EP4170058A2 - Verfahren zum beschichten eines bauteils eines flugtriebwerks mit einer verschleissschutzschicht und bauteil für ein flugtriebwerk mit wenigstens einer verschleissschutzschicht und bauteil für ein flugtriebwerk mit wenigstens einer verschleissschutzschicht - Google Patents

Verfahren zum beschichten eines bauteils eines flugtriebwerks mit einer verschleissschutzschicht und bauteil für ein flugtriebwerk mit wenigstens einer verschleissschutzschicht und bauteil für ein flugtriebwerk mit wenigstens einer verschleissschutzschicht Download PDF

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EP4170058A2
EP4170058A2 EP22199991.5A EP22199991A EP4170058A2 EP 4170058 A2 EP4170058 A2 EP 4170058A2 EP 22199991 A EP22199991 A EP 22199991A EP 4170058 A2 EP4170058 A2 EP 4170058A2
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EP
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component
wear
aircraft engine
nickel
protection layer
Prior art date
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Withdrawn
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EP22199991.5A
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Simon Dietenberger
Beate Albert
Philipp Utz
Ludwig Hilser
Manuel Hertter
Mike Mosbacher
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MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
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Publication date
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Definitions

  • the invention relates to a method for coating a component of an aircraft engine with a wear protection layer, a method for producing a spray powder for the production of a wear protection layer on a component of an aircraft engine, a method for producing a wear protection layer on a component of an aircraft engine, a component for an aircraft engine, which is at least partially provided with a wear protection layer, and an aircraft engine, which comprises at least one such component.
  • a typical wear protection layer is a thermally sprayed Tribaloy T800 layer.
  • This layer which can be used up to approx. 900 °C, is a cobalt-based powder that is usually applied using high-velocity oxy-fuel spraying (HVOF). It is also known to use nickel-based powder to produce such wear layers.
  • HVOF high-velocity oxy-fuel spraying
  • wear protection layers are limited due to oxidation at high temperatures. If the layers are used above the specified temperature of approx. 900 °C, they oxidize heavily and the wear protection for the base material of the component is no longer given. Attacking the base material leads to premature repairs or requires the component to be replaced. Future engine programs are aimed at ever higher temperatures in order to achieve the required efficiency. This results in the need for wear protection layers that can also be used reliably at temperatures above 900 °C.
  • Objects of the present invention are a method for coating a component of an aircraft engine with a wear protection layer, a method for producing a
  • a first aspect of the invention relates to a method for coating a component of an aircraft engine with an anti-wear layer, in which the component is first coated at least in regions with a nickel or cobalt-based alloy and then aluminized.
  • aluminum or an aluminum alloy is subsequently introduced into the anti-wear layer, which protects the anti-wear layer from oxidation through diffused aluminum.
  • the term “aluminum” always also includes “aluminum alloys”.
  • alitizing refers to the accumulation of aluminum in the anti-wear layer, which is then better protected against high-temperature oxidation but also against attack by other elements and can therefore also be operated reliably at temperatures above 900.degree.
  • a/an is to be read as an indefinite article in the context of this disclosure, i.e. always as “at least one/at least one” unless expressly stated otherwise. Conversely, “a/an” can also be understood as "only one/only one”.
  • the nickel- or cobalt-based alloy is aluminated by gas-phase aluminating and/or by slip aluminating and/or by powder packing.
  • the aluminum can be introduced into the wear protection layer via a gas phase process, for example chemical vapor deposition (CVD), and/or via a slip process.
  • CVD chemical vapor deposition
  • the anti-wear layer can be optimally aluminized depending on the geometry and the base material of the component.
  • the wear protection layer is subjected to a heat treatment after the aluminating.
  • the distribution of the aluminum within the anti-wear layer can be adjusted in a targeted manner, since the aluminum diffuses into the interior of the anti-wear layer as a result of the heat treatment.
  • a relatively homogeneous distribution of the aluminum over time is established after a certain period of time. This state can be created from the outset by targeted heat treatment, so that the properties of the wear protection layer do not change at least essentially during later operation, even if interdiffusion with the base material occurs at high temperatures, which may have a different chemical composition as the wear protection layer.
  • a heat treatment is to be understood as a method for treating the component provided with the wear protection layer, in which at least the wear protection layer or the entire component is heated and cooled again in a controlled manner.
  • the heat treatment includes a diffusion annealing process, which is particularly well suited to reducing structural inhomogeneities.
  • the heat treatment is carried out at a pressure which is reduced compared to normal pressure and/or under a protective gas atmosphere. In this way, the oxygen content in particular can be controlled and undesired oxidation can be avoided.
  • nickel- or cobalt-based alloy being nickel-plated at least in regions after it has been applied to the component and before the aluminating.
  • the diffusion of the aluminum into the layer can be promoted by preferably galvanic nickel-plating of the wear protection layer. This step is often not necessary for nickel-based alloys, but it is still helpful in individual cases.
  • the nickel- or cobalt-based alloy is selected from CoMoCrSi alloys, in particular T800, NiMoCrSi alloys and CoCrWNi alloys.
  • CoMoCrSi alloys in particular T800, NiMoCrSi alloys and CoCrWNi alloys.
