WO2013068159A1 - Herstellungsverfahren eines schichtsystems - Google Patents

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WO2013068159A1
WO2013068159A1 PCT/EP2012/068048 EP2012068048W WO2013068159A1 WO 2013068159 A1 WO2013068159 A1 WO 2013068159A1 EP 2012068048 W EP2012068048 W EP 2012068048W WO 2013068159 A1 WO2013068159 A1 WO 2013068159A1
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recesses
turbine
combustion chamber
rotor
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Fathi Ahmad
Christian Amann
Björn Beckmann
Björn Buchholz
Giuseppe Gaio
Thomas Hille
Eckart Schumann
Rostislav Teteruk
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Siemens Aktiengesellschaft
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    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D3/00—Pretreatment of surfaces to which liquids or other fluent materials are to be applied; After-treatment of applied coatings, e.g. intermediate treating of an applied coating preparatory to subsequent applications of liquids or other fluent materials
    • B05D3/007—After-treatment
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
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    • F23M2900/05003—Details of manufacturing specially adapted for combustion chambers
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00018—Manufacturing combustion chamber liners or subparts

Definitions

  • the invention relates to a production method of a
  • High-temperature components such as gas turbine components are often provided with ceramic thermal barrier coatings, which can also chip off under the most extreme operating conditions.
  • the object is achieved by a production method according to claim 1.
  • FIG. 5 shows a layer system 1, 120, 130, 155.
  • the layer system 1, 120, 130, 155 has a substrate 4 which has in particular a nickel- or cobalt-based superalloy, in particular consists thereof, very particularly according to an alloy according to FIG. 9.
  • ⁇ is optional rule layer 10, in particular a metallic Haftvermitt ⁇ Lersch layer 10 present on the surface 13, in turn, a ceramic thermal barrier layer is present sixteenth
  • substrates 4 with surface area alitABLEm there are also combinations of substrates 4 with surface area alitABLEm, in which the ceramic thermal barrier coating can be applied directly to the substrate.
  • the metallic adhesion promoter layer 10 preferably comprises an MCrAlX alloy.
  • the recesses 19 ', 19' ', ... have a certain depth b and a certain width a.
  • the width a of the recesses 19 ', 19' ', ... is at least ⁇ , preferably ⁇ to 30ym.
  • the depth b is at least 10%, preferably 10% to 30% of the thickness of the underlying layer 10, very particularly 10ym to 30ym.
  • the distance d of the opposite recesses 19 ', 19 ",... Is at least 100 ⁇ m, preferably between 100 ⁇ m and 300 ⁇ m (FIG. 2).
  • the parameters a, b, d can be varied on the surface 7, 13 depending on the operating conditions or locally (on the airfoil 406, but not on the blade form 403).
  • the recesses 19 ', 19'' only locally limited on the surface 7, 13 of the component 1, 120, 130 may be present.
  • the depressions 19 ', 19 ",... Can preferably be made round at the bottom 20 (FIG. 1).
  • FIG. 1 shows a cross section through such a specifically structured surface.
  • the recess 19', 19 '' is also on the surface 22 of the ceramic thermal barrier coating 16 in recesses 23 ', 23' 'continues.
  • the coating 16 may be configured so that the outermost surface 22 is smooth, i. the underlying recesses 23 ', 23 "would not be recognizable on the surface 22.
  • the layers 10 are applied by applying material (e.g., powder) from a die, especially line-shaped. By omitting a coating trace during coating or targeted non-coating no material is applied there and there is a recess 19 ', 19' '.
  • material e.g., powder
  • the structured surface 7, 13 is an integral part of a layer 10. It thus does not represent a honeycomb structure which is filled with a ceramic material.
  • FIG. 6 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has a rotatably mounted about a rotational axis 102 ⁇ rotor 103 having a shaft 101, which is also referred to as the turbine rotor.
  • 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 .
  • the hot gas channel 111 of a row of vanes 115 is followed by a series 125 formed of rotor blades 120.
  • the vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the rotor blades 120 of a row 125 are mounted on the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example are attached.
  • Coupled to the rotor 103 is a generator or a work machine (not shown).
  • air 135 is sucked by the compressor 105 through the intake housing and ver ⁇ seals.
  • the loading 105 compressed air provided at the turbine end of the compressor is ge ⁇ leads 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 flows 113 along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the blades 120.
  • the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner, so that the blades 120 drive the rotor 103 and this drives the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the flow direction of the working medium 113, are subjected to the greatest 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 components in particular for the turbine blade or vane 120, 130 and components of the combustion chamber 110.
