WO2016087215A1 - Verfahren zur beschichtung einer turbinenschaufel - Google Patents

Verfahren zur beschichtung einer turbinenschaufel Download PDF

Info

Publication number
WO2016087215A1
WO2016087215A1 PCT/EP2015/077062 EP2015077062W WO2016087215A1 WO 2016087215 A1 WO2016087215 A1 WO 2016087215A1 EP 2015077062 W EP2015077062 W EP 2015077062W WO 2016087215 A1 WO2016087215 A1 WO 2016087215A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
coating
platform
layer
zone
contact zone
Prior art date
Application number
PCT/EP2015/077062
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Christian Menke
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens Aktiengesellschaft filed Critical Siemens Aktiengesellschaft
Priority to EP15797329.8A priority Critical patent/EP3198049B1/de
Priority to CN201580065728.5A priority patent/CN107002214B/zh
Publication of WO2016087215A1 publication Critical patent/WO2016087215A1/de

Links

Classifications

    • 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
    • C23C2/00—Hot-dipping or immersion processes for applying the coating material in the molten state without affecting the shape; Apparatus therefor
    • C23C2/26—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
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/01—Selective coating, e.g. pattern coating, without pre-treatment of the material to be coated
    • 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
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/073—Metallic material containing MCrAl or MCrAlY alloys, where M is nickel, cobalt or iron, with or without non-metal elements
    • 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
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/18—After-treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades

Definitions

  • the invention relates to a method of coating a turbine blade comprising a blade and at least one platform disposed at one end of the blade, the or each platform having a contact zone and at least one protrusion zone adjacent to the contact zone, and at the Contact zone completes the wing.
  • the blading of a turbine stage is subject to particular thermal and mechanical stresses.
  • the individual blades of a turbine stage are therefore each made as a single crystalline workpieces to improve the mechanical strength as possible.
  • the required heat resistant ⁇ ness, which often can not be ⁇ riding determine the monocrystalline material is then usually achieved via an additional coating. Depending on the requirements, the coating can also be applied in several layers.
  • a frequently used method for this purpose is to coat the areas of a blade, in which the highest thermal loads occur, with a thermal barrier layer ("TBC"), which comprises a bond coating. is at the blade held ⁇ th.
  • TBC thermal barrier layer
  • the bonding layer is in this case usually formed by a superalloy, for example a metal-chromium-aluminum-yttrium alloy (MCrAlY) with nickel and / or cobalt as base metal.
  • MrAlY metal-chromium-aluminum-yttrium alloy
  • the bonding layer is usually sprayed onto the monocrystalline material of the blade with a defined thickness in several layers. This is intended to improve a ⁇ hand, the adhesion of the TBC to the blade, on the other hand, the bonding layer carries itself also contributes to it ⁇ creased heat resistance of the blade. In areas of moderate thermal stress, the bonding layer alone can also provide sufficient heat protection for the material of the turbine blade.
  • a turbine blade When coating, the special structure of a turbine blade should be observed.
  • This usually consists of a profiled ⁇ profiled wing which is completed at its two longitudinal ends by a platform.
  • the wing is arranged radially in the flow space of the turbine, the platform Men of individual blades of the same turbine stage form an inner or outer ring and close as flush as possible to each other.
  • spraying the respective wing-side surface of the platform with the bonding layer there is often also a slight spraying of the respective end face of the platform.
  • the remnants of the bonding layer are removed from the faces of the platforms, which is usually done manually, for example by grinding. This is on the one hand consuming, on the other hand endangers the grinding process on the front side of a platform, the wing-side coating.
  • the binding layer may break or tear at the edge of the platform. If this occurs at a point where a TBC is to be applied, its liability is impaired.
  • the TBC can gradually abblät ⁇ tern in operation. If this occurs at a location where no TBC is provided, the material of the blade is already subject to a higher heat load by the cracks itself.
