WO2008068075A1 - Verfahren zum herstellen eines modells für die feingusstechnische darstellung einer wenigstens einen hohlraum aufweisenden komponente - Google Patents

Verfahren zum herstellen eines modells für die feingusstechnische darstellung einer wenigstens einen hohlraum aufweisenden komponente Download PDF

Info

Publication number
WO2008068075A1
WO2008068075A1 PCT/EP2007/060033 EP2007060033W WO2008068075A1 WO 2008068075 A1 WO2008068075 A1 WO 2008068075A1 EP 2007060033 W EP2007060033 W EP 2007060033W WO 2008068075 A1 WO2008068075 A1 WO 2008068075A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
model
outer contour
cavity
core
contour model
Prior art date
Application number
PCT/EP2007/060033
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Uwe Paul
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens Aktiengesellschaft filed Critical Siemens Aktiengesellschaft
Priority to US12/517,889 priority Critical patent/US8074701B2/en
Priority to EP07820457A priority patent/EP2101938B1/de
Publication of WO2008068075A1 publication Critical patent/WO2008068075A1/de

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
    • B22C7/02—Lost patterns
    • B22C7/023—Patterns made from expanded plastic materials
    • B22C7/026—Patterns made from expanded plastic materials by assembling preformed parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing

Definitions

  • the present invention relates to a method for producing a model for the investment casting of a component having a cavity as well as to a method for producing a casting mold for a component having at least one cavity, in which a model for the casting technique of the component is used.
  • Turbine components Of particular importance in the manufacture of hollow cast components such as e.g. Turbine components is creating the cavity.
  • turbine blades for gas turbines have an airfoil that has a leading edge and a trailing edge.
  • the inflow and outflow edges are connected to one another via a suction-side and a pressure-side wall.
  • a suction-side and a pressure-side wall Between the suction side and the pressure side wall, at least one cavity is arranged, which extends through a large part of the airfoil and serves for supplying a cooling fluid, for example air or steam, with which the airfoil is cooled during operation of the turbine.
  • the cooling effect depends on the design of the cavity and its exact positioning within the airfoil. Comparatively small deviations in the positioning of the cavity can lead to a significant deviation in the cooling effect.
  • a core for defining the cavity is molded or cast from a ceramic material. Subsequently, this core is inserted into a mold for spraying or casting a wax model, and the wax is injected or poured into the mold. After the wax has cooled, the finished wax model, together with the ceramic core, forms a model for the investment casting of the turbine blade, which is used later in the process for producing a ceramic mold for casting the turbine blade.
  • a ceramic shell is placed around the wax model. After the ceramic shell has cured, the wax of the wax model is melted out, leaving a mold for casting the hollow turbine blade.
  • This form includes on the one hand the ceramic shell and on the other hand the
  • Ceramic core Such a method is disclosed, for example, in US 5,465,780.
  • DE 101 29 975 A1 It has therefore been proposed in DE 101 29 975 A1 to provide the casting molds with interchangeable inserts for casting the core in order to be able to change the core design without having to produce a completely new casting mold for the core. But even this approach allows only local corrections, but not a global correction of the core design.
  • DE 101 29 975 Al described procedure Corrections on the design of the outer contour of the turbine blade not possible without making new tools such as new molds.
  • DE 32 11 777 Al discloses a method for producing a metallic turbine blade from two blade halves, which are metallurgically connected to each other.
  • GB 2 096 525 A also discloses that two metallic turbine blade halves are joined together.
  • This object is achieved by a method for producing a model for the casting technology representation of a component having at least one cavity according to claim 1.
  • the method according to the invention for producing a model for the casting presentation of at least one Cavity component having the finished model at least one core and the core at least partially surrounding and the outer contour of the component at least partially defining outer contour model.
  • the core is made of a hardenable core material, which is cured in the course of the process.
  • the production of the outer contour model is made of a burn-out or fusible material.
  • the outer contour model is first produced with at least one cavity corresponding to the at least one cavity of the component. Subsequently, for the production of the at least one core, the curable material is filled into the at least one cavity and cured.
  • the outer contour model simultaneously serves as a casting or injection mold for the core, so that no separate casting or injection mold for the core needs to be present.
  • a resin model can be used.
  • a rapid prototype method in particular a stereo lithography process, can be used.
  • a resin is used which hardens upon irradiation with a laser.
  • the previously flowable resin is hardened layer by layer by means of the laser until the outer contour model is finished in its desired contour.
  • the laser curing can be carried out in particular by computer control so that designs that are already simulated in the computer can be converted relatively quickly into a model for the precision engineering of the component.
  • the outer contour model can be replaced by a stabilizing Umman be surrounded by a so-called setter.
  • the stabilizing sheath can also be produced by means of a rapid prototype process, for example by being produced from resin by means of a stereo lithography process.
  • the sheath contains a mechanically stabilizing material, for example a metal powder.
  • suitable rapid prototype processes for example rapid laser sintering, for solidifying the metal powder being used.
  • the stabilizing sheath keeps the outer contour model in shape when filling the curable material, so that caused by the resulting pressure on the outer contour model, no design deviations of the core.
  • a material that is flowable before it hardens and is suitable for use in the at least one material is suitable as the core material
  • Cavity of the outer contour model is poured or injected. Because of their high temperature resistance come as a core material in particular ceramic-based materials in question.
  • the method according to the invention for producing a model for the precision-engineering production of a component having at least one cavity is produced in comparison with the methods in the prior art in which production tools, in particular casting or injection molds, are produced for the process development and the qualification of turbine components need, more variable and cheaper.
  • the method according to the invention also leads faster to a model for the precision machining method. see representation of the component as the methods of the prior art.
  • the method of the present invention allows much earlier market introduction of new designs as well as a faster response to service-related design changes.
  • the method according to the invention for producing a model for the casting technique of the component is used.
  • Figure 1 shows the schematic representation for producing an outer contour model in two halves.
  • Figure 2 shows the schematic representation of an outer contour model for use in the inventive method in a sectional perspective view.
  • FIG. 3 shows the outer contour model from FIG. 1 during the filling of a hardenable material in openings of the outer contour model.
  • FIG. 4 shows by way of example a gas turbine in a longitudinal partial section.
  • Figure 5 shows a perspective view of a blade or vane of a turbomachine.
  • FIG. 6 shows a combustion chamber of a gas turbine.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of how two model parts 1a, 1b of an outer contour model 1 (FIG. 2) are produced.
  • the invention will be explained by way of example only with reference to a hollow turbine blade.
  • the sheaths for the model parts Ia, Ib are preferably formed in two parts.
  • an inner 12b, 13b and an outer sheath 12, 13 are preferably used.
  • the inner sheaths 12b, 13b are removed.
  • the outer contour model 1 preferably a wax, filled, in particular injected.
  • Jackets 12 and 13 are removed and the two model parts Ia and Ib are brought together to an outer contour model 1 according to Figure 2, preferably joined together. The further processing then takes place as described in FIG.
  • the model parts 1a, 1b do not necessarily have to be removed from the outer sheaths 12, 13 according to FIG. 1, but the sheaths 12, 13 according to FIG. 1 are designed so that they can be brought together according to FIG.
  • the inner and outer sheaths 12, 12b and 13, 13b can be used several times.
  • the casings 12, 13 may be designed differently than those in FIG. 1.
  • the component 120, 130, 155 for the contour model may preferably be split in half (50%) or preferably along a symmetry line.
  • FIG. 1 shows an asymmetrical and unequal division of the outer contour model 1.
  • the outer contour model 1 of the turbine blade 120, 130 to be produced is divided in the direction of flow.
  • FIG. 2 shows in a somewhat simplified representation a model 1 of a turbine blade as an exemplary example of a component with a cavity in a perspective, sectional view.
  • the model 1 has an outer surface 3, which reproduces the outer contour of a turbine blade.
  • the outer contour is divided into a pressure-side contour 4 and a suction-side contour 5.
  • the model 1 is not solid, but it has cavities, in the present embodiment, five cavities 8a to 8e, which represent the later cooling air ducts of the turbine blade.
  • the fifth cavity 8e has an opening 10 extending parallel to the edge, which represents an outlet opening for exiting cooling fluid in the later turbine blade.
  • the model 1 already represents both the outer contour and the inner contour of the later turbine blade.
  • the model is made of synthetic resin that melts or burns under the influence of temperature and is used in the production of a model for the investment casting of the turbine blade to be produced.
  • the synthetic resin model described above represents in the model for the investment casting of the turbine blade only a model for the outer contour of the turbine blade and is therefore hereinafter referred to as outer contour model 1.
  • the representation of the inner contour of the cavities of the turbine blade takes place on the basis of a so-called core whose outer surfaces represent the inner contour of the cavities of the turbine blade.
  • the outer contour model 1 and the cores to be described together form the model for the investment casting of the turbine blade.
  • the production of the outer contour model 1 takes place in the exemplary embodiment by means of a stereo lithography process.
  • a photoreactive liquid resin in a container is locally irradiated with laser radiation of a suitable wavelength.