  • iron-, nickel- or cobalt-based superalloys are used.
  • 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.
  • the blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon , Scandium (Sc) and / or at least one element of the rare earth or hafnium).
  • M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni)
  • X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon , Scandium (Sc) and / or at least one element of the rare earth or hafnium.
  • Such alloys are known from EP 0 486 489 B1, EP 0 786 017 B1, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1.
  • a thermal barrier coating On the MCrAlX may still be present a thermal barrier coating, and consists for example of Zr02, Y203-Zr02, ie it is not, partially or completely stabilized by Ytt ⁇ riumoxid 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.
  • the guide vane 130 has an inner housing 138 of the turbine 108 facing guide vane root (not Darge here provides ⁇ ) and a side opposite the guide-blade root vane root.
  • the vane head faces the rotor 103 and fixed to a mounting ring 140 of the stator 143.
  • FIG. 7 shows a combustion chamber 110 of a gas turbine.
  • the combustion chamber 110 is configured, for example, as a so-called annular combustion chamber, in which a multiplicity of burners 107 arranged in the circumferential direction around a rotation axis 102 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 facing side with a formed from heat shield elements 155. liner.
  • 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).
  • M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and stands for yttrium (Y) and / or Si - silicon and / or at least one element of the rare earths, or hafnium (Hf).
  • MCrAlX means: M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and stands for yttrium (Y) and / or Si - silicon and / or at least one element of the rare earths, or hafnium (Hf).
  • Such alloys are known from EP 0 486 489 B1, EP 0 786 017 B1, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1.
  • a ceramic Wär ⁇ medämm harsh be present and consists for example of ZrÜ2, Y203-ZrÜ2, ie it is not, partially or fully ⁇ dig stabilized by yttrium and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • Electron beam evaporation produces stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • the heat insulation layer may have ⁇ porous, micro- or macro-cracked compatible grains for better thermal shock resistance.
  • Refurbishment means that heat shield elements 155 may be replaced after use by heat shielding elements 155
  • Protective layers must be freed (for example by sandblasting). This is followed by removal of the corrosion and / or oxidation layers or products. If necessary, cracks in the heat shield element 155 are also repaired. This is followed by a recoating of the heat shield elements 155 and a renewed use of the heat shield elements 155.
  • the heat shield elements 155 are then, for example, hollow and possibly still have cooling holes (not shown) which open into the combustion chamber space 154.
  • FIG. 8 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has a rotatably mounted about a rotational axis 102 ⁇ rotor 103 having a shaft 101, which is also referred to as the turbine rotor.
  • a compressor 105 for example, a torus-like
  • 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 guide vanes 130 are fastened to an inner housing 138 of a stator 143, whereas the moving blades 120 of a row 125 are attached to the rotor 103 by means of a turbine disk 133, for example.
  • Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown).
  • air 135 is sucked by the compressor 105 through the intake housing and ver ⁇ seals.
  • the 105 ⁇ be compressed air provided at the turbine end of the compressor is ge ⁇ leads 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 in a pulse-transmitting manner so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the flow direction of the working medium 113, are subjected to the greatest 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 components in particular for the turbine blade or vane 120, 130 and components of the combustion chamber 110.
  • iron-, nickel- or cobalt-based superalloys are used.
  • 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.
  • the blades 120, 130 may be anti-corrosion coatings (MCrAlX; M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni), X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon , Scandium (Sc) and / or at least one element of the rare earth or hafnium).
  • M is at least one element of the group iron (Fe), cobalt (Co), nickel (Ni)
  • X is an active element and is yttrium (Y) and / or silicon , Scandium (Sc) and / or at least one element of the rare earth or hafnium.
  • Such alloys are known from EP 0 486 489 B1, EP 0 786 017 B1, EP 0 412 397 B1 or EP 1 306 454 A1.
  • MCrAlX may still be present a thermal barrier coating, and consists for example of Zr02, Y203-Zr02, ie it is not, partially or completely stabilized by Ytt ⁇ riumoxid and / or calcium oxide and / or magnesium oxide.
  • Electron beam evaporation produces stalk-shaped grains in the thermal barrier coating.
  • the guide blade 130 has a guide blade foot facing the inner housing 138 of the turbine 108 (not shown here). ) and a vane head opposite the vane root.
  • the vane head faces the rotor 103 and fixed to a mounting ring 140 of the stator 143.

