WO2010086212A1 - Legierung, schutzschicht und bauteil - Google Patents

Legierung, schutzschicht und bauteil Download PDF

Info

Publication number
WO2010086212A1
WO2010086212A1 PCT/EP2010/050266 EP2010050266W WO2010086212A1 WO 2010086212 A1 WO2010086212 A1 WO 2010086212A1 EP 2010050266 W EP2010050266 W EP 2010050266W WO 2010086212 A1 WO2010086212 A1 WO 2010086212A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
yttrium
chromium
alloy according
aluminum
nickel
Prior art date
Application number
PCT/EP2010/050266
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Werner Stamm
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 CN2010800059289A priority Critical patent/CN102301019A/zh
Priority to RU2011135834/02A priority patent/RU2521924C2/ru
Priority to US13/146,712 priority patent/US20110287269A1/en
Priority to JP2011546742A priority patent/JP2012516388A/ja
Priority to EP10700241.2A priority patent/EP2382333B1/de
Publication of WO2010086212A1 publication Critical patent/WO2010086212A1/de

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
    • 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

Definitions

  • the invention relates to an alloy according to claim 1, a protective layer for protecting a component against corrosion and / or oxidation, in particular at high temperatures, according to claim 20 and a component according to claim 21.
  • Protective layers for metallic components which are intended to increase their corrosion resistance and / or oxidation resistance are known in large numbers in the prior art. Most of these protective layers are known by the collective name MCrAlY, where M represents at least one of the elements selected from the group consisting of iron, cobalt and nickel, and further essential components are chromium, aluminum and yttrium.
  • a protective layer In addition to the sufficient chemical resistance of a protective layer under the attacks that are expected of flue gases at temperatures in the order of 1000 0 C, a protective layer must also have sufficient mechanical properties, not least in view of the mechanical interaction between the protective layer and the base material , to have. In particular, the protective layer must be sufficiently ductile in order to be able to follow any deformations of the base material and not to break, since in this way points of attack for oxidation and corrosion would be created.
  • the problem typically arises that increasing the proportions of elements such as aluminum and chromium, which can improve the resistance of a protective layer against oxidation and corrosion, leads to a deterioration of the ductility of the protective layer, so that mechanical failure, especially formation of cracks, is expected in a gas turbine usually occurring mechanical stress.
  • elements such as aluminum and chromium
  • an object of the present invention to provide an alloy and a protective layer which has good high-temperature resistance in corrosion and oxidation, has good long-term stability and, in addition, a mechanical stress to be expected particularly in a gas turbine at a high temperature well adjusted.
  • the object is achieved by an alloy according to claim 1 and a protective layer according to claim 20.
  • Another object of the invention is to provide a component which has increased protection against corrosion and oxidation.
  • the object is also achieved by a component according to claim 22, in particular a component of a gas turbine or steam turbine, which has a protective layer of the type described above for protection against corrosion and oxidation at high temperatures.
  • the invention is u. a. the realization that the
  • brittle rhenium precipitates shows.
  • these brittle phases which form increasingly with time and temperature, lead to pronounced longitudinal cracks in the layer as well as in the interface layer base material with subsequent detachment of the layer.
  • the brittleness of the rhenium precipitates increases as a result of the interaction with carbon, which can diffuse into the layer from the base material or diffuse into the layer during a heat treatment in the furnace through the surface. Oxidation of the rhenium phases further enhances the driving force for crack formation.
  • FIG. 1 shows a layer system with a protective layer
  • FIG. 2 shows compositions of superalloys
  • FIG. 3 shows a gas turbine
  • FIG. 4 shows a turbine blade and FIG. 5 shows a combustion chamber.
  • FIG. 4 shows a turbine blade and FIG. 5 shows a combustion chamber.
  • the figures and the description represent only embodiments of the invention.
  • a protective layer 7 for protecting a component against corrosion and oxidation at a high temperature consists essentially of the following elements (content in wt%): 24% to 26% cobalt, 9% to 12% aluminum, Rhenium in a proportion of 1% to 2%, 0.1% to 0.7% of yttrium and / or at least one equivalent metal from the group comprising scandium and the rare earth elements, nickel (NiCoCrAlY), 16% to 25% Chrome.
  • phosphorus P
  • Si silicon
  • Phosphorus and silicon have a positive influence on the oxidation protection of the protective layer.
  • yttrium in the alloy The most decisive influence on the oxidation behavior and thus on the desired property of a layer for protection against corrosion are the values of yttrium in the alloy. These are at 0.2wt% or 0.3wt% when protection against corrosion and less against oxidation (heavy oil, oil, gas with impurities) is in the foreground, since yttrium is known as "oxygen getter" and the low values for Yttrium allows diffusion of oxygen to necessarily allow the formation of a protective aluminum oxide layer against corrosion, particularly at a relatively low value of 17wt% chromium, since then chromium in the alloy can form less protective chromium reaction products in one layer.
  • the yttrium value is advantageously at 0.6wt%. This is especially true for a relatively low chromium value of 17wt%, because then the chromium in the alloy can form less chromium oxide.
  • the content of yttrium should generally not be too high in the alloy, otherwise this leads to embrittlement.
  • the proportions of the individual elements are particularly tuned with regard to their effects, which are to be seen in particular in connection with the element silicon. If the proportions are such that no rhenium precipitates form, advantageously no brittle phases are produced during the use of the protective layer, so that the runtime behavior is improved and prolonged.
  • the protective layer has, with good corrosion resistance, a particularly good resistance to oxidation and is also distinguished by particularly good ductility inherent shafts, so that it is particularly qualified for use in a gas turbine 100 (FIG. 3) with a further increase in the inlet temperature.
  • a gas turbine 100 FIG. 3
  • there is hardly any embrittlement because the layer hardly Chromium-silicon precipitates, which become brittle in the course of use.
  • the powders are applied for example by plasma spraying (APS, LPPS, VPS, ).
  • Other methods are also conceivable (PVD, CVD, cold gas spraying, ).
  • the protective layer 7 described also acts as a primer layer to a superalloy.
  • the protective layer 7 is advantageously applied to a substrate 4 made of a nickel or cobalt-based superalloy.
  • substrate 4 made of a nickel or cobalt-based superalloy.
  • the following composition is suitable as substrate (data in wt%):
  • Hafnium optionally small amounts of boron and / or zirconium, remainder nickel.
  • compositions of this type are known as casting alloys under the designations GTD222, IN939, IN6203 and Udimet 500.
  • the thickness of the protective layer 7 on the component 1 is preferably dimensioned to a value of between about 100 ⁇ m and 300 ⁇ m.
  • the protective layer 7 is particularly suitable for protecting the component 1, 120, 130, 155 against corrosion and oxidation, while the component is acted upon by a flue gas at a material temperature of about 950 ° C., in aircraft turbines also by about 1100 ° C.
