WO2012028267A1 - Verfahren zum rekonturieren einer kompressor- oder turbinenschaufel für eine gasturbine - Google Patents

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turbine blade
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Stefan Czerner
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Definitions

  • the present invention relates to a method for recontouring a compressor or turbine blade for a gas turbine having the features of the preamble of claim 1.
  • Components in gas turbines are subject to wear by erosive substances, for example by sand or dust or ice, during operation.
  • erosive substances for example by sand or dust or ice
  • the area of the compressor erosion usually leads to a flattening of the leading edge of the compressor blades.
  • the compressor blades have in their unworn shape an aerodynamically optimized profile, which is adversely affected by the wear.
  • the gas turbine loses efficiency, that is, the gas turbine requires more fuel for the same power.
  • repair methods have been established which aim to restore damaged compressor blades to aerodynamically optimized geometries.
  • one common method of repairing compressor blades is grinding the leading edge of compressor blades.
  • CONFIRMATION COPY Entry edge is based, for example, in the patent US 6,302,625 Bl described.
  • Turbine blades can be understood on the one hand as meaning all blades used in the gas turbine.
  • For the expert turbine blades are, however, usually only those blades that are used in the turbine of the engine, whereas compressor blades are used only in the area of the compressor.
  • gas turbine blade will be used hereinafter to refer to compressor blades (including fan blades) and turbine blades.
  • imbalances can arise due to different levels of material removal of the individual compressor blades.
  • imbalances can be reduced by weighing and subsequent weight-specific distribution.
  • repair methods which include the dismantling of the gas turbine, are also much more complicated and can not be carried out or only very expensive on site.
  • the invention is therefore based on the object to provide a method for recontouring a compressor or turbine blade for a gas turbine, which is associated with the least possible removal of material.
  • a new contour is understood to mean an aerodynamically advantageous contour which is changed in comparison with the unprocessed leading edge.
  • a new contour in particular the design of the rounding of the flattened in the eroded state, ie partially angular, flow inlet edge is referred to.
  • the new contour here refers to a profile that is largely based on the delivery state of the new part.
  • a multiple of the molten volume of the original material is typically applied to additional material.
  • this erosion-enhanced leading edge is rebuilt, the volume and mass of the leading edge and, accordingly, the compressor or turbine blade is increased.
  • the process according to the invention takes place essentially without the addition of additional material and thus differs from the known processes according to the prior art.
  • a particular advantage of the method according to the invention is that no loss of material due to chip removal processes (for example, grinding processes) occurs during contouring.
  • chord length (also chord length) of the gas turbine blades can not be shortened further by the repair method, but can even be partially rebuilt as described later.
  • the gas turbine blade can thus be used much longer, which significantly reduces the maintenance costs of the engine.
  • the material substantially solidifies without the addition of additional material to a predetermined new contour.
  • a predetermined new contour means that the melting of the material and the subsequent geometry change is not random, but that at least attempts to create a certain shape or geometry new contour, for example, is improved in terms of their aerodynamic properties.
  • a "default” in the sense of a "predetermined new contour” is, for example, the effort to create a new contour, which extends or restores the chord length of the gas turbine blade.
  • chord length of the compressor or turbine nenschaufel by the method by 0.1 mm to 5 mm, more preferably 0.1 mm to 2 mm, for example, 1.5 mm, extended.
  • the recovery is preferably carried out by less than 7, more preferably less than 4, Rekonturtechniksvor réelle or fusion welding operations. In contrast to known application welds, no or only very small amounts of filler material are introduced.
  • a further advantage of the invention is the fact that, in contrast to known build-up welds, no or only minimal preparation of the weld base or the leading edge is necessary. Normally, several millimeters of the base material are milled off from the gas turbine blade in preparation for build-up welding, and such a complex preparation is not necessary for a reconstitution within the meaning of the invention.
  • the leading edge is rounded by the melting. Rounding improves the aerodynamic properties of the gas turbine blade, as a rounded leading edge has significantly better aerodynamic properties than a planar leading edge.
  • the typically high surface tension of the materials commonly used at the leading edges of gas turbine blades such as Ti6Al4V or InConn 718, is used to round the leading edge of these gas turbine blades.
  • the consequence of the high surface tension of the molten material is that the melt strives to achieve the energetically optimum spherical shape for it. Due to the advantageously exploited surface tension of the melt, the recontoured leading edge accordingly has the aerodynamically advantageous fillets.
  • the energy of the energy beam introduced into the subarea is controlled in such a way that different radii of curvature are realized.
  • temperature control of the surface of the molten material can be realized by power control of the introduced energy of the energy beam. Since the temperature of the surface of the melt has a direct influence on the surface tension of the melt, the surface tension of the melt can also be adjusted by the temperature control. As the temperature increases, the surface tension changes by a voltage gradient multiplied by the temperature difference. For pure metals, this voltage gradient is negative, it follows that these metal melts have a reduction in surface tension with increasing temperature. This effect is used to achieve the desired radius of curvature by controlling the temperature of the surface.
  • the molten volume and the surface size of the molten area are also adjusted and varied.
  • camera systems can be used with which the surface is observed on the one hand and the data are then used as needed to control the recontouring.
  • the energy introduced into the subregion can be controlled by changing the energy density of the energy beam or by moving the energy beam in a controlled manner.
  • the leading edge is recontoured by multiple melting to the new contour.
  • the leading edge is recontoured by at most sixfold melting.
  • Erosive wear, deposits and notches lead to an inhomogeneous erosion contour.
  • this erosion contour of the leading edge before the repair case is approximately planar or perpendicular to the flow direction with high roughness pronounced.
  • This erosion contour can be converted with a good quality into an aerodynamically significantly improved homogeneous non-planar, rounded new contour when the erosion contour is repeatedly locally melted and rounded by utilizing the surface tension of the molten material.
  • By multiple melting it is also easier to realize different rounding radii, which are beneficial for a flow-optimized contour of the gas turbine blade, for example of the fan blade, at the leading edge.
  • the energy beam used is aligned in a direction perpendicular to the end face of the erosion contour in the leading edge.
  • By direct alignment of the energy beam on the end face of the energy beam strikes exactly on the portion of the leading edge of the gas turbine blade, which is damaged by erosion. It may be advantageous to provide means for absorbing the radiation so that the energy beam does not couple undefined into other components or component areas due to reflek tierender or grazing radiation.
  • the energy beam preferably reconsists in two or more rounding steps the width of the leading edge. In several targeted rounding steps, the leading edge is recontoured ever closer to the desired new contour with each step. This procedure gives the best results, since only a limited amount of the material is melted at once, which is easier to control both during melting and solidification.
  • the radii of curvature produced are from 0.1 to 10 mm, as these fillet radii result in good aerodynamic properties of the repaired gas turbine blades.
  • very small amounts of additives can be introduced into the area melted by the energy beam.
  • very small amounts (less than 50%, preferably less than 25%, more preferably less than 10% of the molten volume) can be used.
  • these additives serve less to restore eroded volume of the leading edge (as is the case, for example, in hardfacing), but to advantageously change the material properties of the leading edge.
  • the repair of the compressor or turbine blade, on wing ', ie with built-in blade of a mounted on the aircraft gas turbine, the gas turbine blades must therefore not be removed.
  • the on-wing repair according to the invention is clearly an on-wing repair according to the state of the art, which essentially consists of a worker sandpapering the compressor blades of the first compressor stage by hand using sandpaper or a grinding machine think.
  • the already described advantage of minimizing material loss has the desirable side effect that, in contrast to grinding, no chips or dusts can fall into the engine.
  • the 'windmilling' is an unwanted rotation of the first compressor stage, the fan, which can be triggered by a light wind, for example.
