EP2840162A1 - Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht - Google Patents

Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht Download PDF

Info

Publication number
EP2840162A1
EP2840162A1 EP13181134.1A EP13181134A EP2840162A1 EP 2840162 A1 EP2840162 A1 EP 2840162A1 EP 13181134 A EP13181134 A EP 13181134A EP 2840162 A1 EP2840162 A1 EP 2840162A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
temperature
turbine component
wear protection
coating agent
protection layer
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.)
Granted
Application number
EP13181134.1A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP2840162B1 (de
Inventor
André Werner
Wilfried Smarsly
Katrin Friedberger
Natividad Lopez Lavernia
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.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Priority to ES13181134T priority Critical patent/ES2838026T3/es
Priority to EP13181134.1A priority patent/EP2840162B1/de
Publication of EP2840162A1 publication Critical patent/EP2840162A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2840162B1 publication Critical patent/EP2840162B1/de
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/30—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes using a layer of powder or paste on the surface
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C24/00—Coating starting from inorganic powder
    • C23C24/08—Coating starting from inorganic powder by application of heat or pressure and heat
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C26/00—Coating not provided for in groups C23C2/00 - C23C24/00

Definitions

  • the invention relates to a method for coating a turbine component with a wear protection layer.
  • the invention further relates to a coating composition for producing a wear protection layer, a turbine component having such a wear protection layer, and a thermal gas turbine having such a turbine component.
  • a disadvantage of the known method for producing wear protection layers is the fact that they are comparatively complicated and therefore lead to relatively high production costs.
  • the coating composition comprises at least the binder which cures upon heating to the first temperature or a first temperature range and thereby the other constituents of the coating composition, namely at least the reactive substance and the matrix former, for easy and safe handling before and during the second heating step Fixed surface area of the turbine component.
  • the binder By hardening (curing), the binder contributes to the mechanical stability of the layer. It may in principle be provided that the entire turbine component or only one or more surface regions of the turbine component are provided with the coating agent. Furthermore, it can be provided that different surface areas of the turbine component are coated with different coating agents and / or heated to different first or second temperatures. The first temperature is then kept constant or within the predetermined first temperature range for a predetermined period of time.
  • the coating composition is provided in spreadable form, in particular as a lacquer and / or paste.
  • This allows a particularly simple and rapid application of the coating agent to the surface or areas of the engine component to be protected.
  • Conventional spreadable coating materials only allowed the production of layers with a limited mechanical stability and therefore found no application in the high temperature range with additional mechanical stress.
  • paint or paste-like design of the coating agent in conjunction with the two-stage curing in the production process of the wear protection layer according to the invention can now for the first time the benefits of a simple job on the protected Engine component combined with the advantages of a thermally and mechanically resistant wear protection layer.
  • the coating agent is applied by brushing and / or spraying and / or sputtering and / or filling on the surface of the turbine component. This allows a particularly fast and flexible application of the coating agent on the surface or areas of the engine component to be protected, whereby engine components with complex surface geometries can be easily provided with the coating agent.
  • a coating agent with an organic and / or inorganic binder.
  • organic binders there is typically a dissolution / decomposition of the binder when heated to the first temperature. Components of the organic binder may contribute to the reaction upon subsequent heating to the higher second temperature (e.g., by carbide formation or the like).
  • inorganic binders eg polyphosphate- or silicate-based binders
  • the binder is not decomposed, but can form its own phase in the final wear protection layer.
  • binders can be used which have both organic and inorganic property profiles. This applies, for example, to polysilazanes or polysiloxanes. These substances have predominantly organic properties at low temperatures. At higher temperatures, for example at or above the second temperature, these substances are ceramized and thus react primarily inorganic.
  • a binder is used, which decomposes chemically at the first temperature and / or chemically crosslinked at the first temperature and / or forms a phase of the wear protection layer at the second temperature.
  • a reactive substance which reacts at the second temperature with a base material of the turbine component and / or exothermically converts at the second temperature and / or acts as a reducing agent for oxides at the second temperature and / or at the second Temperature acts as a catalyst for a reaction of the matrix former.
  • reactive substances of different categories can be provided, which are used individually or in any combination as a constituent of the coating composition.
  • reactive substances can be used which react with the base material of the turbine component at least when heating to the second temperature.
  • reactants with internal reactivity can be used as a reaction accelerator with an exothermic reaction for local heat generation.
  • NiAl pigments (Metco 404NS), which cause a strongly exothermic reaction with formation of NiAl with simultaneous sintering of the particles of the matrix-forming agent when heated in the range of about 700 ° C.
  • reactive substances having a reducing action can be used for dissolving oxide layers and for better connection formation (for example by sintering).
  • Al pigments and AlNi pigments (Metco 450NS), that is to say Ni powders coated with Al powder.
  • Al powder oxidizes to oxygen during or after heating to the second temperature (bake process) due to its high affinity, thereby reducing existing oxide layers on the surface of the turbine component, thereby improving the adhesion of the wear protection layer.
  • the reactive substance (s) may be hydrides such as lithium aluminum hydride, sodium borohydride or sodium hydride. Furthermore, reactive substances are possible, which contribute as catalyst to accelerate the reaction.