  • the nickel or cobalt-based alloy is a CoMoCrSi alloy, namely T800, with 27-30% by weight Mo, 16.5-18.5% by weight Cr, 3-3.8% by weight Si and the rest Co and unavoidable impurities.
  • the unavoidable impurities can include up to 1.7% by weight per component, up to 3.5% by weight in total and/or the components Fe, Ni, O, C, P, S.
  • the Mo component can introduce hardness and tribooxides for advantageous protection against wear.
  • the nickel or cobalt-based alloy is a NiMoCrSi alloy, namely T700, with 31-34% by weight Mo, 14.5-16.5% by weight Cr, 3-3.8% by weight Si and the rest Ni and unavoidable impurities.
  • the unavoidable impurities can include up to 3.2% by weight per component, up to 4.1% by weight in total and/or the components Fe, Co, O, C, P, S.
  • the Mo component can introduce hardness and tribooxides for advantageous protection against wear.
  • the nickel- or cobalt-based alloy is a CoCrWNi alloy with 24.5-26.5% by weight Cr, 6.5-8.0% by weight W, 9.5-11.5% by weight Ni, 0 - 0.6% by weight C, in particular 0.42 - 0.55% by weight C and the balance Co and unavoidable impurities.
  • the unavoidable impurities can include up to 2.2% by weight per component, up to 4.5% by weight in total and/or the components Fe, Mn, Si, P, S.
  • the W component can introduce hardness for advantageous protection against wear
  • a second aspect of the invention relates to a method for producing a spray powder for producing a wear protection layer of a component of an aircraft engine, in which a nickel or cobalt-based alloy is provided, mixed with aluminum and/or an aluminum alloy and melted and/or atomized together.
  • This represents an advantageous way of providing a spray powder that is suitable for producing a temperature- and oxidation-resistant wear protection layer from an aluminum-containing or alitated nickel or cobalt-based alloy.
  • the joint spraying or melting ensures that the aluminum is distributed relatively evenly in the powder from the outset, as a result of which a wear protection layer produced with the aid of the spray powder also has a relatively even distribution of aluminum from the outset. Additional features and their advantages emerge from the descriptions of the first aspect of the invention.
  • a third aspect of the invention relates to a method for producing an anti-wear layer on a component of an aircraft engine, in which a first powder made of a nickel or cobalt-based alloy is mixed with a second powder made of aluminum and/or an aluminum alloy, after which the first and second powder are applied to at least one Area of the component are thermally sprayed to produce the wear protection layer.
  • the first and second powders are preferably sprayed simultaneously if homogeneous mixing is desired. Alternatively, it can be provided that the first and the second powder are sprayed one after the other or in proportions that vary over time, in order to achieve a specific distribution of aluminum in the wear protection layer.
  • a fourth aspect of the invention relates to a method for producing an anti-wear layer on a component of an aircraft engine, in which a composite powder consists of a first powder consisting of a nickel or cobalt-based alloy and a second powder consisting of aluminum and/or an aluminum alloy , is produced, after which the composite powder is thermally sprayed onto at least a region of the component in order to produce the anti-wear layer.
  • a composite powder consists of a first powder consisting of a nickel or cobalt-based alloy and a second powder consisting of aluminum and/or an aluminum alloy
  • the composite powder can generally consist of loose and/or bonded powder particles.
  • a composite powder is used which is sprayed as one component to produce the aluminated wear protection layer. In this way, a particularly uniform distribution of the aluminum in the anti-wear layer can be ensured. Further features and their advantages result from the descriptions of the preceding aspects of the invention.
  • a fifth aspect of the invention relates to a component for an aircraft engine, which is provided with a wear protection layer at least in certain areas.
  • the anti-wear layer consists of an aluminated nickel or cobalt-based alloy.
  • the wear protection layer With the help of the wear protection layer, the component can also be used reliably in an aircraft engine at temperatures above 900 °C. Further features and their advantages result from the descriptions of the preceding aspects of the invention.
  • a sixth aspect of the invention relates to an aircraft engine which comprises at least one component according to the fifth aspect of the invention and/or which comprises at least one component which has a wear protection layer which is produced according to the first aspect of the invention and/or which is produced from one according to the second aspect of the invention
  • Spray powder is produced and / or is produced by a method according to the third or fourth aspects of the invention.
  • the component can also be used reliably in the aircraft engine at temperatures above 900° C., as a result of which the aircraft engine has increased efficiency. Further Features and their advantages result from the descriptions of the preceding aspects of the invention.
  • the only figure shows a diagram in which an aluminum concentration C on the ordinate and a distance A on the abscissa from an interface marked "0" of a wear protection layer made of a nickel or cobalt-based alloy of a component of an aircraft engine at three different times t 1 , t 2 , t 3 is plotted.
  • a wear protection layer made of a nickel or cobalt-based alloy of a component of an aircraft engine at three different times t 1 , t 2 , t 3 is plotted.
  • Ni- or Co-based wear protection layers cannot be used stably above 900°C due to their composition according to the current state of the art. The reason for this is the failure of the layer due to oxidation at high temperatures.
