EP3198049B1 - Verfahren zur beschichtung einer turbinenschaufel - Google Patents

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EP3198049B1
EP3198049B1 EP15797329.8A EP15797329A EP3198049B1 EP 3198049 B1 EP3198049 B1 EP 3198049B1 EP 15797329 A EP15797329 A EP 15797329A EP 3198049 B1 EP3198049 B1 EP 3198049B1
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EP
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coating
layer
face
zone
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Fathi Ahmad
Christian Menke
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Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
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    • C23C4/18—After-treatment
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades

Definitions

  • the invention relates to a method of coating a turbine blade comprising a blade and at least one platform disposed at one end of the blade, the or each platform having a contact zone and at least one protrusion zone adjacent to the contact zone, and terminating the blade at the contact zone.
  • the blading of a turbine stage Due to the high force or the high torque due to the burned, expanding hot gas, the blading of a turbine stage is exposed to particular thermal and mechanical loads.
  • the individual blades of a turbine stage are therefore made as a single-crystalline workpieces, if possible, to improve the mechanical strength.
  • the required heat resistance, which is often unable to provide the monocrystalline material, is then usually achieved via an additional coating. Depending on the requirements, the coating can also be applied in several layers.
  • a frequently used method for this purpose is to coat the areas of a blade, in which the highest thermal loads occur, with a thermal barrier layer ("TBC"), which comprises a bond coating. is held on the blade.
  • TBC thermal barrier layer
  • the bonding layer is usually formed by a superalloy, for example a metal-chromium-aluminum-yttrium alloy (MCrAlY) with nickel and / or cobalt as base metal.
  • MrAlY metal-chromium-aluminum-yttrium alloy
  • the bonding layer is usually sprayed onto the monocrystalline material of the blade with a defined thickness in several layers. In this way, on the one hand, the adhesion of the TBC to the blade is to be improved, on the other hand, the binding layer itself also contributes to the increased heat resistance of the blade. In areas of moderate thermal stress, the bond layer alone can provide sufficient heat protection for the turbine blade material.
  • This usually consists of a profiled wing, which is completed at its two longitudinal ends in each case by a platform.
  • the wing is arranged radially in the flow space of the turbine, the platforms individual blades of the same turbine stage form an inner or outer ring and close as flush as possible to each other.
  • spraying the respective wing-side surface of the platform with the bonding layer there is often also a slight spraying of the respective end face of the platform. Since two adjacent platforms should join each other as closely tolerated as possible in order to prevent flow losses through the gap between the two platforms as possible, such remains at the end faces of the platforms are undesirable because they can lead to greater distances between the two adjacent platforms due to their irregularity.
  • the publication EP 2 366 488 A1 indicates that the remnants of the bonding layer away from the faces of the platforms, which is usually done manually, for example by grinding. On the one hand, this is expensive; on the other hand, the grinding process on the end face of a platform endangers the wing-side coating.
  • the binding layer may break or tear at the edge of the platform. If this occurs at a point where a TBC is to be applied, its liability is impaired. During operation, the TBC may gradually flake off. If this occurs at a location where no TBC is provided, the material of the blade is already subject to a higher heat load by the cracks itself.
  • the invention is therefore based on the object of specifying a method for coating a turbine blade, which is as simple as possible to carry out, and in the area of the platform provides the best possible protection against heat and corrosion.
  • the wing can be closed off at both ends by a respective platform, and in particular the said method steps can be carried out on both platforms.
  • the invention is based on the following considerations: For aerodynamic and mechanical reasons, two adjacent platforms of each two adjacent turbine blades are to be arranged as closely spaced as possible from each other.
  • a coating is applied to the wing of a turbine blade on the wing side, for example in order to improve the heat resistance, undesired wetting or coating of the end faces of the platform may also occur depending on the specific coating process. In this case, however, there is usually no controlled application to the face, but the application is irregular and therefore does not have a well-defined density. At certain points of two opposite end surfaces may thereby irregularities of the excess coating touch, resulting in between The two adjacent platforms may form a gap, which is undesirable.
  • An essential, completely surprising finding for the invention is that the platform exhibits a greater thermal expansion in the region of the overhang zone during operation of the turbine than in the region of the contact zone.
  • the platform in the overhang zone, the platform is exposed to the high temperatures encountered during operation throughout its areal extent, whereas the platform in the contact zone is not exposed to these temperatures at the points where the wing adjoins.
  • a uniform, thermal expansion of all microscopic surface elements of the platform this means, in simple terms, that in the supernatant zone macroscopically a larger heat-related expansion takes place, since all microscopic surface elements are exposed to the heat, while this for some microscopic surface elements in the contact zone is not the case.
  • the thermal expansion of a microscopic surface element of the platform at a predetermined temperature is lower than in other areas.
  • the turbine blade similar to a T-beam, has a particularly high strength. This also affects the thermal expansion in this area.