  • the protective layer 7 according to the invention is therefore particularly qualified for protecting a component of a gas turbine 100, in particular a guide blade 120, blade 130 or a heat shield element 155, which is acted upon by hot gas before or in the turbine of the gas turbine 100 or the steam turbine.
  • the protective layer 7 can be used as an overlay (protective layer is the outer layer or as a bondcoat (protective layer is an intermediate layer).
  • FIG. 1 shows a layer system 1 as a component.
  • the layer system 1 consists of a substrate 4.
  • the substrate 4 may be metallic and / or ceramic.
  • turbine components such as e.g. Turbine barrel 120 (FIG. 4) or vanes 130 (FIGS. 3, 4), heat shield members 155 (FIG. 5), as well as other housing parts of a steam or gas turbine 100 (FIG. 3)
  • substrate 4 is a nickel cobalt - or iron-based superalloy.
  • nickel-based superalloys are used.
  • the protective layer 7 according to the invention is present.
  • this protective layer 7 is applied by plasma spraying (VPS, LPPS, APSl,). This can be used as outer layer (not shown) or intermediate layer (FIG. 1).
  • a ceramic thermal barrier coating 10 is present on the protective layer 7.
  • the protective layer 7 can be applied to newly manufactured components and refurbished components from the refurbishment.
  • Refurbishment means that components 1 are optionally separated from layers (thermal insulation layer) after use and that corrosion and oxidation products are removed, for example by acid treatment (acid stripping). If necessary, cracks still have to be repaired. Thereafter, such a component can be coated again because the substrate 4 is very expensive.
  • FIG. 3 shows by way of example a gas turbine 100 in one embodiment
  • the gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103 with a shaft 101, which is also referred to as a turbine runner.
  • an intake housing 104 a compressor 105, for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • a compressor 105 for example, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • the annular combustion chamber 110 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 vanes 130 are attached to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the blades 120 a row 125 are attached to the rotor 103, for example by means of a turbine disk 133.
  • air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104.
  • the compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is fed 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 expands on the rotor blades 120 in a pulse-transmitting manner, so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine connected 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 flow direction of the working medium 113, are subjected to the highest thermal stress in addition to the heat shield elements lining the annular combustion chamber 110.
  • substrates of the components may have a directional structure, i. they are monocrystalline (SX structure) or have only longitudinal grains (DS structure).
  • 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. 4 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 adjacent thereto and an airfoil 406 and a blade tip 415.
  • 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 Christmas tree or Schwalbenschwanzfuß are possible.
  • the blade 120, 130 has a leading edge 409 and a trailing edge 412 for a medium flowing past the airfoil 406.
  • 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 documents are part of the disclosure regarding the chemical composition of the alloy.
  • the blade 120, 130 can hereby be manufactured by a casting process, also by directional solidification, by a forging process, by a milling process or combinations thereof.
  • Workpieces with a monocrystalline structure or structures are used as components for machines which are exposed to high mechanical, thermal and / or chemical stresses during operation.
  • Such monocrystalline workpieces takes place e.g. by directed solidification from the melt.
  • These are casting processes in which the liquid metallic alloy is transformed into a monocrystalline structure, i. to the single-crystal workpiece, or directionally solidified.
  • dendritic crystals are aligned along the heat flow and form either a columnar grain structure (columnar, i.e. grains which run the full length of the workpiece and here, in common language use, are referred to as directionally solidified) or a monocrystalline structure, i. the whole workpiece consists of a single crystal.
  • columnar i.e. grains which run the full length of the workpiece and here, in common language use
  • monocrystalline structure i. the whole workpiece consists of a single crystal.
  • Stem-crystal structures which probably have longitudinally extending grain boundaries, but no transverse grain boundaries.
  • these second-mentioned crystalline Structures are also called directionally solidified structures.
  • the blades 120, 130 may have protection layers 7 according to the invention against corrosion or oxidation.
  • the density is preferably 95% of the theoretical density.
  • thermal barrier coating which is preferably the outermost layer, and consists for example of Zr ⁇ 2, Y2 ⁇ 3-Zr ⁇ 2, ie it is not, partially ⁇ or fully stabilized by yttria and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • the thermal barrier coating covers the entire MCrAlX layer.
  • EB-PVD Electron beam evaporation
  • APS Atmospheric plasma spraying
  • LPPS LPPS
  • VPS VPS
  • CVD Atmospheric plasma spraying
  • the thermal barrier coating may have porous, micro- or macro-cracked grains for better thermal shock resistance.
  • the thermal barrier coating is therefore preferably more porous than the MCrAlX layer.
  • the blade 120, 130 may be hollow or solid. If the blade 120, 130 is to be cooled, it is hollow and may still film cooling holes 418 (indicated by dashed lines) on.
  • FIG. 5 shows a combustion chamber 110 of the gas turbine 100.
  • the combustion chamber 110 is known, for example, as so-called annular in which a multiplicity of burners 107 arranged around a rotation axis 102 in the circumferential direction open into a common combustion chamber space 154, which generate flames 156.
  • 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 side with an inner lining formed from heat shield elements 155.
  • the heat shield elements 155 are then, for example, hollow and may still have cooling holes (not shown) which open into the combustion chamber space 154.
  • Each heat shield element 155 made of an alloy is equipped on the working fluid side with a particularly heat-resistant protective layer (MCrAlX layer and / or ceramic coating) or is made of high-temperature-resistant material (solid ceramic blocks).
  • These protective layers 7 may be similar to the turbine blades.
  • MCrAlX may still be present, for example, a ceramic thermal barrier coating and consists for example of ZrC> 2, Y2Ü3-Zr ⁇ 2, ie it is not, partially or fully ⁇ dig stabilized by yttrium 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
  • Other coating methods are conceivable, for example atmospheric plasma spraying (APS), LPPS, VPS or CVD.
  • APS atmospheric plasma spraying
  • LPPS LPPS
  • VPS VPS
  • CVD chemical vapor deposition
  • the thermal barrier coating may have porous, micro- or macro-cracked grains for better thermal shock resistance.
  • Refurbishment means that turbine blades 120, 130, heat shield elements 155 may need to be deprotected (e.g., by sandblasting) after use. This is followed by removal of the corrosion and / or oxidation layers or products.
  • cracks in the turbine blade 120, 130 or the heat shield element 155 are also repaired. This is followed by a re-coating of the turbine blades 120, 130, heat shield elements 155 and a renewed use of the turbine blades 120, 130 or the heat shield elements 155.