  • the present invention is based on the finding that aluminum can be introduced as temperature and oxidation protection by diffusion in typical Ni or Co-based wear protection layers, whereby the resulting alitised wear protection layers can also be operated reliably above 900 °C.
  • the wear protection layers should preferably be able to be produced by thermal spraying.
  • the wear protection layers were evaluated metallographically in each case.
  • an element analysis (EDX) was carried out on the section after the gas phase alitization and the subsequent vacuum heat treatment in order to understand how far the aluminum had diffused into the wear protection layers.
  • the aluminum content C on the surface of the aluminized layer S decreases after the heat treatment (dashed line t 2 ), in contrast the aluminum can be detected at a greater distance from the layer surface compared to the wear protection layer after aluminizing (dotted line t 1 ). Even after this heat treatment, which was carried out at the same temperature as the alitizing, there is still no homogeneous distribution of the aluminum over the layer thickness A.
  • the temperature can be between 750° C. and 900° C. or more.
  • the Al-containing slip After the Al-containing slip has been applied, it is diffusion annealed by heat treatment in a protective gas. The temperature in this type of alitizing is lower compared to gas phase alitizing. After diffusion annealing, all wear protection layers show a clear layer structure, consisting of a coating layer, a diffusion zone and a zone in which the lamellar thermal spray layer can still be clearly seen. The resulting overlay layers differ significantly between the Co and Ni base layers. While a dense overlay layer forms in the case of the Ni base layer, it is riddled with pores in the case of the two Co base layers.
  • aluminated anti-wear layers were produced from Ni-based alloys as well as from Co-based alloys. In general, not just the above alloys, but all Ni- or Co-based alloys can be aluminized in the manner described.
  • an optimal wear protection layer can be produced for each component, which has a uniform or non-uniform profile of the aluminum concentration C starting from the layer surface.
  • the course of the aluminum concentration C can homogenize after a certain time due to further diffusion during operation of the component.
  • aluminum powder can be added to the Co- or Ni-based powder before thermal spraying. If the powder is evenly mixed, a homogeneous or at least largely homogeneous distribution of the aluminum in the composite layer results immediately after the thermal spraying. Should difficulties arise with this method due to segregation, it can alternatively be provided to bond the Co or Ni base powder with Al powder.
  • the composite powder produced in this way would also lead to a homogeneous or at least largely homogeneous Al distribution in the resulting anti-wear layer.
  • Another method is to add aluminum to the Ni or Co base alloy from which the powder for the anti-wear layer is made.
  • spray powder with the desired Al content is already present after atomization.
  • no undesired separation of the aluminum or demixing is to be expected with this variant.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, bei welchem das Bauteil zunächst zumindest bereichsweise mit einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung beschichtet und anschließend alitiert wird. Die Erfindung betrifft weiterhin ein Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Bauteil für ein Flugtriebwerk sowie ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein derartiges Bauteil umfasst.

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, ein Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist, sowie ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein solches Bauteil umfasst.
  • In Flugtriebwerken kommt es an Kontaktstellen von Bauteilen durch Vibration und Reibung zu Verschleiß. Um den Grundwerkstoff der einzelnen Bauteile vor diesem Verschleiß zu schützen, werden häufig thermisch gespritzte Verschleißschutzschichten aufgebracht. Eine typische Verschleißschutzschicht ist beispielsweise eine thermisch gespritzte Tribaloy T800 Schicht. Bei dieser Schicht, die bis ca. 900 °C eingesetzt werden kann, handelt es sich um ein Cobaltbasis-Pulver, das üblicher Weise via Hochgeschwindigkeitsflammspritzen (HVOF) aufgebracht wird. Es ist ebenfalls bekannt, Nickelbasis-Pulver zur Herstellung solcher Verschleißschichten zu verwenden.
  • Die Einsatztemperaturen von Verschleißschutzschichten sind aufgrund von Oxidation bei hohen Temperaturen begrenzt. Werden die Schichten über der angegebenen Temperatur von ca. 900 °C eingesetzt, oxidieren diese stark und der Verschleißschutz für den Grundwerkstoff des Bauteils ist nicht weiter gegeben. Ein Angriff des Grundwerkstoffs führt in der Folge zu frühzeitigen Reparaturen oder erfordert den Austausch des Bauteils. Zukünftige Triebwerksprogramme zielen zum Erreichen der geforderten Effizienz auf immer höhere Temperaturen ab. Daraus ergibt sich die Notwendigkeit von Verschleißschutzschichten, die auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig eingesetzt werden kann.
  • Aufgaben der vorliegenden Erfindung bestehen darin, ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, ein Verfahren zum Herstellen eines
  • Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist, sowie ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein solches Bauteil umfasst, bereitzustellen, wobei die jeweiligen Verschleißschutzschichten auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig eingesetzt werden können.