  • the irradiation leads to the irradiated point to a curing of the resin.
  • the curing of the resin can be controlled so that arbitrarily shaped structures of cured synthetic resin can be realized.
  • Stereo lithography methods are known from the prior art and therefore should not be further explained here.
  • the exterior contour model 1 is produced from a liquid synthetic resin by targeted local hardening.
  • the laser is controlled by means of a computer, so that the production of the outer contour model 1 can take place on the basis of a pure computer model.
  • the cores defining the cavities of the later turbine blade are produced.
  • a flowable ceramic material the so-called core mass 11
  • the filling can, as shown in Figure 3, be realized for example by pouring. However, other filling methods are also possible.
  • the core mass 11 can also be brushed or injected into the cavities.
  • the outer contour model 1 is surrounded by a stabilizing sheathing 12, 13 before filling in the ceramic core mass 11.
  • This stabilizing jacket 12, 13 is formed in two parts.
  • a part 12 of the stabilizing jacket has an inverse surface to the pressure-side contour 4 of the outer contour model 1, while the other part 13 of the outer contour model 1 has an inverse contour to the suction side 5 of the outer contour model 1.
  • the surfaces of the stabilizing jacket which are inverse to the outer contour 4, 5 are framed by abutment surfaces on which the two parts 12, 13 abut one another, if they do surrounding the outer contour model 1 stabilizing. Accordingly, the abutment surfaces are then in the region 15, 16 of the edges 6, 7 of the outer contour model. 1
  • the flared portion 17 forms, together with the cavity 8e, the shape for that core which later defines the inner contour of the corresponding cavity of the turbine blade.
  • the production of the stabilizing jacket 12, 13 takes place in the present embodiment as the production of the outer contour model 1 by means of a stereo lithography process. It is advantageous if the resin or synthetic resin composition brought to harden in the stereo lithographic process contains a stabilizing component, for example a metal powder.
  • a stabilizing jacket 12, 13 once made can be reused as long as no design changes are made to the outer contour of the turbine blade.
  • the stabilizing sheath can also consist entirely of metal in a modification of the embodiment described. In this case, for example, it can be produced from metal powder by means of rapid laser sintering.
  • the stabilizing jacket 12, 13 is removed so that the outer contour model 1 remains with ceramic cores located in its cavities.
  • the outer contour model 1 then forms, together with the ceramic cores, a model for the precision casting of the turbine blade.
  • the model thus produced for the investment casting of the turbine blade can then be used for the manufacture of make use of a mold for the turbine blade use.
  • the model is surrounded by a ceramic mass, which is then cured.
  • the ceramic compound connects at selected locations with the ceramic cores located in the outer contour model 1.
  • the outer contour model 1 surrounding ceramic material is completely cured, there is a melting or burning out of the outer contour model 1 forming resin.
  • a casting mold for casting the turbine blade Due to the destruction of the outer contour model 1 during burnout or melting the outer contour model 1 is also called lost model.
  • the outer contours of the ceramic cores define the inner contours of the later turbine blade and the inner contour of the ceramic form the later outer contour of the turbine blade.
  • FIG. 4 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103, which is also referred to as a turbine runner.
  • a suction housing 104 Along the rotor 103 follow one another a suction housing 104, a compressor 105, for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber 106, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • the annular combustion chamber 106 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example.
  • annular annular hot gas channel 111 for example.
  • turbine stages 112 connected in series form the turbine 108.
  • Each turbine stage 112 is formed, for example, from two blade rings. As seen in the direction of flow of a working medium 113, in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115, a series 125 formed of rotor blades 120 follows.
  • the guide vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the moving blades 120 of a row 125 are attached to the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example.
  • air 105 is sucked in by the compressor 105 through the intake housing 104 and compressed.
  • the compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
  • the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120.
  • the working medium 113 relaxes on the rotor blades 120 in a pulse-transmitting manner, so that the blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the direction of flow of the working medium 113, are subjected to the highest thermal stress in addition to the heat shield bricks lining the annular combustion chamber 106.
  • substrates of the components may have a directional structure, i. they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
  • Iron, nickel or cobalt-based superalloys are used as material for the components, in particular for the turbine blades 120, 130 and components of the combustion chamber 110.
  • Such superalloys are known, for example, from EP 1 204 776 B1, EP 1 306 454, EP 1 319 729 A1, WO 99/67435 or WO 00/44949; these writings are part of the revelation.
  • the blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon and / or at least one element of the rare earths or hafnium).
  • M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni)
  • X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon and / or at least one element of the rare earths or hafnium.
  • Such alloys are known from EP 0 486 489 B1, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1, which are intended to be part of this disclosure.
  • MCrAlX may still be a thermal barrier layer, and consists for example of Zr ⁇ 2, Y2 ⁇ 3-Zr ⁇ 2, ie they is not, partially or completely stabilized by yttrium oxide and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • Suitable coating processes such as electron beam evaporation (EB-PVD), produce stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • EB-PVD electron beam evaporation
  • the vane 130 has a guide vane foot (not shown here) facing the inner housing 138 of the turbine 108 and a vane head opposite the vane foot.
  • the vane head faces the rotor 103 and fixed to a mounting ring 140 of the stator 143.
  • FIG. 5 shows a perspective view of a moving blade 120 or guide blade 130 of a turbomachine that extends along a longitudinal axis 121.
  • the turbomachine may be a gas turbine of an aircraft or a power plant for power generation, a steam turbine or a compressor.
  • the blade 120, 130 has along the longitudinal axis 121 consecutively a fastening region 400, a blade platform 403 adjoining thereto and an airfoil 406. As a guide blade 130, the blade 130 may have at its blade tip 415 another platform (not shown).
  • a blade root 183 is formed, which serves for attachment of the blades 120, 130 to a shaft or a disc (not shown).
  • the blade root 183 is designed, for example, as a hammer head. Other designs as fir tree or Schissebwschwanzfuß are possible.
  • the blade 120, 130 has a leading edge 409 and a trailing edge 412 for a medium flowing past the airfoil 406.
  • blades 120, 130 for example, solid metallic materials, in particular superalloys, are used in all regions 400, 403, 406 of the blade 120, 130.
  • superalloys are known, for example, from EP 1 204 776 B1, EP 1 306 454, EP 1 319 729 A1, WO 99/67435 or WO 00/44949; these writings are part of the revelation.
  • the blade 120, 130 can be made by a casting process, also by directional solidification, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.
  • the blades 120, 130 may be coatings against corrosion or oxidation (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon and / or at least one element of the rare earths, or hafnium (Hf)).
  • M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni)
  • X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon and / or at least one element of the rare earths, or hafnium (Hf)).
  • Such alloys are known from EP 0 486 489 B1, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1, which are intended to be part of this disclosure.
  • thermal barrier coating On the MCrAlX may still be present a thermal barrier coating and consists for example of Zr ⁇ 2, Y2 ⁇ 3-Zr ⁇ 2, i. it is not, partially or completely stabilized by yttrium oxide and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • suitable coating methods e.g. Electron beam evaporation (EB-PVD) produces stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • Refurbishment means that components 120, 130 may need to be deprotected after use (e.g., by sandblasting). This is followed by removal of the corrosion and / or oxidation layers or products. If necessary, will also
  • FIG. 6 shows a combustion chamber 110 of a gas turbine.
  • the combustion chamber 110 is designed, for example, as a so-called annular combustion chamber, in which a large number of burners 107 arranged around the rotation axis 102 in the circumferential direction open into a common combustion chamber space.
  • the combustion chamber 110 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the axis of rotation 102 around.
  • the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C. to 1600 ° C.
  • the combustion chamber wall 153 is provided on its side facing the working medium M with an inner lining formed of heat shield elements 155.
  • Each heat shield element 155 is equipped on the working medium side with a particularly heat-resistant protective layer or made of high-temperature-resistant material. These may be solid ceramic stones or alloys with MCrAlX and / or ceramic coatings. The materials of the combustion chamber wall and its coatings may be similar to the turbine blades.
  • Due to the high temperatures inside the combustion chamber 110 may also be provided for the heat shield elements 155 and for their holding elements, a cooling system.
  • the combustion chamber 110 is designed in particular for detecting losses of the heat shield elements 155.
  • a number of temperature sensors 158 are positioned between the combustion chamber wall 153 and the heat shield elements 155.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Im erfindungsgemäßen Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Turbinenkomponente umfasst das fertige Modell zumindest einen Kern und ein den Kern mindestens teilweise umgebendes, die Außenkontur des Turbinenbauteils zumindest teilweise definierendes Außenkonturmodell (1). Das Herstellen des Kerns erfolgt aus einem aushärtbaren Kernmaterial (11), welches im Verlauf des Verfahrens aushärtet, und das Herstellen des Außenkonturmodells (1) aus einem ausbrennbaren oder ausschmelzbaren Material. Dabei wird zuerst das Außenkonturmodell (1) mit zumindest einem dem wenigstens einen Hohlraum der Turbinenkomponente entsprechenden Hohlraum (8a-8e) hergestellt und anschließend zum Herstellen des wenigstens einen Kerns das aushärtbare Kernmaterial (11) in den wenigstens einen Hohlraum (8a-8e) eingefüllt und ausgehärtet.