  • the reactive substance used is at least TiAl-containing pigments if the base material of the turbine component is a nickel base material.
  • at least Ni-containing pigments are used as the reactive substance if the base material of the turbine component is a titanium and / or titanium-aluminum base material. This will cause a reaction with the Base material of the turbine component and thus achieves a mechanically particularly stable adhesion of the wear protection layer.
  • At least one metallic and / or intermetallic powder and / or at least one metallic and / or intermetallic pigment is used as the matrix former.
  • the matrix former can be sintered with the aid of the reactive substance or otherwise connected to the wear protection layer.
  • temperatures ranging from 150 ° C to 350 ° C include temperatures of 150 ° C, 155 ° C, 160 ° C, 165 ° C, 170 ° C, 175 ° C, 180 ° C, 185 ° C, 190 ° C , 195 ° C, 200 ° C, 205 ° C, 210 ° C, 215 ° C, 220 ° C, 225 ° C, 230 ° C, 235 ° C, 240 ° C, 245 ° C, 250 ° C, 255 ° C, 260 ° C, 265 ° C, 270 ° C, 275 ° C, 280 ° C, 285 ° C, 290 ° C, 295 ° C, 300 ° C, 305
  • temperatures ranging from 550 ° C to 750 ° C include temperatures of 550 ° C, 555 ° C, 560 ° C, 565 ° C, 570 ° C, 575 ° C, 580 ° C, 585 ° C, 590 ° C , 595 C, 600 C, 605 C, 610 C, 615 C, 620 C, 625 C, 630 C, 635 C, 640 C, 645 C, 650 C, 655 ° C, 660 ° C, 665 ° C, 670 ° C, 675 ° C, 680 ° C, 685 ° C, 690 ° C, 695 ° C, 700 ° C, 705 ° C, 710 ° C, 715 ° C , 720 ° C, 725 ° C, 730 ° C, 735 ° C, 740 ° C, 745 ° C or 750 ° C and corresponding intermediate values such as 600 ° C, 60 °
  • a second aspect of the invention relates to a coating agent for use in a method according to one of the embodiments of the first aspect of the invention.
  • the coating composition comprises at least one binder, at least one reactive substance and at least one particulate matrix former, wherein the at least one binder is designed to harden to a first temperature when the coating agent is heated, and wherein the at least one matrix former is formed upon heating of the coating agent to a first second temperature lying above the first temperature by means of the at least one reactive substance to form a wear protection layer on a surface of a turbine component.
  • the coating composition basically comprises at least one binder, a reactive substance and a matrix former, which enable or carry out specific chemical reactions in the context of a two-stage heating.
  • the binder may in principle be based on organic and / or inorganic.
  • organic binders there is typically a dissolution / decomposition of the binder when heated to the first temperature. Components or decomposition products of the organic binder may contribute to the reaction during subsequent heating to the second temperature (eg carbide formation).
  • inorganic binders polyphosphate- or silicate-based
  • the binder is not decomposed, but forms its own phase in the final wear protection layer.
  • binders can be used, both of which have property profiles, such.
  • polysilazanes or polysiloxanes These substances have predominantly organic properties at low load temperatures. After a high temperature load, the materials are ceramized and react primarily inorganic.
  • the Al powder because of its high affinity for oxygen, oxidizes during the bake process, thereby reducing adjacent oxide layers and the like.
  • the reactive substances used may be hydrides such as, for example, lithium aluminum hydride, sodium borohydride or sodium hydride.
  • Another category includes reactive agents that act as catalysts for accelerating the reaction. These reactive substances can also belong to one of the other categories at the same time.
  • matrix formers or fillers metallic powders / pigments can be used which are characterized by the reactive substances z. B. be connected by sintering.
  • a third aspect of the invention relates to a turbine component with a wear protection layer, which is provided for a thermal gas turbine, in particular for an aircraft engine. It is provided according to the invention that the wear protection layer is obtainable and / or obtained by means of a method according to an embodiment of the first aspect of the invention. As a result, the turbine component is particularly simple and inexpensive getting produced. Further resulting features and their advantages can be found in the descriptions of the first and second aspects of the invention, advantageous embodiments of the first and second aspects of the invention being regarded as advantageous embodiments of the third aspect of the invention and vice versa.
  • the turbine component is designed as a moving blade and / or as a guide blade and / or as a blade rim segment and / or as a rotor hub.
  • a fourth aspect of the invention relates to a thermal gas turbine, in particular an aircraft engine, comprising at least one turbine component with a wear protection layer.
  • the wear protection layer can be obtained and / or obtained by means of a method according to an exemplary embodiment of the first aspect of the invention and / or that the turbine component is designed according to an exemplary embodiment of the second aspect of the invention.
  • a coating agent which functions as a reactive dispersion varnish for high-temperature applications is provided in the paint or paste-like state and on one or more surface regions of a turbine component applied.
  • the coating composition comprises at least one binder, a reactive substance and a matrix former, which are explained in more detail below.
  • the turbine component may be formed, for example, as a rotor blade and consist of a high temperature resistant Ni base material.
  • the coating agent is designed such that during the subsequent two-stage heating, both a reaction takes place in the coating agent system and with the base material of the turbine component.
  • the application of the paint or paste-like coating composition can be carried out, for example, by brushing, spraying, filling or other suitable application methods. After application, a two-stage baking process takes place.
  • the coating composition basically comprises at least the following ingredients:
  • the binder may be organic or inorganic based.
  • organic binders there is typically a dissolution / decomposition of the binder when heated to the first temperature. Components or decomposition products of the organic binder may contribute to the reaction during subsequent heating to the second temperature (eg carbide formation).
  • inorganic binders polyphosphate- or silicate-based
  • the binder is not decomposed, but forms its own phase in the final wear protection layer.
  • binders can be used, both of which have property profiles, such.
  • polysilazanes or polysiloxanes These substances have predominantly organic properties at low load temperatures. After a high temperature load, the materials are ceramized and react primarily inorganic.