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Abstract

Durch die Einbringung von Vertiefungen (19', 19'',...) in eine Oberfläche (7, 13) werden die Spannungen in der keramischen Schicht (16) an den metallischen Untergrund reduziert, so dass eine längere Lebensdauer für die keramische Schicht erzielt wird.

Description

Herstellungsverfahren eines Schichtsystems
Die Erfindung betrifft ein Herstellungsverfahren eines
Schichtsystems.
Hochtemperaturbauteile wie Gasturbinenbauteile werden oft mit keramischen Wärmedämmschichten versehen, die jedoch unter extremsten Einsatzbedingungen auch abplatzen können.
Dies geschieht dadurch, dass Spannungen auftreten, die zu Abplatzungen der keramischen Wärmedämmschicht führen.
Eine Lösung war es bisher, die Wärmedämmschicht nachträglich mit Vertiefungen zu versehen.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung o. g. Problem weiter zu verbessern .
Die Aufgabe wird gelöst durch ein Herstellungsverfahren nach Anspruch 1.
In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig miteinander kombiniert werden kön¬ nen, um weitere Vorteile zu erzielen.
Es zeigen
Ausführungsbeispiele der Erfindung,
eine Turbinenschaufel,
eine Brennkammer,
eine Gasturbine und
eine Liste von Superlegierungen .
Die Beschreibung und die Figuren stellen Ausführungsbeispiele der Erfindung dar.
In Figur 5 ist ein Schichtsystem 1, 120, 130, 155 gezeigt. Das Schichtsystem 1, 120, 130, 155 weist ein Substrat 4 auf, das insbesondere eine nickel- oder kobaltbasierte Superlegie- rung aufweist, insbesondere daraus besteht, ganz insbesondere gemäß einer Legierung gemäß Figur 9.
Auf der Oberfläche 7 des Substrats 4 ist optional eine Zwi¬ schenschicht 10, insbesondere eine metallische Haftvermitt¬ lerschicht 10 vorhanden, auf dessen Oberfläche 13 wiederum eine keramische Wärmedämmschicht 16 vorhanden ist.
Es gibt auch Kombinationen von Substraten 4 mit alitiertem Oberflächenbereich, bei dem die keramische Wärmedämmschicht direkt auf dem Substrat aufgebracht werden kann.
Die metallische Haftvermittlerschicht 10 weist vorzugsweise eine MCrAlX-Legierung auf.
Erfindungsgemäß sind oder werden in die Oberfläche 7 des Sub¬ strats 4 oder in der Oberfläche 13 der Schicht 10 Vertiefun¬ gen 19', 19'', ... vorhanden oder eingebracht (Fig. 1).
Die Vertiefungen 19', 19'', ... weisen eine bestimmte Tiefe b und eine gewisse Breite a auf.
Die Breite a der Vertiefungen 19', 19'', ... beträgt mindestens ΙΟμιη, vorzugsweise ΙΟμιη bis 30ym.
Die Tiefe b beträgt mindestens 10%, vorzugsweise 10% bis 30% der Dicke der unten liegenden Schicht 10, ganz insbesondere 10ym bis 30ym.
Der Abstand d der gegenüberliegenden Vertiefungen 19', 19'', ... beträgt mindestens lOOym, vorzugsweise zwischen lOOym und 300ym (Fig. 2) .
Die Parameter a, b, d können je nach Einsatzbedingungen oder lokal (auf dem Schaufelblatt 406, nicht aber auf Schaufel- blattform 403) auf der Oberfläche 7, 13 variiert werden.
Ebenso können die Vertiefungen 19', 19'' nur lokal begrenzt auf der Oberfläche 7, 13 des Bauteils 1, 120, 130 vorhanden sein . Die Vertiefungen 19', 19'', ... können am Boden 20 vorzugsweise rund ausgeführt werden (Fig. 1) . Die Vertiefungen 19', 19'', ... können eine Honigwabenstruktur (Figur 3) oder eine Maschenstruktur (Figur 4) aufweisen.
In Figur 1 ist ein Querschnitt durch eine solche gezielt strukturierte Oberfläche gezeigt.
Je nach dem, wie groß die Vertiefungen 19', 19'', ... sind, setzt sich die Vertiefung 19', 19'' auch an der Oberfläche 22 der keramischen Wärmedämmschicht 16 in Vertiefungen 23', 23'' fort .
Es kommt zur Spannungsreduzierung und mechanischen Verklammerung zwischen metallischer Haftvermittlerschicht 10 und kera¬ mischer Wärmedämmschicht 16 (bzw. Schicht 16 und Substrat 4) . Es ist sehr viel einfacher die metallische Oberfläche der Schicht 10 oder des Substrats 4 zu bearbeiten, als eine kera¬ mische Oberfläche.