  • Die Aufgaben werden erfindungsgemäß durch ein Verfahren gemäß Anspruch 1 zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, ein Verfahren gemäß Anspruch 8 zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Verfahren gemäß Anspruch 9 zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Verfahren gemäß Anspruch 10 zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Bauteil gemäß Anspruch 11, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist, sowie ein Flugtriebwerk gemäß Anspruch 12, welches wenigstens ein solches Bauteil umfasst. Vorteilhafte Ausgestaltungen mit zweckmäßigen Weiterbildungen der Erfindung sind in den jeweiligen Unteransprüchen angegeben, wobei vorteilhafte Ausgestaltungen jedes Erfindungsaspekts als vorteilhafte Ausgestaltungen der jeweils anderen Erfindungsaspekte anzusehen sind.
  • Ein erster Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, bei welchem das Bauteil erfindungsgemäß zunächst zumindest bereichsweise mit einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung beschichtet und anschließend alitiert wird. Mit anderen Worten ist es erfindungsgemäß vorgesehen, dass in die Verschleißschutzschicht nachträglich Aluminium bzw. eine Aluminiumlegierung eingebracht wird, welches bzw. welche die Verschleißschutzschicht durch eindiffundiertes Aluminium vor Oxidation schützt. Im Rahmen der vorliegenden Offenbarung sind unter dem Begriff "Aluminium" auch immer "Aluminiumlegierungen" als mitumfasst anzusehen. Alitieren bezeichnet im Rahmen der vorliegenden Offenbarung die Anreicherung von Aluminium in der Verschleißschutzschicht, welche danach vor Hochtemperaturoxidation aber auch gegen den Angriff anderer Elemente besser geschützt ist und daher auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig betrieben werden kann. Die Anreicherung des Aluminiums kann nur oberflächlich sein oder tiefer in die Verschleißschutzschicht vordringen. Im Extremfall liegt das Aluminium zumindest im Wesentlichen gleichmäßig in der Verschleißschutzschicht verteilt vor. Generell sind "ein/eine" im Rahmen dieser Offenbarung als unbestimmte Artikel zu lesen, also ohne ausdrücklich gegenteilige Angabe immer auch als "mindestens ein/mindestens eine". Umgekehrt können "ein/eine" auch als "nur ein/nur eine" verstanden werden.
  • In einer vorteilhaften Ausgestaltung ist vorgesehen, dass die Nickel- oder Cobaltbasislegierung durch eine Gasphasenalitierung und/oder durch eine Schlickeralitierung und/oder durch Pulverpackalitieren alitiert wird. Mit anderen Worten kann das Aluminium über einen Gasphasenprozess, beispielsweise chemische Gasphasenabscheidung (CVD), und/oder über ein Schlickerverfahren in die Verschleißschutzschicht eingebracht werden. Hierdurch kann die Verschleißschutzschicht optimal in Abhängigkeit der Geometrie und des Grundwerkstoffs des Bauteils alitiert werden.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die Verschleißschutzschicht nach dem Alitieren einer Wärmebehandlung unterzogen. Hierdurch kann die Verteilung des Aluminiums innerhalb der Verschleißschutzschicht gezielt eingestellt werden, da das Aluminium durch die Wärmebehandlung in das Innere der Verschleißschutzschicht diffundiert. Ferner ist anzunehmen, dass sich im Betrieb der Verschleißschutzschicht bei hohen Temperaturen in einem Flugtriebwerk nach einer bestimmten Zeit eine relativ homogene Verteilung des Aluminiums über die Zeit einstellt. Durch eine gezielte Wärmebehandlung kann dieser Zustand von vornherein hergestellt werden, so dass sich die Eigenschaften der Verschleißschutzschicht im späteren Betrieb zumindest im Wesentlichen nicht mehr ändern, selbst wenn es bei hohen Temperaturen zu einer Interdiffusion mit dem Grundwerkstoff kommt, der eine andere chemische Zusammensetzung aufweisen kann als die Verschleißschutzschicht. Zusätzlich können durch die Wärmebehandlung die Struktur und das Gefüge der Verschleißschutzschicht verändert werden. Unter einer Wärmebehandlung ist im Rahmen der vorliegenden Offenbarung ein Verfahren zur Behandlung des mit der Verschleißschutzschicht versehenen Bauteils zu verstehen, bei dem zumindest die Verschleißschutzschicht oder das gesamte Bauteil kontrolliert erwärmt und wieder abgekühlt wird.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung umfasst die Wärmebehandlung ein Diffusionsglühverfahren, welches besonders gut geeignet ist, um Gefügeinhomogenitäten zu reduzieren. Alternativ oder zusätzlich ist es vorgesehen, dass die Wärmebehandlung bei gegenüber Normaldruck vermindertem Druck und/oder unter Schutzgasatmosphäre durchgeführt wird. Hierdurch können insbesondere der Sauerstoffgehalt kontrolliert und unerwünschte Oxidation vermieden werden.
  • Weitere Vorteile ergeben sich, indem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung nach dem Aufbringen auf das Bauteil und vor dem Alitieren zumindest bereichsweise vernickelt wird. Durch eine vorzugsweise galvanische Vernickelung der Verschleißschutzschicht kann die Diffusion des Aluminiums in die Schicht gefördert werden. Bei Nickelbasislegierungen ist dieser Schritt häufig nicht notwendig, im Einzelfall aber dennoch hilfreich.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Nickel- oder Cobaltbasislegierung ausgewählt ist aus CoMoCrSi-Legierungen, insbesondere T800, NiMoCrSi-Legierungen und CoCrWNi-Legierungen. Hierdurch können die Vorteile der erfindungsgemäß hergestellten Verschleißschutzschicht für im Triebwerksbau gängige und bewährte Legierungen realisiert werden.