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Ver-schleißschutzschicht. Das Verfahren umfasst dabei zumindest die Schritte Bereitstellen eines Beschichtungsmittels, welches zumindest ein Bindemittel, zumindest einen Reaktivstoff und zumindest einen partikelförmigen Matrixbildner umfasst, Aufbringen des Beschichtungsmit-tels auf eine Oberfläche des Turbinenbauteils, Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine erste Temperatur, bei welcher das zumindest eine Bindemittel aushärtet, und Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine über der ersten Temperatur liegende zweite Temperatur, bei welcher der zumindest eine Matrixbildner mittels des zumindest einen Reaktivstoffs die Ver-schleißschutzschicht auf der Oberfläche des Turbinenbauteils ausbildet. Die Erfindung betrifft weiterhin ein Beschichtungsmittel zur Verwendung in einem solchen Verfahren, ein Turbinenbauteil mit einer Verschleißschutzschicht sowie eine thermische Gasturbine, insbesondere ein Flugzeugtriebwerk, mit wenigstens einem solchen Turbinenbauteil.

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht. Die Erfindung betrifft weiterhin ein Beschichtungsmittel zur Herstellung einer Verschleißschutzschicht, ein Turbinenbauteil mit einer solchen Verschleißschutzschicht sowie eine thermische Gasturbine mit einem derartigen Turbinenbauteil.
  • Hochtemperaturtaugliche Verschleißschutzschichten von Turbinenbauteilen werden typischerweise durch Gasphasenabscheidung, thermisches Spritzen oder durch galvanische Verfahren hergestellt. Beispielsweise ist es aus der EP 1 054 077 A2 bekannt, ein Turbinenbauteil aus einer Titanlegierung mit einer Verschleißschutzschicht aus Austenit zu versehen. Die Verschleißschutzschicht kann beispielsweise durch physikalische oder chemische Gasphasenabscheidung, Elektroplattieren oder Sputtern aufgebracht bzw. hergestellt werden. Weiterhin ist es bekannt, derartige Verschleißschutzschichten durch Auftragschweißen oder -löten herzustellen. Beispielsweise offenbart die US 5 281 484 A1 ein Verfahren, bei welchem stark beanspruchte Bauteilbereiche mit einer im Vakuum aufgelöteten Verschleißschutzschicht aus einer Nickelbasislegierung versehen werden.
  • Als nachteilig an den bekannten Verfahren zum Herstellen von Verschleißschutzschichten ist jedoch der Umstand anzusehen, dass diese vergleichsweise aufwändig sind und daher zu relativ hohen Herstellungskosten führen.
  • Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein alternatives Verfahren anzugeben, welches eine einfachere und kostengünstigere Beschichtung eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht ermöglicht. Weitere Aufgaben der Erfindung bestehen darin, ein entsprechendes Beschichtungsmittel zur Herstellung einer Verschleißschutzschicht, ein entsprechend einfacher und kostengünstiger herstellbares Turbinenbauteil sowie eine thermische Gasturbine mit einem solchen Turbinenteil anzugeben.
  • Die Aufgaben werden erfindungsgemäß durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1, durch ein Beschichtungsmittel gemäß Anspruch 11, durch ein Turbinenbauteil mit den Merkmalen des Patentanspruchs 12 sowie durch eine thermische Gasturbine mit den Merkmalen des Patentanspruchs 14 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen mit zweckmäßigen Weiterbildungen der Erfindung sind in den jeweiligen Unteransprüchen angegeben, wobei vorteilhafte Ausgestaltungen des Verfahrens als vorteilhafte Ausgestaltungen des Turbinenbauteils bzw. der thermischen Gasturbine und umgekehrt anzusehen sind.
  • Ein erster Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht, bei welchem zumindest die Schritte Bereitstellen eines Beschichtungsmittels, welches zumindest ein Bindemittel, zumindest einen Reaktivstoff und zumindest einen partikelförmigen Matrixbildner umfasst, Aufbringen des Beschichtungsmittels auf eine Oberfläche des Turbinenbauteils, Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine erste Temperatur, bei welcher das zumindest eine Bindemittel aushärtet, und Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine über der ersten Temperatur liegende zweite Temperatur, bei welcher der zumindest eine Matrixbildner mittels des zumindest einen Reaktivstoffs die Verschleißschutzschicht auf der Oberfläche des Turbinenbauteils ausbildet, durchgeführt werden. Mit anderen Worten ist es im Unterschied zum Stand der Technik vorgesehen, ein Beschichtungsmittel bereitzustellen, welches auch als reaktives Dispersionsbeschichtungsmittel bezeichnet werden kann. Das Beschichtungsmittel umfasst hierzu zumindest das Bindemittel, das beim Erwärmen auf die erste Temperatur bzw. einen ersten Temperaturbereich aushärtet und hierdurch die anderen Bestandteile des Beschichtungsmittels, nämlich zumindest den Reaktivstoff und den Matrixbildner, zur einfachen und sicheren Handhabung vor und während des zweiten Erwärmungsschritts am betreffenden Oberflächenbereich des Turbinenbauteils fixiert. Durch sein Aushärten (Curing) trägt das Bindemittel dabei zur mechanischen Stabilität der Schicht bei. Dabei kann es grundsätzlich vorgesehen sein, dass das gesamte Turbinenbauteil oder nur ein oder mehrere Oberflächenbereiche des Turbinenbauteils mit dem Beschichtungsmittel versehen werden. Weiterhin kann vorgesehen sein, dass unterschiedliche Oberflächenbereiche des Turbinenbauteils mit unterschiedlichen Beschichtungsmitteln beschichtet und/oder auf unterschiedliche erste bzw. zweite Temperaturen erwärmt werden. Die erste Temperatur wird dann für einen vorbestimmten Zeitraum konstant bzw. innerhalb des vorbestimmten ersten Temperaturbereichs gehalten. Durch das anschließende weitere Erwärmen auf die über der ersten Temperatur bzw. dem ersten Temperaturbereich liegende zweite Temperatur wird die endgültige Verschleißschutzschicht erzeugt. Auch die zweite Temperatur wird für einen vorbestimmten Zeitraum konstant bzw. innerhalb eines zweiten Temperaturbereichs gehalten. Dabei kommt es zu einer durch den Reaktivstoff vermittelten Schichtbildung durch den Matrixbildner, dessen Partikel vermittels des Reaktivstoffs verbunden bzw. an das Grundmaterial des Turbinenbauteils angebunden werden, so dass neben einer hohen thermischen Stabilität auch eine hohe mechanische Stabilität der Verschleißschutzschicht erreicht wird. Gegenüber heute bekannten lackier- oder pastenförmig aufgetragenen Schutzschichten wird durch diese, im Vergleich zu Löt- oder Schweißoperationen bei niedrigen Temperaturen iniziierte, zweistufige chemische Reaktionsführung eine Verschleißschutzschicht mit hoher Haftfestigkeit am Grundmaterial und einer hohen inneren Festigkeit erzeugt. Die Verschleißschutzschicht kann dabei zumindest teilweise durch Grundmaterialelemente erzeugt werden. Der Auftrag und die Aushärtung des Beschichtungsmittels sind dabei sehr einfach und flexibel, so dass das Verfahren entsprechend kostengünstig durchgeführt werden kann. Darüber hinaus erfordert die Herstellung der Verschleißschutzschicht keine Höchsttemperaturen, die ansonsten zu Gefügeänderungen des Grundwerkstoffs des Turbinenbauteils führen könnten.