  • the invention is therefore based on the object to provide a method for coating a turbine blade, which is as simple as possible to perform, and in the field of
  • the above object is inventively achieved by a method for coating a turbine blade comprising egg NEN wing and at least one at one end of the wing at ⁇ parent platform, the or each platform a contact zone and at least a layer adjacent to the contact zone on ⁇ area Supernatant zone, and at the Kon- tactical zone completes the wing.
  • the method has the following method steps:
  • the wings may be terminated at both ends of each egg ⁇ ner platform, and in particular the method steps mentioned may be performed on both platforms.
  • the invention is based on the following considerations:
  • the platform is exposed in all its surface area to the high temperatures encountered during operation in the supernatant zone, while on the other hand, the platform in the contact zone to the places where the wing connects, is not exposed to these Tempe ⁇ tures.
  • the platform in the contact zone to the places where the wing connects is not exposed to these Tempe ⁇ tures.
  • this means in simple terms is that in the supernatant zone macro ⁇ scopically takes place a greater heat-induced expansion as exposed here all the microscopic surface elements to warmth are, while this is not the case, however, for some micro ⁇ scopic surface elements in the contact zone.
  • a platform now expands more in the area of the overhang zone than in the area of the contact zone, which reduces the distance to an adjacent platform.
  • the distance between two adjacent platforms ⁇ it can therefore be chosen such that their end faces are in contact in the region of the supernatant zone in operation almost or completely, and thus make it harder a fluidic escape of hot gas. In the region of the contact zone of the two adjacent platforms, the escape is made more difficult by the layers of the coating remaining on the end surfaces.
  • the platform merges into the wing in the contact zone to form a concave surface, leaving the at least first layer of the coating on the end face in the region of the contact zone is particularly advantageous.
  • the removal of parts of the loading ⁇ coating may lead to tangential forces within a layer of the coating. While such tangential Forces in a position of the coating in the supernatant zone can propagate largely unhindered, they can locally have a normal component on a concave surface in the region of the contact zone. This normal force component promotes local peeling of the respective position of the loading ⁇ coating from the platform in the region of the concave surface and the contact zone.
  • the first layer of the coating is applied to the platform on the wing side by spraying.
  • the specified method is particularly advantageous because it can easily come to a - possibly unkontrol ⁇ lated - wetting the end face of the platform with a layer of the coating at the wing-side spraying the platform with the coating.
  • the conditions for the procedure are given.
  • At least the first layer of Beschich ⁇ tion can be applied to the platform by a dip bath.
  • a turbine blade whose wings at the ends ⁇ is completed by a respective platform, in this case, it is difficult to prevent a deposition of a layer of the coating on the end faces of the platforms.
  • the conditions for the procedure are met here, too.
  • a binding layer serves to improve the bonding of a further, later to be applied, layer of the coating to the material of the turbine blade.
  • the turbine blade in particular on the platform, with a
  • a superalloy is applied to the platform as the bonding layer.
  • a superalloy may in particular be a metal-chromium-aluminum-yttrium compound (MCrAlY), it being possible to use nickel and / or cobalt as the base metal.
  • MrAlY metal-chromium-aluminum-yttrium compound
  • the at least first layer of the coating is removed from the at least one end face of the platform in the region of the projection zone by grinding.
  • This type of removal can be controlled very precisely locally compared to, for example, erosive methods, whereby the risk of undesired damage to layers of the coating can be reduced.
  • a heat-barrier layer is applied to the platform on the wing side as a further layer of the coating.
  • this may be formed as a ceramic thermal barrier layer.
  • Thermal barrier layer were applied, especially in sen ⁇ sensitive area of the contact zone can be significantly reduced. This has a particularly positive effect on the adhesion of the thermal barrier layer.
  • the invention further identifies a gas turbine comprising Wenig ⁇ least one vane and / or rotor blade, which is coated by the method described above.
  • the advantages stated for the method and its developments can be transferred analogously to the gas turbine.