  • In einer Ausgestaltung der Erfindung ist die Nickel- oder Cobaltbasislegierung eine CoMoCrSi-Legierung, nämlich T800, mit 27 - 30 Gew.% Mo, 16,5 - 18,5 Gew % Cr, 3-3,8 Gew % Si und dem Rest Co und unvermeidbaren Verunreinigungen. Dabei können die unvermeidbaren Verunreinigungen bis zu 1,7 Gew % pro Bestandteil, bis zu 3,5 Gew % in Summe und/oder die Bestandteile Fe, Ni, O, C, P, S umfassen. Der Mo-Bestandteil kann dabei Härte und Tribooxide für einen vorteilhaften Verschleißschutz einbringen.
  • In einer Ausgestaltung der Erfindung ist die Nickel- oder Cobaltbasislegierung eine NiMoCrSi-Legierung, nämlich T700, mit 31 - 34 Gew.% Mo, 14,5 - 16,5 Gew % Cr, 3-3,8 Gew % Si und dem Rest Ni und unvermeidbaren Verunreinigungen. Dabei können die unvermeidbaren Verunreinigungen bis zu 3,2 Gew % pro Bestandteil, bis zu 4,1 Gew % in Summe und/oder die Bestandteile Fe, Co, O, C, P, S umfassen. Der Mo-Bestandteil kann dabei Härte und Tribooxide für einen vorteilhaften Verschleißschutz einbringen.
  • In einer Ausgestaltung der Erfindung ist die Nickel- oder Cobaltbasislegierung eine CoCrWNi-Legierung mit 24,5 - 26,5 Gew.% Cr, 6,5 - 8,0 Gew.% W, 9,5 - 11,5 Gew.% Ni, 0 - 0,6 Gew.% C, insbesondere 0,42 - 0,55 Gew.% C und dem Rest Co und unvermeidbare Verunreinigungen. Dabei können die unvermeidbaren Verunreinigungen bis zu 2,2 Gew.% pro Bestandteil, bis zu 4,5 Gew.% in Summe und/oder die Bestandteile Fe, Mn, Si, P, S umfassen. Der W-Bestandteil kann dabei Härte für einen vorteilhaften Verschleißschutz einbringen
  • Ein zweiter Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, bei welchem eine Nickel- oder Cobaltbasislegierung bereitgestellt, mit Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung versetzt und gemeinsam aufgeschmolzen und/oder verdüst wird. Dies stellt eine vorteilhafte Möglichkeit zur Bereitstellung eines Spritzpulvers dar, das sich zur Herstellung einer temperatur- und oxidationsbeständigen Verschleißschutzschicht aus einer Aluminium-haltigen bzw. alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung eignet. Durch das gemeinsame Verdüsen bzw. Aufschmelzen ist sichergestellt, dass das Aluminium von vornherein relativ gleichmäßig im Pulver verteilt vorliegt, wodurch eine mit Hilfe des Spritzpulvers hergestellte Verschleißschutzschicht ebenfalls von vornherein eine relativ gleichmäßige Verteilung von Aluminium aufweist. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen des ersten Erfindungsaspekts.
  • Ein dritter Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein erstes Pulver aus einer Nickeloder Cobaltbasislegierung mit einem zweiten Pulver aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung vermischt wird, wonach das erste und zweite Pulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt werden, um die Verschleißschutzschicht herzustellen. Dies stellt eine weitere vorteilhafte Alternative zur Herstellung einer temperatur- und oxidationsbeständigen Verschleißschutzschicht aus einer Aluminium-haltigen bzw. alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung dar. Vorzugsweise werden das erste und das zweite Pulver gleichzeitig gespritzt, wenn eine homogene Vermischung gewünscht ist. Alternativ kann es vorgesehen sein, dass das erste und das zweite Pulver nacheinander oder in zeitlich variierenden Mengenanteilen gespritzt werden, um eine bestimmte Aluminium-Verteilung in der Verschleißschutzschicht zu erzielen.
  • Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.
  • Ein vierter Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein Verbundpulver aus einem ersten Pulver, welches aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung besteht, und einem zweiten Pulver, welches aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung besteht, hergestellt wird, wonach das Verbundpulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt wird, um die Verschleißschutzschicht herzustellen. Dies stellt eine weitere vorteilhafte Alternative zur Herstellung einer temperatur- und oxidationsbeständigen Verschleißschutzschicht aus einer Aluminium-haltigen bzw. alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung dar. Das Verbundpulver kann generell aus losen und/oder verklebten Pulverpartikeln bestehen. Anstelle der Verwendung von zwei unterschiedlichen Pulvern wird ein Verbundpulver verwendet, welches als eine Komponente gespritzt wird, um die alitierte Verschleißschutzschicht herzustellen. Hierdurch kann eine besonders gleichmäßige Verteilung des Aluminiums in der Verschleißschutzschicht sichergestellt werden. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.