Description

Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen
Hohlraum aufweisenden Komponente
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer einen Hohlraum aufweisenden Komponente sowie ein Verfahren zum Herstellen einer Giesform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente, in dem ein Modell für die feingusstechnische Darstellung der Komponente zur Anwendung kommt .
Von besonderer Bedeutung beim Herstellen von hohlgegossenen Komponenten wie z.B. Turbinenkomponenten ist das Erzeugen des Hohlraums. Beispielsweise weisen Turbinenschaufeln für Gasturbinen ein Schaufelblatt auf, das eine Anströmkante und eine Abströmkante besitzt. Anström- und Abströmkante sind über eine saugseitige und eine druckseitige Wand miteinander verbunden. Zwischen der saugseitigen und der druckseitigen Wand ist wenigstens ein Hohlraum angeordnet, der sich durch einen Großteil des Schaufelblattes erstreckt und zum Zuführen eines Kühlfluids, beispielsweise Luft oder Dampf, mit welchem das Schaufelblatt beim Betrieb der Turbine gekühlt wird, dient. Die Kühlwirkung hängt dabei von der Gestaltung des Hohlraumes und seiner genauen Positionierung innerhalb des Schaufelblattes ab. Vergleichsweise geringe Abweichungen in der Positionierung des Hohlraums können zu einer erheblichen Abweichung in der Kühlwirkung führen.
Die Form und die Position des Hohlraums innerhalb des Schaufelblattes stellt daher eine Herausforderung für die Konstruktion von Turbinenschaufeln dar. Nicht selten sind zum Optimieren der Lage und der Form des Hohlraums im Verhältnis zur Außenkontur der Turbinenschaufel eine Reihe von Designänderungen nötig, bis das endgültige Design feststeht. Im Entwicklungsprozess werden Turbinenschaufeln mit unterschied- liehen Designs hergestellt und getestet, bevor das endgültige Design feststeht.
Das Herstellen beispielsweise von hohlgegossenen Turbinen- schaufeln für Gasturbinen erfolgt mittels einer keramischen Feingusstechnik. In dieser wird ein Kern zum Definieren des Hohlraums aus einem keramischen Material gespritzt oder gegossen. Anschließend wird dieser Kern in eine Form zum Spritzen oder Gießen eines Wachsmodells eingesetzt und das Wachs in die Form eingespritzt oder eingegossen. Nach dem Abkühlen des Wachses bildet das fertige Wachsmodell zusammen mit dem Keramikkern ein Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel, welches im weiteren Verlauf des Verfahrens zum Herstellen einer Keramikform für das Gießen der Tur- binenschaufel Verwendung findet. Zum Herstellen der Keramikform wird eine Keramikhülle um das Wachsmodell herum angebracht. Nachdem die Keramikhülle ausgehärtet ist, wird das Wachs des Wachsmodells ausgeschmolzen, sodass eine Form zum Gießen der hohlen Turbinenschaufel übrig bleibt. Diese Form umfasst einerseits die Keramikhülle und andererseits den
Keramikkern. Ein derartiges Verfahren ist beispielsweise in US 5,465,780 offenbart.
Da trotz numerischer Hilfsmittel zur Simulation von Strö- mungs- und Kühlungseigenschaften Korrekturen des Kerndesigns im Endstadium der Produktentwicklung mittels Tests vorgenommen werden müssen, ist das beschriebene Verfahren bei der Produktentwicklung relativ aufwendig, da für jedes Design neue Gieß- bzw. Spritzformen für den Kern und das Wachsmodell hergestellt werden müssen.
In DE 101 29 975 Al wurde daher vorgeschlagen, die Gieß- bzw. Spritzformen zum Gießen des Kerns mit auswechselbaren Einsätzen auszustatten, um so das Kerndesign ändern zu können, ohne dass eine komplett neue Gieß- bzw. Spritzformen für den Kern hergestellt werden muss. Aber auch diese Vorgehensweise ermöglicht lediglich lokale Korrekturen, nicht jedoch eine globale Korrektur des Kerndesigns. Zudem sind in dem in DE 101 29 975 Al beschriebenen Verfahren Korrekturen am Design der Außenkontur der Turbinenschaufel nicht möglich, ohne dafür neue Werkzeuge wie etwa neue Gießformen herzustellen.
Das Herstellen von Werkzeugen für die Fertigung der keramischen Kerne sowie der Wachsmodelle ist nach wie vor aufwendig und kostenintensiv. Beispielsweise entfallen während der Produktionsprozessentwicklung für hohlgegossene Turbinenschaufeln große Teile der Entwicklungszeit und der Entwicklungs- kosten auf das Herstellen der Werkzeuge. Zudem können die Werkzeuge für die Serienproduktion erst freigegeben werden, nachdem das Design des hohlgegossenen Turbinenbauteils freigegeben ist. Ansonsten könnten Änderungen am Design zu erheblichen Zeitverzug und hohen Kosten führen.
Die DE 32 11 777 Al offenbart ein Verfahren zur Herstellung einer metallischen Turbinenschaufel aus zwei Schaufelhälften, die metallurgisch miteinander verbunden werden.
Die GB 2 096 525 A offenbart ebenfalls, dass zwei metallische Turbinenschaufelhälften miteinander verbunden werden.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein verbes- sertes Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Turbinenkomponente sowie ein verbessertes Verfahren zum Herstellen einer Gießform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisende Turbinenkomponente zur Verfügung zu stellen.
Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente gemäß Anspruch 1 gelöst.
Im erfindungsgemäßen Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente umfasst das fertige Modell zumindest einen Kern und ein den Kern mindestens teilweise umgebendes und die Außenkontur des Bauteils zumindest teilweise definierendes Außenkonturmodell . Das Herstellen des Kerns erfolgt aus einem aushärtbaren Kernmaterial, welches im Verlauf des Verfahrens ausgehärtet wird. Das Herstellen des Außenkonturmodells erfolgt aus einem ausbrennbaren oder ausschmelzbaren Material. Im erfindungsgemäßen Verfahren wird zuerst das Außenkonturmodell mit zumindest einem dem wenigs- tens einen Hohlraum der Komponente entsprechenden Hohlraum hergestellt. Anschließend wird zum Herstellen des wenigstens einen Kerns das aushärtbare Material in den wenigstens einen Hohlraum eingefüllt und ausgehärtet.
Im erfindungsgemäßen Verfahren dient daher das Außenkonturmodell gleichzeitig als Gieß- oder Spritzform für den Kern, sodass keine eigene Gieß- bzw. Spritzform für den Kern vorhanden zu sein braucht. Damit kann für die Prozessentwicklung bis hin zur Prototypherstellung auf die teure Herstellung einer eigenen Gieß- bzw. Spritzform für den Kern verzichtet werden .
Als Außenkonturmodell kann ein Harzmodell Verwendung finden. Zum Herstellen des Harzmodells kann ein Rapid-Prototype-Ver- fahren, insbesondere ein Stereo-Lithographie-Prozess, zur Anwendung kommen. In einem Stereo-Lithographie-Prozess findet ein Harz Verwendung, das bei Bestrahlung mit einem Laser aushärtet. Zum Herstellen des Außenkonturmodells wird das zuvor fließfähige Harz mittels des Lasers Schicht für Schicht aus- gehärtet, bis das Außenkonturmodell in seiner gewünschten Kontur fertig gestellt ist. Das Laseraushärten kann dabei insbesondere computergesteuert erfolgen, sodass sich bereits im Computer simulierte Designs relativ rasch in ein Modell für die feingusstechnische Darstellung der Komponente umset- zen lassen.
Beim Einfüllen und/oder Aushärten des aushärtbaren Materials kann das Außenkonturmodell von einer stabilisierenden Umman- telung, einem so genannten Setter, umgeben sein. Auch die stabilisierende Ummantelung kann mittels eines Rapid-Proto- type-Verfahrens hergestellt werden, etwa indem sie mittels eines Stereo-Lithographie-Prozesses aus Harz hergestellt wer- den. Insbesondere ist es vorteilhaft, wenn die Ummantelung ein mechanisch stabilisierendes Material, beispielsweise ein Metallpulver, enthält. Schließlich ist es auch möglich, die Ummantelung vollständig aus Metallpulver herzustellen, wobei geeignete Rapid-Prototype-Verfahren, bspw. Rapid-Laser-sinte- ring, zum Verfestigen des Metallpulvers zur Anwendung kommen können .