  • FIG 1 an oblique view of a platform of a turbine blade with indicated wing Stumpf
  • FIG. 3 shows in a block diagram the sequence of a method for coating a turbine blade
  • FIG. 4 shows a cross-sectional view of a gas turbine.
  • an end ei ⁇ ner turbine blade 1 is shown schematically in an oblique view.
  • the turbine blade 1 has a platform 2 and a wing 4, wherein the wing 4 is indicated in this illustration as a wing stump.
  • the region of the platform 2, in which it has contact with the wing 4 or merges into it, is defined here as the contact zone 6. This is characterized by a ge ⁇ punctured border.
  • a wing 4 projecting supernatant zone 8a, 8b.
  • Projection zones 8a, 8b are each characterized by a ge ⁇ dashed border.
  • a first layer of a coating by Be ⁇ spray applied it is usually impossible to prevent in the leaf-side spraying the platform 2 that also the end face 10 of the platform 2 is wetted with parts of the coating. These remnants of the first layer of the coating are to be removed from the end face 10a, 10b in the region of the projection zones 8a, 8b.
  • the portions of the coating which have reached the end face 10c when the first layer is applied are left there.
  • two adjacent platforms 2 of turbine blade 1 are shown schematically in a plan view.
  • Each of the two platforms 2 in this case has an end face 10 which lies opposite the end face 10 of the respective other platform. If a layer of a coating is now applied to the turbine blade 1 and parts of this layer of the coating also fall on the respective end face 10 of the platform 2, this can lead to the gap 12, by which the two platforms 2 are spaced apart from one another , no longer has the defined width. To counter this, in the field of
  • the platforms 2 expand in the transition zones 8a, 8b due to heat stronger than in the contact zones 6.
  • By leaving of residues of a layer of the coating on the end faces 10c in the region of the contact zone 6 can thus prevents ⁇ the that the gap in this area has a too large width 12, which could fluidically lead to an undesired escape of hot gas.
  • FIG. 3 schematically shows a block diagram of the sequence of a method 20 for coating a turbine blade.
  • a first layer 22 of a coating 24 is first applied by spraying ⁇ hen 26 wing ⁇ side.
  • the first layer 22 of the coating 24 is a superalloy 28, for example MCrAlY.
  • spraying 26 of the platform 2 of the turbine blade or vane 1 with the superalloy 28 is applied, these also teilwei ⁇ se to the end face 10 of the platform 2.
  • Projection zone 8a the applied to the end face 10a first layer 22 of the coating 24 by grinding 30 away from the end face 10a.
  • the platform is only wing side after grinding 30, but not coated on the end face 10a with the super alloy ⁇ 28th
  • the superalloy 28 also remains there at the end face.
  • a further layer of the coating 24 is applied on the wing side.
  • This further layer is formed by a ceramic TBC 32.
  • FIG. 4 schematically shows, in a cross-sectional illustration, a gas turbine 40 with turbine blades 1, which have been coated according to the method described above.
  • the turbine blades 1 can in this case be designed both as guide vanes 42 and as rotor blades 44.

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Die Erfindung nennt ein Verfahren (2) zur Beschichtung einer Turbinenschaufel (1), welche einen Flügel (4) und wenigstens eine an einem Ende des Flügels (4) angeordnete Plattform (2) umfasst, wobei die oder jede Plattform (2) eine Kontaktzone (6) und wenigstens eine an die Kontaktzone (6) angrenzende flächige Überstandszone (8a, 8b) aufweist, und an der Kontaktzone (6) den Flügel (4) abschließt, mit den Verfahrensschritten : - flügelseitiges Auftragen wenigstens einer ersten Lage (22) einer Beschichtung (24) auf die Plattform (2), und - Entfernen der wenigstens ersten Lage (22) der Beschichtung (24) von wenigstens einer Stirnfläche (10a, 10b) der Plattform (2) im Bereich der Überstandszone (8a, 8b) unter Belassen der wenigstens ersten Lage (22) der Beschichtung (24) an der Stirnfläche (10c) im Bereich der Kontaktzone (6).