  • Ein fünfter Aspekt der Erfindung betrifft ein Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist. Erfindungsgemäß besteht die Verschleißschutzschicht aus einer alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung. Mit Hilfe der Verschleißschutzschicht kann das Bauteil auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig in einem Flugtriebwerk eingesetzt werden. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.
  • Ein sechster Aspekt der Erfindung betrifft ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein Bauteil gemäß dem fünften Erfindungsaspekt umfasst und/oder welches wenigstens ein Bauteil umfasst, das eine Verschleißschutzschicht aufweist, die gemäß dem ersten Erfindungsaspekt hergestellt ist und/oder die aus einem gemäß dem zweiten Erfindungsaspekt hergestellten Spritzpulvers erzeugt ist und/oder die mittels eines Verfahrens nach dem dritten oder vierten Erfindungsaspekte hergestellt ist. Hierdurch kann das Bauteil auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig in dem Flugtriebwerk eingesetzt werden, wodurch das Flugtriebwerk eine erhöhte Effizienz besitzt. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.
  • Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen, den Figuren und der Figurenbeschreibung. Die vorstehend in der Beschreibung genannten Merkmale und Merkmalskombinationen, sowie die nachfolgend in der Figurenbeschreibung genannten und/oder in der Figur alleine gezeigten Merkmale und Merkmalskombinationen sind nicht nur in der jeweils angegebenen Kombination, sondern auch in anderen Kombinationen verwendbar, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen. Es sind somit auch Ausführungen von der Erfindung als umfasst und offenbart anzusehen, die in der Figur nicht explizit gezeigt und erläutert sind, jedoch durch separierte Merkmalskombinationen aus den erläuterten Ausführungen hervorgehen und erzeugbar sind. Es sind auch Ausführungen und Merkmalskombinationen als offenbart anzusehen, die somit nicht alle Merkmale eines ursprünglich formulierten unabhängigen Anspruchs aufweisen. Es sind darüber hinaus Ausführungen und Merkmalskombinationen, insbesondere durch die oben dargelegten Ausführungen, als offenbart anzusehen, die über die in den Rückbezügen der Ansprüche dargelegten Merkmalskombinationen hinausgehen oder von diesen abweichen. Dabei zeigt die einzige Figur ein Diagramm der Aluminium-Verteilung in einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks durch Diffusion zu unterschiedlichen Zeiten.
  • Die einzige Figur zeigt ein Diagramm, in welchem auf der Ordinate eine AluminiumKonzentration C und auf der Abszisse ein Abstand A von einer mit "0" gekennzeichneten Grenzfläche einer Verschleißschutzschicht aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung eines Bauteils eines Flugtriebwerks zu drei unterschiedlichen Zeiten t1, t2, t3 aufgetragen ist. Links von der mit 0 gekennzeichneten Grenzfläche der ursprünglichen Verschleißschutzschicht befindet sich die jeweils erzeugte Alitierschicht S, während sich rechts von der mit 0 gekennzeichneten Schichtoberfläche die Verschleißschutzschicht erstreckt.
  • Ni- oder Co-Basis-Verschleißschutzschichten können auf Grund ihrer Zusammensetzung nach dem aktuellen Stand der Technik nicht stabil über 900°C eingesetzt werden. Grund hierfür ist das Versagen der Schicht durch Oxidation bei hohen Temperaturen. Die vorliegende Erfindung basiert auf der Erkenntnis, dass Aluminium als Temperatur- und Oxidationsschutz durch Diffusion in typische Ni- oder Co-Basis-Verschleißschutzschichten eingebracht werden kann, wodurch die entstandenen alitierten Verschleißschutzschichten auch oberhalb von 900 °C zuverlässig betrieben werden können. Die Verschleißschutzschichten sollen vorzugsweise durch thermisches Spritzen hergestellt werden können.
  • Die Herstellbarkeit einer Hochtemperaturverschleißschutzschicht, durch Eindiffundieren von Aluminium als Oxidationsschutz in bestehende Verschleißschutzschichten wurde in den folgenden Versuchen nachgewiesen. Es wurden insgesamt drei unterschiedliche Verschleißschutzschichten auf Co-Basis (zum Beispiel CoMoCrSi) bzw. Ni-Basis (zum Beispiel NiMoCrSi) durch thermisches Spritzen auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks hergestellt und anschließend alitiert. Das Aluminium wurde dabei in manchen Versuchen durch eine Gasphasenalitierung und in anderen Versuchen über eine Schlickerroute in die jeweilige Verschleißschutzschicht eingebracht. Anschließend wurde ein Teil der beschichteten Bauteile im Vakuum wärmebehandelt.
  • Die Verschleißschutzschichten wurden jeweils metallographisch ausgewertet. Zudem wurde nach der Gasphasenalitierung sowie nach der anschließenden Vakuum-Wärmebehandlung eine Elementanalyse (EDX) am Schliff durchgeführt, um nachzuvollziehen, wie weit das Aluminium in die Verschleißschutzschichten eindiffundiert ist.