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Preventing Corrosion Or Incrustation Of Metals (AREA)
  • Catalysts (AREA)

Abstract

Bekannte Schutzschichten mit hohem Cr-Gehalt und zusätzlich ein Silizium bilden Sprödphasen aus, die unter dem Einfluss von Kohlenstoff während des Einsatzes zusätzlich verspröden. Die erfindungsgemäße Schutzschicht hat die Zusammensetzung 24% bis 26% Kobalt (Co), 9% bis 12% Aluminium (Al), 0,1% bis 0,7% Yttrium (Y) und/oder zumindest ein äquivalentes Metall aus der Gruppe umfassend Scandium und die Elemente der Seltenen Erden, 16% bis 25% Chrom (Cr), optional Rhenium 1,0% - 4,0%, optional 0,1% bis 0,7% Phosphor, optional 0,2% bis 0,6% Silizium, Rest Nickel.

Description

Legierung, Schutzschicht und Bauteil
Die Erfindung betrifft eine Legierung gemäß Anspruch 1, eine Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und/oder Oxidation insbesondere bei hohen Temperaturen gemäß Anspruch 20 und ein Bauteil gemäß Anspruch 21.
Schutzschichten für metallische Bauteile, die deren Korrosi- onsbeständigkeit und/oder Oxidationsbeständigkeit erhöhen sollen, sind im Stand der Technik in großer Zahl bekannt. Die meisten dieser Schutzschichten sind unter dem Sammelnamen MCrAlY bekannt, wobei M für mindestens eines der Elemente aus der Gruppe umfassend Eisen, Kobalt und Nickel steht und wei- tere wesentliche Bestandteile Chrom, Aluminium und Yttrium sind.
Typische Beschichtungen dieser Art sind aus den US-Patenten 4,005,989 und 4,034,142 bekannt.
Die Bemühung um die Steigerung der Eintrittstemperaturen sowohl bei stationären Gasturbinen als auch bei Flugtriebwerken hat auf dem Fachgebiet der Gasturbinen eine große Bedeutung, da die Eintrittstemperaturen wichtige Bestim- mungsgrößen für die mit Gasturbinen erzielbaren thermodyna- mischen Wirkungsgrade sind. Durch den Einsatz speziell entwickelter Legierungen als Grundwerkstoffe für thermisch hoch zu belastende Bauteile wie Leit- und Laufschaufeln, insbesondere durch den Einsatz einkristalliner Superlegie- rungen, sind Eintrittstemperaturen von deutlich über 10000C möglich. Inzwischen erlaubt der Stand der Technik Eintrittstemperaturen von 9500C und mehr bei stationären Gasturbinen sowie 11000C und mehr in Gasturbinen von Flugtriebwerken . Beispiele zum Aufbau einer Turbinenschaufel mit einem einkristallinen Substrat, die seinerseits komplex aufgebaut sein kann, gehen hervor aus der WO 91/01433 Al. Während die physikalische Belastbarkeit der inzwischen entwickelten Grundwerkstoffe für die hoch belasteten Bauteile im Hinblick auf mögliche weitere Steigerungen der Eintrittstemperaturen weitgehend unproblematisch ist, muss zur Erzielung einer hinreichenden Beständigkeit gegen Oxidation und Korrosion auf Schutzschichten zurückgegriffen werden. Neben der hinreichenden chemischen Beständigkeit einer Schutzschicht unter den Angriffen, die von Rauchgasen bei Temperaturen in der Größenordnung von 10000C zu erwarten sind, muss eine Schutzschicht auch genügend gute mechanische Eigenschaften, nicht zuletzt im Hinblick auf die mechanische Wechselwirkung zwischen der Schutzschicht und dem Grundwerkstoff, haben. Insbesondere muss die Schutzschicht hinreichend duktil sein, um eventuellen Verformungen des Grundwerkstoffes folgen zu können und nicht zu reißen, da auf diese Weise Angriffspunkte für Oxidation und Korrosion geschaffen würden. Hierbei tritt typischerweise das Problem auf, dass eine Erhöhung der Anteile von Elementen wie Aluminium und Chrom, die die Beständigkeit einer Schutzschicht gegen Oxidation und Korrosion verbessern können, zu einer Verschlechterung der Duktilität der Schutzschicht führt, so dass mit einem mechanischen Versagen, insbesondere der Bildung von Rissen, bei einer in einer Gasturbine üblicherweise auftretenden mechanischen Belastung zu rechnen ist. Beispiele für die Verringerung der Duktilität der Schutzschicht durch die Elemente Chrom und Aluminium sind im Stand der Technik bekannt.
Dementsprechend liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Legierung und eine Schutzschicht anzugeben, die eine gute Hochtemperaturbeständigkeit in Korrosion und Oxidation aufweist, eine gute Langzeitstabilität aufweist und die außerdem einer mechanischen Beanspruchung, die insbesondere in einer Gasturbine bei einer hohen Temperatur zu erwarten ist, besonders gut angepasst ist.
Die Aufgabe wird gelöst durch eine Legierung gemäß Anspruch 1 und eine Schutzschicht gemäß Anspruch 20. Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Bauteil aufzuzeigen, das einen erhöhten Schutz gegen Korrosion und Oxidation aufweist. Die Aufgabe wird ebenso gelöst durch ein Bauteil gemäß Anspruch 22, insbesondere ein Bauteil einer Gasturbine oder Dampfturbine, das zum Schutz gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen einer Schutzschicht der vorbeschriebenen Art aufweist.
