ES2552474T3 - Método para la fabricación de un revestimiento - Google Patents

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ES2552474T3 ES12163066.9T ES12163066T ES2552474T3 ES 2552474 T3 ES2552474 T3 ES 2552474T3 ES 12163066 T ES12163066 T ES 12163066T ES 2552474 T3 ES2552474 T3 ES 2552474T3
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Abstract

Método para la fabricación de un revestimiento (20, 24, 32, 44) en un elemento de una turbomáquina, especialmente de una turbina de gas, caracterizada por los pasos: - Recubrimiento y fabricación del revestimiento (20, 24, 32, 44) en un elemento de la turbomáquina mediante un método cinético de compactación de gas frío (K3), - siendo el elemento un elemento (16) estático o rotatorio de la turbomáquina, y - que se caracteriza por que el recubrimiento del revestimiento (20, 24, 32, 44) se lleva a cabo sobre el elemento (16) estático o rotatorio según un modelo de capas prefijado para la conformación de una estructura y/o un contorno en y/o al revestimiento (20, 24, 32, 44) y - que la estructura está conformada a modo de panal de abejas.

Description

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DESCRIPCION
Metodo para la fabricacion de un revestimiento
(0001) La invencion hace referencia a un metodo para fabricar un revestimiento en un elemento de una turbomaquina, especialmente de una turbina de gas. La invencion hace referencia ademas a un correspondiente revestimiento fabricado, asi como a un elemento estatico o rotatorio de una turbomaquina con semejante revestimiento. Los revestimientos se utilizan especialmente en los denominados sistemas de posicion de fision en los componentes de compresores y componentes de turbinas de turbomaquinas. Los revestimientos tienen el objetivo de mantener al minimo una ranura obturadora del sistema de alabes rotatorio respecto a una carcasa, como tambien la ranura de un sistema de alabes fijo respecto al cubo del rotor giratorio, y con ello, garantizar un funcionamiento estable de la turbomaquina con un alto grado de eficiencia. Habitualmente, los elementos rotatorios de la turbina presentan alerones obturadores, que segun se conoce funcionan contra los revestimientos u obturaciones. Semejante obturador en forma de panal se manifiesta en el documento WO 2004/061340 A1. Es conocido el unir los revestimientos con los correspondientes componentes de compresor o de turbina mediante medios de fijacion mecanicos, mediante soldeo, soldadura o soldadura por laser. Ademas es conocido, el recubrir los revestimientos mediante metodos de fabricacion generativos o metodos de pulverizacion termicos, directamente sobre los componentes del compresor o de la turbina. Es desventajoso, sin embargo, en los metodos de fijacion y recubrimiento conocidos que no se puede obtener siempre suficiente adhesividad entre el revestimiento y el componente de compresor o turbina.
(0002) El documento WO2011/141017 A2 describe un metodo para la fabricacion de un revestimiento en un elemento de una turbomaquina, especialmente, de una turbina de gas, con el paso:
Recubrimiento y fabricacion del revestimiento en el elemento de la turbomaquina mediante un metodo cinetico de compactacion de gas frio - siendo el elemento un elemento estatico o rotatorio de la turbomaquina.
(0003) El documento DE 10 2009 018685 A1 describe un metodo para la fabricacion de un blindaje de una punta de alabe.
(0004) El documento US 2008/286108 A1 describe un metodo para recubrir un compresor o una turbina de punta de alabe de una rueda de alabes con particulas abrasivas.
(0005) Por ello, es objetivo de la presente invencion el poner a disposicion un metodo para la fabricacion de un revestimiento en un elemento de una turbomaquina, la cual garantiza una union segura entre la superficie del elemento y el revestimiento, y que ademas se puede realizar economicamente. Tambien es objetivo de la invencion presente el poner a disposicion un correspondiente revestimiento y un elemento de una turbomaquina con semejante revestimiento.
