RU2618988C2 - Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения - Google Patents

Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения Download PDF

Info

Publication number
RU2618988C2
RU2618988C2 RU2015116446A RU2015116446A RU2618988C2 RU 2618988 C2 RU2618988 C2 RU 2618988C2 RU 2015116446 A RU2015116446 A RU 2015116446A RU 2015116446 A RU2015116446 A RU 2015116446A RU 2618988 C2 RU2618988 C2 RU 2618988C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ceramic
thermal insulation
insulation coating
layer
blades
Prior art date
Application number
RU2015116446A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015116446A (ru
Inventor
Патрик БУЛЛИНГЕР
Андреас Паль
Дитмар РАЙЕРМАНН
Михаэль РИНДЛЕР
Мартин ГРОССХОЙЗЕР
Вернер ШТАММ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=47018990&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2618988(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2015116446A publication Critical patent/RU2015116446A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2618988C2 publication Critical patent/RU2618988C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D1/00—Processes for applying liquids or other fluent materials
    • B05D1/02—Processes for applying liquids or other fluent materials performed by spraying
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D7/00—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials
    • B05D7/50—Multilayers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B23P6/005—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only replacement pieces of a particular form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2118—Zirconium oxides
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Wood Science & Technology (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

При оптимизации газовой турбины, имеющей лопатки с первым керамическим теплоизоляционным покрытием, к области ее применения извлекают лопатки из газовой турбины, после чего удаляют, по меньшей мере, частично первое керамическое теплоизоляционное покрытие с извлеченных из турбины лопаток и/или берут новые лопатки. Наносят второе керамическое теплоизоляционное покрытие на лишенные теплоизоляционного покрытия лопатки и/или новые лопатки. Второе керамическое теплоизоляционное покрытие выбирают и наносят так, что толщина второго керамического теплоизоляционного покрытия отличается от толщины первого теплоизоляционного покрытия по меньшей мере на 50 мкм, и/или пористость второго керамического теплоизоляционного покрытия отличается от пористости первого керамического теплоизоляционного покрытия по меньшей мере на 2%, и/или изменяется количество слоев в керамическом теплоизоляционном покрытии. Затем вставляют лопатки со вторым керамическим теплоизоляционным покрытием в газовую турбину. Изобретение позволяет адаптировать газовую турбину, имеющую лопатки с теплоизоляционным покрытием, к новым условиям эксплуатации газовой турбины. 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение касается способа изготовления газовых турбин, которые рассчитываются гибким образом.
Газовые турбины при выработке электроэнергии могут эксплуатироваться в режиме основной нагрузки или, в частности, в режиме пиковой нагрузки.
Требования к условиям в каждом случае различны.
Оптимизированная конфигурация газовой турбины, которая выполняет оба вида требований, всегда представляла бы собой компромисс, который приводил бы к неоптимальной работе турбины при изменившихся условиях.
Из уровня техники известен способ ремонта лопаток газовой турбины, раскрытый в ЕР 2112253 А2. Однако данный способ характеризуется лишь восстановлением покрытия лопатки так, чтобы вес и размеры лопатки не изменились. Никакой оптимизации или адаптации нового покрытия к изменению условий работы турбины здесь не производится. Также здесь не идет речи о выявлении конкретных параметров, критичных для соответствующего применения турбины, и соответствующем изменении этих параметров при изменении покрытия.
Поэтому задачей изобретения является решение проблем известных турбин и создание способа оптимизации газовой турбины для улучшенной адаптация газовой турбины к изменившимся условиям эксплуатации турбины.
Задача решается с помощью способа оптимизация газовой турбины к области ее применения, которая имеет лопатки с первым керамическим теплоизоляционным покрытием, при этом в указанном способе:
извлекают лопатки с первым керамическим теплоизоляционным покрытием из газовой турбины,
удаляют по меньшей мере частично первое керамическое теплоизоляционное покрытие с извлеченных из турбины лопаток и/или берут новые лопатки,
на указанные лишенные первого теплоизоляционного покрытия лопатки и/или новые лопатки наносят второе керамическое теплоизоляционное покрытие,
причем второе керамическое покрытие выбирают и наносят так, что толщина второго керамического покрытия отличается от толщины первого покрытия по меньшей мере на 50 мкм, и/или пористость второго покрытия отличается от пористости первого покрытия по меньшей мере на 2%, и/или изменяется количество слоев в покрытии,
вставляют лопатки со вторым керамическим теплоизоляционным покрытием в газовую турбину.
В зависимых пунктах формулы изобретения перечислены другие предпочтительные меры, которые могут комбинироваться друг с другом любым образом для достижения дополнительных преимуществ.
Так, согласно одному предпочтительному варианту изобретения с лопаток турбины удаляют двухслойное керамическое теплоизоляционное покрытие и на лишенные покрытия лопатки или на новые лопатки турбины наносят однослойное теплоизоляционное покрытие в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия.
Согласно одному дополнительному усовершенствованию заявленным способом получают однослойное керамическое теплоизоляционное покрытие, обладающее пористостью 18%±4%.
Согласно другому предпочтительному варианту изобретения с лопаток турбины удаляют однослойное керамическое теплоизоляционное покрытие и на лишенные покрытия лопатки или новые лопатки турбины в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия наносят двухслойное теплоизоляционное покрытие.