  • windmilling is caused by repairing the gas turbine blade by means of a scraper, a grinder, or a mill, which applies a pressure to the gas turbine blade during repair that rotates the gas turbine blade drives.
  • the blade ring of the engine eg the fan, must be fixed during the repair.
  • an induced torque through machining may damage the dovetail flight of the fan blades or disk.
  • the fan could be fixed by blocking the LPT (Low Pressure Turbine)
  • LPT Low Pressure Turbine
  • such a procedure entails a complex verification, since it must be ensured that the blocking does not damage the disk or the blade foot pressure surfaces (pressure faces). can be done.
  • the workload is increased by the setting of the fan, since after setting the shaft rotation for processing the next fan blade in the same working height is not possible.
  • the shaft must therefore be solved from time to time, rotated and fixed again, which is time consuming and thus economically disadvantageous.
  • a stalling of the fan is not necessarily required because an energy beam is used, which acts on the fan blade of the fan without contact and without contact pressure. Due to the fact that no pressure forces are necessary during the machining process, no torque arises from the machining.
  • vibrations can cause rattling in scoop feet and damage on the coating systems.
  • no or only negligible mechanical force is introduced into the gas turbine blade by the machining process, so that possible vibration excitation or induced torques are very small, which is especially the case for the large lever arms of the fan blades (600-800 mm) is advantageous.
  • the energy beam may be aligned at an angle of 5 to 135 degrees to the suction side and / or pressure side of the compressor or turbine blade.
  • the energy beam is designed as a laser beam.
  • Running the energy beam as a laser beam is advantageous for the repair method, since the laser can be used under ambient pressure and thus the gas turbine blade to be repaired does not need to be laboriously placed in a vacuum chamber, but can advantageously also be repaired when installed.
  • the use of a laser beam allows accurate targeted reflow of the gas turbine blades so that the overall repair process is very efficient.
  • the laser is preferably designed as a disk laser, diode laser, Nd: YAG laser, CO2 laser, gas laser and / or fiber laser and has a Power from 200 to 2000 W on. Good results are achieved with axisymmetric radiation in which the beam surfaces on the surface of the melt are approximately ellipses. But other power density distributions, such as circles, rings or lines, may be advantageous in special cases.
  • Fig. 1 Schematic representation of two compressor blades in the compressor of a gas turbine
  • FIG. 2 shows the material volume redistribution during contouring
  • Fig. 3 Schematic representation of a Rekontur Schlierens with a directed directly on the leading edge energy beam
  • Fig. 4 Schematic representation of a Rekontur Schlierens with a directed at an angle to the leading edge energy beam
  • FIG. 1 schematically shows two compressor blades 1 from the first compressor stage of an aircraft engine, so-called fan blades.
  • the two compressor blades 1 are arranged one above the other, wherein the air flow 3 in the operation of the right side flows in.
  • the compressor blades 1 each have an upper suction side 18 and a lower pressure side 19 and an airflow 3 facing the leading edge 2, also called Leading Edge, on.
  • the length from the leading edge 2 of the compressor blade 1 to the exit edge of the compressor blade 1 is the chord length 25 or chord length of the compressor blade.
  • the upper compressor blade 1 is damaged and shortened in the region of the leading edge 2 by erosion, the lower compressor blade 1 has been repaired by the repair method according to the invention and no longer has this damage.
  • the leading edge 2 is shown enlarged.
  • erosion contour 4 before the repair according to the invention.
  • the erosion contour 4 is generally approximately planar and has an end face 17.
  • the erosion contour 4 is shown here in simplified form as a planar surface, but as a rule erosion contours have very high roughnesses and the end face 17 is accordingly uneven and rough.
  • the state of the leading edge 2 after the repair is shown as a new contour 5.
  • a certain volume of the eroded inlet edge 2 is selectively melted and cooled to an aerodynamically more advantageous shape. This transition from the erosion contour 4 to the new contour 5 is realized here by a redistribution of the existing material. No material is removed or added.
  • the re-solidified material 6 is the front portion of the leading edge 2, which has emerged from a melt 16, and behind which the area with the unmelted material 7 is located.
  • Fig. 2 is particularly clear how the redistribution of the material of the leading edge 2 leads to an improved aerodynamic geometry. It also becomes clear that even an extension of the chord length 25 of the compressor blade 1 can be achieved. By the bigger one Tendon length, the repaired compressor blade 1 is aerodynamically better than a compressor blade repaired by a known method, and it also has a longer life, since the critical chord length at which repair is no longer possible, only after a much higher number of Rekonturismesvon is achieved. The procedures are shown in more detail in Figures 3 and 4.
  • FIG. 3 shows the procedures of a first repair.
  • the repair comprises the four sub-steps A, B, C and D shown.
  • step A an entry edge 2 to be repaired with an erosion contour 4 is shown.
  • An energy beam 8 is directed to the upper half of the leading edge 2, wherein the energy beam 8 is aligned perpendicular to the end face 17 of the leading edge 2. By the energy beam 8, a portion of the leading edge 2 is melted.
  • step B shown below shows the leading edge 2 after the material has solidified again.
  • the leading edge 2 has a transition contour 9.
  • sub-step C the energy beam 8 is directed onto the lower part of the leading edge 2, whereby, as in sub-step A, a beam trap 10 is provided for the radiation absorption of reflected radiation.
  • step A material of the leading edge 8 is selectively melted by the energy beam 8 in order to produce a rounding of the leading edge 2 by utilizing the surface tension of the molten material.
  • the thus repaired leading edge 2 is shown in sub-step D, it has a desired aerodynamically advantageous new contour. 5 on .
  • FIG. 4 shows the procedures of a second repair. Similar to the method steps in FIG. 3, an inlet edge 2 of a compressor blade 1 is shown in the partial step A.
  • the upper side of the leading edge 2 is part of the suction side 18 of the compressor blade 1.
  • the leading edge 2 has an erosion contour 4 in its front region.
  • An energy beam 8 is directed at an angle ⁇ to the suction side 18 on the leading edge 2. Preferably, the angle ⁇ is 5 to 135 °.
  • Sub-step B shows the leading edge 2 produced by sub-step A, which has a transition contour 9.
  • Sub-step C shows how an energy beam 8 is directed onto the leading edge 2 from sub-step B.
  • the energy beam 8 is arranged at an angle ⁇ to the bottom of the leading edge 2, wherein the underside is part of the pressure side 19 of the compressor blade 1.
  • the angle ⁇ is 5 to 135 °.
  • the result of sub-step C is shown in sub-step D, which has the thus-repaired leading edge 2 with aerodynamically optimized new contour 5.
  • FIG. 5 shows the material flows of the melt 16 produced.
  • An energy beam 8 is directed onto a region of an entrance edge 2 of a compressor blade 1 directed.
  • the energy beam 8 has a Gaussian intensity profile. As a consequence of this energy profile, the power maximum 14 lies in the center of the Gaussian shape and power minima 11 are present at the edge of the intensity profile.
  • the melt 16 is shown under the energy beam 8, the melted by the energy beam 8 material.
  • the melt 16 is shown. Under the melt 16 is unmelted material 7.
  • the maximum temperature 12 of the melt 16 is in the range of the maximum power 14 of the energy beam.
  • the temperature minima 11 of the melt 16 are in the region of the transition between melt 16 and unmelted material 7.
  • the flow direction 15 of the melt 16 is axisymmetric to the central axis of the energy beam 8.
  • the rapid melt bath flows follow the temperature of the molten bath surface temperature from the maximum temperature 12 in the middle of the molten bath to the temperature minima 11 in the edge regions of the molten bath and thus transport the coupled energy primarily to the edge regions where the energy is available to exceed the melting temperature or to break the binding energy of the crystal composite available. On the way back along the Schmelzbadground this energy is no longer or in a reduced amount available.