Description

Beschreibung
Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel, welche einen Flügel und wenigstens eine an einem Ende des Flügels angeordnete Plattform umfasst, wobei die oder jede Plattform eine Kontaktzone und wenigstens eine an die Kontaktzone angrenzende Überstandszone aufweist, und an der Kontaktzone den Flügel abschließt.
Die schrittweise Umstellung der Energieerzeugung auf zunehmend erneuerbare Energieträger bringt eine Vielzahl an technischen Herausforderungen mit sich. Infolge der stark wech- seihaften Verfügbarkeit von insbesondere Wind- und Solarener¬ gie, welche vielerorts die beiden wichtigsten erneuerbaren Energieträger darstellen, entsteht für einen stabilen Netzbetrieb mit konstanter bereitgestellter Leistung die Notwendigkeit zum Ausgleich der Schwankungen in der eingespeisten Leistung. In diesem Zusammenhang kommt den Gasturbinen aufgrund ihrer im Vergleich zu anderen konventionellen Energieträgern hohen Flexibilität eine Schlüsselrolle zu.
Nicht zuletzt für die Bereitstellung des Leistungsausgleiches in Netzen mit stark schwankender Auslastung, in welchen in einer Gasturbine häufige Lastwechsel stattfinden, ergeben sich so besondere technische Anforderungen an die Konstruktion der Gasturbine. Der Wirkungsgrad einer Gasturbine nimmt mit zunehmendem Verdichtungsdruck sowie zunehmender Verbren- nungstemperatur zu. Für einen effizienten Betrieb kann sich auch die Verwendung möglichst leichter Materialien für die Laufschaufeln in den Verdichter- und Turbinenstufen positiv auswirken. Ebenso können zur Verbesserung des Wirkungsgrades die Leit- und Laufschaufeln der Verdichter- und Turbinenstu- fen in ihrer Form strömungstechnisch optimiert werden. Dem Wunsch nach einer speziellen Formgebung für die Beschaufelung, und im Fall der Laufschaufeln auch nach möglichst leichten Materialien, stehen dabei die Anforderungen an die Festigkeit und an die Hitzebeständigkeit im Betrieb der Gas¬ turbine gegenüber.
Aufgrund der hohen Krafteinwirkung bzw. des hohen Drehmoments durch das verbrannte, sich expandierende Heißgas ist die Be¬ schaufelung einer Turbinenstufe besonderen thermischen und mechanischen Belastungen ausgesetzt. Die einzelnen Schaufeln einer Turbinenstufe werden deshalb zur Verbesserung der mechanischen Festigkeit nach Möglichkeit jeweils als einkris- talline Werkstücke gefertigt. Die geforderte Hitzebeständig¬ keit, welche das einkristalline Material oftmals nicht be¬ reitzustellen vermag, wird dann meist über eine zusätzliche Beschichtung erreicht. Die Beschichtung kann dabei je nach Anforderung auch in mehreren Lagen aufgetragen sein.
Eine hierfür häufig angewandte Methode ist es, die Bereiche einer Schaufel, in welchen die höchsten thermischen Belastungen auftreten, mit einer Wärmedämm- bzw. Wärmebarriereschicht („therma barriere coating", TBC) zu beschichten, welche von einer Bindungsschicht („bond coating") an der Schaufel gehal¬ ten wird. Die Bindungsschicht wird hierbei meist durch eine Superlegierung, beispielsweise eine Metall-Chrom-Aluminium- Yttrium-Legierung (MCrAlY) mit Nickel und/oder Cobalt als Basismetall, gebildet. Die Bindungsschicht wird dabei meist mit einer definierten Dicke in mehreren Lagen auf das einkristalline Material der Schaufel aufgesprüht. Hierdurch soll einer¬ seits die Haftung der TBC an der Schaufel verbessert werden, andererseits trägt die Bindungsschicht selbst ebenso zur er¬ höhten Hitzebeständigkeit der Schaufel bei. In Bereichen mä- ßiger thermischer Belastung kann auch die Bindungsschicht allein einen ausreichenden Hitzeschutz für das Material der Turbinenschaufel darstellen.