  • In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Beschichtungsmittel in streichfähiger Form, insbesondere als Lack und/oder Paste bereitgestellt wird. Dies ermöglicht einen besonders einfachen und schnellen Auftrag des Beschichtungsmittels auf den oder die zu schützenden Oberflächenbereiche des Triebwerksbauteils. Herkömmliche streichfähig ausgebildete Beschichtungsmittel erlaubten nur die Herstellung von Schichten mit einer begrenzten mechanischen Stabilität und fanden daher im Hochtemperaturbereich bei zusätzlicher mechanischer Belastung bislang keine Anwendung. Durch die beispielsweise lack- oder pastenartige Ausgestaltung des Beschichtungsmittels in Verbindung mit der zweistufigen Aushärtung im Rahmen des erfindungsgemäßen Herstellungsverfahrens der Verschleißschutzschicht können nunmehr erstmals die Vorteile eines einfachen Auftrags auf das zu schützende Triebwerksbauteil mit den Vorteilen einer thermisch und mechanisch beständigen Verschleißschutzschicht kombiniert werden.
  • In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Beschichtungsmittel durch Bestreichen und/oder Sprühen und/oder Zerstäuben und/oder Spachteln auf die Oberfläche des Turbinenbauteils aufgebracht wird. Dies erlaubt einen besonders schnellen und flexiblen Auftrag des Beschichtungsmittels auf den oder die zu schützenden Oberflächenbereiche des Triebwerksbauteils, wobei auch Triebwerksbauteile mit komplexen Oberflächengeometrien einfach mit dem Beschichtungsmittel versehen werden können.
  • Weitere Vorteile ergeben sich, indem ein Beschichtungsmittel mit einem organischen und/oder anorganischen Bindemittel bereitgestellt wird. Für organische Bindemittel erfolgt typischerweise eine Auflösung/Zersetzung des Bindemittels beim Erwärmen auf die erste Temperatur. Bestandteile des organischen Bindemittels können beim anschließenden Erwärmen auf die höhere zweite Temperatur zur Reaktion beitragen (z.B. durch Carbidbildung oder dergleichen). Bei anorganischen Bindemitteln (z. B. polyphosphat- oder silikatbasierten Bindern) wird das Bindemittel nicht zersetzt, sondern kann eine eigen Phase in der finalen Verschleißschutzschicht bilden. Des Weiteren können Bindemittel eingesetzt werden, die sowohl organische als auch anorganische Eigenschaftsprofile aufweisen. Dies trifft beispielsweise auf Polysilazane oder Polysiloxane zu. Diese Stoffe haben bei niedrigen Temperaturen vorwiegend organische Eigenschaften. Bei höheren Temperaturen, beispielsweise bei oder über der zweiten Temperatur, werden diese Stoffe keramisiert und reagieren damit in erster Linie anorganisch.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung wird ein Bindemittel verwendet, welches sich bei der ersten Temperatur chemisch zersetzt und/oder bei der ersten Temperatur chemisch vernetzt und/oder bei der zweiten Temperatur eine Phase der Verschleißschutzschicht bildet. Hierdurch können die Eigenschaften des Beschichtungsmittels und der daraus gebildeten Verschleißschutzschicht optimal an die jeweilige Ausgestaltung und den späteren Einsatzzweck des Turbinenbauteils angepasst werden.
  • Weitere Vorteile ergeben sich, wenn ein Reaktivstoff verwendet wird, welcher bei der zweiten Temperatur mit einem Grundmaterial des Turbinenbauteils reagiert und/oder sich bei der zweiten Temperatur exotherm umwandelt und/oder bei der zweiten Temperatur als Reduktionsmittel für Oxide fungiert und/oder bei der zweiten Temperatur als Katalysator für eine Reaktion des Matrixbildners fungiert. Mit anderen Worten können Reaktivstoffe unterschiedlicher Kategorien vorgesehen sein, die einzeln oder in beliebiger Kombination als Bestandteil des Beschichtungsmittels verwendet werden. Beispielsweise können Reaktivstoffe verwendet werden, die zumindest beim Erwärmen auf die zweite Temperatur mit dem Grundmaterial des Turbinenbauteils reagieren. Weiterhin können Reaktivstoffe mit innerer Reaktivität als Reaktionsbeschleuniger mit exothermer Reaktion zur lokalen Wärmeerzeugung verwendet werden. Ein Beispiel hierfür sind NiAl-Pigmente (Metco 404NS), die bei Erwärmung in den Bereich von ca. 700 °C eine stark exotherme Reaktion unter Bildung von NiAl bei gleichzeitiger Versinterung der Partikel des Matrixbildners bewirken. Alternativ oder zusätzlich können Reaktivstoffe mit reduzierender Wirkung zur Auflösung von Oxidschichten und zur besseren Verbindungsbildung (z. B. durch Versintern) verwendet werden. Beispiele hierfür sind Al-Pigmente und AlNi-Pigmente (Metco 450NS), das heißt Ni-Pulver, die mit Al-Pulver ummantelt sind. Al-Pulver oxidiert aufgrund seiner hohen Affinität zu Sauerstoff während oder nach dem Erwärmen auf die zweite Temperatur (Einbrennprozess) und reduziert dabei bestehende Oxidschichten an der Oberfläche des Turbinenbauteils, wodurch die Haftung der Verschleißschutzschicht verbessert wird. Ebenso können als Reaktivstoff(e) Hydride wie beispielsweise Lithiumaluminiumhydrid, Natriumborhydrid oder Natriumhydrid vorgesehen sein. Weiterhin sind Reaktivstoffe möglich, die als Katalysator zur Reaktionsbeschleunigung beitragen.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung werden als Reaktivstoff zumindest TiAl-haltige Pigmente verwendet, wenn das Grundmaterial des Turbinenbauteils ein Nickel-Grundwerkstoff ist. Alternativ oder zusätzliche werden als Reaktivstoff zumindest Ni-haltige Pigmente verwendet, wenn das Grundmaterial des Turbinenbauteils ein Titan-und/oder Titan-Aluminium-Grundwerkstoff ist. Hierdurch wird eine Reaktion mit dem Grundmaterial des Turbinenbauteils und damit eine mechanisch besonders stabile Haftung der Verschleißschutzschicht erreicht.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass als Matrixbildner wenigstens ein metallisches und/oder intermetallisches Pulver und/oder wenigstens ein metallisches und/oder intermetallisches Pigment verwendet wird. Hierdurch kann der Matrixbildner mit Hilfe des Reaktivstoffs versintert oder anderweitig zur Verschleißschutzschicht verbunden werden.