(0006) Los objetivos se cumplen conforme a la invencion mediante un metodo con las caracteristicas de la reivindicacion de la patente 1a, un revestimiento con las caracteristicas de la reivindicacion 7a, un elemento estatico o rotatorio de una turbomaquina con las caracteristicas de la reivindicacion 8a y un elemento con las caracteristicas de la reivindicacion 9a. Ejecuciones ventajosas de la invencion se indican en las siguientes reivindicaciones, teniendose en cuenta que las ejecuciones preferibles del metodo deben ser entendidas como ejecuciones preferibles del revestimiento conforme a la invencion y del elemento conforme a la invencion.
(0007) Un metodo conforme a la invencion para la fabricacion de un revestimiento en un elemento de una turbomaquina, especialmente de una turbina de gas, esta caracterizada por el siguiente paso: Recubrimiento y fabricacion del revestimiento en un elemento de la turbomaquina mediante un metodo cinetico compactacion de gas frio (K3), siendo el elemento un elemento estatico o rotatorio de la turbomaquina. Mediante la utilizacion conforme a la invencion de un metodo cinetico de compactacion de gas frio se consigue una union segura entre el elemento de la turbomaquina y el revestimiento. A traves de las altas velocidades de particulas utilizadas en el metodo cinetico de compactacion de gas frio surgen capas muy densas, que se agarran muy bien y fijamente a las correspondientes superficies del elemento. Ademas, mediante la utilizacion del metodo cinetico de compactacion de gas frio se evita, a menudo, un indeseado recubrimiento de material poroso, lo cual puede resultar en otros metodos de pulverizacion termicos, como proyeccion de plasma, proyeccion a la llama y proyeccion a la llama de alta velocidad, a causa de las fuertes turbulencias con el aire ambiente al recubrir y fabricar recubrimientos. En los materiales de origen en forma de polvo utilizados en el metodo conforme a la invencion para la fabricacion de los revestimientos se trata de materiales usados usualmente para revestimientos. Especialmente, se usan el adecuado polvo de metal o mezclas de polvo de metal o mezclas de polvos de ceramica. Especialmente, para la fabricacion del revestimiento para turbomaquinas se emplean aleaciones de aluminio. Ademas, a estos materiales basicos se pueden anadir sustancias de relleno inertes de materiales facilmente disociables, como el grafito, bentonita o nitruro de boro hexagonal. Tambien son posibles otros materiales adecuados o combinaciones de materiales, teniendo en cuenta que los mismos tienen que ser ductiles en el metodo de compactacion de gas frio.
(0008) En otras configuraciones ventajosas del metodo conforme a la invencion, antes del recubrimiento del revestimiento se recubre al menos una capa adhesiva y/o al menos una capa termoaislante, o bien, una capa de proteccion del fuego de titanio sobre una superficie del elemento estatico o rotatorio a ser recubierta con el
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revestimiento para la formacion de un revestimiento compuesto. Con ello, se puede fabricar la capa adhesiva y/o la capa termoaislante, o bien, la capa de proteccion del fuego de titanio de un metodo de pulverizacion termico. Especialmente, se puede usar aqui, a su vez, un metodo cinetico de compactacion de gas frio, mediante el cual se puede realizar ventajosamente en un dispositivo de pulverizacion la fabricacion del revestimiento compuesto. Sin embargo, tambien es posible que la capa adhesiva y/o la capa termoaislante, o bien, capa de proteccion del fuego de titanio sean recubiertas mediante una proyeccion a la llama, proyeccion a la llama de alta velocidad, proyeccion por arco y/o proyeccion de plasma.