Bei der Beschichtung ist der besondere Aufbau einer Turbinen- schaufei zu beachten. Diese besteht meist aus einem profi¬ lierten Flügel, welcher an seinen beiden Längsenden jeweils durch eine Plattform abgeschlossen wird. Der Flügel ist dabei radial im Strömungsraum der Turbine angeordnet, die Plattfor- men einzelner Schaufeln derselben Turbinenstufe bilden einen inneren bzw. äußeren Ring und schließen dabei jeweils möglichst bündig aneinander an. Beim Besprühen der jeweils flü- gelseitigen Fläche der Plattform mit der Bindungsschicht kommt es oftmals auch zu einem leichten Besprühen der jeweiligen Stirnfläche der Plattform. Da zwei benachbarte Platt¬ formen möglichst eng toleriert aneinander anschließen sollen, um Strömungsverluste durch den Spalt zwischen den beiden Plattformen möglichst zu unterbinden, sind derartige Überres- te an den Stirnflächen der Plattformen unerwünscht, da diese infolge ihrer Unregelmäßigkeit zu größeren Abständen zwischen den beiden benachbarten Plattformen führen können.
Aus diesem Grund werden die Überreste der Bindungsschicht von den Stirnflächen der Plattformen entfernt, was meist manuell erfolgt, beispielsweise durch Schleifen. Dies ist einerseits aufwendig, andererseits gefährdet der SchleifVorgang an der Stirnseite einer Plattform die flügelseitige Beschichtung . Die Bindungsschicht kann dabei an der Kante der Plattform brechen oder einreißen. Geschieht dies an einer Stelle, wo ein TBC aufgebracht werden soll, ist dessen Haftung verschlechtert. Im Betrieb kann das TBC nach und nach abblät¬ tern. Geschieht dies an einer Stelle, wo kein TBC vorgesehen ist, ist das Material der Schaufel durch die Risse bereits selbst einer höheren Hitzebelastung ausgesetzt.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel anzugeben, welches möglichst einfach durchzuführen ist, und im Bereich der
Plattform einen möglichst guten Schutz gegen Hitze und Korrosion ermöglicht.
Die genannte Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch ein Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel, welche ei- nen Flügel und wenigstens eine an einem Ende des Flügels an¬ geordnete Plattform umfasst, wobei die oder jede Plattform eine Kontaktzone und wenigstens eine an die Kontaktzone an¬ grenzende flächige Überstandszone aufweist, und an der Kon- taktzone den Flügel abschließt. Das Verfahren weist dabei die folgenden Verfahrensschritte auf:
Flügelseitiges Auftragen wenigstens einer ersten Lage einer Beschichtung auf die Plattform und
- Entfernen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung von wenigstens einer Stirnfläche der Plattform im Be¬ reich der Überstandszone unter Belassen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung an der Stirnfläche im Bereich der Kontaktzone.
Insbesondere kann der Flügel an beiden Enden von jeweils ei¬ ner Plattform abgeschlossen sein, und insbesondere können dabei die genannten Verfahrensschritte an beiden Plattformen durchgeführt werden. Der Erfindung liegen hierbei folgende Überlegungen zugrunde:
Aus strömungstechnischen sowie aus mechanischen Gründen sind zwei benachbarte Plattformen je zweier benachbarter Turbinenschaufeln möglichst eng beabstandet zueinander anzuordnen. Wird nun auf die Plattform einer Turbinenschaufel flügelsei- tig eine Beschichtung aufgetragen, beispielsweise um die Hit¬ zebeständigkeit zu verbessern, so kann es je nach dem konkre¬ ten Prozess zur Beschichtung auch zu einer unerwünschten Benetzung bzw. Beschichtung der Stirnflächen der Plattform kom- men. In diesem Fall kommt es jedoch meist nicht zu einen kontrollierten Auftragen auf die Stirnfläche, vielmehr ist die Auftragung unregelmäßig, und weist daher keine genau defi¬ nierte Dichte auf. An bestimmten Stellen zweier gegenüberlie¬ gender Stirnflächen können sich dabei Unregelmäßigkeiten der überschüssigen Beschichtung berühren, wodurch sich zwischen den beiden benachbarten Plattformen ein Spalt bilden kann, welcher unerwünscht ist.