  • Dabei hat es sich als vorteilhaft gezeigt, wenn der Matrixbildner aus einer Gruppe ausgewählt wird, die hochtemperaturstabile Pigmente, insbesondere MCrAlY-Legierungspulverwerkstoffe mit M=Ni und/oder Co, intermetallische Hartstoffpulver, insbesondere Carbide, Silizide und Nitride, und intermetallische Anteile enthaltende Pulver umfasst. Derartige Pulver und/oder Pigmente, die durch den oder die Reaktivstoffe beispielsweise durch Versintern verbunden werden, ermöglichen die Ausbildung thermisch und mechanisch besonders widerstandsfähiger Verschleißschutzschichten.
  • Weitere Vorteile ergeben sich, wenn die erste Temperatur in einem Temperaturbereich zwischen 150°C und 350°C gewählt wird und/oder wenn die zweite Temperatur in einem Temperaturbereich zwischen 550°C und 750°C gewählt wird. Unter einem Temperaturbereich zwischen 150°C und 350°C sind beispielsweise Temperaturen von 150°C, 155°C, 160°C, 165°C, 170°C, 175°C, 180°C, 185°C, 190°C, 195°C, 200°C, 205°C, 210°C, 215°C, 220°C, 225°C, 230°C, 235°C, 240°C, 245°C, 250°C, 255°C, 260°C, 265°C, 270°C, 275°C, 280°C, 285°C, 290°C, 295°C, 300°C, 305°C, 310°C, 315°C, 320°C, 325°C, 330°C, 335°C, 340°C, 345°C oder 350°C sowie entsprechende Zwischenwerte wie beispielsweise 200°C, 201°C, 202°C, 203°C, 204°C, 205°C, 206°C, 207°C, 208°C, 209°C, 210°C usw. zu verstehen. Unter einem Temperaturbereich zwischen 550°C und 750°C sind beispielsweise Temperaturen von 550°C, 555°C, 560°C, 565°C, 570°C, 575°C, 580°C, 585°C, 590°C, 595°C, 600°C, 605°C, 610°C, 615°C, 620°C, 625°C, 630°C, 635°C, 640°C, 645°C, 650°C, 655°C, 660°C, 665°C, 670°C, 675°C, 680°C, 685°C, 690°C, 695°C, 700°C, 705°C, 710°C, 715°C, 720°C, 725°C, 730°C, 735°C, 740°C, 745°C oder 750°C sowie entsprechende Zwischenwerte wie beispielsweise 600°C, 601°C, 602°C, 603°C, 604°C, 605°C, 606°C, 607°C, 608°C, 609°C, 610°C usw. zu verstehen. Hierdurch können thermisch und mechanisch beständige Verschleißschutzschichten hergestellt werden, ohne dass das Turbinenbauteil auf extreme Temperaturen erwärmt werden muss. Dies schließt das Auftreten unerwünschter Gefügeänderungen im Grundwerkstoff des Turbinenbauteils zuverlässig aus.
  • Ein zweiter Aspekt der Erfindung betrifft ein Beschichtungsmittel zur Verwendung in einem Verfahren gemäß einem der Ausführungsbeispiele des ersten Erfindungsaspekts. Das Beschichtungsmittel umfasst erfindungsgemäß zumindest ein Bindemittel, zumindest einen Reaktivstoff und zumindest einen partikelförmigen Matrixbildner, wobei das zumindest eine Bindemittel ausgebildet ist, beim Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine erste Temperatur auszuhärten, und wobei der zumindest eine Matrixbildner ausgebildet ist, beim Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine über der ersten Temperatur liegende zweite Temperatur mittels des zumindest einen Reaktivstoffs eine Verschleißschutzschicht auf einer Oberfläche eines Turbinenbauteils auszubilden. Das Beschichtungsmittel umfasst mit anderen Worten grundsätzlich zumindest ein Bindemittel, einen Reaktivstoff und einen Matrixbildner, die im Rahmen einer zweistufigen Erwärmung spezifische chemische Reaktionen ermöglichen bzw. ausführen. Das Bindemittel kann grundsätzlich organisch und/oder anorganisch basiert sein. Für organische Bindemittel erfolgt typischerweise eine Auflösung/Zersetzung des Bindemittels beim Erwärmen auf die erste Temperatur. Bestandteile bzw. Zersetzungsprodukte des organischen Bindemittels können beim anschließenden Erwärmen auf die zweite Temperatur zur Reaktion beitragen (z. B. Carbidbildung). Bei anorganischen Bindemitteln (polyphosphat-oder silikatbasiert) wird das Bindemittel nicht zersetzt, sondern bildet eine eigene Phase in der finalen Verschleißschutzschicht. Des Weiteren können Bindemittel eingesetzt werden, die beide Eigenschaftsprofile aufweisen, wie z. B. Polysilazane oder Polysiloxane. Diese Stoffe haben bei niedrigen Belastungstemperaturen vorwiegend organische Eigenschaften. Nach einer Hochtemperaturbelastung werden die Stoffe keramisiert und reagieren dabei in erster Linie anorganisch. Grundsätzlich verwendbare Reaktivstoffe können in mehrere Kategorien eingeteilt werden und einzeln oder in beliebiger Kombination im Beschichtungsmittel verwendet werden Eine Kategorie umfasst Reaktivstoffe, die mit dem Grundmaterial des Turbinenbauteils reagieren können. Dies sind beispielsweise TiAl-Pigmente zur Reaktion mit Ni-Basiswerkstoffen oder Ni-Pigmente zur Reaktion mit Ti-/TiAl-Grundwerkstoffen. Eine weitere Kategorie umfasst Reaktivstoffe mit innerer Reaktivität als Reaktionsbeschleuniger mit exothermer Reaktion (lokaler Wärmeerzeugung). Dies sind beispielsweise NiAl-Pigmente (Metco 404NS), die bei Erwärmung in den Bereich von ca. 700 °C eine stark exotherme Reaktion unter Bildung von NiAl bei gleichzeitiger Versinterung der Partikel des Matrixbildners bewirken. Eine weitere Kategorie umfasst Reaktivstoffe mit reduzierender Wirkung zur Auflösung von Oxidschichten sowie zur besseren Verbindungsbildung (z.B. durch Versintern). Dies umfasst beispielsweise: Al-Pigmente und AlNi-Pigmente (Metco 450NS), bei denen es sich um Ni-Pulver handelt, das mit Al-Pulver ummantelt ist. Das Al-Pulver oxidiert aufgrund seiner hohen Affinität zu Sauerstoff während des Einbrennprozesses und reduziert dabei angrenzende Oxidschichten und dergleichen. Alternativ oder zusätzlich können als Reaktivstoffe Hydride wie beispielsweise Lithiumaluminiumhydrid, Natriumborhydrid oder Natriumhydrid verwendet werden. Eine weitere Kategorie umfasst Reaktivstoffe, die als Katalysatoren zur Reaktionsbeschleunigung fungieren. Diese Reaktivstoffe können gleichzeitig auch einer der anderen Kategorien angehören. Als Matrixbildner bzw. Füllstoffe können metallische Pulver/Pigmente verwendet werden, die durch die Reaktivstoffe z. B. durch Versinterung verbunden werden. Beispiele für geeignete Matrixbildner sind hochtemperaturstabile Pigmente wie MCrAlY-Pulver (M=Ni/Co), verschleißvermindernde intermetallische Hartstoffpulver wie Carbide, Suizide, Nitride oder intermetallische Anteile enthaltende Pulver wie T800, Stellite etc. Weitere sich ergebenden Merkmale und deren Vorteile sind den Beschreibungen des ersten Erfindungsaspekts zu entnehmen, wobei vorteilhafte Ausgestaltungen des ersten Erfindungsaspekts als vorteilhafte Ausgestaltungen des zweiten Erfindungsaspekts anzusehen sind.
  • Ein dritter Aspekt der Erfindung betrifft ein Turbinenbauteil mit einer Verschleißschutzschicht, welches für eine thermische Gasturbine, insbesondere für ein Flugzeugtriebwerk, vorgesehen ist. Dabei ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass die Verschleißschutzschicht mittels eines Verfahrens nach einem Ausführungsbeispiel des ersten Erfindungsaspekts erhältlich und/oder erhalten ist. Hierdurch kann das Turbinenbauteil besonders einfach und kostengünstig hergestellt werden. Weitere sich ergebende Merkmale und deren Vorteile sind den Beschreibungen des ersten und des zweiten Erfindungsaspekts zu entnehmen, wobei vorteilhafte Ausgestaltungen des ersten und des zweiten Erfindungsaspekts als vorteilhafte Ausgestaltungen des dritten Erfindungsaspekts und umgekehrt anzusehen sind.