Die stabilisierende Ummantelung hält das Außenkonturmodell beim Einfüllen des aushärtbaren Materials in Form, sodass durch den beim Einfüllen entstehenden Druck auf das Außenkonturmodell keine Designabweichungen des Kerns verursacht werden .
Als Kernmaterial eignet sich insbesondere ein vor dem Aushär- ten fließfähiges Material, welches in den wenigstens einen
Hohlraum des Außenkonturmodells eingegossen oder eingespritzt wird. Wegen ihrer hohen Temperaturbeständigkeit kommen als Kernmaterial insbesondere Materialien auf Keramikbasis in Frage .
Das erfindungsgemäße Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Herstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente ist im Vergleich zu den Verfahren im Stand der Technik, in denen für die Prozessentwick- lung und die Qualifizierung von Turbinenkomponente Produktionswerkzeuge, insbesondere Gieß- oder Spritzformen, hergestellt werden müssen, variabler und billiger.
Insbesondere wenn Rapid-Prototype-Verfahren wie Stereo-Litho- graphie-Prozesse oder Rapid-Laser-Sinterprozesse zum Herstellen des Außenkonturmodells und/oder der stabilisierenden Ummantelung Verwendung finden, führt das erfindungsgemäße Verfahren auch schneller zu einem Modell für die feingusstechni- sehe Darstellung der Komponente als die Verfahren nach Stand der Technik.
Für die Prozessentwicklung bis hin zur Prototypherstellung kann bei dem erfindungsgemäßen Verfahren auf die teueren eigentlichen Produktionswerkzeuge verzichtet werden, was den Startpunkt der Prozessentwicklung zu einem wesentlich früheren Zeitpunkt ermöglicht, die Entwicklungszeit erheblich verkürzt und das Risiko von Korrekturen an Produktionswerkzeugen aufgrund von Designänderungen stark reduziert. Dementsprechend können die Gesamtwerkzeugkosten verringert werden.
Schließlich ermöglicht das erfindungsgemäße Verfahren eine wesentlich frühere Markteinführung neuer Designs sowie eine schnellere Reaktion auf servicebedingte Designänderungen.
In einem erfindungsgemäßen Verfahren zum Herstellen einer Gießform oder einer Spritzform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisende Komponente findet das erfindungsgemäße Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung der Komponente Anwendung.
Weitere Merkmale, Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren.
Figur 1 zeigt die schematische Darstellung zu Herstellung eines Außenkonturmodells in zwei Hälften.
Figur 2 zeigt die schematische Darstellung eines Außenkontur- modells zur Verwendung im erfindungsgemäßen Verfahren in einer geschnittenen perspektivischen Ansicht.
Figur 3 zeigt das Außenkonturmodell aus Fig. 1 während des Einfüllens eines aushärtbaren Materials in Öffnungen des Außenkonturmodells.
Figur 4 zeigt beispielhaft eine Gasturbine in einem Längsteilschnitt .
Figur 5 zeigt in einer perspektivischen Ansicht eine Laufschaufel oder Leitschaufel einer Strömungsmaschine.
Figur 6 zeigt eine Brennkammer einer Gasturbine.
Figur 1 zeigt in einer schematischen Darstellung, wie zwei Modellteile Ia, Ib eines Außenkonturmodels 1 (Figur 2) hergestellt werden. Die Erfindung wird nur beispielhaft anhand einer hohlen Turbinenschaufel erläutert.
Die Ummantelungen für die Modellteile Ia, Ib sind vorzugsweise zweiteilig ausgebildet. Für jedes Modellteil Ia, Ib wird vorzugsweise eine innere 12b, 13b und eine äußere Ummantelung 12, 13 verwendet. In den Hohlraum, der sich zwischen den Ummantelungen 13, 13b bzw. 12, 12b bildet, wird das Material für die Modellteile Ia, Ib des Außenkonturmodels 1, vorzugsweise ein Wachs, eingefüllt, insbesondere eingespritzt . Danach werden die inneren Ummantelungen 12b, 13b entfernt. In einer ersten Variante können auch die äußeren
Ummantelungen 12 und 13 entfernt werden und die zwei Modellteile Ia und Ib zu einem Außenkonturmodel 1 gemäß Figur 2 zusammengebracht, vorzugsweise zusammengefügt werden. Die weitere Verarbeitung erfolgt dann wie in Figur 3 beschrieben .
Ebenso kann aber schon die äußere Ummantelung 12, 13, die bei der Herstellung der Modellteile Ia, Ib des Außenkonturmodells 1 verwendet wurden, die stabilisierende Ummantelung 12, 13 gemäß Figur 3 bilden. Dabei müssen dann die Modellteile Ia, Ib nicht unbedingt von den äußeren Ummantelungen 12, 13 gemäß Figur 1 entfernt werden, sondern die Ummantelungen 12, 13 gemäß Figur 1 sind so ausgebildet, dass sie sich gemäß Figur 3 aneinander bringen/fügen lassen.
Die Inneren und äußeren Ummantelungen 12, 12b bzw. 13, 13b können mehrmals verwendet werden.
Für das Verfahren gemäß Figur 3 können die Ummantelungen 12, 13 anders ausgebildet sein als die in Figur 1.
Vorzugsweise werden nur zwei Modellteile Ia, Ib verwendet. Es können aber auch mehr als zwei Modellteile verwendet werden. Bei der Verwendung von zwei Modellteilen kann das Bauteil 120, 130, 155 für das Konturmodell vorzugsweise hälftig (50%) oder vorzugsweise entlang einer Symmetrielinie aufgeteilt werden . In Figur 1 liegt eine asymmetrische und ungleiche Aufteilung des Außenkonturmodels 1 vor. Vorzugsweise wird das Außenkonturmodell 1 der herzustellenden Turbinenschaufel 120, 130 in Umströmungsrichtung aufgeteilt.
Figur 2 zeigt in einer etwas vereinfachten Darstellung ein Modell 1 einer Turbinenschaufel als exemplarisches Beispiel für eine Komponente mit einem Hohlraum in einer perspektivischen, geschnittenen Ansicht. Das Modell 1 weist eine Außen- fläche 3 auf, welche die Außenkontur einer Turbinenschaufel wiedergibt. Die Außenkontur gliedert sich in eine druckseitige Kontur 4 und eine saugseitige Kontur 5. Die Kanten, an denen die druckseitige Kontur 4 und die saugseitige Kontur 5 ineinander übergehen, bilden bei der späteren Turbinenschaufel die Anströmkante (Kante 6) bzw. die Abströmkante (Kante 7) .
Das Modell 1 ist nicht massiv, sondern es weist Hohlräume, im vorliegenden Ausführungsbeispiel fünf Hohlräume 8a bis 8e, auf, welche die späteren Kühlluftkanäle der Turbinenschaufel repräsentieren. Die die Hohlräume 8a bis 8e begrenzenden Innenflächen 9a bis 9e des Modells 1 repräsentieren dement- sprechend die Innenkontur der späteren Turbinenschaufel. Der fünfte Hohlraum 8e weist dabei im Bereich der Kante 7 eine sich parallel zur Kante erstreckende Öffnung 10 auf, welche eine Austrittsöffnung zum Austritt von Kühlfluid in der späteren Turbinenschaufel repräsentiert.
Wie oben erläutert, repräsentiert das Modell 1 bereits sowohl die Außenkontur als auch die Innenkontur der späteren Turbinenschaufel. Das Modell ist aus Kunstharz hergestellt, der unter Temperatureinwirkung schmilzt oder verbrennt und kommt beim Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung der herzustellenden Turbinenschaufel zur Anwendung.
Das oben beschriebene Kunstharzmodell stellt im Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel lediglich ein Modell für die Außenkontur der Turbinenschaufel dar und wird daher nachfolgend als Außenkonturmodell 1 bezeichnet. Die Darstellung der Innenkontur der Hohlräume der Turbinenschaufel erfolgt dagegen anhand eines so genannten Kerns, dessen Außenflächen die Innenkontur der Hohlräume der Turbinenschaufel repräsentieren. Das Außenkonturmodell 1 und die noch zu beschreibenden Kerne bilden gemeinsam das Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel.