Согласно одному варианту осуществления изобретения пористость второго керамического теплоизоляционного покрытия повышают по сравнению с пористостью первого теплоизоляционного покрытия. В то же время может быть предпочтительной обратная ситуация, когда пористость второго керамического теплоизоляционного покрытия уменьшают по сравнению с пористостью первого теплоизоляционного покрытия лопаток турбины.
Согласно изобретению, более тонкое керамическое теплоизоляционное покрытие в качестве первого керамического теплоизоляционного покрытия заменяют более толстым керамическим теплоизоляционным покрытием в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия лопаток турбины. Альтернативно, более толстое керамическое теплоизоляционное покрытие в качестве первого керамического теплоизоляционного покрытия заменяют более тонким керамическим теплоизоляционным покрытием в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия лопаток турбины.
Далее, в изобретении может быть предусмотрено, что двухслойное теплоизоляционное покрытие образуют крайним нижним керамическим слоем, имеющим пористость 12%±4%, и наружным керамическим слоем, имеющим пористость 25%±4%, при этом абсолютная разность в пористости керамических покрытий составляет по меньшей мере 2%, в частности по меньшей мере 4%, особенно предпочтительно максимум 4%.
Согласно изобретению также может быть предусмотрено, что нижний слой двухслойного теплоизоляционного покрытия выполняют тоньше, в частности по меньшей мере на 20% тоньше, чем верхний слой, в частности, при котором нижний слой двухслойного теплоизоляционного покрытия имеет толщину от 75 мкм до 150 мкм, особенно предпочтительно, общая толщина двухслойного теплоизоляционного покрытия составляет от 500 мкм до 800 мкм.
Изобретением может быть предусмотрено, что для нижнего керамического слоя применяют частично стабилизированный оксид циркония и для верхнего керамического слоя частично стабилизированный оксид циркония, в частности оксид циркония применяют для керамического теплоизоляционного покрытия или керамических слоев, и моноклинная доля распыляемого порошка ниже 3%, в частности ниже 1,5%, особенно предпочтительно составляет по меньшей мере 0,3%. При этом тетрагональная доля оксида циркония может являться наибольшей, в частности по меньшей мере 60%, особенно предпочтительно по меньшей мере 75%.
Согласно изобретению может быть предпочтительно предусмотрено, что путем термообработки моноклинная доля оксида циркония, в частности распыляемого порошка, уменьшается по меньшей мере на 50%, в частности ниже предела обнаружения.
Кроме того, согласно изобретению может быть предпочтительным, что нижний слой распыляют без полимера, а верхний слой распыляют с полимером.
Согласно изобретению также может быть предпочтительно предусмотрено, что средний диаметр пор верхнего керамического слоя получают больше, чем средний диаметр пор нижнего керамического слоя, особенно предпочтительно по меньшей мере на 20 мкм.
Согласно изобретению может быть предпочтительным применение одинакового порошка с одинаковым составом и одинаковым распределением размеров зерен.
Также может оказаться предпочтительным для нижнего керамического слоя применять иной материал, чем для верхнего керамического слоя, в частности оксид циркония для нижнего слоя, особенно предпочтительно пирохлор для верхнего слоя.
Другие выполнения и преимущества следует из приведенного ниже примерного описания изобретения со ссылками на чертежи.
Показано:
фиг. 1-3: пример осуществления изобретения;
фиг. 4: распределение пор керамического покрытия;
фиг. 5: лопатка турбины и
фиг. 6: газовая турбина.
Описание представляет собой только один из примеров осуществления изобретения.
Интервал технического обслуживания газовых турбин 100 (фиг. 6) определяется путем регистрации рабочих часов и пусков, которые зависят от режима эксплуатации и определенных факторов. Техническое обслуживание всегда следует проводить после достижения лимита часов или пусков.
Однако если, в зависимости от области применения газовой турбины, необходимо техническое обслуживание или применение требует предварительно ремонта или, соответственно, другого применения, то конфигурация газовой турбины 100 изменяется.
При дальнейшем описании будут использованы специальные термины, которые пояснены ниже.
Первая газовая турбина имеет 1-ю лопатку турбины, снабженную 1-м теплоизоляционным покрытием.
Вторая газовая турбина имеет лопатки турбины, снабженные керамическими теплоизоляционными покрытиями, и у них применяются
a) 1-е лопатки турбины (= вторая лопатка турбины) и/или
b) новые, не бывшие в употреблении лопатки турбины (= новые вторые лопатки турбины),
и имеют каждая 2-е теплоизоляционное покрытие, значительно отличающееся от 1-го теплоизоляционного покрытия.
Если ранее в этой первой газовой турбине однослойное теплоизоляционное покрытие имелось при эксплуатации, как описано выше, то для повторного применения в режиме основной нагрузки для лопаток 120, 130 турбины применяется двухслойное (фиг. 3), более толстое (фиг. 1) или пористое керамическое теплоизоляционное покрытие.
Лопатки для второй газовой турбины могут первоначально (один и тот же субстрат) представлять собой первые лопатки первой газовой турбины или других газовых турбин, которые уже были в применении, соответственно были обработаны (восстановление) и при повторном нанесении покрытия служить вторыми лопатками турбины или быть новыми вторыми лопатками турбины, и на эти вновь изготовленные (вновь отлитые), еще не бывшие в употреблении лопатки турбины покрытие наносится иначе, чем на первые лопатки первой газовой турбины.
Также, когда газовая турбина 100 в режиме основной нагрузки имела на лопатках 120, 130 турбины двухслойное керамическое теплоизоляционное покрытие, возможно нанесение однослойного ТВС (Thermal barrier coating, теплоизоляционное покрытие), так чтобы она затем могла применяться в режиме пиковой нагрузки (daily starter) (фиг. 2).
Для режима пиковой нагрузки предпочтительно применяется только одно однослойное керамическое покрытие, обладающее единой пористостью. Для режима пиковой нагрузки керамическое теплоизоляционное покрытие на лопатках 120, 130 турбины предпочтительно обладает пористостью 18%±4%.
Однако в режиме основной нагрузки (base loader) применяется двухслойное теплоизоляционное покрытие 13 (фиг. 3).