  • In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Turbinenbauteil als Laufschaufel und/oder als Leitschaufel und/oder als Schaufelkranzsegment und/oder als Rotornabe ausgebildet ist. Hierdurch können unterschiedliche und während des Betriebs einer zugeordneten Gasturbine jeweils stark belastete Turbinenbauteile vorteilhaft mit der Verschleißschutzschicht versehen werden.
  • Ein vierter Aspekt der Erfindung betrifft eine thermische Gasturbine, insbesondere ein Flugzeugtriebwerk, umfassend wenigstens ein Turbinenbauteil mit einer Verschleißschutzschicht. Dabei ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass die Verschleißschutzschicht mittels eines Verfahrens nach einem Ausführungsbeispiel des ersten Erfindungsaspekts erhältlich und/oder erhalten ist und/oder dass das Turbinenbauteil gemäß einem Ausführungsbeispiel des zweiten Erfindungsaspekts ausgebildet ist. Die sich hieraus ergebenden Merkmale und deren Vorteile sind den Beschreibungen des ersten, zweiten und dritten Erfindungsaspekts zu entnehmen, wobei vorteilhafte Ausgestaltungen des ersten, zweiten und dritten Erfindungsaspekts als vorteilhafte Ausgestaltungen des vierten Erfindungsaspekts und umgekehrt anzusehen sind.
  • Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen und den Ausführungsbeispielen. Die vorstehend in der Beschreibung genannten Merkmale und Merkmalskombinationen sowie die nachfolgend in den Ausführungsbeispielen genannten Merkmale und Merkmalskombinationen sind nicht nur in der jeweils angegebenen Kombination, sondern auch in anderen Kombinationen verwendbar, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen.
  • Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird ein Beschichtungsmittel, welches als reaktiver Dispersionslack für Hochtemperaturanwendungen fungiert, im lack- oder pastenartigen Zustand bereitgestellt und auf einen oder mehrere Oberflächenbereiche eines Turbinenbauteils aufgebracht. Das Beschichtungsmittel umfasst dabei zumindest ein Bindemittel, einen Reaktivstoff und einen Matrixbildner, die im Folgenden näher erläutert werden. Das Turbinenbauteil kann beispielsweise als Rotorschaufel ausgebildet sein und aus einem hochtemperaturfesten Ni-Basiswerkstoff bestehen. Das Beschichtungsmittel ist derart ausgebildet, dass beim anschließenden zweistufigen Erwärmen sowohl eine Reaktion im Beschichtungsmittel-System als auch mit dem Grundwerkstoff des Turbinenbauteils erfolgt. Die Applikation des lack- oder pastenförmigen Beschichtungsmittels kann beispielsweise durch Aufpinseln, Sprühen, Spachteln oder andere geeignete Auftragsverfahren erfolgen. Nach dem Auftragen erfolgt ein zweistufiger Einbrennprozess. In einem ersten Schritt wird ein Bindemittel des Beschichtungsmittels zur einfachen Handhabung bei den folgenden Verfahrensschritten durch Erwärmen auf eine erste Temperatur ausgehärtet (Curing). In Abhängigkeit der Ausgestaltung des Bindemittels erfolgt hierbei eine Polymerisation des Bindemittels. Ein typischer Temperaturbereich für die erste Temperatur liegt zwischen etwa 200 °C und etwa 300 °C. Sobald die Aushärtung im gewünschten Umfang erfolgt ist, wird das Turbinenbauteil weiter auf eine zweite Temperatur erwärmt, um einen Glüh- bzw. Reaktionsprozess zu initiieren. Hierbei erfolgt eine chemischen Reaktion zwischen Reaktivstoff und Matrixbildner einerseits und mit dem Grundwerkstoff des Turbinenbauteils andererseits, wodurch die endgültige Verschleißschutzschicht gebildet wird. Ein typischer Temperaturbereich für die zweite Temperatur liegt zwischen etwa 600 °C und etwa 700 °C.
  • Das Beschichtungsmittel umfasst hierzu grundsätzlich zumindest folgende Inhaltsstoffe:
    • 1. Bindemittel
  • Das Bindemittel kann organisch oder anorganisch basiert sein. Für organische Bindemittel erfolgt typischerweise eine Auflösung/Zersetzung des Bindemittels beim Erwärmen auf die erste Temperatur. Bestandteile bzw. Zersetzungsprodukte des organischen Bindemittels können beim anschließenden Erwärmen auf die zweite Temperatur zur Reaktion beitragen (z. B. Carbidbildung). Bei anorganischen Bindemitteln (polyphosphat- oder silikatbasiert) wird das Bindemittel nicht zersetzt, sondern bildet eine eigene Phase in der finalen Verschleißschutzschicht. Des Weiteren können Bindemittel eingesetzt werden, die beide Eigenschaftsprofile aufweisen, wie z. B. Polysilazane oder Polysiloxane. Diese Stoffe haben bei niedrigen Belastungstemperaturen vorwiegend organische Eigenschaften. Nach einer Hochtemperaturbelastung werden die Stoffe keramisiert und reagieren dabei in erster Linie anorganisch.
    • 2. Reaktivstoffe
  • Die im Rahmen der Erfindung verwendbaren Reaktivstoffe können grob in drei Kategorien eingeteilt werden und einzeln oder in beliebiger Kombination im Beschichtungsmittel verwendet werden:
    • Kategorie 1: Reaktivstoffe zur Reaktion mit dem Grundmaterial. Beispielsweise
      • TiAl-Pigmente zur Reaktion mit Ni-Basiswerkstoffen
      • Ni-Pigmente zur Reaktion mit Ti-/TiAl-Grundwerkstoffen
    • Kategorie 2: Reaktivstoffe mit innerer Reaktivität als Reaktionsbeschleuniger mit exothermer Reaktion (lokaler Wärmeerzeugung). Beispielsweise
      • NiAl-Pigmente (Metco 404NS): bei Erwärmung in den Bereich von ca. 700 °C erfolgt eine stark exotherme Reaktion unter Bildung von NiAl bei gleichzeitiger Versinterung der Partikel des Matrixbildners.
    • Kategorie 3: Reaktivstoffe mit reduzierender Wirkung zur Auflösung von Oxidschichten und besseren Verbindungsbildung (z.B. durch Versintern) oder Katalysatoren zur Reaktionsbeschleunigung. Beispielsweise:
      • Al-Pigmente, AlNi-Pigmente (Metco 450NS): Umhüllung von Ni-Pulvern mit Al-Pulver: Al-Pulver oxidiert aufgrund hoher Affinität zu Sauerstoff während des Einbrennprozesses und reduziert dabei Oxidschichten und dergleichen.
      • Hydride wie beispielsweise Lithiumaluminiumhydrid, Natriumborhydrid, Natriumhydrid.
    • 3. Matrixbildner/Füllstoffe
  • Als Matrixbildner können metallische Pulver/Pigmente verwendet werden, die durch die Reaktivstoffe z. B. durch Versinterung verbunden werden. Beispiele hierfür sind hochtemperaturstabile Pigmente wie MCrAlY-Pulver (M=Ni/Co), verschleißvermindernde intermetallische Hartstoffpulver wie Carbide, Silizide, Nitride oder intermetallische Anteile enthaltende Pulver wie T800, Stellite etc.