Ebenso kann die Beschichtung 16 so ausgeführt sein/werden, dass die äußerste Oberfläche 22 glatt ist, d.h. die unterlie- genden Vertiefungen 23' , 23' ' wären an der Oberfläche 22 nicht erkennbar.
Oft werden die Schichten 10 durch Auftragen von Material (z.B. Pulver) aus einer Düse aufgebracht, insbesondere li- nienförmig. Durch das Auslassen einer Beschichtungsspur beim Beschichten oder gezieltes Nichtbeschichten wird dort kein Material aufgetragen und es entsteht eine Vertiefung 19', 19' ' .
Dies ist insbesondere bei Beschichtungsverfahren wie APS, VPS, LPPS, HVOF, Kaltgasspritzen möglich, bei denen Pulver in Bahnen aufgetragen wird. Die strukturierte Oberfläche 7, 13 ist integraler Bestandteil einer Schicht 10. Sie stellt somit keine Honigwabenstruktur dar, die mit einem keramischen Material gefüllt ist.
Die Figur 6 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 Turbine 108.
Jede Turbinenstufe 112 ist beispielsweise aus zwei Schaufel¬ ringen 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 Ar- beitsmaschine (nicht dargestellt) .
Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und ver¬ dichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 be- reitgestellte 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 entspannt sich das Arbeitsmedium 113 impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 120 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine.
Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen 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 belastet .
Um den dort herrschenden Temperaturen standzuhalten, können diese mittels eines Kühlmittels gekühlt werden.
Ebenso können Substrate der Bauteile eine gerichtete Struktur aufweisen, d.h. sie sind einkristallin ( SX-Struktur) oder weisen nur längsgerichtete Körner auf (DS-Struktur) .
Als Material für die Bauteile, insbesondere für die Turbinen¬ schaufel 120, 130 und Bauteile der Brennkammer 110 werden beispielsweise eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Superle- gierungen verwendet.
Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 AI, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.
Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe) , Kobalt (Co) , Nickel (Ni) , X ist ein Aktivelement und steht für Yttrium (Y) und/oder Silizium, Scandium (Sc) und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden bzw. Hafnium) . Solche Legierungen sind bekannt aus der EP 0 486 489 Bl, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 Bl oder EP 1 306 454 AI. Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, und besteht beispielsweise aus Zr02, Y203-Zr02, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Ytt¬ riumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid. Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt. Die Leitschaufel 130 weist einen dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht darge¬ stellt) 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 7 zeigt eine Brennkammer 110 einer Gasturbine.
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 1000°C bis 1600°C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebsparametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermög¬ lichen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsme¬ dium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen.
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 können ähnlich der Turbinenschaufeln sein, also bedeutet beispielsweise MCrAlX: M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe) , Kobalt (Co) , Nickel (Ni) , X ist ein Aktivelement und steht für Yttrium (Y) und/oder Si- lizium und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden, bzw. Hafnium (Hf) . Solche Legierungen sind bekannt aus der EP 0 486 489 Bl, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 Bl oder EP 1 306 454 AI.
Auf der MCrAlX kann noch eine beispielsweise keramische Wär¬ medämmschicht vorhanden sein und besteht beispielsweise aus ZrÜ2, Y203-ZrÜ2, 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. atmosphäri- sches Plasmaspritzen (APS), LPPS, VPS oder CVD. Die Wärme¬ dämmschicht kann poröse, mikro- oder makrorissbehaftete Kör¬ ner zur besseren Thermoschockbeständigkeit aufweisen.
Wiederaufarbeitung (Refurbishment ) bedeutet, dass Hitze- schildelemente 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 dem Hitzeschildelement 155 repariert. Da- nach erfolgt eine Wiederbeschichtung der Hitzeschildelemente 155 und ein erneuter Einsatz der Hitzeschildelemente 155.
Aufgrund der hohen Temperaturen im Inneren der Brennkammer 110 kann zudem für die Hitzeschildelemente 155 bzw. für deren Halteelemente ein Kühlsystem vorgesehen sein. Die Hitzeschildelemente 155 sind dann beispielsweise hohl und weisen ggf. noch in den Brennkammerraum 154 mündende Kühllöcher (nicht dargestellt) auf.
Die Figur 8 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 Turbine 108.
Jede Turbinenstufe 112 ist beispielsweise aus zwei Schaufel¬ ringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125.