  • the flow processes in molten metals are influenced by the surface tension gradient.
  • the temperature-dependent surface tension ⁇ has a surface tension at the melting temperature of a material. worth ⁇ . With increasing temperature T, this surface tension ⁇ changes by the voltage gradient (dy / dT). The higher the gradient, the greater are the currents to balance the voltage gradient. For pure metals, the voltage gradient is negative. It follows that these metal melts with increasing temperature T have a reduction in the surface tension. This effect is used to achieve the desired radius of curvature by controlling the temperature of the surface. For temperature control, the traversing speed, the amount of energy input and the power density distribution of the energy on the surface are used.
  • the energy introduced via the energy beam 8 is distributed in the molten bath in the form of kinetic energy and thermal energy.
  • the flow dominates in the direction in which the molten bath expands.
  • These thermal-physical interactions are used to melt the leading edge 2 in an ideal manner so that a tangential inlet of the melt surfaces to the suction and pressure side 18,19 is achieved.
  • the material is driven to the leading edge 2 and solidifies in aerodynamically advantageous geometry.
  • the radii of curvature are performed over the length of the compressor blade 1, in particular in the recontouring of fan blades, according to the flow requirements. For this, the radii of curvature are made higher near the axis and smaller at the end (tip). In this case, the power density distribution of the energy beam 8 plays a significant role.
  • FIG. 6 shows various such power density distributions.
  • the laser is preferably designed as a disk laser, diode laser, Nd: YAG laser, CO2 laser (gas laser) and / or fiber laser and has a power of 200 to 2000 W.
  • Spanoder dust By the method described not only a Spanoder dust can be avoided, it is also no setting or repositioning the engine necessary. Also, there is no tendon shortening, but it can even be rebuilt eroded tendon length in part.
  • the ⁇ -wing method can be used to recontour, for example, fan blades without material loss, thus providing a highly advanced and economical repair method for compressor and turbine blades. Both by the advance of the energy beam 8 and by controlling the energy density or energy distribution of the energy beam 8, the temperature in the Melt bath be controlled so that after solidification of the molten bath, the desired new contour 5 results.

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Abstract

Verfahren zum Rekonturieren einer Kompressor- oder Turbinenschaufel (1) für eine Gasturbine, wobei die Eintrittskante (2) der Kompressor- oder Turbinenschaufel (1) mindestens in einem Teilbereich durch einen Energiestrahl (8) derart gezielt aufgeschmolzen wird, dass der Werkstoff im Wesentlichen ohne Zugabe von zusätzlichem Werkstoff zu einer Neukontur (5) erstarrt.

Description

Verfahren zum Rekonturieren einer Kompressor- oder Turbinenschaufel für eine Gasturbine
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Rekonturieren einer Kompressor- oder Turbinenschaufel für eine Gasturbine mit den Merkmalen des Oberbegriffs von Anspruch 1.
Bauteile in Gasturbinen, insbesondere in Flugzeugtriebwerken, unterliegen im Betrieb einem durch erosive Stoffe, bspw. durch Sand oder Staub oder Eis, verursachten Verschleiß. Im vorderen Teil der Gasturbine, dem Bereich des Kompressors, führt Erosion in der Regel zu einer Abflachung der Strömungs- Eintrittskanten (Leading Edge) der Kompressorschaufeln. Die Kompressorschaufeln haben in ihrer unverschlissenen Form ein aerodynamisch optimiertes Profil, welches durch den Verschleiß nachteilig verändert wird. Als Konsequenz einer solchen Verschlechterung des aerodynamischen Profils verliert die Gasturbine an Effizienz, das heißt die Gasturbine benötigt für die gleiche Leistung mehr Treibstoff. Aus wirtschaftlicher Sicht ist es daher erstrebenswert, dem Verschleiß von Kompressorschaufeln, insbesondere einer Verschlechterung von aerodynamisch optimierten Schaufelgeometrien, entgegen zu wirken. Zu diesem Zweck haben sich Reparaturverfahren etabliert, die darauf abzielen, beschädigte Kompressorschaufeln wieder mit aerodynamischen optimierten Geometrien zu versehen. Ein übliches Reparaturverfahren für Kompressorschaufeln ist beispielsweise das Schleifen der Eintrittskante von Kompressorschaufeln.
Durch das Schleifen werden die abgeflachten Profilbereiche und die aufgerauten Oberflächen dieser Bereiche verrundet und geglättet. Eine Vorrichtung für ein solches Reparaturverfahren für Turbinenschaufeln, das auf dem Abschleifen der Strömungs-
BESTÄTIGUNGSKOPIE Eintrittskanten basiert, ist beispielsweise in der Patentschrift US 6 302 625 Bl beschrieben. Unter Turbinenschaufeln können einerseits alle in der Gasturbine eingesetzten Schaufeln verstanden werden. Für den Fachmann sind Turbinenschaufeln in der Regel allerdings nur solche Schaufeln, die im Bereich der Turbine des Triebwerks eingesetzt werden, wohingegen Kompressorschaufeln nur im Bereich des Kompressors zum Einsatz kommen. Allerdings wird im Folgenden der Begriff Gasturbinenschaufel verwendet, um Kompressorschaufeln (einschließlich Fan Blades) und Turbinenschaufeln zu bezeichnen.
Ein Problem von derartigen Reparaturverfahren liegt in der Natur des Schleifverfahrens. Beim Schleifen handelt es sich um ein spanabhebendes Verfahren, es wird also Material abgeschliffen, bis eine aerodynamisch vorteilhafte Eintrittskante realisiert ist. Der Verlust des Grundwerkstoffs der Gasturbinenschaufel während des Schleifens kann allerdings in etwa e- benso hoch sein wie der Verlust an Grundwerkstoff durch die Erosion selber. Es wird also zuerst durch erosiven Verschleiß im Betrieb Grundwerkstoff der Gasturbinenschaufel und anschließend nochmals während des standardmäßigen Reparaturverfahrens eine vergleichbar hohe Menge an Grundwerkstoff abgetragen. Diese doppelte Reduktion von Material wirkt sich direkt verkürzend auf die Sehnenlänge der Gasturbinenschaufel aus, die Gasturbinenschaufel wird also in Strömungsrichtung gesehen kürzer, was wiederum in der Regel zu einer weiteren Verringerung der Effizienz und/oder aerodynamischen Stabilität (in Bezug auf die Pumpgrenze (engl. Stall Margin), dem Sicherheitsabstand zum Turbinenschaufel-Strömungsabriss) der Gasturbinenschaufel führt. Dieser Effekt tritt bei jeder Reparatur erneut auf, bis die Sehnenlänge so kurz ist, dass beispielsweise eine Ko.mpressorschaufel nicht mehr eingesetzt werden kann. Zu besonders großen Verkürzungen der Sehnenlänge führen dabei Kerben oder Einbuchtungen in den Gasturbinenschaufein, die bspw. durch eingesaugte Steine oder Vögel entstehen. Da sich solche Kerben in der Regel sehr schlecht auf die mechanischen und aerodynamischen Eigenschaften der Gasturbinenschaufel auswirken, muss so viel Material von der Gasturbinenschaufel abgetragen werden, bis die Kerbe komplett herausgearbeitet bzw. großflächig verrundet ist. Des Weiteren ist auch der reine Verlust an Masse, also die Reduktion des Gewichts der Gasturbinenschaufel unabhängig von der eben beschriebenen Änderung der Bauteilgeometrie, problematisch. Werden Kompressorschaufeln beispielsweise am zusammengebauten Motor, also einem Triebwerk, das noch am Flügel eines Flugzeugs hängt ( , on wing' ) , geschliffen, dann können durch unterschiedlich hohen Materialabtrag der einzelnen Kompressorschaufeln Unwuchten entstehen. Bei Reparaturverfahren, in denen die Gasturbinenschaufeln aus der Gasturbine ausgebaut werden, können Unwuchten durch ein Wiegen und anschließendes gewichtsspezifisches Verteilen reduziert werden. Allerdings sind solche Reparaturverfahren, die das Zerlegen der Gasturbine umfassen, auch um ein Vielfaches aufwendiger und können nicht oder nur sehr aufwendig vor Ort durchgeführt werden.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Rekonturieren einer Kompressor- oder Turbinenschaufel für eine Gasturbine bereitzustellen, das mit möglichst wenig Materialabtrag verbunden ist .