Claims (14)

  1. Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht, folgende Schritte umfassend:
    - Bereitstellen eines Beschichtungsmittels, welches zumindest ein Bindemittel, zumindest einen Reaktivstoff und zumindest einen partikelförmigen Matrixbildner umfasst;
    - Aufbringen des Beschichtungsmittels auf eine Oberfläche des Turbinenbauteils;
    - Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine erste Temperatur, bei welcher das zumindest eine Bindemittel aushärtet; und
    - Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine über der ersten Temperatur liegende zweite Temperatur, bei welcher der zumindest eine Matrixbildner mittels des zumindest einen Reaktivstoffs die Verschleißschutzschicht auf der Oberfläche des Turbinenbauteils ausbildet.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Beschichtungsmittel in streichfähiger Form, insbesondere als Lack und/oder Paste bereitgestellt wird.
  3. Verfahren nach Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Beschichtungsmittel durch Bestreichen und/oder Sprühen und/oder Zerstäuben und/oder Spachteln auf die Oberfläche des Turbinenbauteils aufgebracht wird.
  4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    ein Beschichtungsmittel mit einem organischen und/oder anorganischen Bindemittel bereitgestellt wird.
  5. Verfahren nach Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    ein Bindemittel verwendet wird, welches:
    - sich bei der ersten Temperatur chemisch zersetzt; und/oder
    - bei der ersten Temperatur chemisch vernetzt; und/oder
    - bei der zweiten Temperatur eine Phase der Verschleißschutzschicht bildet.
  6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    ein Reaktivstoff verwendet wird, welcher:
    - bei der zweiten Temperatur mit einem Grundmaterial des Turbinenbauteils reagiert; und/oder
    - sich bei der zweiten Temperatur exotherm umwandelt; und/oder
    - bei der zweiten Temperatur als Reduktionsmittel für Oxide fungiert; und/oder
    - bei der zweiten Temperatur als Katalysator für eine Reaktion des Matrixbildners fungiert.
  7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    als Reaktivstoff zumindest TiAl-haltige Pigmente verwendet werden, wenn das Grundmaterial des Turbinenbauteils ein Nickel-Grundwerkstoff ist, und/oder dass als Reaktivstoff zumindest Ni-haltige Pigmente verwendet werden, wenn das Grundmaterial des Turbinenbauteils ein Titan- und/oder Titan-Aluminium-Grundwerkstoff ist.
  8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    als Matrixbildner wenigstens ein metallisches und/oder intermetallisches Pulver und/oder wenigstens ein metallisches und/oder intermetallisches Pigment verwendet wird.
  9. Verfahren nach Anspruch 7,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    der Matrixbildner aus einer Gruppe ausgewählt werden, die hochtemperaturstabile Pigmente, insbesondere MCrAlY-Legierungspulverwerkstoffe mit M=Ni und/oder Co, intermetallische Hartstoffpulver, insbesondere Carbide, Silizide und Nitride, und intermetallische Anteile enthaltende Pulver umfasst.
  10. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die erste Temperatur in einem Temperaturbereich zwischen 150°C und 350°C gewählt wird und/oder dass die zweite Temperatur in einem Temperaturbereich zwischen 550°C und 750°C gewählt wird.
  11. Beschichtungsmittel zur Verwendung in einem Verfahren gemäß einem der Ansprüche 1 bis 10, umfassend zumindest ein Bindemittel, zumindest einen Reaktivstoff und zumindest einen partikelförmigen Matrixbildner, wobei das zumindest eine Bindemittel ausgebildet ist, beim Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine erste Temperatur auszuhärten, und wobei der zumindest eine Matrixbildner ausgebildet ist, beim Erwärmen des Beschichtungsmittels auf eine über der ersten Temperatur liegende zweite Temperatur mittels des zumindest einen Reaktivstoffs eine Verschleißschutzschicht auf einer Oberfläche eines Turbinenbauteils auszubilden.
  12. Turbinenbauteil für eine thermische Gasturbine, insbesondere für ein Flugzeugtriebwerk, mit einer Verschleißschutzschicht,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Verschleißschutzschicht mittels eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 10 und/oder mittels eines Beschichtungsmittels nach Anspruch 11 erhältlich und/oder erhalten ist.
  13. Turbinenbauteil nach Anspruch 12,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    dieses als Laufschaufel und/oder als Leitschaufel und/oder als Schaufelkranzsegment und/oder als Rotornabe ausgebildet ist.
  14. Thermische Gasturbine, insbesondere Flugzeugtriebwerk, umfassend wenigstens ein Turbinenbauteil mit einer Verschleißschutzschicht,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Verschleißschutzschicht mittels eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 10 und/oder mittels eines Beschichtungsmittels nach Anspruch 11 erhältlich und/oder erhalten ist und/oder dass das Turbinenbauteil gemäß einem der Ansprüche 12 oder 13 ausgebildet ist.
EP13181134.1A 2013-08-21 2013-08-21 Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht Active EP2840162B1 (de)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES13181134T ES2838026T3 (es) 2013-08-21 2013-08-21 Procedimiento para el revestimiento de un componente de una turbina con una capa protectora contra el desgaste
EP13181134.1A EP2840162B1 (de) 2013-08-21 2013-08-21 Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13181134.1A EP2840162B1 (de) 2013-08-21 2013-08-21 Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP2840162A1 true EP2840162A1 (de) 2015-02-25
EP2840162B1 EP2840162B1 (de) 2020-11-18