(0009) Conforme a la invencion, despues del recubrimiento del revestimiento en el elemento estatico o rotatorio se conforma una estructura y/o contorno en y/o al revestimiento. Las estructuras y/o los contornos sirven para la mejora de la aerodinamica del revestimiento. Con ello, la estructura y/o el contorno pueden ser conformados mediante un metodo de remocion electroquimico, especialmente la remocion electroquimica (ECM) o el tratamiento de metal electroquimico preciso/ pulsado (PEM/PECM) o un metodo de remocion mecanico, especialmente, el taladrado o el fresado. Sin embargo, tambien es posible que el recubrimiento del revestimiento se lleve a cabo en el elemento estatico o rotatorio segun un modelo de capa pre-programado para la formacion de una estructura y/o un contorno en y/o al revestimiento. Asi puede utilizarse, por ejemplo, un modelo de capa pre- programado mediante un correspondiente dispositivo de recubrimiento y pulverizacion mandado por ordenador, para la formacion del revestimiento. Sin embargo, tambien es posible recubrir las zonas que no se recubren con el revestimiento del elemento estatico o rotatorio antes del recubrimiento del material en forma de polvo, mediante materiales adecuados del modo conocido. La estructura esta conformada a modo de panel de abejas. El recubrimiento y la fabricacion del revestimiento mediante el metodo cinetico de compactacion de gas frio son independientes de la superficie del elemento sobre el que se recubre el revestimiento. Mediante esto pueden incorporarse ventajosamente estructuras independientes de la superficie y/o contornos en y/o al revestimiento.
(0010) Ademas, el metodo conforme a la invencion para la fabricacion del revestimiento mediante el metodo cinetico de compactacion de gas frio es economico y puede emplearse tambien en la produccion en serie sin problemas.
(0011) La invencion hace referencia ademas a un revestimiento para un elemento estatico o rotatorio de una turbomaquina, especialmente una turbina de gas, fabricada segun un metodo descrito anteriormente. El revestimiento conforme a la invencion esta unido de forma segura con la superficie del elemento estatico o rotatorio y puede fabricarse economicamente.
(0012) Ademas, la invencion hace referencia a un elemento estatico o rotatorio de una turbomaquina, en especial, una turbina de gas, con al menos un revestimiento, que esta fabricado segun el metodo descrito anteriormente. Mediante la utilizacion del metodo cinetico de compactacion de gas frio para el recubrimiento y la fabricacion del revestimiento resulta un modo de construccion integral entre el elemento estatico o rotatorio y el revestimiento. Ademas, se crea una union segura entre el revestimiento y el elemento.
(0013) Otras configuraciones y ventajas del revestimiento conforme a la invencion y del elemento conforme a la invencion fueron descritas anteriormente.
(0014) Otras caracteristicas de la invencion resultan de las reivindicaciones, de los ejemplos de ejecucion, asi como de los dibujos. Las caracteristicas y las combinaciones de caracteristicas nombradas anteriormente en la descripcion, asi como las caracteristicas y las combinaciones de caracteristicas mencionadas a continuacion en los ejemplos de ejecucion no solo son utilizables en las respectivas combinaciones indicadas, sino que tambien pueden usarse en otras combinaciones, sin abandonar el marco de la invencion.
(0015) Se muestran:
Figura 1 una vista esquematica y cortada de un revestimiento conforme a la invencion dentro de una zona
de una turbomaquina segun una primera forma de ejecucion;
Figura 2 una vista esquematica y cortada de un revestimiento conforme a la invencion dentro de una zona
de una turbomaquina segun una segunda forma de ejecucion; y
Figura 3 una etapa del metodo representado esquematicamente para la creacion de una estructura en y/o
al revestimiento conforme a la invencion.