  • a platform now expands more in the area of the overhang zone than in the area of the contact zone, thereby reducing the distance to an adjacent platform.
  • the distance between two adjacent platforms can therefore be chosen so that their faces in the region of the overhang zone in operation almost or completely touch, and thus a fluidic escape of hot gas is difficult. In the region of the contact zone of the two adjacent platforms, the escape is made more difficult by the layers of the coating remaining on the end surfaces.
  • the platform merges into the wing in the contact zone to form a concave surface, leaving the at least first layer of the coating on the end face in the region of the contact zone is particularly advantageous.
  • the removal of portions of the coating can result in tangential forces within a layer of the coating. While such tangential Forces in a position of the coating in the supernatant zone can propagate largely unhindered, they can locally have a normal component on a concave surface in the region of the contact zone. This normal force component favors local detachment of the particular layer of coating from the platform in the region of the concave surface and the contact zone.
  • the specified method is particularly advantageous because it can easily come to a - possibly uncontrolled - wetting the end face of the platform with a layer of the coating at the wing-side spraying the platform with the coating.
  • the conditions for the procedure are given.
  • At least the first layer of the coating may be applied to the platform by a dip bath.
  • a dip bath in the case of a turbine blade, the wing of each of which is closed off by a platform at one end, it is difficult in this case to prevent a layer of the coating from being applied to the end faces of the platforms.
  • the conditions for the procedure are met here, too.
  • a binding layer is applied to the platform on the wing side as the first layer of the coating.
  • a binding layer serves to improve the bonding of a further, later to be applied, layer of the coating to the material of the turbine blade.
  • the turbine blade, in particular on the platform can be coated with a material which can be optimized for heat and corrosion resistance. The adhesion of this material to the material of the turbine blade must at This optimization should not be considered separately, since the adhesion is ensured by the bonding layer.
  • the specified process is particularly advantageous since it leaves the bonding layer completely intact in the sensitive regions of the contact zone.
  • the removal of residues of the bonding layer on the end face could damage the same on the wing side of the platform in the area of the contact zone, which otherwise could lead to reduced adhesion of further layers of the coating in this area.
  • a superalloy is applied to the platform as the bonding layer.
  • a superalloy may in particular be a metal-chromium-aluminum-yttrium compound (MCrAlY), it being possible to use nickel and / or cobalt as the base metal.
  • MrAlY metal-chromium-aluminum-yttrium compound
  • Superalloys have particularly good properties in terms of their adhesion to materials commonly used for turbine blades.
  • the at least first layer of the coating is removed from the at least one end face of the platform in the region of the projection zone by grinding.
  • This type of removal can be controlled very precisely locally compared to, for example, erosive methods, whereby the risk of undesired damage to layers of the coating can be reduced.
  • a heat barrier layer is applied to the platform on the wing side as a further layer of the coating.
  • this may be formed as a ceramic thermal barrier layer.
  • the invention further mentions a gas turbine, comprising at least one vane and / or blade, which is coated by the method described above.
  • a gas turbine comprising at least one vane and / or blade, which is coated by the method described above.
  • FIG. 1 is schematically shown in an oblique view of an end of a turbine blade 1.
  • the turbine blade 1 has a platform 2 and a wing 4, wherein the wing 4 is indicated in this illustration as a wing stump.
  • the region of the platform 2, in which it has contact with the wing 4 or merges into it, is defined here as the contact zone 6. This is characterized by a dotted border.
  • a wing 4 projecting supernatant zone 8a, 8b.
  • the supernatant zones 8a, 8b are each characterized by a dashed border.
  • a first layer of a coating is applied to the turbine blade 1 by spraying, it is usually not possible to prevent the platform 2 from being sprayed on the side of the platform 2 with parts of the coating. These remnants of the first layer of the coating are to be removed from the end face 10a, 10b in the region of the projection zones 8a, 8b. In contrast, in the region of the contact zone 6, the portions of the coating which have reached the end face 10c when the first layer is applied are left there.
  • FIG. 2 are schematically shown in a plan view two adjacent platforms 2 of turbine blade 1.
  • Each of the two platforms 2 in this case has an end face 10 which lies opposite the end face 10 of the respective other platform. If a layer of a coating is now applied to the turbine blade 1 and parts of this layer of the coating also fall on the respective end face 10 of the platform 2, this can lead to the gap 12, by which the two platforms 2 are spaced apart from one another , no longer has the defined width. To counteract this, remnants of the applied layer of the coating are removed in the region of the projection zones 8a, 8b of the two platforms 2 at the end faces 10a, 10b. In the region of the contact zones 6 of each platform 2, in each of which the wing 4 connects to the platform 2, the remains of the layer of the coating on the end face 10c are left in each case.
  • the platforms 2 expand in the transition zones 8a, 8b due to heat stronger than in the contact zones 6. This results in that the gap 12 between two adjacent platforms 2 in the region of the supernatant zones 8a, 8b during the operation has a smaller distance.