Family

ID=49028927

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP13181134.1A Active EP2840162B1 (de) 2013-08-21 2013-08-21 Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP2840162B1 (de)
ES (1) ES2838026T3 (de)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5281484A (en) 1992-02-11 1994-01-25 Mercedes-Benz Ag High stress capability, intermetallic phase titanium aluminide coated components
WO1999042633A1 (de) * 1998-02-23 1999-08-26 MTU MOTOREN- UND TURBINEN-UNION MüNCHEN GMBH Verfahren zum herstellen einer korrosions- und oxidationsbeständigen schlickerschicht
EP1054077A2 (de) 1999-05-13 2000-11-22 ROLLS-ROYCE plc Werkstück aus Titan mit Schutzbeschichtung und Verfahren zum Aufbringen einer Schutzschicht auf ein Werkstück aus Titan
WO2005052211A1 (de) * 2003-11-26 2005-06-09 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum herstellen einer korrosionsbeständigen und oxidationsbeständigen beschichtung sowie bauteil mit einer solchen beschichtung
DE102006028297A1 (de) * 2006-06-20 2007-12-27 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Reparatur von Einlaufbelägen

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5281484A (en) 1992-02-11 1994-01-25 Mercedes-Benz Ag High stress capability, intermetallic phase titanium aluminide coated components
WO1999042633A1 (de) * 1998-02-23 1999-08-26 MTU MOTOREN- UND TURBINEN-UNION MüNCHEN GMBH Verfahren zum herstellen einer korrosions- und oxidationsbeständigen schlickerschicht
EP1054077A2 (de) 1999-05-13 2000-11-22 ROLLS-ROYCE plc Werkstück aus Titan mit Schutzbeschichtung und Verfahren zum Aufbringen einer Schutzschicht auf ein Werkstück aus Titan
WO2005052211A1 (de) * 2003-11-26 2005-06-09 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum herstellen einer korrosionsbeständigen und oxidationsbeständigen beschichtung sowie bauteil mit einer solchen beschichtung
DE102006028297A1 (de) * 2006-06-20 2007-12-27 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Reparatur von Einlaufbelägen

Also Published As

Publication number Publication date
ES2838026T3 (es) 2021-07-01
EP2840162B1 (de) 2020-11-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE19807636C1 (de) Verfahren zum Herstellen einer korrosions- und oxidationsbeständigen Schlickerschicht
DE2758618A1 (de) Hochtemperaturbestaendige, abriebfeste ueberzugszusammensetzung
EP3155284A1 (de) Bremsscheibe für ein kraftfahrzeug
DE2327250A1 (de) Verfahren zur herstellung eines metallurgisch abgedichteten ueberzugs
EP3015568B1 (de) Schlicker und verfahren zur herstellung einer oxidations- und korrosionsbeständigen diffusionsschicht
DE102011116212A1 (de) Wärmebehandlungen von Metallgemischen, die durch ALM gebildet worden sind, zur Bildung von Superlegierungen.
DE102011086524A1 (de) Panzerung von Dichtfins von TiAl-Schaufeln durch induktives Auftragslöten von Hartstoffpartikeln
DE102009010026A1 (de) Bauteil für eine Strömungsmaschine
DE102013207457B4 (de) Verfahren zur Herstellung einer Hochtemperaturschutzbeschichtung
EP0241807B1 (de) Hochtemperatur-Schutzschicht
WO2014044418A1 (de) Kettenelement, kettenbolzen und verfahren zur herstellung eines desgleichen
EP2331723B1 (de) Verfahren zum beschichten einer turbinenschaufel einer gasturbine
EP2112248A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Feuerschutzes für aus Titan bestehende Bauteilkörper einer Fluggasturbine und Bauteilkörper aus Titan für eine Fluggasturbine
EP2834392B1 (de) Cr(vi)- freie korrosionsschutzschichten oder haftschichten mit einer lösung, die phosphat-ionen und metallpulver umfasst, wobei das metallpulver zumindest teilweise mit si oder si-legierungen beschichtet ist.
DE102007019476A1 (de) Verfahren zum Herstellen eines Anstreifbelags
DE19827620C2 (de) Verfahren zum Herstellen einer Panzerung für ein metallisches Bauteil und dessen Verwendung
EP2840162B1 (de) Verfahren zum Beschichten eines Turbinenbauteils mit einer Verschleißschutzschicht
DE102008045984A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Bauteils und Vorrichtung hierfür
EP0555760A2 (de) Verfahren zur Vergütung der Oberfläche eines Körpers
EP1900708A1 (de) Wärmedämmstoff mit hoher zyklischer Temperaturbelastbarkeit
EP2842662B1 (de) Schaufelspitzenpanzerung für Titanschaufeln
EP1687458A1 (de) Verfahren zum herstellen einer korrosionsbeständigen und oxidationsbeständigen beschichtung sowie bauteil mit einer solchen beschichtung
EP2840166A1 (de) Intermetallische Verschleißschutzschicht für Titan-Werkstoffe
DE3842300C2 (de)
DE102005029039B4 (de) Herstellungsverfahren für Kokille mit Antihaftbeschichtung

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20130821

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

R17P Request for examination filed (corrected)

Effective date: 20150817

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20180607

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20200226

GRAJ Information related to disapproval of communication of intention to grant by the applicant or resumption of examination proceedings by the epo deleted

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSDIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTC Intention to grant announced (deleted)
INTG Intention to grant announced

Effective date: 20200615

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502013015303

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: GERMAN

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 1335874

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20201215

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20201118

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20210318

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20210218

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20210219

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20210318

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20210218

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG9D

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502013015303

Country of ref document: DE

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20210819

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: AL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20210831

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210831

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210831

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20210318

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210821

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210821

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210831

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MM01

Ref document number: 1335874

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20210821

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20210821

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20130821

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Payment date: 20250917

Year of fee payment: 13

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20250819

Year of fee payment: 13

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20250818

Year of fee payment: 13

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20250821

Year of fee payment: 13

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: TR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20201118