В качестве исходного порошка для керамических покрытий 7', 7ʺ, 7ʺ', 10', 13' предпочтительно используется агломерированный спеченный порошок.
Каждое керамическое напыленное покрытие наносится в установках для нанесения покрытия. Но двухслойность означает, что второй слой отличается от первого, находящегося внизу слоя пористостью, и/или микроструктурой, и/или химическим составом.
В качестве нижнего слоя применяется предпочтительно керамический слой 7, обладающий пористостью 12%±4%, который предпочтительно имеет толщину покрытия от 75 мкм до 150 мкм.
На него в виде наружного керамического слоя 10 напыляется или, соответственно, на нем имеется пористость 25%±4%.
Разница в пористости составляет, однако, по меньшей мере 2%, в частности по меньшей мере 4%. Колебания в пористости при изготовлении известны. В пределах одной партии, т.е. одного набора лопаток, колебания не отмечаются.
Для получения пористостей в керамических покрытиях или керамических слоях (фиг. 1-3) при напылении могут использоваться грубые зерна и применение полимеров или использоваться более мелкие зерна с полимером, при этом «грубый» означает по меньшей мере на 20% больший средний диаметр частиц.
Двухслойное керамическое покрытие 7, 10 может изготавливаться разными способами напыления: нижний слой 7 распыляется без полимера, а верхний слой 10 с полимером.
При этом в верхнем слое 10 получаются более крупные поры, т.е. средний диаметр d10 пор возрастает по сравнению со средним диаметром d7 пор нижнего слоя 7 (фиг. 4). Это не обязательно так. Более высокая пористость часто достигается только за счет более высокого количества пор одинакового размера.
Предпочтительно при этом применяется одинаковый порошок, то есть также одинаковое распределение пор.
Оксид циркония (ZrO2) для керамических слоев теплоизоляционных покрытий содержит предпочтительно моноклинную долю ≤3%, в частности ≤1,5%. Тогда керамический слой или покрытие 7, 7', 10, 13 (фиг. 1-3) на лопатке 120, 130 турбины содержит соответствующие доли.
Минимальная доля моноклинной фазы составляет по меньшей мере 1%, в частности 0,5%, чтобы слишком сильно не повышать стоимость порошка.
Путем изменения конфигурации первого теплоизоляционного покрытия 7', 7ʺ, 13' как бы изготавливается другая, вторая газовая турбина, оптимизированная к области ее применения.
На фиг. 5 на виде в перспективе показана рабочая лопатка 120 или направляющая лопатка 130 гидравлической машины, которая распространяется по продольной оси 121.
Гидравлическая машина может представлять собой газовую турбину самолета или электростанции для выработки электричества, паровую турбину или компрессор.
Лопатка 120, 130 последовательно по продольной оси 121 имеет область 400 крепления, примыкающую к ней полку 403 лопатки, а также перо 406 лопатки и вершину 415 лопатки.
Если лопатка 130 представляет собой направляющую лопатку 130, на своей вершине 415 она может иметь дополнительную полку (не изображена).
В области 400 крепления выполнен хвостовик 183 лопатки, который служит для крепления рабочих лопаток 120, 130 к валу или диску (не изображено).
Хвостовик 183 лопатки выполнен, например, в Т-образной форме. Возможны другие варианты осуществления в виде елки или ласточкина хвоста.
Для среды, которая протекает по перу 406 лопатки, лопатка 120, 130 имеет входную кромку 409 и выходную кромку 412.
У традиционных лопаток 120, 130 во всех областях 400, 403, 406 лопаток 120, 130 применяются, например, цельные металлические материалы, в частности суперсплавы.
Такие суперсплавы известны, например, из документов ЕР 1204776 В1, ЕР 1306454, ЕР 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.
При этом лопатка 120, 130 может быть изготовлена способом литья, также посредством направленной кристаллизации, способом ковки, способом фрезерования или их комбинаций.
Заготовки с монокристаллической структурой или структурами применяются в качестве конструктивных элементов для машин, которые при эксплуатации подвержены высоким механическим, тепловым и/или химическим нагрузкам.
Изготовление такого рода монокристаллических заготовок осуществляется, например, посредством направленной кристаллизации из расплава. При этом речь идет о способах литья, при которых жидкий металлический сплав кристаллизуется с получением монокристаллической структуры, т.е. монокристаллической заготовки, или направленно.
При этом дендритные кристаллы ориентируются вдоль теплового потока и образуют либо стебельчатую кристаллическую зернистую структуру (колоннообразно, т.е. зерна, которые проходят по всей длине заготовки и здесь, выражаясь общепринятым языком, называются направленно кристаллизованными), либо монокристаллическую структуру, т.е. вся заготовка состоит из одного единственного кристалла. В этих способах необходимо избегать перехода к глобулярной (поликристаллической) кристаллизации, так как при ненаправленном росте обязательно образуются поперечные и продольные границы зерен, которые сводят на нет хорошие свойства направленно кристаллизованного или монокристаллического конструктивного элемента.
Если речь идет о направленно кристаллизованных структурах вообще, то под ними подразумеваются как монокристаллы, которые не имеют границ зерен или, в крайнем случае, имеют границы зерен с малыми углами, так и стебельчатые кристаллические структуры, у которых, может быть, имеются проходящие в продольном направлении границы зерен, но нет поперечных границ зерен. В случае этих названных во вторую очередь кристаллических структур говорят также о направленно кристаллизованных структурах (directionally solidified structures).
Такие способы известны из US-PS 6,024,792 и ЕР 0892090 А1.
Лопатки 120, 130 могут быть также снабжены покрытиями от коррозии или окисления, например, (MCrAlX; М представляет собой по меньшей мере один элемент из группы железо (Fe), кобальт (Со), никель (Ni), X является активным элементом и обозначает иттрий (Y) или кремний и/или по меньшей мере один элемент из редких земель или, соответственно, гафний (Hf)). Такие сплавы известны из ЕР 0486489 В1, ЕР 0786017 В1, ЕР 0412397 В1 или ЕР 0306454 А1.
Плотность предпочтительно составляет около 95% теоретической плотности.
На слое MCrAlX (как промежуточном покрытии или крайнем наружном слое) образуется защищающий слой из оксида алюминия (TGO = thermal grown oxide layer, термически выращенный оксидный слой).