In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig in vorteilhafter Art und Weise miteinander verknüpft werden können.
Der Erfindung liegt u. a. die Erkenntnis zugrunde, dass die
Schutzschicht in der Schicht und in dem Übergangsbereich zwischen Schutzschicht und Grundwerkstoff spröde Rhenium-Ausscheidungen zeigt. Diese mit der Zeit und Temperatur im Einsatz sich verstärkt ausbildenden Sprödphasen führen im Be- trieb zu stark ausgeprägten Längsrissen in der Schicht als auch im Interface Schicht-Grundwerkstoff mit anschließender Ablösung der Schicht. Durch die Wechselwirkung mit Kohlenstoff, der aus dem Grundwerkstoff in die Schicht hineindiffundieren kann oder während einer Wärmebehandlung im Ofen durch die Oberfläche in die Schicht hineindiffundiert, erhöht sich zusätzlich die Sprödigkeit der Rhenium-Ausscheidungen. Durch eine Oxidation der Rhenium-Phasen wird die Triebkraft zur Rissbildung noch verstärkt.
Die Erfindung wird im Folgenden näher erläutert.
Es zeigen
Figur 1 ein Schichtsystem mit einer Schutzschicht, Figur 2 Zusammensetzungen von Superlegierungen, Figur 3 eine Gasturbine,
Figur 4 eine Turbinenschaufel und Figur 5 eine Brennkammer. Die Figuren und die Beschreibung stellen nur Ausführungsbeispiele der Erfindung dar.
Erfindungsgemäß besteht eine Schutzschicht 7 (Fig. 1) zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei einer hohen Temperatur im Wesentlichen aus folgenden Elementen (Angabe der Anteile in wt%) : 24% bis 26% Kobalt, 9% bis 12% Aluminium, Rhenium mit einem Anteil von 1% bis 2%, 0,1% bis 0,7% Yttrium und/oder zumindest ein äquivalentes Metall aus der Gruppe umfassend Scandium und die Elemente der Seltenen Erden, Nickel (NiCoCrAlY), 16% bis 25% Chrom.
Weiterhin optional ist die Zugabe von 0,1% bis 0,7% Phosphor (P) sowie die optionale Zugabe von 0,1% bis 0,6% Silizium (Si) . Vorzugsweise wird entweder nur Phosphor (P) oder nur Silizium (Si) verwendet.
Phosphor und Silizium haben einen positiven Einfluss auf den Oxidationsschutz der Schutzschicht.
Den entscheidensten Einfluss auf das Oxidationsverhalten und damit auf die gewünschte Eigenschaft einer Schicht zum Schutz vor Korrosion haben die Werte von Yttrium in der Legierung. Diese liegen bei 0,2wt% oder 0,3wt% wenn Schutz vor Korrosion und weniger gegen Oxidation (Schweröl, Öl, Gas mit Verun- reinigungen) im Vordergrund steht, da Yttrium als „Sauer- stoffgetter" bekannt ist und die niedrigen Werte für Yttrium eine Diffusion von Sauerstoff zulassen, um notwendigerweise die Bildung einer schützenden Aluminiumoxidschicht gegen Korrosion zu ermöglichen. Dies gilt insbesondere bei einem relativ niedrigen Wert von Chrom von 17wt%, da dann das Chrom in der Legierung weniger schützende Chromreaktionsprodukte in einer Schicht bilden kann.
Bei höherer Oxidationsbelastung (reines Verbrennungsgas) muss durch Yttrium mehr Sauerstoff gebunden werden, damit die schützende Aluminiumoxidschicht nicht zu schnell wachsen kann, wobei dann der Yttriumwert vorteilhafterweise bei 0,6wt% liegt. Dies gilt insbesondere bei einem relativ nied- rigen Wert von Chrom von 17wt%, da dann das Chrom in der Legierung weniger Chromoxid bilden kann.
Jedoch darf der Gehalt an Yttrium generell nicht zu hoch in der Legierung werden, da dies ansonsten zur Versprödung führt.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele sind:
1) Ni - 25Co - 24Cr - 10,5Al - 0,3Y 2) Ni - 25Co - 17Cr - 10Al - 0,6Y - 1,5Re - 0,6P
3) Ni - 25Co - 17Cr - 10Al - 0,3Y - 1,5Re - 0,5Si.
4) Ni - 25Co - 23Cr - 10Al - 0,2Y
Festzustellen ist, dass die Anteile der einzelnen Elemente besonders abgestimmt sind im Hinblick auf ihre Wirkungen, die insbesondere in Zusammenhang mit dem Element Silizium zu sehen sind. Wenn die Anteile so bemessen sind, dass sich keine Rhenium-Ausscheidungen bilden, entstehen vorteilhafterweise keine Sprödphasen während des Einsatzes der Schutzschicht, so dass das Laufzeitverhalten verbessert und verlängert ist.
Dies geschieht nicht nur durch einen geringen Chromgehalt, sondern auch, unter Berücksichtigung des Einflusses von Aluminium auf die Phasenbildung, durch genaue Bemessung des Ge- halts an Aluminium.
In Wechselwirkung mit der Reduzierung der Sprödphasen, die sich besonders unter höheren mechanischen Eigenschaften negativ auswirken, werden durch die Verringerung der mechanischen Spannungen durch den ausgewählten Nickel-Gehalt die mechani- sehen Eigenschaften verbessert.