    • 1. Gasphasenalitierung
  • Nach der Gasphasenalitierung (CVD) wurde sowohl in der Ni-Basis- Verschleißschutzschicht als auch in den beiden Co-Basis-Verschleißschutzschichten eindiffundiertes Aluminium nachgewiesen. Der Al-Gehalt ist an der Schichtoberfläche am höchsten und nimmt mit zunehmendem Abstand A zur Oberfläche der Verschleißschutzschicht ab. Dieses Verhalten ist typisch für Diffusionsschichten. Aus diesem Grund wurde im Anschluss an das Gasphasenalitieren ein zusätzliches Diffusionsglühen im Vakuum durchgeführt, um eine gleichmäßigere Verteilung des Al-Gehalts über die Schichtdicke A der Verschleißschutzschichten zu erzielen. Die Auswertung der Elementanalyse (EDX) nach dem Diffusionsglühen ist in der Figur dargestellt. Der Aluminiumgehalt C an der Schichtoberfläche der Alitierung S sinkt nach der Wärmebehandlung (gestrichelte Linie t2) ab, im Gegenzug ist das Aluminium im Vergleich zur Verschleißschutzschicht nach dem Alitieren (gepunktete Linie t1) in größerem Abstand zur Schichtoberfläche nachweisbar. Auch nach dieser Wärmebehandlung, die bei gleicher Temperatur wie die Alitierung durchgeführt wurde, liegt noch keine homogene Verteilung des Aluminiums über die Schichtdicke A vor. Die Temperatur kann beispielsweise zwischen 750 °C und 900 °C oder mehr betragen. Durch eine Verlängerung der Wärmebehandlung und/oder durch die Temperaturen während des Betriebs des Bauteils im Flugtriebwerk diffundiert das Aluminium weiter und verteilt sich gleichmäßig in der Verschleißschutzschicht, so dass sich eine Gleichverteilung der Al-Konzentration C über die Dicke der Verschleißschutzschicht ergibt. Dies ist mit der Verteilungskurve t3 schematisch dargestellt.
    • 2. Schlickeralitierung
  • Nach dem Aufbringen des Al-haltigen Schlickers wird dieser durch eine Wärmebehandlung im Schutzgas diffusionsgeglüht. Die Temperatur bei dieser Art des Alitierens ist im Vergleich zur Gasphasenalitierung niedriger. Alle Verschleißschutzschichten zeigen nach dem Diffusionsglühen eine deutliche Lagigkeit, bestehend aus einer Auflageschicht, einer Diffusionszone, sowie einer Zone, in der die lamellenartige thermische Spritzschicht noch deutlich zu erkennen ist. Die entstehenden Auflageschichten unterscheiden sich zwischen den Co- und Ni-Basisschichten deutlich. Während sich bei der Ni-Basisschicht eine dichte Auflageschicht bildet, ist sie bei den beiden Co-Basisschichten von Poren durchsetzt.
  • Beim Einbringen von Aluminium in die Verschleißschutzschicht sollte darauf geachtet werden, dass die eigentliche Aufgabe des Verschleißschutzes erhalten bleibt. Das bedeutet, dass nach dem Alitieren der Schicht eine ähnliche Härte vorliegen und die geforderte Verschleißbeständigkeit sichergestellt sein muss. Ein zu hoher oder zu niedriger Al-Gehalt sollte daher in der Regel vermieden werden.
  • Es wurde gezeigt, dass durch Diffusion Aluminium in thermisch gespritzte Verschleißschutzschichten eingebracht werden kann. Dabei wurden sowohl alitierte Verschleißschutzschichten aus Ni-Basislegierungen als auch aus Co-Basislegierungen hergestellt. Generell können nicht nur die oben genannten, sondern sämtliche Ni- bzw. Co-Basislegierungen in der beschriebenen Weise alitiert werden.
  • Je nach Verfahren und Art und Dauer einer anschließenden Wärmebehandlung ergibt sich eine hohe Konzentration des Aluminiums an der Oberfläche der Verschleißschutzschicht, die je nach Schichtzusammensetzung mehr oder weniger stark mit dem Abstand A zur Schichtoberfläche abnimmt. Es konnte gezeigt werden, dass sich die Verteilung des Aluminiums durch eine anschließende Wärmebehandlung und damit durch eine Weiterdiffusion des Aluminiums anpassen lässt. Ferner ist anzunehmen, dass sich im Betrieb der Verschleißschutzschicht bei hohen Temperaturen nach einer bestimmten Zeit eine homogene oder zumindest quasi-homogene Verteilung des Aluminiums über die Zeit einstellt (t3).
  • Durch die Auswahl des passenden Alitierungsverfahrens und einer Parameteroptimierung kann für jedes Bauteil eine optimale Verschleißschutzschicht erzeugt werden kann, die einen gleichmäßigen oder ungleichmäßigen Verlauf der Aluminiumkonzentration C von der Schichtoberfläche ausgehend aufweist. Der Verlauf der Aluminiumkonzentration C kann sich durch Weiterdiffusion im Betrieb des Bauteils nach einer bestimmten Zeit homogenisieren.