Die Erfindung löst die Aufgabe durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1. Weitere bevorzugte Ausgestaltungen der Erfindung sind den Unteransprüchen und den zugehörigen Beschreibungen und Zeichnungen zu entnehmen.
Zur Lösung des Problems wird erfindungsgemäß ein Verfahren zum Rekonturieren einer Kompressor- oder Turbinenschaufel für eine Gasturbine vorgeschlagen, wobei die Eintrittskante der Kompressor- oder Turbinenschaufel mindestens in einem Teilbereich durch einen Energiestrahl derart gezielt aufgeschmolzen wird, dass der Werkstoff im Wesentlichen ohne Zugabe von zusätzlichem Werkstoff zu einer Neukontur erstarrt. Unter Neukontur wird in diesem Zusammenhang eine gegenüber der unbearbeiteten Eintrittskante veränderte, aerodynamisch vorteilhafte Kontur verstanden. Als Neukontur wird insbesondere die Ausgestaltung der Verrundung der im erodierten Zustand abgeflachten, also zum Teil eckigen, Strömungseintrittskante bezeichnet. Die Neukontur bezeichnet hierbei ein Profil, das sich weitgehend am Auslieferungszustand des Neuteils orientiert. Sie bezeichnet eine dem Auslieferungszustand ähnliche Kontur, die durch das erfindungsgemäße Rekonturieren entsteht. Durch das Aufschmelzen können z.B. Kerben oder Einbuchtungen entfernt werden, da die Schmelze in solche Vertiefungen in der Gasturbinenschaufel, insbesondere der Eintrittskante, hineinläuft und diese auffüllt. Dadurch muss die Eintrittskante nicht bis auf ein Niveau unter der Kerbe abgeschliffen werden, sondern idealer Weise erfolgt gar kein nennenswerter Materialabtrag und das Material der Gasturbinenschaufel wird nur umverteilt . Diese Umverteilung des Materials unterscheidet das erfindungsgemäße Verfahren von Verfahren nach dem Stand der Technik, in denen zwar auch Teilbereiche der Eintrittskante aufgeschmolzen werden (bspw. beim Auftragsschweißen) , dies aber mit der Addition von zusätzlichem Werkstoff in erheblichen Ausmaß erfolgt. Beispielsweise wird beim Auftragsschweißen typischerweise ein Vielfaches des aufgeschmolzenen Volumens des Originalwerkstoffs an zusätzlichem Werkstoff aufgebracht. Durch diesen zusätzlichen Werkstoff wird bspw. beim Auftragsschweißen eine erodierte Eintrittskante wieder aufgebaut, das Volumen und die Masse der Eintrittskante und dementsprechend der Kompressor- oder Turbinenschaufel wird erhöht. Das erfindungsgemäße Verfahren erfolgt im Wesentlichen ohne Zugabe von zusätzlichem Werkstoff und unterscheidet sich dadurch von den bekannten Verfahren nach dem Stand der Technik. Ein besonderer Vorteil des erfindungsgemäßen Verfahrens ist, dass kein Materialver- lust durch Spanverfahren (bspw. Schleifprozesse) bei der Re- konturierung entsteht . Es entsteht durch das Rekonturieren dementsprechend auch keine (bzw. eine äußerst minimale) Veränderung des Momentengewichts und dementsprechend keine messbare (bzw. eine äußerst geringe) Veränderung des Rundlaufs aufgrund von Massenträgheit der Gasturbinenschaufeln im eingebauten Zustand. Ein Neuwuchten ist dadurch nicht erforderlich. Darüber hinaus liegt ein Vorteil des erfindungsgemäßen Verfahrens darin, dass sich die Sehnenlänge (auch Chordlänge) der Gasturbinenschaufeln durch das Reparaturverfahren nicht weiter verkürzt, sondern wie an späterer Stelle beschrieben sogar zum Teil wieder aufgebaut werden kann. Die Gasturbinenschaufel kann dadurch deutlich länger eingesetzt werden, was die Wartungskosten des Triebwerks signifikant reduziert.
Vorzugsweise erstarrt der Werkstoff im Wesentlichen ohne Zugabe von zusätzlichem Werkstoff zu einer vorgegebenen Neukontur. Vorgegeben bedeutet dabei, dass das Aufschmelzen des Werkstoffs und die sich anschließende Geometrieänderung nicht wahllos erfolgt, sondern dass zumindest versucht wird eine bestimmte Gestalt bzw. Geometrie Neukontur zu schaffen, die bspw. hinsichtlich ihrer aerodynamischen Eigenschaften verbessert wird. Eine „Vorgabe" im Sinne einer „vorgegebenen Neukontur" ist beispielsweise auch das Bestreben eine Neukontur zu schaffen, die die Sehnenlänge der Gasturbinenschaufel verlängert bzw. wiederherzustellt .
Vorzugsweise wird die Sehnenlänge der Kompressor- oder Turbi- nenschaufel durch das Verfahren um 0,1 mm bis 5 mm, weiter bevorzugt 0,1 mm bis 2 mm, beispielsweise 1,5 mm, verlängert. Bevorzugt erfolgt die Widerherstellung durch weniger als 7, weiter bevorzugt weniger als 4, Rekonturierungsvorgänge bzw. Schmelzschweißvorgänge. Im Unterschied zu bekannten Auftrags- schweißungen werden keine oder nur sehr kleine Mengen Zusatzwerkstoff eingebracht .
Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, dass im Gegensatz zu bekannten Auftragsschweißungen, keine oder nur eine minimale Vorbereitung des Schweißgrundes bzw. der Eintrittskante nötig ist. Üblicherweise werden zur Vorbereitung auf eine Auftragsschweißung mehrere Millimeter des Grundwerkstoffs von der Gasturbinenschaufel abgefräst, für eine Rekon- turierung im Sinne der Erfindung ist eine derart aufwendige Vorbereitung nicht nötig.