Die Leitschaufeln 130 sind dabei an einem Innengehäuse 138 eines Stators 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 beispielsweise mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind.
An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt) . Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und ver¬ dichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 be¬ reitgestellte 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 entspannt sich das Arbeitsmedium 113 impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 120 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine. Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen 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 belastet .
Um den dort herrschenden Temperaturen standzuhalten, können diese mittels eines Kühlmittels gekühlt werden.
Ebenso können Substrate der Bauteile eine gerichtete Struktur aufweisen, d.h. sie sind einkristallin ( SX-Struktur) oder weisen nur längsgerichtete Körner auf (DS-Struktur) .
Als Material für die Bauteile, insbesondere für die Turbinen¬ schaufel 120, 130 und Bauteile der Brennkammer 110 werden beispielsweise eisen-, nickel- oder kobaltbasierte Superle- gierungen verwendet.
Solche Superlegierungen sind beispielsweise aus der EP 1 204 776 Bl, EP 1 306 454, EP 1 319 729 AI, WO 99/67435 oder WO 00/44949 bekannt.
Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion (MCrAlX; M ist zumindest ein Element der Gruppe Eisen (Fe) , Kobalt (Co) , Nickel (Ni) , X ist ein Aktivelement und steht für Yttrium (Y) und/oder Silizium, Scandium (Sc) und/oder zumindest ein Element der Seltenen Erden bzw. Hafnium) . Solche Legierungen sind bekannt aus der EP 0 486 489 Bl, EP 0 786 017 Bl, EP 0 412 397 Bl oder EP 1 306 454 AI.
Auf der MCrAlX kann noch eine Wärmedämmschicht vorhanden sein, und besteht beispielsweise aus Zr02, Y203-Zr02, d.h. sie ist nicht, teilweise oder vollständig stabilisiert durch Ytt¬ riumoxid und/oder Kalziumoxid und/oder Magnesiumoxid.
Durch geeignete Beschichtungsverfahren wie z.B. Elektronen- strahlverdampfen (EB-PVD) werden stängelförmige Körner in der Wärmedämmschicht erzeugt.
Die Leitschaufel 130 weist einen dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht darge- stellt) und einen dem Leitschaufelfuß gegenüberliegenden Leitschaufelkopf auf. Der Leitschaufelkopf ist dem Rotor 103 zugewandt und an einem Befestigungsring 140 des Stators 143 festgelegt .

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zur Herstellung eines Schichtsystems ,
das zumindest aufweist:
ein Substrat (4),
eine keramische Schicht (16),
die (16) auf einer gezielt strukturierten Oberfläche (7, 13) aufgebracht ist,
bei dem die Zwischenschicht (10),
insbesondere die metallische Schicht (10),
so aufgebracht wird,
dass die Vertiefungen (19', 19'', ...) während der Beschich- tung entstehen.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
bei dem die strukturierte Oberfläche (7, 13) durch Vertie¬ fungen (19', 19", ...) ,
insbesondere durch längliche Vertiefungen (19', 19'', ...) , in der Oberfläche (7, 13) ausgebildet ist.
3. Verfahren nach einem oder beiden der Ansprüche 1 oder 2, bei dem die Vertiefungen (19', 19'', ...) eine Honigwaben- struktur bilden.
4. Verfahren nach einem oder beiden der Ansprüche 1 oder 2, bei dem die Vertiefungen (19', 19'', ...) eine Maschenstruk- tur bilden,
insbesondere mit quadratischer oder rechteckiger Masche.
5. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3 oder 4,
bei dem die Vertiefungen (19', 19'', ...) eine Breite (a) von mindestens ΙΟμιη,
insbesondere von ΙΟμιη bis 30μιη,
aufweisen .
6. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4 oder 5,
bei dem die Vertiefungen (19, 19'') eine Tiefe (b) von min¬ destens 10%,
insbesondere 10% bis 30% der Schichtdicke der Schicht (16), ganz insbesondere von ΙΟ ιη bis 30μη aufweisen.
7. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1,
3, 4, 5 oder 6,
bei dem der Abstand (d) gegenüberliegender Vertiefunge
(19', 19", ...) mindestens ΙΟΟμπι,
insbesondere zwischen ΙΟΟμη und 300μιη,
beträgt .
8. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4, 5, 6 oder 7,
das eine Zwischenschicht (10), insbesondere eine metalli¬ sche Schicht (10) ,
ganz insbesondere aus einer MCrAlX-Legierung,
aufweist,
in der (10) die Vertiefungen (19', 19'', ...) eingebracht sind .
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