Dies könnte nun dadurch verhindert werden, dass an den Stirn- flächen jegliches Auftragen der Beschichtung unterbunden wird. Je nach konkreter technischer Ausgestaltung des Auftragevorgangs ist dies jedoch sehr aufwendig. Aus prozesstechni¬ schen Gründen mag deshalb ein zumindest teilweises Auftragen der Beschichtung auf die Stirnflächen unter verhältnismäßigem Aufwand nicht zu verhindern sein. Das vollständige Entfernen einzelner Lagen der Beschichtung von den Stirnflächen der Plattform ist jedoch ebenfalls mit einem hohen Aufwand ver- bunden. Überdies kann hierdurch insbesondere an den Kanten eine Beschädigung einzelner flügelseitiger Lagen der Beschichtung der Plattform auftreten.
Eine für die Erfindung wesentliche, völlig überraschende Er- kenntnis ist nun, dass die Plattform im Betrieb der Turbine im Bereich der Überstandszone eine größere wärmebedingte Aus¬ dehnung vorweist als im Bereich der Kontaktzone.
Dies hat mehrere Gründe: Einerseits ist in der Überstandszone die Plattform in ihrer ganzen Flächenausdehnung den hohen während des Betriebs auftretenden Temperaturen ausgesetzt, während hingegen die Plattform in der Kontaktzone an den Stellen, an denen der Flügel anschließt, nicht diesen Tempe¬ raturen ausgesetzt ist. Nimmt man bei einer vorgegebenen Tem- peratur eine gleichmäßige, wärmebedingte Ausdehnung aller mikroskopischen Flächenelemente der Plattform an, so bedeutet dies, vereinfacht gesagt, dass in der Überstandszone makro¬ skopisch eine größere wärmebedingte Ausdehnung stattfindet, da hier alle mikroskopischen Flächenelemente der Wärmeeinwir- kung ausgesetzt sind, während dies hingegen für einige mikro¬ skopische Flächenelemente in der Kontaktzone nicht der Fall ist .
Verstärkt wird dieser Effekt noch dadurch, dass in der Kon- taktzone in unmittelbarer Umgebung der Bereiche, an welcher die Plattform den Flügel abschließt, die wärmebedingte Aus¬ dehnung eines mikroskopischen Flächenelementes der Plattform bei einer vorgegebenen Temperatur geringer ist als in anderen flächigen Bereichen. An diesen Stellen, an welchen die Platt- form mit dem Flügel verbunden ist bzw. in diesen übergeht, weist die Turbinenschaufel, einem T-Träger ähnlich, eine be¬ sonders hohe Festigkeit auf. Dies wirkt sich auch auf die wärmebedingte Ausdehnung in diesem Bereich aus. Die genannte, unterschiedliche wärmebedingte Ausdehnung der Plattform im Bereich der Kontaktzone bzw. der Überstandszone wird nun für die Erfindung dahingehend ausgenützt, dass die wenigstens erste Lage der Beschichtung von einer Stirnfläche der Plattform nur im Bereich der Überstandszone entfernt wird, während die entsprechende Lage der Beschichtung im Be¬ reich der Kontaktzone an der Stirnfläche der Plattform erhal¬ ten bleibt. Bevorzugt ist dabei dieses Vorgehen an allen Stirnflächen durchzuführen, welche in der Beschaufelung einer Turbinenstufe jeweils unmittelbar einer Stirnfläche einer an¬ deren Plattform gegenüberliegen.