  • the gap 12 in this area has too large a width, which could fluidly lead to an undesirable escape of hot gas.
  • FIG. 3 1 is a schematic block diagram of the sequence of a method 20 for coating a turbine blade 1.
  • a first layer 22 of a coating 24 is first applied by spraying 26 on the wing side.
  • the first layer 22 of the coating 24 is a superalloy 28, for example MCrAlY.
  • the first layer 22 of the coating 24 applied to the end face 10a is removed from the end face 10a by grinding 30.
  • the platform is only wing-side after the grinding 30, but no longer coated with the superalloy 28 on the end face 10a.
  • the superalloy 28 is retained there on the end face further.
  • a further layer of the coating 24 is applied on the wing side.
  • This further layer is formed by a ceramic TBC 32.
  • the superalloy 28 is fictitious as a bonding layer 34, that is, the superalloy 28 significantly improves the adhesion of the TBC 32 to the blade 1.
  • FIG. 4 is shown schematically in a cross-sectional view of a gas turbine 40 with turbine blades 1, which were coated according to the method described above.
  • the turbine blades 1 can in this case be designed both as guide vanes 42 and as rotor blades 44.

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Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel, welche einen Flügel und wenigstens eine an einem Ende des Flügels angeordnete Plattform umfasst, wobei die oder jede Plattform eine Kontaktzone und wenigstens eine an die Kontaktzone angrenzende Überstandszone aufweist, und an der Kontaktzone den Flügel abschließt.
  • Die schrittweise Umstellung der Energieerzeugung auf zunehmend erneuerbare Energieträger bringt eine Vielzahl an technischen Herausforderungen mit sich. Infolge der stark wechselhaften Verfügbarkeit von insbesondere Wind- und Solarenergie, welche vielerorts die beiden wichtigsten erneuerbaren Energieträger darstellen, entsteht für einen stabilen Netzbetrieb mit konstanter bereitgestellter Leistung die Notwendigkeit zum Ausgleich der Schwankungen in der eingespeisten Leistung. In diesem Zusammenhang kommt den Gasturbinen aufgrund ihrer im Vergleich zu anderen konventionellen Energieträgern hohen Flexibilität eine Schlüsselrolle zu.
  • Nicht zuletzt für die Bereitstellung des Leistungsausgleiches in Netzen mit stark schwankender Auslastung, in welchen in einer Gasturbine häufige Lastwechsel stattfinden, ergeben sich so besondere technische Anforderungen an die Konstruktion der Gasturbine. Der Wirkungsgrad einer Gasturbine nimmt mit zunehmendem Verdichtungsdruck sowie zunehmender Verbrennungstemperatur zu. Für einen effizienten Betrieb kann sich auch die Verwendung möglichst leichter Materialien für die Laufschaufeln in den Verdichter- und Turbinenstufen positiv auswirken. Ebenso können zur Verbesserung des Wirkungsgrades die Leit- und Laufschaufeln der Verdichter- und Turbinenstufen in ihrer Form strömungstechnisch optimiert werden. Dem Wunsch nach einer speziellen Formgebung für die Beschaufelung, und im Fall der Laufschaufeln auch nach möglichst leichten Materialien, stehen dabei die Anforderungen an die Festigkeit und an die Hitzebeständigkeit im Betrieb der Gasturbine gegenüber.
  • Aufgrund der hohen Krafteinwirkung bzw. des hohen Drehmoments durch das verbrannte, sich expandierende Heißgas ist die Beschaufelung einer Turbinenstufe besonderen thermischen und mechanischen Belastungen ausgesetzt. Die einzelnen Schaufeln einer Turbinenstufe werden deshalb zur Verbesserung der mechanischen Festigkeit nach Möglichkeit jeweils als einkristalline Werkstücke gefertigt. Die geforderte Hitzebeständigkeit, welche das einkristalline Material oftmals nicht bereitzustellen vermag, wird dann meist über eine zusätzliche Beschichtung erreicht. Die Beschichtung kann dabei je nach Anforderung auch in mehreren Lagen aufgetragen sein.
  • Eine hierfür häufig angewandte Methode ist es, die Bereiche einer Schaufel, in welchen die höchsten thermischen Belastungen auftreten, mit einer Wärmedämm- bzw. Wärmebarriereschicht ("therma barriere coating", TBC) zu beschichten, welche von einer Bindungsschicht ("bond coating") an der Schaufel gehalten wird. Die Bindungsschicht wird hierbei meist durch eine Superlegierung, beispielsweise eine Metall-Chrom-Aluminium-Yttrium-Legierung (MCrAlY) mit Nickel und/oder Cobalt als Basismetall, gebildet. Die Bindungsschicht wird dabei meist mit einer definierten Dicke in mehreren Lagen auf das einkristalline Material der Schaufel aufgesprüht. Hierdurch soll einerseits die Haftung der TBC an der Schaufel verbessert werden, andererseits trägt die Bindungsschicht selbst ebenso zur erhöhten Hitzebeständigkeit der Schaufel bei. In Bereichen mäßiger thermischer Belastung kann auch die Bindungsschicht allein einen ausreichenden Hitzeschutz für das Material der Turbinenschaufel darstellen.