Die Schutzschicht weist bei guter Korrosionsbeständigkeit eine besonders gute Beständigkeit gegen Oxidation auf und zeichnet sich auch durch besonders gute Duktilitätseigen- Schäften aus, so dass sie besonders qualifiziert ist für die Anwendung in einer Gasturbine 100 (Fig. 3) bei einer weiteren Steigerung der Eintrittstemperatur. Während des Betriebs kommt es kaum zu einer Versprödung, da die Schicht kaum Chrom-Silizium-Ausscheidungen aufweist, die im Laufe des Einsatzes verspröden.
Eine ebenso wichtige Rolle spielen die Spurenelemente im zu verspritzenden Pulver, die Ausscheidungen bilden und damit Versprödungen darstellen.
Die Pulver werden beispielsweise durch Plasmaspritzen aufgebracht (APS, LPPS, VPS, ...) . Andere Verfahren sind ebenso denkbar (PVD, CVD, Kaltgasspritzen, ...) .
Die beschriebene Schutzschicht 7 wirkt auch als Haftvermittlerschicht zu einer Superlegierung.
Auf diese Schutzschicht 7 können weitere Schichten, insbeson- dere keramische Wärmedämmschichten 10 aufgebracht werden.
Bei einem Bauteil 1 ist die Schutzschicht 7 vorteilhafterweise aufgetragen auf ein Substrat 4 aus einer Superlegierung auf Nickel- oder Kobaltbasis. Als Substrat kommt insbesondere folgende Zusammensetzung in Frage (Angaben in wt%) :
0, 1% bis 0, 15 Kohlenstoff
18 % bis 22 o. Chrom bis 19 % Kobalt 00%% bbiiss 22%% Wolfram
0% bis 4% Molybdän
0% bis 1, 5% Tantal
0% bis 1% Niob
1% bis 3% Aluminium 22%% bbiiss 44%% Titan
0% bis 0, 75 Hafnium wahlweise geringe Anteile von Bor und/oder Zirkon, Rest Nickel .
Zusammensetzungen dieser Art sind als Gusslegierungen unter den Bezeichnungen GTD222, IN939, IN6203 und Udimet 500 bekannt .
Weitere Alternativen für das Substrat 4 des Bauteils 1, 120, 130, 155 sind in der Figur 2 aufgelistet. Die Dicke der Schutzschicht 7 auf dem Bauteil 1 wird vorzugsweise auf einen Wert zwischen etwa lOOμm und 300μm bemessen .
Die Schutzschicht 7 eignet sich besonders zum Schutz des Bauteils 1, 120, 130, 155 gegen Korrosion und Oxidation, während das Bauteil bei einer Materialtemperatur um etwa 9500C, bei Flugturbinen auch um etwa 11000C, mit einem Rauchgas beaufschlagt wird.
Die Schutzschicht 7 gemäß der Erfindung ist damit besonders qualifiziert zum Schutz eines Bauteils einer Gasturbine 100, insbesondere einer Leitschaufel 120, Laufschaufel 130 oder eines Hitzeschildelements 155, das mit heißem Gas vor oder in der Turbine der Gasturbine 100 oder der Dampfturbine beaufschlagt wird.
Die Schutzschicht 7 kann als overlay (Schutzschicht ist die äußere Schicht oder als Bondcoat (Schutzschicht ist eine Zwischenschicht) verwendet werden.
Figur 1 zeigt als ein Bauteil ein Schichtsystem 1. Das Schichtsystem 1 besteht aus einem Substrat 4. Das Substrat 4 kann metallisch und/oder keramisch sein. Insbesondere bei Turbinenbauteilen, wie z.B. Turbinenlauf- 120 (Fig. 4) oder -leitschaufeln 130 (Fig. 3, 4), Hitzeschildelementen 155 (Fig. 5) sowie anderen Gehäuseteilen einer Dampfoder Gasturbine 100 (Fig. 3), besteht das Substrat 4 aus einer nickel-, kobalt- oder eisenbasierten Superlegierung. Vorzugsweise werden nickelbasierte Superlegierungen verwendet.
Auf dem Substrat 4 ist die erfindungsgemäße Schutzschicht 7 vorhanden.
Vorzugsweise wird diese Schutzschicht 7 durch Plasmaspritzen (VPS, LPPS, APSl, ...) aufgebracht. Diese kann als äußere Schicht (nicht dargestellt) oder Zwischenschicht (Fig. 1) verwendet werden.
Im letzteren Fall ist auf der Schutzschicht 7 eine keramische Wärmedämmschicht 10 vorhanden. Die Schutzschicht 7 kann auf neu hergestellte Bauteile und wieder aufgearbeitete Bauteile aus dem Refurbishment aufgebracht werden.
Wiederaufarbeitung (Refurbishment) bedeutet, dass Bauteile 1 nach ihrem Einsatz gegebenenfalls von Schichten (Wärmedämm- Schicht) getrennt werden und Korrosions- und Oxidationspro- dukte entfernt werden, beispielsweise durch eine Säurebehandlung (Säurestrippen) . Gegebenenfalls müssen noch Risse repariert werden. Danach kann ein solches Bauteil wieder beschichtet werden, da das Substrat 4 sehr teuer ist.
Die Figur 3 zeigt beispielhaft eine Gasturbine 100 in einem
Längsteilschnitt .
Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotations- achse 102 drehgelagerten Rotor 103 mit einer Welle 101 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, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109.
Die Ringbrennkammer 110 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 112 die Tur- bine 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 verdichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 bereitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 ge- führt 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 ent- spannt 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 110 auskleidenden Hitzeschildelementen 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 Turbinenschaufel 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 bzgl. der chemischen Zusammensetzung der Legierungen Teil der Offenbarung. 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 .