Vorzugsweise wird die Eintrittskante durch das Aufschmelzen verrundet . Durch das Verrunden werden die aerodynamischen Eigenschaften der Gasturbinenschaufel verbessert, da eine verrundete Eintrittskante deutlich bessere aerodynamische Eigenschaften aufweist als eine planare Eintrittskante. Zum Verrunden wird die üblicherweise hohe Oberflächenspannung der Werkstoffe, die an den Vorderkanten von Gasturbinenschaufeln üblicherweise eingesetzt werden, beispielsweise Ti6Al4V oder Inco- nel 718, genutzt, um die Eintrittskante dieser Gasturbinenschaufeln zu verrunden. Die hohe Oberflächenspannung der Materialschmelze hat zur Folge, dass die Schmelze bestrebt ist, die für sie energetisch optimale Kugelform zu erreichen. Durch die vorteilhaft ausgenutzte Oberflächenspannung der Schmelze weist die rekonturierte Eintrittskante dementsprechend die aerodynamisch vorteilhaften Verrundungen auf. Vorzugsweise wird die in den Teilbereich eingebrachte Energie des Energiestrahls derart gesteuert, dass unterschiedliche Verrundungsradien realisiert werden. Beispielsweise kann durch eine Leistungssteuerung der eingebrachten Energie des Energiestrahls eine Temperatursteuerung der Oberfläche der Material - schmelze realisiert werden. Da die Temperatur der Oberfläche der Schmelze einen direkten Einfluss auf die Oberflächenspannung der Schmelze hat, kann durch die Temperatursteuerung auch gezielt die Oberflächenspannung der Schmelze eingestellt werden. Mit steigender Temperatur verändert sich die Oberflächenspannung um einen Spannungsgradienten multipliziert mit dem Temperaturunterschied. Bei reinen Metallen ist dieser Spannungsgradient negativ, daraus folgt, dass diese Metallschmelzen mit steigender Temperatur eine Verringerung der Oberflächenspannung aufweisen. Dieser Effekt wird eingesetzt, um durch Temperatursteuerung der Oberfläche den gewünschten Ver- rundungsradius zu erzielen. Zusätzlich zu der Temperatur werden dabei auch das aufgeschmolzene Volumen und die Oberflächengröße des aufgeschmolzenen Bereichs eingestellt und variiert. Als Hilfsmittel zur Energie- bzw. Temperatursteuerung können bspw. auch Kamerasysteme eingesetzt werden, mit denen die Oberfläche einerseits beobachtet wird und die Daten dann bei Bedarf zur Regelung der Rekonturierung eingesetzt werden. Die in den Teilbereich eingebrachte Energie kann beispielsweise dadurch gesteuert werden, indem die Energiedichte des Energiestrahls verändert wird, oder indem der Energiestrahl gesteuert bewegt wird.
Vorzugsweise wird die Eintrittskante durch mehrfaches Aufschmelzen zu der Neukontur rekonturiert . Bevorzugt wird die Eintrittskante durch höchstens sechsfaches Aufschmelzen rekonturiert. Durch die erosiven Einwirkungen auf die Eintrittskante der Gasturbinenschaufel verliert diese über die Zeit ihre aerodynamisch optimierte Kontur. Erosiver Verschleiß, Einbuch tungen und Kerben führen zu einer inhomogenen Erosionskontur. In der Regel ist diese Erosionskontur der Eintrittskante vor dem Reparaturfall näherungsweise planar bzw. senkrecht zur Strömungsrichtung mit hoher Rauhigkeit ausgeprägt. Diese Erosionskontur kann mit einer guten Qualität in eine aerodynamisch deutlich verbesserte homogenere nicht planare, verrunde te Neukontur überführt werden, wenn die Erosionskontur mehrfach lokal aufgeschmolzen wird und unter Ausnutzung der Oberflächenspannung der Materialschmelze verrundet wird. Durch mehrfaches Aufschmelzen fällt es auch leichter, verschiedene Verrundungsradien zu realisieren, die für eine strömungsopti- mierte Kontur der Gasturbinenschaufel, bspw. des Fan Blades, an der Eintrittskante zuträglich sind.
Vorzugsweise ist der verwendete Energiestrahl dabei in einer Richtung senkrecht zur Stirnfläche der Erosionskontur in die Eintrittskante ausgerichtet. Durch eine direkte Ausrichtung des Energiestrahls auf die Stirnfläche trifft der Energiestrahl genau auf dem Teilbereich der Eintrittskante der Gasturbinenschaufel auf, welcher durch Erosion beschädigt ist. Dabei kann es vorteilhaft sein, Mittel zur Strahlenabsorption vorzusehen, damit der Energiestrahl nicht aufgrund von reflek tierender oder streifender Strahlung Undefiniert in andere Bauteile oder Bauteilbereiche einkoppelt. Der Energiestrahl rekonturiert vorzugsweise in zwei oder mehr Verrundungsschrit ten die Breite der Eintrittskante. In mehreren gezielten Ver- rundungsschritten wird die Eintrittskante mit jedem Schritt immer näher zur gewünschten Neukontur rekonturiert. Diese Vor gehensweise liefert die besten Ergebnisse, da nur eine begrenzte Menge des Materials auf einmal aufgeschmolzen wird, welches sowohl beim Aufschmelzen als auch beim Erstarren einfacher zu kontrollieren ist. Der Vorteil bei dieser Rekontu- rierung ist, dass gezielt etwas von der durch die Erosion verloren gegangenen Sehnenlänge wieder aufgebaut werden kann. Durch das erfindungsgemäße Verfahren kann demnach nicht nur ein Verkürzen der Sehnenlänge aufgrund von Schleifbearbeitung vermieden werden, sondern es kann durch die Neuverteilung des Materials der Eintrittskante ein Teil der erodierten Sehnenlänge wieder aufgebaut werden. Durch die größere Sehnenlänge ist die derart reparierte Gasturbinenschaufel aerodynamisch besser als eine Gasturbinenschaufel, welche nach bekannten Verfahren repariert wurde, wobei außerdem die Lebensdauer verlängert wird, da die kritische Sehnenlänge, bei der ein Reparieren nicht mehr möglich ist, erst nach einer wesentlich höheren Anzahl von Rekonturierungsvorgängen erreicht wird.
Vorzugsweise liegen die erzeugten Verrundungsradien bei 0,1 bis 10 mm, da diese Verrundungsradien zu guten aerodynamischen Eigenschaften der reparierten Gasturbinenschaufeln führen.
Vorzugsweise können in den von dem Energiestrahl aufgeschmolzenen Bereich sehr kleine Mengen von Zusatzstoffen eingebracht werden. Zwar zeichnet sich das erfindungsgemäße Verfahren dadurch aus, dass im Wesentlichen auf die Zugabe von zusätzlichem Material verzichtet werden kann, es können aber sehr kleine Mengen (weniger als 50%, bevorzugt weniger als 25 %, weiter bevorzugt weniger als 10% des aufgeschmolzenen Volumens) an Zusatzstoffen in die Schmelzzone eingebracht werden, um bspw. eine besonders harte, erosionsbeständige oder anderweitig vorteilhafte Eintrittskanten zu realisieren. Der Unterschied zu bekannten Verfahren besteht dabei, dass diese Additive weniger dazu dienen, um erodiertes Volumen der Eintrittskante wiederherzustellen (wie es beispielsweise beim Auftragsschweißen der Fall ist) , sondern um die Materialeigenschaften der Eintrittskante vorteilhaft zu verändern. Vorzugsweise erfolgt die Reparatur der Kompressor- oder Turbinenschaufel , on wing' , d.h. bei eingebauter Schaufel einer an dem Flugzeug montierten Gasturbine, die Gasturbinenschaufeln müssen also nicht ausgebaut werden. Die erfinduhgsgemäße , on wing' Reparatur ist dabei einer ,on wing' Reparatur nach dem Stand der Technik, die im Wesentlichen daraus besteht, dass ein Arbeiter mit Schleifpapier bzw. einer Schleifmaschine die Kompressorschaufeln der ersten Kompressorstufe (Fan Blades) von Hand abschleift, deutlich überlegen. Der schon beschriebene Vorteil der Minimierung von Materialverlust hat dabei den erstrebenswerten Nebeneffekt, dass, im Gegensatz zum Schleifen, keine Späne oder Stäube in das Triebwerk hineinfallen können. Diese Späne können im Triebwerk Schaden verursachen, da sie z.B. Kühlluftöffnungen verstopfen oder Materialbrände oder Metalldiffusionen in HPT-Schaufein (Turbinenschaufeln, die im Bereich nach der Brennkammer, der High Pressure Turbine eingesetzt werden) verursachen können. Neben diesen Problemen, die durch Späne und Stäube verursacht werden, können auch Probleme durch so genanntes , Windmilling' (Schaufelkranzrotation) bei der Bearbeitung vermieden werden.