  • Bei der Beschichtung ist der besondere Aufbau einer Turbinenschaufel zu beachten. Diese besteht meist aus einem profilierten Flügel, welcher an seinen beiden Längsenden jeweils durch eine Plattform abgeschlossen wird. Der Flügel ist dabei radial im Strömungsraum der Turbine angeordnet, die Plattformen einzelner Schaufeln derselben Turbinenstufe bilden einen inneren bzw. äußeren Ring und schließen dabei jeweils möglichst bündig aneinander an. Beim Besprühen der jeweils flügelseitigen Fläche der Plattform mit der Bindungsschicht kommt es oftmals auch zu einem leichten Besprühen der jeweiligen Stirnfläche der Plattform. Da zwei benachbarte Plattformen möglichst eng toleriert aneinander anschließen sollen, um Strömungsverluste durch den Spalt zwischen den beiden Plattformen möglichst zu unterbinden, sind derartige Überreste an den Stirnflächen der Plattformen unerwünscht, da diese infolge ihrer Unregelmäßigkeit zu größeren Abständen zwischen den beiden benachbarten Plattformen führen können.
  • Aus diesem Grund werden, wie die Druckschrift EP 2 366 488 A1 angibt, die Überreste der Bindungsschicht von den Stirnflächen der Plattformen entfernt, was meist manuell erfolgt, beispielsweise durch Schleifen. Dies ist einerseits aufwendig, andererseits gefährdet der Schleifvorgang an der Stirnseite einer Plattform die flügelseitige Beschichtung. Die Bindungsschicht kann dabei an der Kante der Plattform brechen oder einreißen. Geschieht dies an einer Stelle, wo ein TBC aufgebracht werden soll, ist dessen Haftung verschlechtert. Im Betrieb kann das TBC nach und nach abblättern. Geschieht dies an einer Stelle, wo kein TBC vorgesehen ist, ist das Material der Schaufel durch die Risse bereits selbst einer höheren Hitzebelastung ausgesetzt.
  • Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel anzugeben, welches möglichst einfach durchzuführen ist, und im Bereich der Plattform einen möglichst guten Schutz gegen Hitze und Korrosion ermöglicht.
  • Die genannte Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch ein Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel, welche einen Flügel und wenigstens eine an einem Ende des Flügels angeordnete Plattform umfasst, wobei die oder jede Plattform eine Kontaktzone und wenigstens eine an die Kontaktzone angrenzende flächige Überstandszone aufweist, wobei die Überstandszone in ihrer ganzen Flächenausdehnung den hohen während des Betriebs auftretenden Temperaturen aussetzbar ist, und die Kontaktzone hingegen an den Stellen, an denen der Flügel mit der Plattform verbunden ist und somit in diese übergeht, diesen Temperaturen nicht aussetzbar ist. Das Verfahren weist dabei die folgenden Verfahrensschritte auf:
    • Flügelseitiges Auftragen wenigstens einer ersten Lage einer Beschichtung auf die flächige Überstandszone und die Kontaktzone der Plattform und
    • Entfernen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung von wenigstens einer Stirnfläche der Plattform im Bereich der Überstandszone unter Belassen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung an der gleichen Stirnfläche im Bereich der Kontaktzone.
  • Insbesondere kann der Flügel an beiden Enden von jeweils einer Plattform abgeschlossen sein, und insbesondere können dabei die genannten Verfahrensschritte an beiden Plattformen durchgeführt werden. Der Erfindung liegen hierbei folgende Überlegungen zugrunde:
    Aus strömungstechnischen sowie aus mechanischen Gründen sind zwei benachbarte Plattformen je zweier benachbarter Turbinenschaufeln möglichst eng beabstandet zueinander anzuordnen.
  • Wird nun auf die Plattform einer Turbinenschaufel flügelseitig eine Beschichtung aufgetragen, beispielsweise um die Hitzebeständigkeit zu verbessern, so kann es je nach dem konkreten Prozess zur Beschichtung auch zu einer unerwünschten Benetzung bzw. Beschichtung der Stirnflächen der Plattform kommen. In diesem Fall kommt es jedoch meist nicht zu einen kontrollierten Auftragen auf die Stirnfläche, vielmehr ist die Auftragung unregelmäßig, und weist daher keine genau definierte Dichte auf. An bestimmten Stellen zweier gegenüberliegender Stirnflächen können sich dabei Unregelmäßigkeiten der überschüssigen Beschichtung berühren, wodurch sich zwischen den beiden benachbarten Plattformen ein Spalt bilden kann, welcher unerwünscht ist.