Die Figur 4 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 und eine Schaufelspitze 415 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 ausge- staltet. Andere Ausgestaltungen als Tannenbaum- oder Schwalbenschwanzfuß 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 mas- sive 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 bzgl. der chemischen Zusammensetzung der Legierung 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 ge- fertigt sein.
Werkstücke mit einkristalliner Struktur oder Strukturen werden als Bauteile für Maschinen eingesetzt, die im Betrieb hohen mechanischen, thermischen und/oder chemischen Belastun- gen ausgesetzt sind.
Die Fertigung von derartigen einkristallinen 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 stängelkristalline Kornstruktur (kolumnar, d.h. Körner, die über die ganze Länge des Werkstückes verlaufen und hier, dem allgemeinen Sprach- gebrauch 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 notwen- digerweise 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 bzgl. des Erstar- rungsverfahrens Teil der Offenbarung.
Ebenso können die Schaufeln 120, 130 erfindungsgemäße Schutzschichten 7 gegen Korrosion oder Oxidation aufweisen. Die Dichte liegt vorzugsweise bei 95% der theoretischen Dichte.
Auf der MCrAlX-Schicht (als Zwischenschicht oder als äußerste Schicht) bildet sich eine schützende Aluminiumoxidschicht (TGO = thermal grown oxide layer) .
Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, die vorzugsweise die äußerste Schicht ist, und besteht beispielsweise aus Zrθ2, Y2θ3-Zrθ2, d.h. sie ist nicht, teil¬ weise oder vollständig stabilisiert durch Yttriumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. Die Wärmedämmschicht bedeckt die gesamte MCrAlX-Schicht .
Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt. Andere Beschichtungsverfahren sind denkbar, z.B. atmosphäri- sches Plasmaspritzen (APS), LPPS, VPS oder CVD. Die Wärmedämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Körner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen. Die Wärmedämmschicht ist also vorzugsweise poröser als die MCrAlX-Schicht.
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 5 zeigt eine Brennkammer 110 der Gasturbine 100. Die Brennkammer 110 ist beispielsweise als so genannte Ring- brennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Um- fangsrichtung um eine Rotationsachse 102 herum angeordneten Brennern 107 in einen gemeinsamen Brennkammerraum 154 münden, die Flammen 156 erzeugen. 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 ermöglichen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsmedium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen.
Aufgrund der hohen Temperaturen im Inneren der Brennkammer 110 kann zudem für die Hitzeschildelemente 155 bzw. für deren Halteelemente ein Kühlsystem vorgesehen sein. Die Hitze- schildelemente 155 sind dann beispielsweise hohl und weisen ggf. noch in den Brennkammerraum 154 mündende Kühllöcher (nicht dargestellt) auf.
Jedes Hitzeschildelement 155 aus einer Legierung ist arbeits- mediumsseitig mit einer besonders hitzebeständigen Schutzschicht (MCrAlX-Schicht und/oder keramische Beschichtung) ausgestattet oder ist aus hochtemperaturbeständigem Material (massive keramische Steine) gefertigt.
Diese Schutzschichten 7 können ähnlich der Turbinenschaufeln sein.
Auf der MCrAlX kann noch eine beispielsweise keramische Wärmedämmschicht vorhanden sein und besteht beispielsweise aus ZrC>2, Y2Ü3-Zrθ2, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollstän¬ dig 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. Andere Beschichtungsverfahren sind denkbar, z.B. atmosphärisches Plasmaspritzen (APS), LPPS, VPS oder CVD. Die Wärmedämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Körner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen.
Wiederaufarbeitung (Refurbishment) bedeutet, dass Turbinenschaufeln 120, 130, Hitzeschildelemente 155 nach ihrem Einsatz gegebenenfalls von Schutzschichten befreit werden müssen (z.B. durch Sandstrahlen) . Danach erfolgt eine Entfernung der Korrosions- und/oder Oxidationsschichten bzw. -produkte.
Gegebenenfalls werden auch noch Risse in der Turbinenschaufel 120, 130 oder dem Hitzeschildelement 155 repariert. Danach erfolgt eine Wiederbeschichtung der Turbinenschaufeln 120, 130, Hitzeschildelemente 155 und ein erneuter Einsatz der Turbinenschaufeln 120, 130 oder der Hitzeschildelemente 155.