Предпочтительно состав этого покрытия представляет собой Co-30Ni-28Cr-8Al-0,6Y-0,7Si или Co-28Ni-24Cr-10Al-0,6Y. Наряду с этими защитными покрытиями на основе кобальта применяются также защитные покрытия предпочтительно на основе никеля, такие как Ni-10Cr-12Al-0,6Y-3Re или Ni-12Co-21Cr-11Al-0,4Y-2Re, или Ni-25Co-17Cr-10Al-0,4Y-1,5Re.
Ha MCrAlX может также находиться теплоизоляционное покрытие, которое предпочтительно является крайним наружным слоем и состоит, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, т.е. оно не стабилизировано, частично или полностью, оксидом иттрия, и/или оксидом кальция, и/или оксидом магния.
Теплоизоляционное покрытие покрывает весь слой MCrAlX.
С помощью надлежащих способов нанесения покрытия, таких как, например, электронно-лучевое нанесение методом осаждения из паровой фазы (EB-PVD), получаются зерна стебельчатой формы в теплоизоляционном покрытии.
Возможны другие способы нанесения покрытий, например, атмосферное плазменное напыление (APS), плазменное напыление при низком давлении, VPS (вакуумно-плазменное напыление или CVD (химическое парофазное осаждение). Для улучшения стойкости к тепловому удару теплоизоляционное покрытие может содержать пористые, имеющие микро- или макротрещины зерна. То есть теплоизоляционное покрытие предпочтительно является более пористым, чем слой MCrAlX.
Восстановление (Refurbishment) означает, что конструктивные элементы 120, 130 после их применения при необходимости должны освобождаться от защитных слоев (например, посредством пескоструйной обработки). После этого осуществляется удаление коррозионных и/или оксидных слоев или, соответственно, продуктов. При необходимости осуществляется также ремонт трещин в конструктивном элементе 120, 130. После этого происходит повторное нанесение покрытия на конструктивный элемент 120, 130 и повторное применение конструктивного элемента 120, 130.
Лопатка 120, 130 может быть выполнена полой или цельной. При необходимости охлаждения лопатки 120, 130 она является полой и при необходимости имеет также отверстия 418 для пленочного охлаждения (обозначено штриховой линией).
На фиг. 6 в качестве примера показана газовая турбина 100 в частичном продольном сечении.
Газовая турбина 100 имеет внутри опертый с возможностью вращения вокруг оси 102 вращения ротор 103, имеющий вал 101, который также называется рабочим колесом турбины.
По длине ротора 103 следуют друг за другом всасывающий корпус 104, компрессор 105, например тороидальная топочная камера 110, в частности кольцевая топочная камера, снабженная несколькими коаксиально расположенными горелками 107, турбина 108 и корпус 109 для отвода отработавших газов.
Кольцевая топочная камера 110 сообщается, например, с кольцеобразным каналом 111 для горячего газа. Там, например, четыре последовательно включенные ступени 112 турбины образуют турбину 108.
Каждая ступень 112 турбины образована, например, из двух колец лопаток. Если смотреть в направлении течения рабочей среды 113, в канале 111 для горячего газа за рядом 115 направляющих лопаток следует ряд 125, образованный из рабочих лопаток 120.
При этом направляющие лопатки 130 закреплены на внутреннем корпусе 138 статора 143, в отличие от чего рабочие лопатки 120 ряда 125, например, посредством диска 133 турбины установлены на роторе 103.
К ротору 103 присоединен генератор или рабочая машина (не изображено).
Во время эксплуатации газовой турбины 100 компрессором 105 через всасывающий корпус 104 всасывается воздух 135 и сжимается. Полученный на обращенном к турбине конце компрессора 105 сжатый воздух направляется к горелкам 107 и там смешивается с топливом. Затем эта смесь с образованием рабочей среды 113 сжигается в топочной камере 110. Оттуда рабочая среда 113 течет по каналу 111 для горячего газа мимо направляющих лопаток 130 и рабочих лопаток 120. На рабочих лопатках 120 рабочая среда 113 расширяется, передавая импульс, так что рабочие лопатки 120 приводят в движение ротор 103, а ротор - присоединенную к нему рабочую машину.
Находящиеся под воздействием горячей рабочей среды 113 конструктивные элементы во время эксплуатации газовой турбины 100 подвергаются тепловым нагрузкам. Направляющие лопатки 130 и рабочие лопатки 120 первой, если смотреть в направлении течения рабочей среды 113, ступени 112 турбины, наряду с футерующими кольцевую топочную камеру 106 элементами теплозащитного экрана, подвергаются тепловым нагрузкам в наибольшей степени.
Чтобы выдерживать действующие там температуры, они могут охлаждаться с помощью охлаждающего средства.
Субстраты конструктивных элементов могут также иметь направленную структуру, т.е. они являются монокристаллическими (SX-структура) или имеют только продольно направленные зерна (DS-структура).
В качестве материала для конструктивных элементов, в частности для лопаток 120, 130 турбины и конструктивных элементов топочной камеры 110, применяются, например, суперсплавы на основе железа, никеля или кобальта.
Такие суперсплавы известны, например, из ЕР 1204776 В1, ЕР 1306454, ЕР 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.
Лопатки 120, 130 могут также иметь покрытия от коррозии (MCrAlX; М представляет собой по меньшей мере один элемент из группы железо (Fe), кобальт (Со), никель (Ni), X является активным элементом и обозначает иттрий (Y) и/или кремний, скандий (Sc) и/или по меньшей мере один элемент из редких земель или, соответственно, гафний). Такие сплавы известны из ЕР 0486489 В1, ЕР 0786017 В1, ЕР 0412397 В1 или ЕР 1306454 А1.
На MCrAlX может также находиться теплоизоляционное покрытие и состоит, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, т.е. оно не стабилизировано, частично или полностью, оксидом иттрия, и/или оксидом кальция, и/или оксидом магния.
С помощью надлежащих способов нанесения покрытий, таких как, например, электронно-лучевое нанесение методом осаждения из паровой фазы (EB-PVD), получаются зерна стебельчатой формы в теплоизоляционном покрытии.
Направляющая лопатка 130 имеет обращенный к внутреннему корпусу 138 турбины 108 хвостовик направляющей лопатки (здесь не изображен) и противолежащую хвостовику направляющей лопатки головку направляющей лопатки. Головка направляющей лопатки обращена к ротору 103 и установлена на крепежном кольце 140 статора 143.

Claims (31)

1. Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения, которая имеет лопатки с первым керамическим теплоизоляционным покрытием, при котором
извлекают лопатки с первым керамическим теплоизоляционным покрытием из газовой турбины,
удаляют по меньшей мере частично первое керамическое теплоизоляционное покрытие с извлеченных из турбины лопаток и/или берут новые лопатки,
на указанные лишенные теплоизоляционного покрытия лопатки и/или новые лопатки наносят второе керамическое теплоизоляционное покрытие,
причем второе керамическое теплоизоляционное покрытие выбирают и наносят так, что толщина второго керамического теплоизоляционного покрытия отличается от толщины первого теплоизоляционного покрытия по меньшей мере на 50 мкм и/или пористость второго керамического теплоизоляционного покрытия отличается от пористости первого керамического теплоизоляционного покрытия по меньшей мере на 2% и/или изменяется количество слоев в керамическом теплоизоляционном покрытии,
вставляют лопатки со вторым керамическим теплоизоляционным покрытием в газовую турбину.
2. Способ по п. 1, при котором с лопаток турбины удаляют двухслойное керамическое теплоизоляционное покрытие (13) и на лишенные покрытия лопатки или на новые лопатки турбины наносят однослойное теплоизоляционное покрытие (7ʺ) в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия.
3. Способ по п. 2, при котором получают однослойное керамическое теплоизоляционное покрытие (7ʺ), обладающее пористостью 18%±4%.
4. Способ по п. 1, при котором с лопаток турбины удаляют однослойное керамическое теплоизоляционное покрытие (7) и
на лишенные покрытия лопатки или новые лопатки турбины в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия наносят двухслойное теплоизоляционное покрытие (13').
5. Способ по п. 1, при котором пористость второго керамического теплоизоляционного покрытия (7', 7ʺ, 13') повышают по сравнению с пористостью первого теплоизоляционного покрытия.
6. Способ по п. 1, при котором пористость второго керамического теплоизоляционного покрытия (7', 7ʺ, 13) уменьшают по сравнению с пористостью первого теплоизоляционного покрытия лопаток турбины.
7. Способ по п. 1, при котором более тонкое керамическое теплоизоляционное покрытие в качестве первого керамического теплоизоляционного покрытия заменяют более толстым керамическим теплоизоляционным покрытием (7', 13') в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия лопаток турбины.
8. Способ по п. 1, при котором более толстое керамическое теплоизоляционное покрытие в качестве первого керамического теплоизоляционного покрытия заменяют более тонким керамическим теплоизоляционным покрытием в качестве второго керамического теплоизоляционного покрытия лопаток турбины.
9. Способ по п. 1, при котором двухслойное теплоизоляционное покрытие (13') образуют крайним нижним керамическим слоем (7ʺ'), имеющим пористость 12%±4%, и
наружным керамическим слоем (10'), имеющим пористость 25%±4%,
при этом абсолютная разность в пористости керамических покрытий (7ʺ', 10') составляет по меньшей мере 2%, в частности по меньшей мере 4%, особенно предпочтительно максимум 4%.
10. Способ по п. 1, при котором нижний слой (7ʺ') двухслойного теплоизоляционного покрытия (13) выполняют тоньше, в частности по меньшей мере на 20% тоньше, чем верхний слой (10'),
в частности, при котором нижний слой (7''') двухслойного теплоизоляционного покрытия (13) имеет толщину от 75 мкм до 150 мкм,
особенно предпочтительно общая толщина двухслойного теплоизоляционного покрытия (13) составляет от 500 мкм до 800 мкм.
11. Способ по п. 1, при котором для нижнего керамического слоя (7ʺ') применяют частично стабилизированный оксид циркония и
для верхнего керамического слоя (10') - частично стабилизированный оксид циркония.
12. Способ по п. 1, при котором оксид циркония применяют для керамического теплоизоляционного покрытия (7', 7ʺ, 13') или керамических слоев (7ʺ', 10'),
и моноклинная доля распыляемого порошка ниже 3%, в частности ниже 1,5%, особенно предпочтительно составляет по меньшей мере 0,3%.
13. Способ по п. 12, при котором тетрагональная доля оксида циркония является наибольшей, в частности по меньшей мере 60%, особенно предпочтительно по меньшей мере 75%.
14. Способ по п. 12, при котором путем термообработки моноклинная доля оксида циркония, в частности распыляемого порошка, уменьшается по меньшей мере на 50%, в частности ниже предела обнаружения.
15. Способ по п. 4, при котором нижний слой (7ʺ') распыляют без полимера, а верхний слой (10') распыляют с полимером.
16. Способ по п. 4, при котором средний диаметр (d10) пор верхнего керамического слоя (10') получают больше, чем средний диаметр (d7) пор нижнего керамического слоя (7ʺ'), особенно предпочтительно по меньшей мере на 20 мкм.
17. Способ по п. 4, при котором применяют одинаковый порошок с одинаковым составом и одинаковым распределением размеров зерен.
18. Способ по п. 4, при котором для нижнего керамического слоя (7ʺ') применяют иной материал, чем для верхнего керамического слоя (10'),
в частности оксид циркония для нижнего слоя (7ʺ'), особенно предпочтительно пирохлор для верхнего слоя (10').
RU2015116446A 2012-10-05 2012-10-05 Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения RU2618988C2 (ru)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/EP2012/069700 WO2014053185A1 (de) 2012-10-05 2012-10-05 Verfahren zur aufbereitung einer gasturbinenschaufel sowie gasturbine mit derartiger schaufel

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015116446A RU2015116446A (ru) 2016-11-27
RU2618988C2 true RU2618988C2 (ru) 2017-05-11

Family

ID=47018990

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015116446A RU2618988C2 (ru) 2012-10-05 2012-10-05 Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения

Country Status (6)

Country Link
US (2) US10215034B2 (ru)
EP (1) EP2882939B1 (ru)
KR (1) KR20150060960A (ru)
CN (1) CN104704200B (ru)
RU (1) RU2618988C2 (ru)
WO (1) WO2014053185A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2644824A1 (de) 2012-03-28 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung und Wiederherstellung von keramischen Wärmedämmschichten in Gasturbinen sowie dazugehörige Gasturbine
DE102013226594A1 (de) * 2013-12-19 2015-06-25 Robert Bosch Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Laufrads und eines Läufers
DE102015206321A1 (de) * 2015-04-09 2016-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagige keramische Wärmedämmschicht mit Übergangszone
FR3058469B1 (fr) * 2016-11-09 2020-08-21 Safran Piece de turbomachine revetue d'une barriere thermique et procede pour l'obtenir
DE102017207238A1 (de) 2017-04-28 2018-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Dichtungssystem für Laufschaufel und Gehäuse
US11655720B2 (en) 2020-06-19 2023-05-23 General Electric Company Methods and materials for repairing a thermal barrier coating of a gas turbine component

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030203224A1 (en) * 2001-07-30 2003-10-30 Diconza Paul Josesh Thermal barrier coating of intermediate density
EP1428902A1 (en) * 2002-12-12 2004-06-16 General Electric Company Thermal barrier coating protected by infiltrated alumina and method for preparing same
EP1674663A2 (en) * 2004-12-14 2006-06-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Thermal barrier coating material, thermal barrier member, and member coated with thermal barrier and method for manufacturing the same
EP2112253A2 (en) * 2008-04-21 2009-10-28 United Technologies Corporation Method of restoring an article
EP2407579A1 (de) * 2010-07-14 2012-01-18 Siemens Aktiengesellschaft Poröses keramisches Schichtsystem
RU2442752C2 (ru) * 2006-08-17 2012-02-20 Х.К. Штарк Гмбх Оксид циркония и способ его получения

Family Cites Families (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4299865A (en) * 1979-09-06 1981-11-10 General Motors Corporation Abradable ceramic seal and method of making same
DE3742038A1 (de) 1987-12-11 1989-06-22 Gerd Braasch Schleifkoerper fuer die bearbeitung von oberflaechen, insbesondere holzoberflaechen
DE3926479A1 (de) 1989-08-10 1991-02-14 Siemens Ag Rheniumhaltige schutzbeschichtung, mit grosser korrosions- und/oder oxidationsbestaendigkeit
US5268238A (en) 1989-08-10 1993-12-07 Siemens Aktiengesellschaft Highly corrosion and/or oxidation-resistant protective coating containing rhenium applied to gas turbine component surface and method thereof
WO1991002108A1 (de) 1989-08-10 1991-02-21 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturfeste korrosionsschutzbeschichtung, insbesondere für gasturbinenbauteile
US5401307A (en) 1990-08-10 1995-03-28 Siemens Aktiengesellschaft High temperature-resistant corrosion protection coating on a component, in particular a gas turbine component
US5350557A (en) * 1991-09-23 1994-09-27 Technetics Corp. Impermeable, abradable seal and method for the production thereof
EP0786017B1 (de) 1994-10-14 1999-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Schutzschicht zum schutz eines bauteils gegen korrosion, oxidation und thermische überbeanspruchung sowie verfahren zu ihrer herstellung
US6465090B1 (en) * 1995-11-30 2002-10-15 General Electric Company Protective coating for thermal barrier coatings and coating method therefor
EP0892090B1 (de) 1997-02-24 2008-04-23 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
EP0861927A1 (de) 1997-02-24 1998-09-02 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
US20040180233A1 (en) 1998-04-29 2004-09-16 Siemens Aktiengesellschaft Product having a layer which protects against corrosion. and process for producing a layer which protects against corrosion
EP1306454B1 (de) 2001-10-24 2004-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
US5972424A (en) 1998-05-21 1999-10-26 United Technologies Corporation Repair of gas turbine engine component coated with a thermal barrier coating
WO1999067435A1 (en) 1998-06-23 1999-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Directionally solidified casting with improved transverse stress rupture strength
US6231692B1 (en) 1999-01-28 2001-05-15 Howmet Research Corporation Nickel base superalloy with improved machinability and method of making thereof
JP2003529677A (ja) 1999-07-29 2003-10-07 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 耐熱性の構造部材及びその製造方法
US6296447B1 (en) * 1999-08-11 2001-10-02 General Electric Company Gas turbine component having location-dependent protective coatings thereon
EP1247941A1 (de) 2001-04-03 2002-10-09 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenschaufel
US8357454B2 (en) * 2001-08-02 2013-01-22 Siemens Energy, Inc. Segmented thermal barrier coating
US6924046B2 (en) 2001-10-24 2005-08-02 Siemens Aktiengesellschaft Rhenium-containing protective layer for protecting a component against corrosion and oxidation at high temperatures
DE50112339D1 (de) 2001-12-13 2007-05-24 Siemens Ag Hochtemperaturbeständiges Bauteil aus einkristalliner oder polykristalliner Nickel-Basis-Superlegierung
US20080163962A1 (en) 2003-05-05 2008-07-10 John Corrigan Directionally solidified casting with improved transverse stress rupture strength
EP1491658A1 (en) * 2003-06-26 2004-12-29 ALSTOM Technology Ltd Method of applying a coating system
US7094444B2 (en) 2003-11-13 2006-08-22 General Electric Company Method for repairing coated components using NiAl bond coats
US7078073B2 (en) 2003-11-13 2006-07-18 General Electric Company Method for repairing coated components
JP4815797B2 (ja) * 2004-12-14 2011-11-16 船井電機株式会社 受光装置
JP4969094B2 (ja) * 2004-12-14 2012-07-04 三菱重工業株式会社 遮熱コーティング部材及びその製造並びにガスタービン
US7416788B2 (en) * 2005-06-30 2008-08-26 Honeywell International Inc. Thermal barrier coating resistant to penetration by environmental contaminants
EP1806430A1 (de) * 2006-01-09 2007-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Keramische Schicht mit hoher Porosität, Verwendung dieser Schicht sowie ein Bauteil mit dieser Schicht
WO2007112783A1 (en) 2006-04-06 2007-10-11 Siemens Aktiengesellschaft Layered thermal barrier coating with a high porosity, and a component
US20070274837A1 (en) * 2006-05-26 2007-11-29 Thomas Alan Taylor Blade tip coatings
US8209839B1 (en) * 2006-11-28 2012-07-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Process for re-designing a distressed component used under thermal and structural loading
US20080145643A1 (en) * 2006-12-15 2008-06-19 United Technologies Corporation Thermal barrier coating
EP1985803A1 (de) * 2007-04-23 2008-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen von beschichteten Turbinenlaufschaufeln
US20090123722A1 (en) * 2007-11-08 2009-05-14 Allen David B Coating system
US20090324841A1 (en) * 2008-05-09 2009-12-31 Siemens Power Generation, Inc. Method of restoring near-wall cooled turbine components
EP2128306B1 (en) * 2008-05-26 2015-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Ceramic thermal barrier coating system with two ceramic layers
EP2224039A1 (de) * 2009-01-28 2010-09-01 Siemens Aktiengesellschaft Beschichtung mit thermischen und nicht-thermischen Beschichtungsverfahren
EP2230329A1 (de) 2009-03-18 2010-09-22 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagiges poröses Schichtsystem mit Pyrochlor-Phase
EP2450465A1 (de) 2010-11-09 2012-05-09 Siemens Aktiengesellschaft Poröses Schichtsystem mit poröserer Innenschicht
EP2644824A1 (de) 2012-03-28 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung und Wiederherstellung von keramischen Wärmedämmschichten in Gasturbinen sowie dazugehörige Gasturbine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030203224A1 (en) * 2001-07-30 2003-10-30 Diconza Paul Josesh Thermal barrier coating of intermediate density
EP1428902A1 (en) * 2002-12-12 2004-06-16 General Electric Company Thermal barrier coating protected by infiltrated alumina and method for preparing same
EP1674663A2 (en) * 2004-12-14 2006-06-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Thermal barrier coating material, thermal barrier member, and member coated with thermal barrier and method for manufacturing the same
RU2442752C2 (ru) * 2006-08-17 2012-02-20 Х.К. Штарк Гмбх Оксид циркония и способ его получения
EP2112253A2 (en) * 2008-04-21 2009-10-28 United Technologies Corporation Method of restoring an article
EP2407579A1 (de) * 2010-07-14 2012-01-18 Siemens Aktiengesellschaft Poröses keramisches Schichtsystem

Also Published As

Publication number Publication date
CN104704200B (zh) 2016-12-14
EP2882939A1 (de) 2015-06-17
WO2014053185A1 (de) 2014-04-10
US10995625B2 (en) 2021-05-04
CN104704200A (zh) 2015-06-10
EP2882939B1 (de) 2020-01-08
US20150275678A1 (en) 2015-10-01
RU2015116446A (ru) 2016-11-27
KR20150060960A (ko) 2015-06-03
US20190178093A1 (en) 2019-06-13
US10215034B2 (en) 2019-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2423544C2 (ru) Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь
RU2518850C2 (ru) Нано- и микроструктурное керамическое термобарьерное покрытие
US9567664B2 (en) Ceramic thermal barrier coating system with two ceramic layers
RU2618988C2 (ru) Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения
JP5553486B2 (ja) ガドリニウム混晶パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
US20210292910A1 (en) Two layered metallic bondcoat
JP5294689B2 (ja) パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
US10513935B2 (en) Method for producing and restoring ceramic heat insulation coatings in gas turbines and associated gas turbine
US9097127B2 (en) Porous layer system having a porous inner layer
JP2010241610A6 (ja) ガドリニウム混晶パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
KR20110119800A (ko) 파이로클로르 상을 갖는 2층의 다공성 층 시스템
US10465535B2 (en) Compressor blade or vane having an erosion-resistant hard material coating
US20130115479A1 (en) Porous ceramic coating system
JP2010241611A6 (ja) パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
JP6382316B2 (ja) タービンブレード又はベーンの遮熱コーティング
US9862002B2 (en) Process for producing a layer system
US20100288823A1 (en) Application of Solder to Holes, Coating Processes and Small Solder Rods
US20160024941A1 (en) Porous ceramic layer system
JP2010242109A (ja) パイロクロア相と酸化物とを有する２層層組織
JP2010242109A6 (ja) パイロクロア相と酸化物とを有する２層層組織
EP2423347A1 (en) Method for forming a thermal barrier coating and a turbine component with the thermal barrier coating
US20110159260A1 (en) Multiple layer system comprising a metallic layer and a ceramic layer
US8865255B2 (en) Method for assessing the coolant consumption within actively cooled components

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220114