  • Dies könnte nun dadurch verhindert werden, dass an den Stirnflächen jegliches Auftragen der Beschichtung unterbunden wird. Je nach konkreter technischer Ausgestaltung des Auftragevorgangs ist dies jedoch sehr aufwendig. Aus prozesstechnischen Gründen mag deshalb ein zumindest teilweises Auftragen der Beschichtung auf die Stirnflächen unter verhältnismäßigem Aufwand nicht zu verhindern sein. Das vollständige Entfernen einzelner Lagen der Beschichtung von den Stirnflächen der Plattform ist jedoch ebenfalls mit einem hohen Aufwand verbunden. Überdies kann hierdurch insbesondere an den Kanten eine Beschädigung einzelner flügelseitiger Lagen der Beschichtung der Plattform auftreten.
  • Eine für die Erfindung wesentliche, völlig überraschende Erkenntnis ist nun, dass die Plattform im Betrieb der Turbine im Bereich der Überstandszone eine größere wärmebedingte Ausdehnung vorweist als im Bereich der Kontaktzone.
  • Dies hat mehrere Gründe: Einerseits ist in der Überstandszone die Plattform in ihrer ganzen Flächenausdehnung den hohen während des Betriebs auftretenden Temperaturen ausgesetzt, während hingegen die Plattform in der Kontaktzone an den Stellen, an denen der Flügel anschließt, nicht diesen Temperaturen ausgesetzt ist. Nimmt man bei einer vorgegebenen Temperatur eine gleichmäßige, wärmebedingte Ausdehnung aller mikroskopischen Flächenelemente der Plattform an, so bedeutet dies, vereinfacht gesagt, dass in der Überstandszone makroskopisch eine größere wärmebedingte Ausdehnung stattfindet, da hier alle mikroskopischen Flächenelemente der Wärmeeinwirkung ausgesetzt sind, während dies hingegen für einige mikroskopische Flächenelemente in der Kontaktzone nicht der Fall ist.
  • Verstärkt wird dieser Effekt noch dadurch, dass in der Kontaktzone in unmittelbarer Umgebung der Bereiche, an welcher die Plattform den Flügel abschließt, die wärmebedingte Ausdehnung eines mikroskopischen Flächenelementes der Plattform bei einer vorgegebenen Temperatur geringer ist als in anderen flächigen Bereichen. An diesen Stellen, an welchen die Plattform mit dem Flügel verbunden ist bzw. in diesen übergeht, weist die Turbinenschaufel, einem T-Träger ähnlich, eine besonders hohe Festigkeit auf. Dies wirkt sich auch auf die wärmebedingte Ausdehnung in diesem Bereich aus.
  • Die genannte, unterschiedliche wärmebedingte Ausdehnung der Plattform im Bereich der Kontaktzone bzw. der Überstandszone wird nun für die Erfindung dahingehend ausgenützt, dass die wenigstens erste Lage der Beschichtung von einer Stirnfläche der Plattform nur im Bereich der Überstandszone entfernt wird, während die entsprechende Lage der Beschichtung im Bereich der Kontaktzone an der Stirnfläche der Plattform erhalten bleibt. Bevorzugt ist dabei dieses Vorgehen an allen Stirnflächen durchzuführen, welche in der Beschaufelung einer Turbinenstufe jeweils unmittelbar einer Stirnfläche einer anderen Plattform gegenüberliegen.
  • Im Betrieb der Turbine dehnt sich nun eine Plattform im Bereich der Überstandszone stärker aus als im Bereich der Kontaktzone, wodurch sich hier der Abstand zu einer benachbarten Plattform verringert. Dadurch, dass im Bereich der Kontaktzone an der Stirnfläche der Plattform eine Lage der Beschichtung erhalten bleibt, kann nun verhindert werden, dass sich infolge der stärkeren wärmebedingten Ausdehnung im Bereich der Überstandszone zu einer benachbarten Plattform im Bereich der Kontaktzone ein zu großer Spalt bildet. Der Abstand zweier benachbarter Plattformen kann daher so gewählt werden, dass sich deren Stirnflächen im Bereich der Überstandszone im Betrieb fast oder vollständig berühren, und somit hierdurch ein strömungstechnisches Entweichen von Heißgas erschwert wird. Im Bereich der Kontaktzone der beiden benachbarten Plattformen wird das Entweichen durch die jeweils an den Stirnflächen verbleibenden Lagen der Beschichtung erschwert.
  • Vor dem Hintergrund, dass bei einer Vielzahl von möglichen Geometrien für eine Turbinenschaufel die Plattform in der Kontaktzone unter Bildung einer konkaven Oberfläche in den Flügel übergeht, ist das Belassen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung an der Stirnfläche im Bereich der Kontaktzone besonders vorteilhaft. Das Entfernen von Teilen der Beschichtung kann zu tangentialen Kräften innerhalb einer Lage der Beschichtung führen. Während sich solche tangentiale Kräfte in einer Lage der Beschichtung in der Überstandszone weitgehend ungehindert ausbreiten können, können sie an einer konkaven Oberfläche im Bereich der Kontaktzone lokal eine normale Komponente aufweisen. Diese normale Kraftkomponente begünstigt eine lokale Ablösung der betreffenden Lage der Beschichtung von der Plattform im Bereich der konkaven Oberfläche und der Kontaktzone. Durch den Verzicht auf das Entfernen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung in der Stirnfläche im Bereich der Kontaktzone kann somit die Gefahr eines lokalen Ablösens einzelner Lagen erheblich verringert werden.