Claims

Patentansprüche
1. Legierung die folgende Elemente enthält
(Angaben in wt%) :
24% - 26% Kobalt (Co), insbesondere 25%,
16% - 25% Chrom (Cr) 9% - 12% Aluminium (Al)
0,1% - 0,7% Yttrium (Y) und/oder zumindest ein äquivalentes Metall aus der Gruppe umfassend
Scandium und die Elemente der Seltenen Erden, optional 0,1% bis 0,7% Phosphor (P), insbesondere 0,6% Phosphor, optional 0,1% bis 0,6% Silizium (Si), insbesondere 0,5% Silizium, optional 1.0% bis 2.0% Rhenium (Re)
Nickel, insbesondere Rest Nickel.
2. Legierung nach Anspruch 1, enthaltend 16wt% - 18wt% Chrom, insbesondere 17wt% Chrom.
3. Legierung nach Anspruch 1, enthaltend 23wt% - 25wt% Chrom, insbesondere 24wt% Chrom.
4. Legierung nach Anspruch 1, enthaltend 22wt% bis 24 wt% Chrom, insbesondere 23wt% Chrom.
5. Legierung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, enthaltend 0,2wt% - 0,4wt% Yttrium, insbesondere 0,3wt% Yttrium.
6. Legierung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, enthaltend 0,5wt% - 0,7wt% Yttrium, insbesondere 0,6wt% Yttrium.
7. Legierung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, enthaltend 0,14wt% bis 0,24wt% Yttrium (Y), insbesondere 0,2wt% Yttrium.
8. Legierung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, enthaltend 9wt% - llwt% Aluminium, insbesondere 10wt% Aluminium.
9. Legierung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, enthaltend 9,5wt% - ll,5wt% Aluminium, insbesondere 10,5wt% Aluminium.
10. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche, enthaltend l,3wt% - l,7wt% Rhenium, insbesondere l,5wt% Rhenium.
11. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche, die Phosphor (P) enthält, insbesondere mindestens 0,2wt% Phosphor (P) .
12. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche, die Silizium (Si) enthält, insbesondere mindestens 0,2wt% Silizium (Si).
13. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche, nicht enthaltend Zirkon (Zr) und/oder nicht enthaltend Titan (Ti) und/oder nicht enthaltend Gallium (Ga) und/oder nicht enthaltend Germanium (Ge) und/oder nicht enthaltend Rhenium (Re) .
14. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen
Ansprüche, bestehend aus Kobalt, Chrom, Aluminium, Yttrium, Nickel sowie folgenden optionalen Bestandteilen: Rhenium,
Silizium und/oder Phosphor.
15. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche 1 bis 12, bestehend aus Kobalt, Chrom, Aluminium, Yttrium, Rhenium, Nickel sowie folgenden optionalen Bestandteilen: Silizium und/oder Phosphor.
16. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche 1 bis 12, bestehend aus Kobalt, Chrom, Aluminium, Yttrium, Rhenium, Silizium und Nickel.
17. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche 1 bis 11, bestehend aus Kobalt, Chrom, Aluminium, Yttrium, Rhenium, Phosphor und Nickel.
Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche 1 bis 10, bestehend aus Kobalt, Chrom, Aluminium, Yttrium, Rhenium und Nickel.
19. Legierung nach einem oder mehreren der vorherigen Ansprüche 1 bis 10, bestehend aus Kobalt, Chrom, Aluminium, Yttrium und Nickel .
20. Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils (1) gegen Korrosion und/oder Oxidation, insbesondere bei hohen Temperaturen, die die Zusammensetzung der Legierung gemäß einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 19 aufweist.
21. Bauteil, insbesondere ein Bauteil (120, 130, 155) einer Gasturbine (100), insbesondere bei dem ein Substrat (4) des Bauteils (120, 130, 155) nickelbasiert oder kobaltbasiert ist, das zum Schutz gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen eine Schutzschicht (7) nach Anspruch 20 aufweist, bei dem insbesondere auf der Schutzschicht (7) eine keramische Wärmedämmschicht (10) aufgebracht ist.
PCT/EP2010/050266 2009-01-29 2010-01-12 Legierung, schutzschicht und bauteil WO2010086212A1 (de)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2010800059289A CN102301019A (zh) 2009-01-29 2010-01-12 合金、保护层和部件
RU2011135834/02A RU2521924C2 (ru) 2009-01-29 2010-01-12 Сплав, защитный слой и деталь
US13/146,712 US20110287269A1 (en) 2009-01-29 2010-01-12 Alloy, protective layer and component
JP2011546742A JP2012516388A (ja) 2009-01-29 2010-01-12 合金、保護層及びコンポーネント
EP10700241.2A EP2382333B1 (de) 2009-01-29 2010-01-12 Legierung, schutzschicht und bauteil

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09001231.1 2009-01-29
EP09001231A EP2216421A1 (de) 2009-01-29 2009-01-29 Legierung, Schutzschicht und Bauteil

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010086212A1 true WO2010086212A1 (de) 2010-08-05

Family

ID=40867749

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2010/050266 WO2010086212A1 (de) 2009-01-29 2010-01-12 Legierung, schutzschicht und bauteil

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20110287269A1 (de)
EP (4) EP2216421A1 (de)
JP (1) JP2012516388A (de)
CN (1) CN102301019A (de)
RU (1) RU2521924C2 (de)
WO (1) WO2010086212A1 (de)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130337286A1 (en) * 2010-11-02 2013-12-19 Friedhelm Schmitz Alloy, protective coating, and component
EP2474413A1 (de) * 2011-01-06 2012-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2474414A1 (de) * 2011-01-06 2012-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2557201A1 (de) * 2011-08-09 2013-02-13 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2639336A1 (de) * 2012-03-16 2013-09-18 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit NiCoCrAlY-Doppelschutzschicht mit unterschiedlichem Chromgehalt und Legierung
EP2682488A1 (de) * 2012-07-05 2014-01-08 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit NiCoCrAlY-Doppelschutzschicht mit unterschiedlichem Chromgehalt und Legierung
EP2904129A1 (de) * 2013-01-11 2015-08-12 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur herstellung von gasturbinen und verfahren zum betreiben von gasturbinenanlagen
CA2904185C (en) 2013-03-13 2021-02-23 General Electric Company Coatings for metallic substrates
CN106640424A (zh) * 2016-10-26 2017-05-10 湖北航天技术研究院总体设计所 一种液体火箭发动机燃烧室
WO2019087097A2 (en) 2017-10-31 2019-05-09 Oerlikon Metco (Us) Inc. Wear resistant layer
EP4075117B1 (de) * 2021-04-14 2024-05-01 MTU Aero Engines AG Verfahren und vorrichtung zur charakterisierung einer beschichtung

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4005989A (en) 1976-01-13 1977-02-01 United Technologies Corporation Coated superalloy article
US4034142A (en) 1975-12-31 1977-07-05 United Technologies Corporation Superalloy base having a coating containing silicon for corrosion/oxidation protection
US4585481A (en) * 1981-08-05 1986-04-29 United Technologies Corporation Overlays coating for superalloys
WO1991001433A1 (en) 1989-07-25 1991-02-07 Allied-Signal Inc. Dual alloy turbine blade
EP0892090A1 (de) 1997-02-24 1999-01-20 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
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
EP1111086A1 (de) * 1999-12-20 2001-06-27 United Technologies Corporation Kathode zur Vakuumbogenverdampfung sowie Verfahren zu deren Herstellung
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 (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3928026A (en) * 1974-05-13 1975-12-23 United Technologies Corp High temperature nicocraly coatings
US4321310A (en) * 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings on polished substrates
FR2787472B1 (fr) * 1998-12-16 2001-03-09 Onera (Off Nat Aerospatiale) Procede pour produire une poudre d'alliage metallique de type mcraly et revetements obtenus avec cette poudre
RU2165475C2 (ru) * 1999-05-27 2001-04-20 Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов Способ защиты стальных деталей машин от солевой коррозии
EP1380672A1 (de) * 2002-07-09 2004-01-14 Siemens Aktiengesellschaft Hochoxidationsbeständige Komponente
DE102005053531A1 (de) * 2005-11-08 2007-05-10 Man Turbo Ag Wärmedämmende Schutzschicht für ein Bauteil innerhalb des Heißgasbereiches einer Gasturbine
ATE506460T1 (de) * 2005-12-28 2011-05-15 Ansaldo Energia Spa Legierungszusammensetzung zur herstellung von schutzbeschichtungen, ihre verwendung, verfahren zu ihrer anwendung und gegenstände aus superlegierung, die mit dieser zusammensetzung beschichtet sind
ATE490224T1 (de) * 2007-05-07 2010-12-15 Siemens Ag Zweilagiges schichtsystem mit pyrochlorphase und oxiden
JP2009242836A (ja) * 2008-03-28 2009-10-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 耐高温腐食合金材、遮熱コーティング材、タービン部材、及びガスタービン

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4034142A (en) 1975-12-31 1977-07-05 United Technologies Corporation Superalloy base having a coating containing silicon for corrosion/oxidation protection
US4005989A (en) 1976-01-13 1977-02-01 United Technologies Corporation Coated superalloy article
US4585481A (en) * 1981-08-05 1986-04-29 United Technologies Corporation Overlays coating for superalloys
WO1991001433A1 (en) 1989-07-25 1991-02-07 Allied-Signal Inc. Dual alloy turbine blade
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
EP1111086A1 (de) * 1999-12-20 2001-06-27 United Technologies Corporation Kathode zur Vakuumbogenverdampfung sowie Verfahren zu deren Herstellung
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

Also Published As

Publication number Publication date
JP2012516388A (ja) 2012-07-19
RU2011135834A (ru) 2013-03-10
CN102301019A (zh) 2011-12-28
EP2382333A1 (de) 2011-11-02
EP2458025A1 (de) 2012-05-30
EP2465958A1 (de) 2012-06-20
RU2521924C2 (ru) 2014-07-10
EP2458025B1 (de) 2016-01-06
EP2382333B1 (de) 2014-10-01
US20110287269A1 (en) 2011-11-24
EP2216421A1 (de) 2010-08-11
EP2465958B1 (de) 2015-12-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2382333B1 (de) Legierung, schutzschicht und bauteil
EP2612949B1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
WO2007063091A1 (de) Legierung, schutzschicht zum schutz eines bauteils gegen korrosion und oxidation bei hohen temperaturen und bauteil
EP1798299B1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP1806418A1 (de) Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil
EP1790743A1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP1820883A1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2637863A1 (de) Legierung, schutzschicht und bauteil
EP2710167B1 (de) Legierung, schutzschicht und bauteil
EP2661370B1 (de) Legierung, schutzschicht und bauteil
EP2611949B1 (de) Nickel basis legierung, schutzschicht und bauteil
EP2699713A1 (de) Schichtsystem mit zweilagiger metallischen schicht
EP1790746B1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2354260A1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2345748A1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP1806419B1 (de) Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil
EP1818419A1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2568054A1 (de) Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP1798300A1 (de) Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und/oder Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201080005928.9

Country of ref document: CN

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

Ref document number: 10700241

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010700241

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011546742

Country of ref document: JP

Ref document number: 13146712

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011135834

Country of ref document: RU