(0016) Los revestimientos (20, 24) representados en la Figura 1 son parte de un sistema obturador (10) como componentes de una turbina de gas de baja presion. Se observa que el sistema obturador (10) esta dispuesto en un espacio de anillo (30) entre una pared (22) de la turbina de gas de baja presion que limita con la corriente y una serie de alabes de rodete que comprende varios alabes de rodete (12) o un anillo de refuerzo (16) exterior dispuesto en una punta del alabe de rodete (14). El sistema obturador (10) comprende dos juntas de cierre (34, 36), estando dispuesta la segunda junta de cierre (36) en la direccion de la corriente (28) detras de la primera junta de cierre (34). Las juntas de cierre (34, 36) se componen respectivamente de un revestimiento (20, 24) dispuesto en un anillo de refuerzo (16) exterior, y respectivamente de una punta obturadora (18, 26) dispuesta de forma opuesta al respectivo revestimiento (20, 24) y en el lado interior la pared (22). Ademas, los revestimientos (20, 24)
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estan dispuestos unos tras otros en la direccion de la corriente (28). Los revestimientos (20, 24) se recubren y se fabrican sobre las correspondientes superficies del anillo de refuerzo (16) exterior mediante un metodo cinetico de compactacion de gas frio (K3). En el ejemplo de ejecucion representado, los revestimientos (20, 24) presentan una estructura de panel que tras el recubrimiento de los revestimientos (20, 24) se han incorporado en las mismas. La estructura y/o contorno pueden ser conformados por un metodo de remocion electroquimico, especialmente la remocion electroquimica (ECM) o el tratamiento de metal electroquimico preciso/ pulsado (PEM/PECM) o un metodo de remocion mecanico, especialmente el taladrado o el fresado. Sin embargo, tambien es posible que el recubrimiento del revestimiento se lleve a cabo en el elemento estatico o rotatorio segun un modelo de capa pre- programado para la formacion de una estructura y/o un contorno en y/o al revestimiento. Asi puede utilizarse, por ejemplo, un modelo de capa pre-programado mediante un correspondiente dispositivo de recubrimiento mandado por ordenador, para la formacion del revestimiento. Tambien es posible recubrir las zonas que no se recubren con el revestimiento del elemento estatico o rotatorio de la turbomaquina mediante materiales adecuados del modo conocido.
(0017) Los revestimientos (20, 24) pueden estar compuestos de materiales usados habitualmente. Son conocidos multiples materiales, cuya utilizacion se rige segun las zonas de empleo prefijadas. Como materiales de partida en forma de polvo se utilizan especialmente materiales metalicos para los revestimientos a ser fabricados. En parte, estos pueden ser combinados con materiales ceramicos, sirviendo estos especialmente como substancias de relleno inertes para el revestimiento. Como materiales metalicos se emplean especialmente aleaciones de aluminio. Sin embargo, tambien es posible usar plasticos adecuados que tienen que soportar las temperaturas de empleo dominantes en las distintas zonas de la turbomaquina. Ademas, se pueden integrar en las capas de pulverizacion metalicas del revestimiento substancias de relleno inertes de materiales facilmente disociables como, por ejemplo, grafito, bentonita, nitruro de boro hexagonal, fibras o compuestos de poliester. Asi se realiza un correspondiente funcionamiento sencillo y cuidadoso con el material.
(0018) La Figura 2 muestra una vista a modo de corte, esquematico y parcialmente cortado de un sistema obturador (10) conforme a una segunda forma de ejecucion. Se observa que el sistema obturador (10) a su vez esta dispuesto en el espacio de anillo (30) entre la pared (22) de una turbina de gas de baja presion que limita con la corriente y una serie de alabes de rodete que comprende varios alabes de rodete (12), o bien, el anillo de refuerzo (16) exterior dispuesto en la punta del alabe de rodete (14). El sistema obturador (10) comprende tambien en este ejemplo de ejecucion dos juntas de cierre (34, 36), estando situada la segunda junta de cierre (36) en la direccion de la corriente (28) detras de la primera junta de cierre (34). Al contrario de la primera forma de ejecucion representada en la Figura 1 del sistema obturador, la primera junta de cierre (34) comprende una punta obturadora (40) dispuesta en el anillo de refuerzo (16) exterior, estando dispuesta la punta obturadora (40) opuesta a un revestimiento situado en un lado interior de la pared (22) que limita con la corriente. La segunda junta de cierre (36) presenta en un anillo de refuerzo (16) una punta obturadora (42), que esta dispuesta opuesta a un revestimiento (44) situado en el lado interior de la pared (22).
(0019) Los revestimientos representados en los ejemplos de ejecucion no se limitan al ambito de las turbinas de gas de baja presion. Mas bien pueden utilizarse tambien el ambito de los compresores para el recubrimiento de los correspondientes lados interiores de la carcasa del compresor que estan opuestos a los alabes de rodete del compresor.