  • Bevorzugt wird wenigstens die erste Lage der Beschichtung auf die Plattform flügelseitig durch Besprühen aufgetragen. In diesem Fall ist das angegebene Verfahren besonders vorteilhaft, da es beim flügelseitigen Besprühen der Plattform mit der Beschichtung leicht zu einem - gegebenenfalls unkontrollierten - Benetzen der Stirnseite der Plattform mit einer Lage der Beschichtung kommen kann. Somit sind die Voraussetzungen für das Verfahren gegeben.
  • Alternativ dazu kann wenigstens die erste Lage der Beschichtung auf die Plattform durch ein Tauchbad aufgetragen werden. Insbesondere bei einer Turbinenschaufel, deren Flügel an beiden Enden von jeweils einer Plattform abgeschlossen ist, ist in diesem Fall ein Auftragen einer Lage der Beschichtung auf die Stirnflächen der Plattformen nur schwer zu unterbinden. Somit sind auch hier die Voraussetzungen für das Verfahren erfüllt.
  • Günstigerweise wird als erste Lage der Beschichtung flügelseitig eine Bindungsschicht auf die Plattform aufgetragen. Eine derartige Bindungsschicht dient dazu, die Bindung einer weiteren, später aufzutragenden Lage der Beschichtung an den Werkstoff der Turbinenschaufel zu verbessern. Somit kann die Turbinenschaufel, insbesondere an der Plattform, mit einem Material beschichtet werden, welches auf die Hitze- und Korrosionsbeständigkeit hin optimiert sein kann. Die Haftung dieses Materials am Werkstoff der Turbinenschaufel muss bei dieser Optimierung nicht gesondert mit berücksichtigt werden, da die Haftung durch die Bindungsschicht gewährleistet wird.
  • Bildet nun eine solche Bindungsschicht flügelseitig eine erste Lage der Beschichtung auf der Plattform, ist das angegebene Verfahren besonders vorteilhaft, da es die Bindungsschicht in den sensiblen Bereichen der Kontaktzone vollständig intakt lässt. Somit besteht hier keine Gefahr, dass an der Stirnfläche durch das Abtragen von Resten der Bindungsschicht selbige flügelseitig auf der Plattform im Bereich der Kontaktzone beschädigt werden könnte, was sonst zu einer verringerten Haftung weiterer Lagen der Beschichtung in diesem Bereich führen könnte.
  • Zweckmäßigerweise wird hierbei als Bindungsschicht eine Superlegierung auf die Plattform aufgetragen. Eine solche Superlegierung kann insbesondere eine Metall-Chrom-Aluminium-Yttrium-Verbindung (MCrAlY) sein, wobei als Basismetall Nickel und/oder Cobalt verwendet werden können. Superlegierungen weisen hinsichtlich ihrer Haftung auf üblicherweise für Turbinenschaufeln verwendeten Werkstoffen besonders gute Eigenschaften auf.
  • Als weiter vorteilhaft erweist es sich, wenn die wenigstens erste Lage der Beschichtung von der wenigstens einen Stirnfläche der Plattform im Bereich der Überstandszone durch Schleifen entfernt wird. Diese Art des Entfernens lässt sich, verglichen beispielsweise mit erosiven Verfahren, lokal besonders präzise kontrollieren, wodurch die Gefahr einer unerwünschten Beschädigung von Lagen der Beschichtung verringert werden kann.
  • In einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung wird als eine weitere Lage der Beschichtung flügelseitig eine Wärmebarriereschicht auf die Plattform aufgetragen. Insbesondere kann diese als eine keramische Wärmebarriereschicht ausgebildet sein. Die Anwendung des genannten Verfahrens ist in diesem Fall besonders vorteilhaft, da hierdurch die Gefahr einer Beschädigung von Lagen der Beschichtung, welche vor der Wärmebarriereschicht aufgetragen wurden, insbesondere im sensiblen Bereich der Kontaktzone erheblich verringert werden kann. Dies wirkt sich besonders positiv auf die Haftung der Wärmebarriereschicht aus.
  • Die Erfindung nennt weiter eine Gasturbine, umfassend wenigstens eine Leitschaufel und/oder Laufschaufel, welche mittels des vorbeschriebenen Verfahrens beschichtet ist. Die für das Verfahren und seiner Weiterbildungen angegebenen Vorteile können dabei sinngemäß auf die Gasturbine übertragen werden.
  • Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer Zeichnung näher erläutert. Hierbei zeigen jeweils schematisch:
    • FIG 1
    in einer Schrägansicht eine Plattform einer Turbinenschaufel mit angedeutetem Flügelstumpf,
    FIG 2
    in einer Draufsicht zwei benachbarte Plattformen von Turbinenschaufeln,
    FIG 3
    in einem Blockdiagramm den Ablauf eines Verfahrens zur Beschichtung einer Turbinenschaufel, und
    FIG 4
    in einer Querschnittdarstellung eine Gasturbine.
  • Einander entsprechende Teile und Größen sind in allen Figuren jeweils mit gleichen Bezugszeichen versehen.
  • In FIG 1 ist schematisch in einer Schrägansicht ein Ende einer Turbinenschaufel 1 dargestellt. Die Turbinenschaufel 1 weist dabei eine Plattform 2 und einen Flügel 4 auf, wobei der Flügel 4 in dieser Darstellung als Flügelstumpf angedeutet ist. Derjenige Bereich der Plattform 2, in welcher diese mit dem Flügel 4 Kontakt hat bzw. in diesen übergeht, ist hierbei als Kontaktzone 6 definiert. Diese ist durch eine gepunktete Umrandung gekennzeichnet. An die Kontaktzone 6 grenzt auf der Plattform 2 in beiden Richtungen jeweils eine den Flügel 4 überstehende Überstandszone 8a, 8b an. Die Überstandszonen 8a, 8b sind hierbei jeweils durch eine gestrichelte Umrandung gekennzeichnet. Wird nun auf die Turbinenschaufel 1 eine erste Lage einer Beschichtung durch Besprühen aufgetragen, so ist beim flügelseitigen Besprühen der Plattform 2 meist nicht zu verhindern, dass auch die Stirnfläche 10 der Plattform 2 mit Teilen der Beschichtung benetzt wird. Diese Überreste der ersten Lage der Beschichtung sind im Bereich der Überstandszonen 8a, 8b von der Stirnfläche 10a, 10b zu entfernen. Im Bereich der Kontaktzone 6 werden hingegen die Anteile der Beschichtung, welche beim Auftragen der ersten Lage auf die Stirnfläche 10c gelangt sind, dort belassen.
  • In FIG 2 sind schematisch in einer Draufsicht zwei benachbarte Plattformen 2 von Turbinenschaufel 1 dargestellt. Jede der beiden Plattformen 2 weist hierbei eine Stirnfläche 10 auf, welche der Stirnfläche 10 der jeweils anderen Plattform gegenüber liegt. Wird nun auf die Turbinenschaufel 1 eine Lage einer Beschichtung aufgetragen, und geraten dabei Teile dieser Lage der Beschichtung auch auf die jeweilige Stirnfläche 10 der Plattform 2, so kann dies dazu führen, dass der Spalt 12, durch welchen die beiden Plattformen 2 voneinander beabstandet sind, nicht mehr die definierte Breite aufweist. Um dem entgegen zu treten, werden im Bereich der Überstandszonen 8a, 8b der beiden Plattformen 2 an den Stirnflächen 10a, 10b Überreste der aufgetragenen Lage der Beschichtung entfernt. Im Bereich der Kontaktzonen 6 einer jeden Plattform 2, in welche jeweils der Flügel 4 an die Plattform 2 anschließt, werden die Überreste der Lage der Beschichtung an der Stirnfläche 10c jeweils belassen.
  • Im Betrieb einer Gasturbine mit den Turbinenschaufeln 1 dehnen sich die Plattformen 2 in den Übergangszonen 8a, 8b wärmebedingt stärker aus als in den Kontaktzonen 6. Dies führt dazu, dass der Spalt 12 zwischen zwei benachbarten Plattformen 2 im Bereich der Überstandszonen 8a, 8b während des Betriebs einen geringeren Abstand aufweist. Durch das Belassen von Resten einer Lage der Beschichtung an den Stirnflächen 10c im Bereich der Kontaktzone 6 kann somit verhindert werden, dass der Spalt 12 in diesem Bereich eine zu große Breite aufweist, was strömungstechnisch zu einem unerwünschten Entweichen von Heißgas führen könnte.
  • In FIG 3 ist schematisch ein einem Blockdiagramm der Ablauf eines Verfahrens 20 zur Beschichtung einer Turbinenschaufel 1dargestellt. Auf eine Turbinenschaufel 1 wird zuerst flügelseitig eine erste Lage 22 einer Beschichtung 24 durch Besprühen 26 aufgetragen. Bei der ersten Lage 22 der Beschichtung 24 handelt es sich um eine Superlegierung 28, beispielsweise MCrAlY. Durch das Besprühen 26 der Plattform 2 der Turbinenschaufel 1 mit der Superlegierung 28 wird diese auch teilweise auf die Stirnfläche 10 der Plattform 2 mit aufgetragen.