Das Herstellen des Außenkonturmodells 1 erfolgt im Ausfüh- rungsbeispiel mittels eines Stereo-Lithographie-Prozesses. In diesem Prozess wird ein in einem Behälter befindliches fotoreaktives flüssiges Harz lokal mit Laserstrahlung einer geeigneten Wellenlänge bestrahlt. Die Bestrahlung führt an der bestrahlten Stelle zu einem Aushärten des Harzes. Durch eine geeignete Führung des Laserstrahls kann die Aushärtung des Harzes so gesteuert werden, dass sich beliebig geformte Strukturen aus ausgehärtetem Kunstharz realisieren lassen. Stereo-Lithographie-Verfahren sind aus dem Stand der Technik bekannt und sollen daher an dieser Stelle keine weitere Erläuterung finden.
Mittels des Stereo-Lithographie-Prozesses wird das Außenkon- turmodell 1 aus einem flüssigen Kunstharz durch gezieltes lokales Aushärten hergestellt. Die Steuerung des Lasers erfolgt dabei mittels eines Computers, sodass die Herstellung des Außenkonturmodells 1 auf der Basis eines reinen Computermodells erfolgen kann.
Nach dem Herstellen des Außenkonturmodells 1 erfolgt das Herstellen der die Hohlräume der späteren Turbinenschaufel definierenden Kerne. Dazu wird ein fließfähiges keramisches Material, die so genannte Kernmasse 11, in die Hohlräume 8a bis 8e des Außenkonturmodells 1 eingefüllt. Das Einfüllen kann, wie in Figur 3 dargestellt, beispielsweise durch ein Eingießen realisiert werden. Andere Einfüllverfahren sind jedoch auch möglich. Beispielsweise kann die Kernmasse 11 in die Hohlräume auch eingestrichen oder eingespritzt werden.
Um eine Verformung des Außenkonturmodells 1 während des Ein- füllens der Kernmasse 11 aufgrund des dabei entstehenden Drucks zu verhindern, wird das Außenkonturmodell 1 vor dem Einfüllen der keramischen Kernmasse 11 mit einer stabilisie- renden Ummantelung 12, 13 umgeben. Diese stabilisierende Um- mantelung 12, 13 ist zweiteilig ausgebildet. Ein Teil 12 der stabilisierenden Ummantelung weist eine zur druckseitigen Kontur 4 des Außenkonturmodells 1 inverse Fläche auf, während der andere Teil 13 des Außenkonturmodells 1 eine zur saugseitigen Kontur 5 des Außenkonturmodells 1 inverse Fläche aufweist. Die zur Außenkontur 4, 5 inversen Flächen der stabilisierenden Ummantelung werden von Stoßflächen eingerahmt, an denen die beiden Teile 12, 13 aneinander stoßen, wenn sie das Außenkonturmodell 1 stabilisierend umgeben. Entsprechend befinden sich die Stoßflächen dann im Bereich 15, 16 der Kanten 6, 7 des Außenkonturmodells 1.
Im Bereich 16 der Kante 7 des Außenkonturmodells 1 befindet sich beispielsweise zudem eine Aufweitung 17 der Stoßflächen, sodass diese in unmittelbarer Nähe zur Kante 7 nicht aneinander stoßen. Der aufgeweitete Bereich 17 bildet zusammen mit dem Hohlraum 8e die Form für denjenigen Kern, welcher später die Innenkontur des entsprechenden Hohlraums der Turbinenschaufel definiert.
Das Herstellen der stabilisierenden Ummantelung 12, 13 erfolgt im vorliegenden Ausführungsbeispiel wie die Herstellung des Außenkonturmodells 1 mittels eines Stereo-Lithographie- Verfahrens. Es ist von Vorteil, wenn die im Stereo-Lithographie-Verfahren zur Aushärtung gebrachte Harz- bzw. Kunstharzmasse eine stabilisierende Komponente, beispielsweise ein Metallpulver, enthält. Eine einmal hergestellte stabilisie- rende Ummantelung 12, 13 kann wieder verwendet werden, solange keine Designänderungen an der Außenkontur der Turbinenschaufel vorgenommen werden. Die stabilisierende Ummantelung kann in einer Abänderung der beschriebenen Ausführungsvariante auch vollständig aus Metall bestehen kann. Sie kann in diesem Fall bspw. mittels Rapid Lasersintern aus Metallpulver hergestellt werden.
Nachdem alle Hohlräume 8a bis 8e des Außenkonturmodells 1 mit der keramischen Kernmasse 11 gefüllt sind, erfolgt ein Aus- härten der Masse. Nachdem die Masse ausgehärtet ist, wird die stabilisierende Ummantelung 12, 13 entfernt, sodass das Außenkonturmodell 1 mit in seinen Hohlräumen befindlichen Keramikkernen zurückbleibt. Das Außenkonturmodell 1 bildet dann zusammen mit den Keramikkernen ein Modell für die fein- gusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel.
Das so hergestellte Modell für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel kann anschließend für das Her- stellen einer Gießform für die Turbinenschaufel Verwendung finden. Dazu wird das Modell mit einer keramischen Masse umgeben, die anschließend ausgehärtet wird. Dabei verbindet sich die Keramikmasse an ausgewählten Stellen mit den im Außenkonturmodell 1 befindlichen Keramikkernen. Nachdem die das Außenkonturmodell 1 umgebende Keramikmasse vollständig ausgehärtet ist, erfolgt ein Ausschmelzen oder Ausbrennen des das Außenkonturmodell 1 bildenden Harzes. Zurück bleibt eine Gießform für das Gießen der Turbinenschaufel. Aufgrund der Zerstörung des Außenkonturmodells 1 beim Ausbrennen bzw. Ausschmelzen wird das Außenkonturmodell 1 auch verlorenes Modell genannt. In der Gießform definieren die Außenkonturen der Keramikkerne die Innenkonturen der späteren Turbinenschaufel und die Innenkontur der Keramikform die spätere Außenkontur der Turbinenschaufel.
Aufgrund der direkten Umsetzung eines Computermodells in ein Außenkonturmodell 1, welches gleichzeitig als Form für die Keramikkerne dient, kann auf die aufwendige und kosteninten- sive Herstellung von Werkzeugen wie etwa Gießformen für die Fertigung der keramischen Kerne sowie der Wachsmodelle verzichtet werden. Es ist so eine sehr viel raschere Umsetzung eines Computermodells in ein für die feingusstechnische Darstellung der Turbinenschaufel geeignetes Modell möglich. Da- durch lässt sich Aufwand für die Herstellung einer Gießform für eine Turbinenschaufel sowie die dazu benötige Zeit verringern .
Zum besseren Verständnis der Erfindung folgt eine Beschreibung einer typischen Gasturbine, einer typischen Turbinenschaufel und einer typischen Brennkammer anhand der Figuren 4 bis 6. Die Figur 4 zeigt beispielhaft eine Gasturbine 100 in einem Längsteilschnitt. Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 102 drehgelagerten Rotor 103 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 104, ein Verdichter 105, eine beispielsweise torusartige Brennkammer 110, insbesondere Ringbrennkammer 106, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109.
Die Ringbrennkammer 106 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 112 die Turbine 108.
Jede Turbinenstufe 112 ist beispielsweise aus zwei Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125.
Die Leitschaufeln 130 sind dabei an einem Innengehäuse 138 eines Stators 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind.
An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt) .
Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und ver- dichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 bereitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 geführt und dort mit einem Brennmittel vermischt. Das Gemisch wird dann unter Bildung des Arbeitsmediums 113 in der Brennkammer 110 verbrannt. Von dort aus strömt das Arbeitsmedium 113 entlang des Heißgaskanals 111 vorbei an den Leitschaufeln 130 und den Laufschaufeln 120. An den Laufschaufeln 120 entspannt sich das Arbeitsmedium 113 impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 120 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine.
Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unter- liegen während des Betriebes der Gasturbine 100 thermischen Belastungen. Die Leitschaufeln 130 und Laufschaufeln 120 der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums 113 gesehen ersten Turbinenstufe 112 werden neben den die Ringbrennkammer 106 auskleidenden Hitzeschildsteinen am meisten thermisch be- lastet.
Um den dort herrschenden Temperaturen standzuhalten, können diese mittels eines Kühlmittels gekühlt werden.
Ebenso können Substrate der Bauteile eine gerichtete Struktur aufweisen, d.h. sie sind einkristallin (SX-Struktur) oder weisen nur längsgerichtete Körner auf (DS-Struktur) .