(0020) La Figura 3 muestra un revestimiento (20) recubierto y fabricado mediante el metodo cinetico de compactacion de gas frio. El recubrimiento del revestimiento (20) se llevo a cabo sobre un elemento rotatorio de una turbomaquina, exactamente en el anillo de refuerzo (16) exterior del alabe de rodete (12) de una turbina de gas de baja presion. Se observa que se baja una herramienta (46) para la remocion electroquimica, especialmente una correspondiente disposicion de electrodos sobre el revestimiento (20) (pasos parciales a) y b)). La estructura y conformacion de la herramienta (46) esta adaptada a la estructura a ser fabricada en el revestimiento (20). En la Figura 3b esta representada esquematicamente la creacion de la mencionada estructura en el revestimiento (20). Se observa que la herramienta (46) se baja sobre el revestimiento (20) y se introduce en el mismo. Aqui se representa el ejemplo de la denominada bajada electroquimica. Durante la bajada electroquimica se trata habitualmente con un electrodo la superficie de la pieza, en este caso el revestimiento (20), llevandose a cabo mediante reaccion electroquimica de la pieza, o bien, del revestimiento (20), con el electrolito que se encuentra entre el revestimiento (20) y la herramienta (46), una remocion de material en el revestimiento (20). En los denominados metodos EcM, PEM o PECM, la anchura de la ranura de trabajo entre el electrodo o la herramienta (46) y la herramienta o el revestimiento (20) es de una importancia esencial. Para la creacion de estructuras y formas mas finas se puede bajar la distancia a dimensiones en el ambito de 10 hasta 50 pm y por debajo. Para poder garantizar un intercambio de electrolitos correspondiente lo suficientemente grande en semejantes pequenas distancias, habitualmente se hace vibrar la herramienta (46) o la disposicion de electrolitos.
(0021) Despues de una estructuracion y/o un trazado de contorno correspondientes del revestimiento (20), la herramienta (46) se retira del revestimiento (20).

Claims (10)

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    REIVINDICACIONES
  2. 18.- Metodo para la fabricacion de un revestimiento (20, 24, 32, 44) en un elemento de una turbomaquina, especialmente de una turbina de gas, caracterizada por los pasos:
    - Recubrimiento y fabricacion del revestimiento (20, 24, 32, 44) en un elemento de la turbomaquina mediante un metodo cinetico de compactacion de gas frio (K3),
    - siendo el elemento un elemento (16) estatico o rotatorio de la turbomaquina, y
    - que se caracteriza por que el recubrimiento del revestimiento (20, 24, 32, 44) se lleva a cabo sobre el elemento (16) estatico o rotatorio segun un modelo de capas prefijado para la conformacion de una estructura y/o un contorno en y/o al revestimiento (20, 24, 32, 44) y
    - que la estructura esta conformada a modo de panal de abejas.
  3. 28.- Metodo segun la reivindicacion 1a, que se caracteriza por que antes del recubrimiento del revestimiento (20, 24, 32, 44) se recubre al menos una capa adhesiva y/o al menos una capa termoaislante, o bien, una capa de proteccion del fuego de titanio sobre una superficie del elemento (16) estatico o rotatorio a ser recubierta con el revestimiento (20, 24, 32, 44) para la formacion de un revestimiento compuesto.
  4. 38.- Metodo segun la reivindicacion 28, que se caracteriza por que la capa adhesiva y/o al menos una capa termoaislante, o bien, una capa de proteccion del fuego de titanio, se fabrican mediante un metodo de pulverizacion termico.
  5. 48.- Metodo segun la reivindicacion 38, que se caracteriza por que la capa adhesiva y/o al menos una capa termoaislante, o bien, una capa de proteccion del fuego de titanio, se fabrican mediante un metodo cinetico de compactacion de gas frio (K3).
  6. 58.- Metodo segun una de las reivindicaciones anteriores, que se caracteriza por que despues del recubrimiento del revestimiento (20, 24, 32, 44) sobre el elemento (16) estatico o rotatorio se conforma una estructura y/o contorno en y/o al revestimiento (20, 24, 32, 44).