Bei dem , Windmilling' handelt es sich um ein ungewolltes Rotieren der ersten Kompressorstufe, des Fans, das beispielsweise durch leichten Wind ausgelöst werden kann. Bei Reparaturverfahren nach dem Stand der Technik wird das , Windmilling' dadurch verursacht, dass die Reparatur der Gasturbinenschaufel mittels eines Schabers, einer Schleifmaschine oder einer Fräse erfolgt, über die während der Reparatur ein Anpressdruck auf die Gasturbinenschaufel ausgeübt wird, der die Gasturbinenschaufel zu einer Rotationsbewegung antreibt . Aus diesem Grund muss der Schaufelkranz des Triebwerks, z.B. der Fan, während der Reparatur festgesetzt werden. Den Fan festzusetzen birgt allerdings das Risiko, dass ein induziertes Drehmoment durch eine Bearbeitung die Schwalbenschwanzführung der Fan Blades oder des Disks beschädigen kann. Zwar könnte der Fan durch ein Blockieren der LPT (Low Pressure Turbine) festgesetzt werden, eine solche Vorgehensweise zieht allerdings eine aufwendige Nachweisführung nach sich, da sichergestellt werden muss, dass durch das Blockieren keine Beschädigung der Disk oder der Schaufelfuß-Druckflächen (Pressure Faces) erfolgen kann. Darüber hinaus wird durch das Festsetzen des Fans der Arbeitsaufwand erhöht, da nach einem Festsetzen der Welle eine Drehung zur Bearbeitung des nächsten Fan Blades in der gleichen Arbeitshöhe nicht möglich ist. Die Welle muss also von Zeit zu Zeit gelöst, gedreht und wieder festgesetzt werden, was zeitaufwendig und damit wirtschaftlich nachteilig ist.
Bei dem erfindungsgemäßen Reparaturverfahren ist ein Festsetzen des Fans nicht unbedingt erforderlich, da ein Energiestrahl verwendet wird, der berührungslos und ohne Anpressdrücke auf das Fan Blade des Fans einwirkt. Dadurch dass keine Andruckkräfte bei der Bearbeitung notwenig sind, entsteht auch kein Drehmoment aus der Bearbeitung heraus. Es kann zwar auch im erfindungsgemäßen Verfahren sinnvoll sein, den Fan festzusetzen, um bspw. einer verwendeten Positioniereinrichtung ein Gegenlager zu bieten, aber ein solches Festsetzen kann dann ungleich leichter, also mit sehr viel geringerer mechanischer Steifigkeit als die bisher erforderliche Vorrichtung ausgeführt werden, da die notwendigen Kräfte zur Fixierung des Fans bei dem erfindungsgemäßen Reparaturverfahren sehr viel geringer sind. Ein Vermeiden einer mechanischen Bearbeitung der Fan Blades hat außerdem den Vorteil, dass keine Schwingungen durch rotierende Werkzeuge, besonders durch Fräser oder Schleifer, in Fan Blades eingeleitet werden. Solche Schwingungen können zu einem Klappern in Schaufelfüßen führen und dadurch Schäden an den Beschichtungssystemen verursachen. Es wird im erfindungsgemäßen Verfahren vorzugsweise keine bzw. eine lediglich vernachlässigbare mechanische Kraft durch den Bearbeitungspro- zess in die Gasturbinenschaufel eingeleitet, so dass eine mögliche Schwingungsanregung oder induzierte Drehmomente sehr gering sind, was vor allem bei den großen Hebelarmen der Fan Blades (600-800 mm) vorteilhaft ist.
Vorzugsweise kann der Energiestrahl in einem Winkel von 5 bis 135° zur Saugseite und/oder Druckseite der Kompressor- oder Turbinenschaufel ausgerichtet werden. Ein Vorteil einer solchen Anordnung des Energiestrahls von der Seite im Bereich der neu zu verteilenden WerkstoffOberfläche ist, dass durch die Energieeinbringung an diesem Ort das Material zur kälteren Eintrittskante hin getrieben wird, und verlorene Sehnenlänge relativ einfach wieder aufgebaut werden kann. Zusätzlich wird vermieden, dass am Schmelzbad reflektierte Strahlung andere Bauteilbereiche erwärmt als die Eintrittskante selber. Ein Strahlenfang kann hierdurch einfacher ausgeführt, bzw. verwendet oder eingebaut, werden.
Vorzugsweise ist der Energiestrahl als Laserstrahl ausgeführt. Ein Ausführen des Energiestrahls als Laserstrahl ist für das Reparaturverfahren vorteilhaft, da der Laser unter Umgebungsdruck eingesetzt werden kann und so die zu reparierenden Gas- turbinenschaufein nicht aufwendig in eine Vakuumkammer gebracht werden müssen, sondern vorteilhafter Weise auch im eingebauten Zustand repariert werden können. Außerdem ermöglicht die Verwendung eines Laserstrahls ein genaues zielgerichtetes Aufschmelzen der Gasturbinenschaufeln, so dass das Reparaturverfahren insgesamt sehr effizient ist. Dabei ist der Laser vorzugsweise als Scheibenlaser, Diodenlaser, Nd: YAG-Laser, CO2- Laser, Gaslaser und/oder Faserlaser ausgeführt und weist eine Leistung von 200 bis 2000 W auf. Gute Ergebnisse werden mit achssymmetrischer Strahlung erzielt, bei welcher die Strahl - einwirkflächen auf der Schmelzbadoberfläche näherungsweise Ellipsen ähneln. Aber auch andere Leistungsdichteverteilungen, wie Kreise, Ringe oder Striche, können in besonderen Fällen vorteilhaft sein.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand von konkreten Ausführungsbeispielen unter Zuhilfenahme von Figuren näher erläutert. In den Figuren ist im Einzelnen zu erkennen:
Fig. 1: Schematische Darstellung von zwei Kompressorschaufeln im Kompressor einer Gasturbine;
Fig. 2: Darstellung der Materialvolumenumverteilung beim Re- konturieren;
Fig. 3: Schematische Darstellung eines Rekonturierens mit einem direkt auf die Eintrittskante gerichteten Energiestrahl;
Fig. 4: Schematische Darstellung eines Rekonturierens mit einem in einem Winkel auf die Eintrittskante gerichteten Energiestrahl ;
Fig. 5: Darstellung der Materialströmungen in aufgeschmolzenen Materialbereichen ;
Fig. 6: Profile differierender Leistungsdichteverteilungen;
In der Figur 1 sind zwei Kompressorschaufeln 1 aus der ersten Kompressorstufe eines Flugzeugtriebwerkes, sog. Fan Blades, schematisch dargestellt. Die zwei Kompressorschaufeln 1 sind übereinander angeordnet, wobei der Luftstrom 3 im Betrieb von der rechten Seite einströmt. Die Kompressorschaufeln l weisen jeweils eine obere Saugseite 18 und eine untere Druckseite 19 sowie eine dem Luftstrom 3 zugewandte Eintrittskante 2, auch Leading Edge genannt, auf. Die Länge von der Eintrittskante 2 der Kompressorschaufel 1 bis zur Austrittskante der Kompressorschaufel 1 ist die Sehnenlänge 25 oder auch , chord length' der Kompressorschaufel . Die obere Kompressorschaufel 1 ist im Bereich der Eintrittskante 2 durch Erosion beschädigt und verkürzt, die untere Kompressorschaufel 1 ist durch das erfindungsgemäße Reparaturverfahren repariert worden und weist diese Beschädigung nicht mehr auf. In der Fig. 2 ist die Eintrittskante 2 vergrößert dargestellt . Dabei ist ihr Zustand vor der erfindungsgemäßen Reparatur als Erosionskontur 4 zu erkennen. Die Erosionskontur 4 ist in der Regel näherungsweise planar und weist eine Stirnfläche 17 auf. Die Erosionskontur 4 ist hier vereinfacht als planare Fläche dargestellt, in der Regel weisen Erosionskonturen jedoch sehr hohe Rauhigkeiten auf und die Stirnfläche 17 ist demnach uneben und rau. Der Zustand der Eintrittskante 2 nach der Reparatur ist als Neukontur 5 dargestellt. Im Zuge des Verfahrens wird ein gewisses Volumen der erodierten Eintrittskante 2 gezielt aufgeschmolzen und erkaltet zu einer aerodynamisch vorteilhafteren Gestalt. Dieser Übergang von der Erosionskontur 4 zu der Neukontur 5 ist hier durch eine Umverteilung des vorhandenen Materials verwirklicht. Es wird weder Material abgetragen noch hinzugefügt. Das wiedererstarrte Material 6 ist der vordere Bereich der Eintrittskante 2, der aus einer Schmelze 16 hervorgegangen ist, und hinter dem sich der Bereich mit dem ungeschmolzenen Material 7 befindet. In der Fig. 2 wird besonders deutlich, wie die Umverteilung des Materials der Eintrittskante 2 zu einer verbesserten aerodynamischen Geometrie führt . Es wird auch deutlich, dass sogar eine Verlängerung der Sehnenlänge 25 der Kompressorschaufel 1 erreicht werden kann. Durch die größere Sehnenlänge ist die reparierte Kompressorschaufel 1 aerodynamisch besser als eine Kompressorschaufel, die nach einem bekannten Verfahren repariert wurde, und sie weist außerdem eine höhere Lebensdauer auf, da die kritische Sehnenlänge, bei der ein Reparieren nicht mehr möglich ist, erst nach einer wesentlich höheren Anzahl von Rekonturierungsverfahren erreicht wird. Die Verfahrensabläufe sind in den Figuren 3 und 4 genauer dargestellt.
In der Figur 3 sind die Verfahrensabläufe einer ersten Reparatur dargestellt. Bei diesem Ausführungsbeispiel umfasst die Reparatur die vier dargestellten Teilschritte A, B, C und D. Im Schritt A ist eine zu reparierende Eintrittskante 2 mit einer Erosionskontur 4 dargestellt. Ein Energiestrahl 8 ist auf die obere Hälfte der Eintrittskante 2 gerichtet, wobei der Energiestrahl 8 senkrecht zur Stirnfläche 17 der Eintrittskante 2 ausgerichtet ist . Durch den Energiestrahl 8 wird ein Teilbereich der Eintrittskante 2 aufgeschmolzen. Um eventuell reflektierte Strahlung des Energiestrahls 8 zu absorbieren, ist ein Strahlenfang 10 im hinteren Bereich der Eintrittskante 2 angeordnet. Der darauf folgende dargestellte Teilschritt B zeigt die Eintrittskante 2 nachdem das Material wieder erstarrt ist. In diesem Zwischenschritt weist die Eintrittskante 2 eine Übergangskontur 9 auf. Im Teilschritt C wird der Energiestrahl 8 auf den unteren Teil der Eintrittskante 2 gerichtet, wobei wie im Teilschritt A ein Strahlenfang 10 zur Strahlenabsorption von reflektierter Strahlung vorgesehen ist.
Durch den Energiestrahl 8 wird wie im Schritt A Material der Eintrittskante 8 gezielt aufgeschmolzen, um unter Ausnutzung der Oberflächenspannung der Materialschmelze eine Verrundung der Eintrittskante 2 zu erzeugen. Die auf diese Weise reparierte Eintrittskante 2 ist in Teilschritt D dargestellt, sie weist eine angestrebte aerodynamisch vorteilhafte Neukontur 5 auf .
In der Figur 4 sind die Verfahrensabläufe einer zweiten Reparatur dargestellt. Ähnlich der Verfahrensschritte in der Figur 3 ist in dem Teilschritt A eine Eintrittskante 2 einer Kompressorschaufel 1 dargestellt. Die Oberseite der Eintrittskante 2 ist Teil der Saugseite 18 der Kompressorschaufel 1. Die Eintrittskante 2 weist in ihrem vorderen Bereich eine Erosionskontur 4 auf. Ein Energiestrahl 8 ist in einem Winkel α zur Saugseite 18 auf die Eintrittskante 2 gerichtet. Vorzugsweise beträgt der Winkel α dabei 5 bis 135°. Durch den Energiestrahl 8 wird ein Teilbereich der Eintrittskante aufgeschmolzen und unter Ausnutzung der Oberflächenspannung der Materialschmelze verrundet. Der Teilschritt B zeigt die durch Teilschritt A erzeugte Eintrittskante 2, die eine Übergangskontur 9 aufweist. In Teilschritt C ist dargestellt, wie auf die Eintrittskante 2 aus Teilschritt B ein Energiestrahl 8 gerichtet wird. Der Energiestrahl 8 ist dabei in einem Winkel α zur Unterseite der Eintrittskante 2 angeordnet, wobei die Unterseite Teil der Druckseite 19 der Kompressorschaufel 1 ist. Vorzugsweise beträgt der Winkel α dabei 5 bis 135°. Das Ergebnis aus Teilschritt C ist in Teilschritt D dargestellt, welcher die auf diese Weise reparierte Eintrittskante 2 mit aerodynamisch optimierter Neukontur 5 aufweist. Durch das Ausrichten des Energiestrahls 8 in einem Winkel α zur Saug- bzw. Druckseite der Kompressorschaufel 1 wird die erzeugte Materialschmelze bevorzugt zur Vorderseite der Eintrittskante 2 getrieben. Verdeutlicht wird dieses gezielte Führen des Schmelzbades in der Figur 5.
Figur 5 zeigt die Materialströmungen der erzeugten Schmelze 16. Ein Energiestrahl 8 ist auf einen Bereich einer Eintritts- kante 2 einer Kompressorschaufel 1 gerichtet. Der Energiestrahl 8 weist dabei ein gaußförmiges Intensitätsprofil auf . Dieses Energieprofil hat zur Folge, dass das Leistungsmaximum 14 im Zentrum der Gaußform liegt und am Rand des Intensitätsprofils Leistungsminima 11 vorliegen. Unter dem Energiestrahl 8 ist das durch den Energiestrahl 8 aufgeschmolzene Material, die Schmelze 16 dargestellt. Unter der Schmelze 16 befindet sich ungeschmolzenes Material 7. Das Temperaturmaximum 12 der Schmelze 16 ist im Bereich des Leistungsmaximums 14 des Energiestrahls. Die Temperaturminima 11 der Schmelze 16 sind im Bereich des Übergangs zwischen Schmelze 16 und ungeschmolzenem Material 7. Die Strömungsrichtung 15 der Schmelze 16 erfolgt achsensymmetrisch zur Mittelachse des Energiestrahls 8. Die schnellen Schmelzbadströmungen folgen an der Schmelzbadoberfläche dem Temperaturverlauf vom Temperaturmaximum 12 in der Mitte des Schmelzbades zu den Temperaturminima 11 in den Randbereichen des Schmelzbades und transportieren so die eingekoppelte Energie vornehmlich zu den Randbereichen, wo die Energie zum Überschreiten der Schmelztemperatur bzw. zum Aufbrechen der Bindungsenergie des Kristallverbundes zur Verfügung steht. Auf dem Rückweg entlang dem Schmelzbadgrund steht diese Energie nicht mehr oder in verminderter Menge zur Verfügung.