Als Material für die Bauteile, insbesondere für die Turbinen- schaufei 120, 130 und Bauteile der Brennkammer 110 werden beispielsweise eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Super- legierungen verwendet. Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 Al, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt; diese Schriften sind Teil der Offenbarung.
Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe) , Kobalt (Co) , Nickel (Ni) , X ist ein Aktivelement und steht für Yttrium (Y) und/oder Silizium und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden bzw. Hafnium) . Solche Legierungen sind bekannt aus der EP 0 486 489 Bl, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 Bl oder EP 1 306 454 Al, die Teil dieser Offenbarung sein sollen.
Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, und besteht beispielsweise aus Zrθ2, Y2θ3-Zrθ2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt.
Die Leitschaufel 130 weist einen dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht dargestellt) und einen dem Leitschaufelfuß gegenüberliegenden Leitschaufelkopf auf. Der Leitschaufelkopf ist dem Rotor 103 zugewandt und an einem Befestigungsring 140 des Stators 143 festgelegt .
Figur 5 zeigt in perspektivischer Ansicht eine Laufschaufel 120 oder Leitschaufel 130 einer Strömungsmaschine, die sich entlang einer Längsachse 121 erstreckt.
Die Strömungsmaschine kann eine Gasturbine eines Flugzeugs oder eines Kraftwerks zur Elektrizitätserzeugung, eine Dampfturbine oder ein Kompressor sein.
Die Schaufel 120, 130 weist entlang der Längsachse 121 aufeinander folgend einen Befestigungsbereich 400, eine daran angrenzende Schaufelplattform 403 sowie ein Schaufelblatt 406 auf. Als Leitschaufel 130 kann die Schaufel 130 an ihrer Schaufelspitze 415 eine weitere Plattform aufweisen (nicht dargestellt) .
Im Befestigungsbereich 400 ist ein Schaufelfuß 183 gebildet, der zur Befestigung der Laufschaufeln 120, 130 an einer Welle oder einer Scheibe dient (nicht dargestellt) . Der Schaufelfuß 183 ist beispielsweise als Hammerkopf ausgestaltet. Andere Ausgestaltungen als Tannenbaum- oder Schwal- benschwanzfuß sind möglich. Die Schaufel 120, 130 weist für ein Medium, das an dem Schaufelblatt 406 vorbeiströmt, eine Anströmkante 409 und eine Abströmkante 412 auf.
Bei herkömmlichen Schaufeln 120, 130 werden in allen Bereichen 400, 403, 406 der Schaufel 120, 130 beispielsweise massive metallische Werkstoffe, insbesondere Superlegierungen verwendet. Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 Al, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt; diese Schriften sind Teil der Offenbarung. Die Schaufel 120, 130 kann hierbei durch ein Gussverfahren, auch mittels gerichteter Erstarrung, durch ein Schmiedeverfahren, durch ein Fräsverfahren oder Kombinationen daraus gefertigt sein.
Werkstücke mit einkristalliner Struktur oder Strukturen werden als Bauteile für Maschinen eingesetzt, die im Betrieb hohen mechanischen, thermischen und/oder chemischen Belastungen ausgesetzt sind. Die Fertigung von derartigen einkristal- linen Werkstücken erfolgt z.B. durch gerichtetes Erstarren aus der Schmelze. Es handelt sich dabei um Gießverfahren, bei denen die flüssige metallische Legierung zur einkristallinen Struktur, d.h. zum einkristallinen Werkstück, oder gerichtet erstarrt. Dabei werden dendritische Kristalle entlang dem Wärmefluss ausgerichtet und bilden entweder eine stängelkri- stalline Kornstruktur (kolumnar, d.h. Körner, die über die ganze Länge des Werkstückes verlaufen und hier, dem allgemeinen Sprachgebrauch nach, als gerichtet erstarrt bezeichnet werden) oder eine einkristalline Struktur, d.h. das ganze Werkstück besteht aus einem einzigen Kristall. In diesen Verfahren muss man den Übergang zur globulitischen (polykristallinen) Erstarrung meiden, da sich durch ungerichtetes Wachstum notwendigerweise transversale und longitudinale Korngrenzen ausbilden, welche die guten Eigenschaften des gerichtet erstarrten oder einkristallinen Bauteiles zunichte machen. Ist allgemein von gerichtet erstarrten Gefügen die Rede, so sind damit sowohl Einkristalle gemeint, die keine Korngrenzen oder höchstens Kleinwinkelkorngrenzen aufweisen, als auch Stängelkristallstrukturen, die wohl in longitudinaler Richtung verlaufende Korngrenzen, aber keine transversalen Korngrenzen aufweisen. Bei diesen zweitgenannten kristallinen Strukturen spricht man auch von gerichtet erstarrten Gefügen (directionally solidified structures) . Solche Verfahren sind aus der US-PS 6,024,792 und der EP 0 892 090 Al bekannt; diese Schriften sind Teil der Offenbarung.
Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion oder Oxidation (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe) , Kobalt (Co) , Nickel (Ni) , X ist ein Aktivelement und steht für Yttrium (Y) und/oder Silizium und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden, bzw. Hafnium (Hf)) . Solche Legierungen sind bekannt aus der EP 0 486 489 Bl, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 Bl oder EP 1 306 454 Al, die Teil dieser Offenbarung sein sollen.
Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein und besteht beispielsweise aus Zrθ2, Y2θ3-Zrθ2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronenstrahlver- dampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt.
Wiederaufarbeitung (Refurbishment) bedeutet, dass Bauteile 120, 130 nach ihrem Einsatz gegebenenfalls von Schutzschichten befreit werden müssen (z.B. durch Sandstrahlen) . Danach erfolgt eine Entfernung der Korrosions- und/oder Oxidations- schichten bzw. -produkte. Gegebenenfalls werden auch noch
Risse im Bauteil 120, 130 repariert. Danach erfolgt eine Wie- derbeschichtung des Bauteils 120, 130 und ein erneuter Einsatz des Bauteils 120, 130.
Die Schaufel 120, 130 kann hohl oder massiv ausgeführt sein. Wenn die Schaufel 120, 130 gekühlt werden soll, ist sie hohl und weist ggf. noch Filmkühllöcher 418 (gestrichelt angedeutet) auf. Die Figur 6 zeigt eine Brennkammer 110 einer Gasturbine. Die Brennkammer 110 ist beispielsweise als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangs- richtung um die Rotationsachse 102 herum angeordneten Bren- nern 107 in einen gemeinsamen Brennkammerraum münden. Dazu ist die Brennkammer 110 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Rotationsachse 102 herum positioniert ist.
Zur Erzielung eines vergleichsweise hohen Wirkungsgrades ist die Brennkammer 110 für eine vergleichsweise hohe Temperatur des Arbeitsmediums M von etwa 10000C bis 16000C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebsparametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermög- liehen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsmedium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen.
Jedes Hitzeschildelement 155 ist arbeitsmediumsseitig mit einer besonders hitzebeständigen Schutzschicht ausgestattet oder aus hochtemperaturbeständigem Material gefertigt. Dies können massive keramische Steine oder Legierungen mit MCrAlX und/oder keramischen Beschichtungen sein. Die Materialien der Brennkammerwand und deren Beschichtungen können ähnlich der Turbinenschaufeln sein.
Aufgrund der hohen Temperaturen im Inneren der Brennkammer 110 kann zudem für die Hitzeschildelemente 155 bzw. für deren Halteelemente ein Kühlsystem vorgesehen sein.
Die Brennkammer 110 ist insbesondere für eine Detektion von Verlusten der Hitzeschildelemente 155 ausgelegt. Dazu ist zwischen der Brennkammerwand 153 und den Hitzeschildelementen 155 eine Anzahl von Temperatursensoren 158 positioniert.