  7. 68.- Metodo segun la reivindicacion 68, que se caracteriza por que la estructura y/o el contorno son conformados mediante un metodo de remocion electroquimico, especialmente la remocion electroquimica (ECM) o el tratamiento de metal electroquimico preciso/ pulsado (PEM/PECM) o un metodo de remocion mecanico, especialmente, el taladrado o el fresado.
  8. 78.- Revestimiento para un elemento un elemento estatico o rotatorio de la turbomaquina, especialmente de una turbina de gas, fabricada segun un metodo conforme a una de las reivindicaciones 18 hasta 68.
  9. 88.- Elemento estatico o rotatorio de la turbomaquina, especialmente de una turbina de gas, con al menos un revestimiento (20, 24, 32, 44) fabricado segun un metodo conforme a una de las reivindicaciones 18 hasta 68.
  10. 98.- Elemento segun la reivindicacion 88, que se caracteriza por que el elemento es una punta de alabe de rodete, un anillo de refuerzo (16) exterior de un alabe de rodete (12) o una serie de alabes de rodete o la carcasa de un componente de compresor o de turbina.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11982236B2 (en) 2017-12-22 2024-05-14 General Electric Company Titanium alloy compressor case
DE102019208703A1 (de) * 2019-06-14 2020-12-17 MTU Aero Engines AG Laufschaufel für eine strömungsmaschine
CN113201733B (zh) * 2021-04-25 2022-11-15 西安建筑科技大学 一种具有可磨耗封严涂层的复合材料及其制备方法
EP4170132A1 (de) 2021-10-20 2023-04-26 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Schaufel für eine strömungsmaschine sowie verfahren zur herstellung einer schaufel, wobei die schaufel eine schaufelspitze mit einer anstreifschicht aufweist

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4856963A (en) 1988-03-23 1989-08-15 United Technologies Corporation Stator assembly for an axial flow rotary machine
DE19807247C2 (de) 1998-02-20 2000-04-20 Mtu Muenchen Gmbh Strömungsmaschine mit Rotor und Stator
US20030082297A1 (en) * 2001-10-26 2003-05-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine blade tip restoration by metal build-up using thermal spray techniques
DE10259963B4 (de) 2002-12-20 2010-04-01 Mtu Aero Engines Gmbh Wabendichtung
US20050220995A1 (en) * 2004-04-06 2005-10-06 Yiping Hu Cold gas-dynamic spraying of wear resistant alloys on turbine blades
US20070132193A1 (en) * 2005-12-13 2007-06-14 Wolfe Christopher E Compliant abradable sealing system and method for rotary machines
US20080063508A1 (en) * 2006-09-08 2008-03-13 Barry Barnett Fan case abradable
US20080286108A1 (en) * 2007-05-17 2008-11-20 Honeywell International, Inc. Cold spraying method for coating compressor and turbine blade tips with abrasive materials
GB0822416D0 (en) * 2008-12-10 2009-01-14 Rolls Royce Plc A seal and a method of manufacturing a seal
DE102009018685A1 (de) * 2009-04-23 2010-10-28 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung einer Panzerung einer Schaufelspitze sowie entsprechend hergestellte Schaufeln und Gasturbinen
DE102009033620A1 (de) * 2009-07-17 2011-01-20 Mtu Aero Engines Gmbh Kaltgasspritzen von oxydhaltigen Schutzschichten
DE102009036407A1 (de) * 2009-08-06 2011-02-10 Mtu Aero Engines Gmbh Abreibbarer Schaufelspitzenbelag
DE102009043097A1 (de) * 2009-09-25 2011-03-31 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel zur Verwendung in Zweiphasenströmungen sowie Verfahren zum Herstellen einer solchen Laufschaufel
DE102010019958B4 (de) * 2010-05-08 2016-05-04 MTU Aero Engines AG Verfahren zur Herstellung eines Einlaufbelags
US20120107103A1 (en) * 2010-09-28 2012-05-03 Yoshitaka Kojima Gas turbine shroud with ceramic abradable layer
US8727727B2 (en) * 2010-12-10 2014-05-20 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture

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