  • Um von Beginn an eine homogene Verteilung des Aluminiums über die Schichtdicke der Verschleißschutzschicht zu erreichen, kann es vorgesehen sein, dem Co- oder Ni-Basis-Pulver vor dem thermischen Spritzen Aluminiumpulver beizumischen. Bei einer gleichmäßigen Durchmischung des Pulvers ergibt sich so direkt nach dem thermischen Spritzen eine homogene oder zumindest weitgehend homogene Verteilung des Aluminiums im Schichtverbund. Sollten bei dieser Methode Schwierigkeiten durch Entmischung auftreten, kann es alternativ vorgesehen sein, das Co- oder Ni-Basispulver mit Al-Pulver zu verkleben. Das so hergestellte Verbundpulver würde ebenfalls zu einer homogenen oder zumindest weitgehend homogenen Al-Verteilung in der resultierenden Verschleißschutzschicht führen.
  • Eine weitere Methode besteht darin, bereits der Ni- oder Co-Ausgangslegierung, aus der das Pulver für die Verschleißschutzschicht hergestellt wird, Aluminium beizumischen. Nach der Verdüsung liegt in diesem Fall schon Spritzpulver mit dem gewünschten Al-Gehalt vor. Bei dieser Variante ist zudem keine unerwünschte Separation des Aluminiums bzw. keine Entmischung zu erwarten.
  • Die in den Unterlagen angegebenen Parameterwerte zur Definition von Prozess- und Messbedingungen für die Charakterisierung von spezifischen Eigenschaften des Erfindungsgegenstands sind auch im Rahmen von Abweichungen - beispielsweise aufgrund von Messfehlern, Systemfehlern, Einwaagefehlern, DIN-Toleranzen und dergleichen - als vom Rahmen der Erfindung mitumfasst anzusehen.
    • Bezugszeichenliste:
    • C
    Konzentration Aluminium
    A
    Abstand von einer Grenzfläche einer Verschleißschutzschicht
    0
    Grenzfläche der Verschleißschutzschicht
    S
    Alitierung
    t1-t3
    Zeitpunkte einer Wärmebehandlung

Claims (12)

  1. Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, bei welchem das Bauteil zunächst zumindest bereichsweise mit einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung beschichtet und anschließend alitiert wird.
  2. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung durch eine Gasphasenalitierung und/oder durch eine Schlickeralitierung und/oder durch Pulverpackalitieren alitiert wird.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei welchem die Verschleißschutzschicht nach dem Alitieren einer Wärmebehandlung unterzogen wird.
  4. Verfahren nach Anspruch 3, bei welchem die Wärmebehandlung ein Diffusionsglühverfahren umfasst und/oder bei welchem die Wärmebehandlung bei gegenüber Normaldruck vermindertem Druck und/oder unter Schutzgasatmosphäre durchgeführt wird.
  5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei welchem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung nach dem Aufbringen auf das Bauteil und vor dem Alitieren zumindest bereichsweise vernickelt wird.
  6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei welchem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung ausgewählt ist aus CoMoCrSi-Legierungen, insbesondere T800, NiMoCrSi-Legierungen und CoCrWNi-Legierungen.
  7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, bei welchem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung ausgewählt ist aus einer der folgenden Legierungen:
    einer CoMoCrSi-Legierung, nämlich T800 mit folgender Zusammensetzung Mo: 27 - 30 Gew.%, Cr: 16,5 - 18,5 Gew %, Si: 3-3,8 Gew %,
    Rest Co und unvermeidbare Verunreinigungen.
    einer NiMoCrSi-Legierung, nämlich T700 mit folgender Zusammensetzung: Mo: 31 - 34 Gew.%, Cr: 14,5 - 16,5 Gew %, Si: 3-3,8 Gew %,
    Rest Ni und unvermeidbare Verunreinigungen.
    einer CoCrWNi-Legierung mit folgender Zusammensetzung: Cr: 24,5 - 26,5 Gew.%, W: 6,5 - 8,0 Gew.%, Ni: 9,5 - 11,5 Gew.%, C: 0 - 0,6 Gew.%, insbesondere 0,42 - 0,55 Gew.%,
    Rest Co und unvermeidbare Verunreinigungen.
  8. Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, bei welchem eine Nickel- oder Cobaltbasislegierung bereitgestellt, mit Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung versetzt und gemeinsam aufgeschmolzen und/oder verdüst wird.
  9. Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein erstes Pulver aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung mit einem zweiten Pulver aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung vermischt wird, wonach das erste und zweite Pulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt werden, um die Verschleißschutzschicht herzustellen.
  10. Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein Verbundpulver aus einem ersten Pulver, welches aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung besteht, und einem zweiten Pulver, welches aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung besteht, hergestellt wird, wonach das Verbundpulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt wird, um die Verschleißschutzschicht herzustellen.
  11. Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Verschleißschutzschicht aus einer alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung besteht.
  12. Flugtriebwerk, welches wenigstens ein Bauteil gemäß Anspruch 10 umfasst und/oder welches wenigstens ein Bauteil umfasst, das eine Verschleißschutzschicht aufweist, die gemäß einem der Ansprüche 1 bis 7 hergestellt ist und/oder die aus einem gemäß Anspruch 8 hergestellten Spritzpulvers erzeugt ist und/oder die mittels eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 9 bis 10 hergestellt ist.
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