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zur Herstellung eines Außenkonturmodells (1) eines hohlen Bauteils (120, 130, 155), insbesondere einer Turbinenkomponente (120, 130, 155), bei dem das Außenkonturmodell (1) in zumindest zwei Modellteilen (Ia, Ib) hergestellt wird, die (Ia, Ib) anschließend zusammengebracht werden, bei dem jeweils ein Modellteil (Ia, Ib) des
Außenkonturmodells (1) in einer inneren (12b, 13b) und in einer äußeren (12, 13) Ummantelung hergestellt wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem nur zwei Modellteile (Ia, Ib) verwendet werden.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei dem die inneren Ummantelungen (12b, 13b) entfernt werden und die äußeren Ummantelungen (12, 13) mit den Modellteilen (Ia, Ib) des Außenkonturmodells (1) zusammengebracht, insbesondere zusammengefügt wird.
4. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei dem die inneren (12b, 13b) und die äußeren Ummantelungen (12, 13) entfernt werden und die Modellteile (Ia, Ib) des Außenkonturmodells (1) zum Außenkonturmodell (1) zusammengefügt werden.
5. Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente (120, 130, 155) bei dem
- zuerst das Außenkonturmodell (1) mit zumindest einem dem wenigstens einen Hohlraum der Komponente entsprechenden Hohlraum (8a-8e) nach Anspruch 1, 2, 3, 4 oder 5, hergestellt wird und
- das fertige Außenkonturmodell (1) zumindest einen Kern und ein den Kern mindestens teilweise umgebendes, die Außenkontur des Turbinenbauteils (120, 130, 155) zumindest teilweise definierendes Außenkonturmodell (1) umfasst,
- ein Herstellen des Kerns aus einem aushärtbaren Kernmaterial (11) , welches im Verlauf des Verfahrens aushärtet, erfolgt und
- ein Herstellen des Außenkonturmodells (1) aus einem ausbrennbaren oder ausschmelzbaren Material erfolgt und
- anschließend zum Herstellen des wenigstens einen Kerns das aushärtbare Kernmaterial (11) in den wenigstens einen
Hohlraum (8a-8e) eingefüllt und ausgehärtet wird.
6. Verfahren nach Anspruch 5, bei dem als Außenkonturmodell (1) ein Harzmodell Verwendung findet.
7. Verfahren nach Anspruch 6, bei dem das Herstellen des Harzmodells mittels eines Rapid-Prototype-Verfahrens erfolgt .
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, bei dem das Außenkonturmodell (1) beim Einfüllen und/oder Aushärten des aushärtbaren Kernmaterials (11) von einer stabilisierenden Ummantelung (12, 13) umgeben ist.
9. Verfahren nach Anspruch 8, bei dem die stabilisierende Ummantelung (12, 13) mittels eines Rapid-Prototype-Verfahrens hergestellt wird
10. Verfahren nach Anspruch 9, bei dem die stabilisierende Ummantelung (12, 13) mittels eines Stereo-Lithographie-Prozesses aus Harz hergestellt wird.
11. Verfahren nach Anspruch 10, bei dem das zum Herstellen der Ummantelung (12, 13) verwendete Harz ein mechanisch stabilisierendes Material enthält.
12. Verfahren nach Anspruch 11, bei dem als mechanisch stabilisierendes Material ein Metallpulver Verwendung findet.
13. Verfahren nach Anspruch 9, bei dem die stabilisierende Ummantelung (12, 13) mittels Rapid-Laser-sintering aus Metallpulver hergestellt wird.
14. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, bei dem als Kernmaterial (11) ein vor dem Aushärten fließfähiges Material Verwendung findet, welches in den wenigstens einen Hohlraum (8a-8e) des Außenkonturmodells (1) eingegossen, eingestrichen oder eingespritzt wird.
15. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, bei dem als Kernmaterial (11) ein Material auf Keramikbasis zur Anwendung kommt.
16. Verfahren zum Herstellen einer Gießform für eine wenigstens einen Hohlraum aufweisende Komponente, insbesondere einer Turbinenkomponente bei dem ein nach einem Verfahren gemäß einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 15 hergestelltes Modell Verwendung findet .
PCT/EP2007/060033 2006-12-07 2007-09-21 Verfahren zum herstellen eines modells für die feingusstechnische darstellung einer wenigstens einen hohlraum aufweisenden komponente WO2008068075A1 (de)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/517,889 US8074701B2 (en) 2006-12-07 2007-09-21 Method for producing a pattern for the precision-cast preparation of a component comprising at least one cavity
EP07820457A EP2101938B1 (de) 2006-12-07 2007-09-21 Verfahren zum herstellen eines modells für die feingusstechnische darstellung einer wenigstens einen hohlraum aufweisenden komponente