  • In einem nächsten Verfahrensschritt wird im Bereich der Überstandszone 8a die auf die Stirnfläche 10a aufgetragene erste Lage 22 der Beschichtung 24 durch Schleifen 30 von der Stirnfläche 10a entfernt. Im Bereich der Überstandszone 8a ist die Plattform nach dem Schleifen 30 nur noch flügelseitig, jedoch nicht mehr an der Stirnfläche 10a mit der Superlegierung 28 beschichtet. Im Bereich der nicht näher dargestellten Kontaktzone bleibt die Superlegierung 28 dort auch an der Stirnfläche weiter erhalten.
  • In einem weiteren Verfahrensschritt wird flügelseitig eine weitere Lage der Beschichtung 24 aufgetragen. Diese weitere Lage wird gebildet durch eine keramische TBC 32. Für diese TBC 32 fingiert die Superlegierung 28 als Bindungsschicht 34, das heißt, durch die Superlegierung 28 wird die Haftung der TBC 32 auf der Schaufel 1 erheblich verbessert. Vor diesem Hintergrund ist es besonders vorteilhaft, beim Schleifen 30 die Stirnseite 10 im Bereich der Kontaktzone auszusparen, um in diesen sensiblen Bereich die durch die Superlegierung 28 gebildete erste Lage 22 der Beschichtung 24 nicht zu beschädigen.
  • In FIG 4 ist schematisch in einer Querschnittdarstellung eine Gasturbine 40 mit Turbinenschaufeln 1 gezeigt, welche nach dem vorbeschriebenen Verfahren beschichtet wurden. Die Turbinenschaufeln 1 können hierbei sowohl als Leitschaufeln 42, als auch als Laufschaufeln 44 ausgebildet sein.
  • Obwohl die Erfindung im Detail durch das bevorzugte Ausführungsbeispiel näher illustriert und beschrieben wurde, ist die Erfindung nicht durch dieses Ausführungsbeispiel eingeschränkt. Andere Variationen können vom Fachmann hieraus abgeleitet werden, ohne den Schutzumfang der Erfindung zu verlassen.

Claims (8)

  1. Verfahren (2) zur Beschichtung einer Turbinenschaufel (1), welche einen Flügel (4) und wenigstens eine an einem Ende des Flügels (4) angeordnete Plattform (2) umfasst,
    wobei die oder jede Plattform (2) eine Kontaktzone (6) und wenigstens eine an die Kontaktzone (6) angrenzende flächige Überstandszone (8a, 8b) aufweist,
    wobei die Überstandszone (8a, 8b) in ihrer ganzen Flächenausdehnung den hohen während des Betriebs auftretenden Temperaturen aussetzbar ist,
    und
    die Kontaktzone (6) hingegen an den Stellen, an denen der Flügel mit der Plattform verbunden ist und somit in diese übergeht, diesen Temperaturen nicht aussetzbar ist,
    wobei die Plattform zumindest eine Stirnfläche (10a, 10b) aufweist, welche bei bestimmungsgemäßen Einsatz in der Beschaufelung einer Turbinenstufe jeweils einer Stirnfläche einer anderen Plattform unmittelbar gegenüberliegt,
    mit den Verfahrensschritten:
    - flügelseitiges Auftragen wenigstens einer ersten Lage (22) einer Beschichtung (24) auf die Plattform (2), und
    - Entfernen der wenigstens ersten Lage (22) der Beschichtung (24) von wenigstens einer Stirnfläche (10a, 10b) der Plattform (2) im Bereich der Überstandszone (8a, 8b) unter Belassen der wenigstens ersten Lage (22) der Beschichtung (24) an der Stirnfläche (10c) im Bereich der Kontaktzone (6).
  2. Verfahren (20) nach Anspruch 1,
    wobei wenigstens die erste Lage (22) der Beschichtung (24) auf die Plattform (2) flügelseitig durch Besprühen (26) aufgetragen wird.
  3. Verfahren (20) nach Anspruch 1,
    wobei wenigstens die erste Lage (22) der Beschichtung (24) auf die Plattform (2) durch ein Tauchbad aufgetragen wird.
  4. Verfahren (20) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei als erste Lage (22) der Beschichtung (24) flügelseitig eine Bindungsschicht (34) auf die Plattform (2) aufgetragen wird.
  5. Verfahren (20) nach Anspruch 4,
    wobei als Bindungsschicht (34) eine Superlegierung (28) auf die Plattform (2) aufgetragen wird.
  6. Verfahren (20) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die wenigstens erste Lage (22) der Beschichtung (24) von der wenigstens einen Stirnfläche (10a, 10b) der Plattform (2) im Bereich der Überstandszone (8a, 8b) durch Schleifen entfernt wird.
  7. Verfahren (20) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei als eine weitere Lage der Beschichtung (24) flügelseitig eine Wärmebarriereschicht (32) auf die Plattform (2) aufgetragen wird.
  8. Gasturbine (40), umfassend wenigstens eine Leitschaufel (42) und/oder Laufschaufel (44), welche mittels eines Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche beschichtet ist.
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