Die Strömungsprozesse bei Metallschmelzen werden vom Oberflächenspannungsgradienten beeinflusst. Der Zusammenhang zwischen Oberflächenspannung γ, Temperatur T und Spannungsgradienten (dy/dT) ist wie folgt: γ = γο + dy/dT · T
Die temperaturabhängige Oberflächenspannung γ hat bei der Schmelztemperatur eines Materials einen Oberflächenspannungs- wert γο. Mit steigender Temperatur T verändert sich diese Oberflächenspannung γ um den Spannungsgradienten (dy/dT) . Je höher der Gradient, desto größer sind die Strömungen zum Ausgleich des Spannungsgradienten. Bei reinen Metallen ist der Spannungsgradient negativ. Hieraus folgt, dass diese Metallschmelzen mit steigender Temperatur T eine Verringerung der Oberflächenspannung aufweisen. Dieser Effekt wird eingesetzt, um durch Temperatursteuerung der Oberfläche den gewünschten Ver- rundungsradius zu erzielen. Zur Temperatursteuerung werden die Verfahrgeschwindigkeit , die Höhe des Energieeintrags und die Leistungsdichteverteilung der Energie auf der Oberfläche eingesetzt .
Die über den Energiestrahl 8 eingebrachte Energie wird in Form von Bewegungs- und thermischer Energie im Schmelzbad verteilt. Beispielsweise dominiert bei einer Titanschmelze die Strömung in der Richtung, in der sich das Schmelzbad ausdehnt. Diese thermisch-physikalischen Wechselwirkungen werden eingesetzt, um die Eintrittskante 2 in idealer Weise so aufzuschmelzen, dass ein tangentialer Einlauf der Schmelzenoberflächen zur Saug- und Druckseite 18,19 erreicht wird. Das Material wird zur Eintrittskante 2 getrieben und erstarrt in aerodynamisch vorteilhafter Geometrie. Die Verrundungsradien werden dabei über die Länge der Kompressorschaufel 1, insbesondere bei dem Rekonturieren von Fan Blades, entsprechend den Strömungsanforderungen ausgeführt . Dazu werden die Verrundungsradien in Achsnähe höher und am Ende (Tip) kleiner ausgeführt. Dabei spielt die Leistungsdichteverteilung des Energiestrahls 8 eine signifikante Rolle. In der Figur 6 sind verschiedene solcher Leistungsdichteverteilungen dargestellt .
Gute Ergebnisse werden mit achssymmetrischer Strahlung er- zielt, bei der die Leistungsdichteverteilung, also die Geometrie der Strahleinwirkflächen auf der Schmelzbadoberfläche, näherungsweise einer Ellipse 22 ähneln. Aber auch andere Leistungsdichteverteilungen, wie Kreise 20, Ringe 21, Striche 24 oder speziell angepasste Leistungsdichteverteilungen 23 können in besonderen Fällen vorteilhaft sein. Durch diese Strahlprofile wird gezielt der Schmelzenstrom, und somit auch das Aufschmelzen von Werkstoff erreicht, so dass besonders der Kantenbereich und das gesamte Volumen unterhalb der angeschmolzenen Oberfläche aufgeschmolzen wird. Dabei ist der Laser vorzugsweise als Scheibenlaser, Diodenlaser, Nd: YAG-Laser, CO2- Laser (Gaslaser) und/oder Faserlaser ausgeführt und weist eine Leistung von 200 bis 2000 W auf. Dabei ist es von Wichtigkeit, unter welchem Vorschub die Laserleistung in die Turbinenschaufel eingekoppelt wird. Als vorteilhaft haben sich dabei die folgenden Parametereinstellungen erwiesen: 300 W bei 500 mm/min, 600 W bei 1 m/min oder 1,1 kW bei 2 m/min. Es können zur Unterstützung auch reaktive Prozessgase, wie bspw. Stickstoff, eingesetzt werden. Der Schmelzprozess wird jedoch vorzugsweise unter inerter Prozessgasatmosphäre durchgeführt .
Durch das beschriebene Verfahren kann nicht nur eine Spanoder Staubentwicklung vermieden werden, es ist des Weiteren kein Festsetzen oder Neuwuchten des Motors notwendig. Auch findet keine Sehnenverkürzung statt, sondern es kann sogar erodierte Sehnenlänge zum Teil wieder aufgebaut werden. Zusätzlich kann das Verfahren ,οη-wing' eingesetzt werden, um bspw. Fan Blades ohne Materialverlust zu rekonturieren und bietet so ein außerordentlich fortschrittliches und wirtschaftliches Reparaturverfahren für Kompressor- und Turbinenschaufeln. Sowohl durch den Vorschub des Energiestrahls 8 als auch durch eine Steuerung der Energiedichte oder Energieverteilung des Energiestrahls 8 kann die Temperatur in dem Schmelzbad so gesteuert werden, dass sich nach dem Erstarren des Schmelzbades die gewünschte Neukontur 5 ergibt .
Bezugszeichenliste :
1 Kompressorschaufei
2 Eintrittskante
3 Luftstrom
4 Erosionskontur
5 Neukontur
6 Wiedererstarrtes Material
7 Ungeschmolzenes Material
8 Energiestrahl
9 Übergangskontur
10 Strahlenfang
11 Temperaturminimum
12 Temperaturmaximum
13 Leistungsminimum
14 Leistungsmaximum
15 Strömungsrichtung
16 Schmelze
17 Stirnfläche
18 Saugseite
19 Druckseite
20 Kreis
21 Ring
22 Ellipse
23 speziell angepasste Leistungsdichteverteilungen
24 Strich
25 Sehnenlänge

Claims

1. Verfahren zum Rekonturieren einer Kompressor- oder Turbinenschaufel (1) für eine Gasturbine, dadurch gekennzeichnet, dass die Eintrittskante (2) der Kompressor- oder Turbinenschaufel (1) mindestens in einem Teilbereich durch einen Energiestrahl (8) derart gezielt aufgeschmolzen wird, dass der Werkstoff im Wesentlichen ohne Zugabe von zusätzlichem Werkstoff zu einer Neukontur (5) erstarrt .
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass Werkstoff im Wesentlichen ohne Zugabe von zusätzlichem Werkstoff zu einer vorgegebenen Neukontur (5) erstarrt.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Eintrittskante (2) durch das Aufschmelzen verrundet wird.
4. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die in den Teilbereich eingebrachte Energie des Energiestrahls derart gesteuert wird, dass unterschiedliche Verrundungsradien realisiert werden.
5. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Eintrittskante (2) durch mehrfaches Aufschmelzen, vorzugsweise höchstens sechsfaches Aufschmelzen, zu der Neukontur (5) rekonturiert wird .
6. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass durch das Aufschmelzen Verrun- dungsradien von 0.1 bis 10 mm erzeugt werden.
7. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass in den von dem Energiestrahl (8) aufgeschmolzenen Bereich sehr kleine Mengen von Zusatzstoffen eingebracht werden.
8. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Reparatur der Turbinenschaufel , on wing' erfolgt.
9. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Energiestrahl (8) in einer Richtung senkrecht zur Stirnfläche (17) der Erosionskontur (4) in die Eintrittskant'e (2) ausgerichtet ist.
10. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Energiestrahl (8) in einem Winkel von 5 bis 135° zur Saugseite (18) und/oder Druckseite (19) der Kompressor- oder Turbinenschaufel (1) ausgerichtet ist .
11. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sehnenlänge der Kompressoroder Turbinenschaufel (1) durch das Verfahren um 0,1 mm bis 5 mm verlängert wird.
12. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Energiestrahl (8) als Laserstrahl ausgeführt ist.
13. Verfahren nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Laserstrahl als Scheibenlaser, Diodenlaser, Nd : YAG- Laser, C02-Laser und/oder Faserlaser ausgeführt ist.
14. Verfahren nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Laserleistung 200 bis 2000 W beträgt.
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