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP06025367A EP1930096A1 (de) 2006-12-07 2006-12-07 Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente
EP06025367.1 2006-12-07

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2008068075A1 true WO2008068075A1 (de) 2008-06-12

Family

ID=38169395

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2007/060033 WO2008068075A1 (de) 2006-12-07 2007-09-21 Verfahren zum herstellen eines modells für die feingusstechnische darstellung einer wenigstens einen hohlraum aufweisenden komponente

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8074701B2 (de)
EP (2) EP1930096A1 (de)
WO (1) WO2008068075A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20210394913A1 (en) * 2020-06-17 2021-12-23 Honeywell International Inc. Thermally isolated sensor for gas turbine engine

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102019354B (zh) * 2010-12-27 2012-11-07 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 带冠超薄细长叶片的定向凝固方法
US9364889B2 (en) * 2012-01-05 2016-06-14 Ic Patterns, Llc Foam pattern techniques
US9415438B2 (en) * 2013-04-19 2016-08-16 United Technologies Corporation Method for forming single crystal parts using additive manufacturing and remelt
US10189186B2 (en) * 2014-05-16 2019-01-29 Ford Global Technologies, Llc Method for finishing matching surfaces in forming tool components
EP3206814B1 (de) * 2014-10-15 2020-07-01 Siemens Aktiengesellschaft Druckgusssystem zum formen eines bauteils für einen gasturbinenmotor
FR3035604B1 (fr) * 2015-04-30 2023-01-13 Snecma Procede de fabrication de modele pour fonderie a modele perdu
CN115042301B (zh) * 2022-05-30 2023-08-15 西安交通大学 基于光固化面曝光成形的一体化陶瓷铸型制备方法

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3211777A1 (de) 1981-04-01 1982-10-14 Rolls-Royce Ltd., London Verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel
GB2096525A (en) 1981-04-14 1982-10-20 Rolls Royce Manufacturing gas turbine engine blades
US4640728A (en) * 1985-09-05 1987-02-03 Ford Motor Company Method of joining foam patterns for evaporative casting process
EP0486489B1 (de) 1989-08-10 1994-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturfeste korrosionsschutzbeschichtung, insbesondere für gasturbinenbauteile
EP0663249A1 (de) 1994-01-12 1995-07-19 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Verfahren zur Herstellung keramischer Giessmasken zum Giessen mit verlorenem Modell
US5465780A (en) 1993-11-23 1995-11-14 Alliedsignal Inc. Laser machining of ceramic cores
EP0412397B1 (de) 1989-08-10 1998-03-25 Siemens Aktiengesellschaft Rheniumhaltige Schutzbeschichtung mit grosser Korrosions- und/oder Oxidationsbeständigkeit
EP0892090A1 (de) 1997-02-24 1999-01-20 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
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
WO1999067435A1 (en) 1998-06-23 1999-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Directionally solidified casting with improved transverse stress rupture strength
US6024792A (en) 1997-02-24 2000-02-15 Sulzer Innotec Ag Method for producing monocrystalline structures
WO2000044949A1 (en) 1999-01-28 2000-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Nickel base superalloy with good machinability
DE10129975A1 (de) 2000-12-27 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Giessform für den Kern einer Gasturbinenschaufel oder dergleichen
EP1306454A1 (de) 2001-10-24 2003-05-02 Siemens Aktiengesellschaft Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
EP1319729A1 (de) 2001-12-13 2003-06-18 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturbeständiges Bauteil aus einkristalliner oder polykristalliner Nickel-Basis-Superlegierung
EP1204776B1 (de) 1999-07-29 2004-06-02 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturbeständiges bauteil und verfahren zur herstellung des hochtemperaturbeständigen bauteils

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2594727B1 (fr) * 1986-02-27 1988-05-06 Snecma Procede de preparation de noyaux ceramiques

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3211777A1 (de) 1981-04-01 1982-10-14 Rolls-Royce Ltd., London Verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel
GB2096525A (en) 1981-04-14 1982-10-20 Rolls Royce Manufacturing gas turbine engine blades
US4640728A (en) * 1985-09-05 1987-02-03 Ford Motor Company Method of joining foam patterns for evaporative casting process
EP0486489B1 (de) 1989-08-10 1994-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturfeste korrosionsschutzbeschichtung, insbesondere für gasturbinenbauteile
EP0412397B1 (de) 1989-08-10 1998-03-25 Siemens Aktiengesellschaft Rheniumhaltige Schutzbeschichtung mit grosser Korrosions- und/oder Oxidationsbeständigkeit
US5465780A (en) 1993-11-23 1995-11-14 Alliedsignal Inc. Laser machining of ceramic cores
EP0663249A1 (de) 1994-01-12 1995-07-19 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Verfahren zur Herstellung keramischer Giessmasken zum Giessen mit verlorenem Modell
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
EP0892090A1 (de) 1997-02-24 1999-01-20 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
US6024792A (en) 1997-02-24 2000-02-15 Sulzer Innotec Ag Method for producing monocrystalline structures
WO1999067435A1 (en) 1998-06-23 1999-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Directionally solidified casting with improved transverse stress rupture strength
WO2000044949A1 (en) 1999-01-28 2000-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Nickel base superalloy with good machinability
EP1204776B1 (de) 1999-07-29 2004-06-02 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturbeständiges bauteil und verfahren zur herstellung des hochtemperaturbeständigen bauteils
DE10129975A1 (de) 2000-12-27 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Giessform für den Kern einer Gasturbinenschaufel oder dergleichen
EP1306454A1 (de) 2001-10-24 2003-05-02 Siemens Aktiengesellschaft Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
EP1319729A1 (de) 2001-12-13 2003-06-18 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturbeständiges Bauteil aus einkristalliner oder polykristalliner Nickel-Basis-Superlegierung

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20210394913A1 (en) * 2020-06-17 2021-12-23 Honeywell International Inc. Thermally isolated sensor for gas turbine engine
US11649056B2 (en) * 2020-06-17 2023-05-16 Honeywell International Inc. Thermally isolated sensor for gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US8074701B2 (en) 2011-12-13
EP1930096A1 (de) 2008-06-11
EP2101938B1 (de) 2012-05-30
EP2101938A1 (de) 2009-09-23
US20100294451A1 (en) 2010-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2101938B1 (de) Verfahren zum herstellen eines modells für die feingusstechnische darstellung einer wenigstens einen hohlraum aufweisenden komponente
EP1814681A1 (de) Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern
EP1838489B1 (de) Verfahren zur herstellung eines lochs
EP1819905A1 (de) Schichtsystem, verwendung und verfahren zur herstellung eines schichtsystems
EP1857218A1 (de) Verfahren zur Reparatur eines Bauteils und ein Bauteil
EP2547488A1 (de) Verfahren zum wiederaufarbeiten einer turbinenschaufel mit wenigstens einer plattform
EP2213759A1 (de) Verfahren zum Beschichten eines Bauteils mit Filmkühllöchern, und Bauteil
EP2230041A2 (de) Verfahren zur Herstellung eines Lochs
EP1674174B1 (de) Verfahren zur Herstellung einer Gussform
EP2716386A1 (de) Gasturbinenkomponente, Verfahren zu ihrer Herstellung und Gießform zur Verwendung von diesem Verfahren
EP1772531A1 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Innenbeschichtung.
EP1645652A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Schichtsystems
EP1658924A1 (de) Bauteil mit einer aufgefüllten Vertiefung
EP1808251B1 (de) Verfahren zum Überarbeiten von verschlissenen Erodierelektroden und zum erosiven Bearbeiten eines Werkstückes
WO2012076253A1 (de) Keramisches gussformteil mit verschiedenen schrumpffaktoren und gussverfahren
EP2241391A1 (de) Verfahren zum Herstellen einer Negativform zum Gießen einer Turbinenschaufel und Form zum Herstellen eines Wachsmodells einer Turbinenschaufel
EP1812186A2 (de) Giessverfahren und gegossenes bauteil
WO2007134916A1 (de) Verfahren zum vorbereiten eines bauteils aus einem elektrisch leitenden basismaterial auf das durchführen eines erodierprozesses
EP1930115A1 (de) Draht, Verwendung eines Drahts und ein Verfahren zum Schweissen
EP3248727A1 (de) Turbinenschaufel und verfahren zur herstellung der turbinenschaufel
EP2441537A1 (de) Kernwerkzeug mit variablen Stiften und Verfahren zur Herstellung eines Kerns
EP2463044A1 (de) Modularer keramischer Gusskern und Gussverfahren
EP2452775A1 (de) Verkürztes Bohrverfahren eines Lochs
EP1927416A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines gegossenen Bauteils mit einer Markierung, ein Bauteil und eine Gruppe von Bauteilen
EP2441542A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines gegossenen Bauteils mit innerem Gerüst und Bauteil

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 07820457

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2007820457

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12517889

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE