangulation,
mit dem beschichteten Bauteil (120, 130) und den dadurch zumindest teilweise verschlossenen Löchern durchgeführt wird,
wobei der so generierte Datensatz das Beschichtungsmodell
(4) darstellt und
dass das Maskenmodell (19) mit dem Beschichtungsmodell (4) verglichen wird,
um die Detektierung der verschlossenen Löcher zu ermögli- chen.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
bei dem das Maskenmodell (19) aus dem Design des Bauteils (120, 130) vorab bekannt ist.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
bei dem durch Iteration die bestmögliche Übereinstimmung von Maskenmodell (19) und Beschichtungsmodell (4) ermittelt wird .
Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3,
bei dem vollkommen verschlossene Löcher detektiert werden insbesondere nur Verschlossene Löcher detektiert werden.
5. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4,
bei dem nur teilweise verschlossene Löcher detektiert wer¬ den,
insbesondere nur teilweise verschlossene Löcher detektiert werden .
6. Verfahren zum Wiederöffnen von beschichteten Löchern eines Bauteils (120, 130),
bei dem die Position und Orientierung der Löcher durch ein
Verfahren gemäß Anspruch 1, 2, 3, 4 oder 5 detektiert wird, und Wiederöffnen der Löcher mit einem Bearbeitungsprogramm, das durch den Vergleich von Maskenmodell (19) und
Beschichtungsmodell (4) generiert wurde.
7. Vorrichtung,
insbesondere zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, 2, 3, 4 oder 5,
die aufweist:
eine Halterung für das Bauteil (120, 130)
das Bauteil (120, 130)
ein Messsensor,
insbesondere ein Sensor zur Lasertriangulation,
eine Recheneinheit mit Speichereinheit für Maskenmodelle
(19) und Beschichtungsmodelle (4) und
zur iterativen Ermittlung der Position und Orientierung der Löcher,
und insbesondere zur Generierung eines
Bearbeitungsprogramm.
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