Im Betrieb der Turbine dehnt sich nun eine Plattform im Be- reich der Überstandszone stärker aus als im Bereich der Kontaktzone, wodurch sich hier der Abstand zu einer benachbarten Plattform verringert. Dadurch, dass im Bereich der Kontaktzone an der Stirnfläche der Plattform eine Lage der Beschichtung erhalten bleibt, kann nun verhindert werden, dass sich infolge der stärkeren wärmebedingten Ausdehnung im Bereich der Überstandszone zu einer benachbarten Plattform im Bereich der Kontaktzone ein zu großer Spalt bildet. Der Abstand zwei¬ er benachbarter Plattformen kann daher so gewählt werden, dass sich deren Stirnflächen im Bereich der Überstandszone im Betrieb fast oder vollständig berühren, und somit hierdurch ein strömungstechnisches Entweichen von Heißgas erschwert wird. Im Bereich der Kontaktzone der beiden benachbarten Plattformen wird das Entweichen durch die jeweils an den Stirnflächen verbleibenden Lagen der Beschichtung erschwert.
Vor dem Hintergrund, dass bei einer Vielzahl von möglichen Geometrien für eine Turbinenschaufel die Plattform in der Kontaktzone unter Bildung einer konkaven Oberfläche in den Flügel übergeht, ist das Belassen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung an der Stirnfläche im Bereich der Kontaktzone besonders vorteilhaft. Das Entfernen von Teilen der Be¬ schichtung kann zu tangentialen Kräften innerhalb einer Lage der Beschichtung führen. Während sich solche tangentiale Kräfte in einer Lage der Beschichtung in der Überstandszone weitgehend ungehindert ausbreiten können, können sie an einer konkaven Oberfläche im Bereich der Kontaktzone lokal eine normale Komponente aufweisen. Diese normale Kraftkomponente begünstigt eine lokale Ablösung der betreffenden Lage der Be¬ schichtung von der Plattform im Bereich der konkaven Oberfläche und der Kontaktzone. Durch den Verzicht auf das Entfernen der wenigstens ersten Lage der Beschichtung in der Stirnfläche im Bereich der Kontaktzone kann somit die Gefahr eines lokalen Ablösens einzelner Lagen erheblich verringert werden.
Bevorzugt wird wenigstens die erste Lage der Beschichtung auf die Plattform flügelseitig durch Besprühen aufgetragen. In diesem Fall ist das angegebene Verfahren besonders vorteil- haft, da es beim flügelseitigen Besprühen der Plattform mit der Beschichtung leicht zu einem - gegebenenfalls unkontrol¬ lierten - Benetzen der Stirnseite der Plattform mit einer Lage der Beschichtung kommen kann. Somit sind die Voraussetzungen für das Verfahren gegeben.
Alternativ dazu kann wenigstens die erste Lage der Beschich¬ tung auf die Plattform durch ein Tauchbad aufgetragen werden. Insbesondere bei einer Turbinenschaufel, deren Flügel an bei¬ den Enden von jeweils einer Plattform abgeschlossen ist, ist in diesem Fall ein Auftragen einer Lage der Beschichtung auf die Stirnflächen der Plattformen nur schwer zu unterbinden. Somit sind auch hier die Voraussetzungen für das Verfahren erfüllt . Günstigerweise wird als erste Lage der Beschichtung flügel¬ seitig eine Bindungsschicht auf die Plattform aufgetragen. Eine derartige Bindungsschicht dient dazu, die Bindung einer weiteren, später aufzutragenden Lage der Beschichtung an den Werkstoff der Turbinenschaufel zu verbessern. Somit kann die Turbinenschaufel, insbesondere an der Plattform, mit einem
Material beschichtet werden, welches auf die Hitze- und Kor¬ rosionsbeständigkeit hin optimiert sein kann. Die Haftung dieses Materials am Werkstoff der Turbinenschaufel muss bei dieser Optimierung nicht gesondert mit berücksichtigt werden, da die Haftung durch die Bindungsschicht gewährleistet wird.
Bildet nun eine solche Bindungsschicht flügelseitig eine ers- te Lage der Beschichtung auf der Plattform, ist das angegebene Verfahren besonders vorteilhaft, da es die Bindungsschicht in den sensiblen Bereichen der Kontaktzone vollständig intakt lässt. Somit besteht hier keine Gefahr, dass an der Stirnflä¬ che durch das Abtragen von Resten der Bindungsschicht selbige flügelseitig auf der Plattform im Bereich der Kontaktzone be¬ schädigt werden könnte, was sonst zu einer verringerten Haf¬ tung weiterer Lagen der Beschichtung in diesem Bereich führen könnte . Zweckmäßigerweise wird hierbei als Bindungsschicht eine Su- perlegierung auf die Plattform aufgetragen. Eine solche Su- perlegierung kann insbesondere eine Metall-Chrom-Aluminium- Yttrium-Verbindung (MCrAlY) sein, wobei als Basismetall Nickel und/oder Cobalt verwendet werden können. Superlegierun- gen weisen hinsichtlich ihrer Haftung auf üblicherweise für Turbinenschaufeln verwendeten Werkstoffen besonders gute Eigenschaften auf.
Als weiter vorteilhaft erweist es sich, wenn die wenigstens erste Lage der Beschichtung von der wenigstens einen Stirnfläche der Plattform im Bereich der Überstandszone durch Schleifen entfernt wird. Diese Art des Entfernens lässt sich, verglichen beispielsweise mit erosiven Verfahren, lokal besonders präzise kontrollieren, wodurch die Gefahr einer uner- wünschten Beschädigung von Lagen der Beschichtung verringert werden kann.
In einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung wird als eine weitere Lage der Beschichtung flügelseitig eine Wärmebarrie- reschicht auf die Plattform aufgetragen. Insbesondere kann diese als eine keramische Wärmebarriereschicht ausgebildet sein. Die Anwendung des genannten Verfahrens ist in diesem Fall besonders vorteilhaft, da hierdurch die Gefahr einer Be- Schädigung von Lagen der Beschichtung, welche vor der
Wärmebarriereschicht aufgetragen wurden, insbesondere im sen¬ siblen Bereich der Kontaktzone erheblich verringert werden kann. Dies wirkt sich besonders positiv auf die Haftung der Wärmebarriereschicht aus.
Die Erfindung nennt weiter eine Gasturbine, umfassend wenigs¬ tens eine Leitschaufel und/oder Laufschaufei , welche mittels des vorbeschriebenen Verfahrens beschichtet ist. Die für das Verfahren und seiner Weiterbildungen angegebenen Vorteile können dabei sinngemäß auf die Gasturbine übertragen werden.
Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer Zeichnung näher erläutert. Hierbei zeigen jeweils sche¬ matisch :
FIG 1 in einer Schrägansicht eine Plattform einer Turbi¬ nenschaufel mit angedeutetem Flügelstumpf,
FIG 2 in einer Draufsicht zwei benachbarte Plattformen von Turbinenschaufeln,
FIG 3 in einem Blockdiagramm den Ablauf eines Verfahrens zur Beschichtung einer Turbinenschaufel, und
FIG 4 in einer Querschnittdarstellung eine Gasturbine.
Einander entsprechende Teile und Größen sind in allen Figuren jeweils mit gleichen Bezugszeichen versehen.
In FIG 1 ist schematisch in einer Schrägansicht ein Ende ei¬ ner Turbinenschaufel 1 dargestellt. Die Turbinenschaufel 1 weist dabei eine Plattform 2 und einen Flügel 4 auf, wobei der Flügel 4 in dieser Darstellung als Flügelstumpf angedeutet ist. Derjenige Bereich der Plattform 2, in welcher diese mit dem Flügel 4 Kontakt hat bzw. in diesen übergeht, ist hierbei als Kontaktzone 6 definiert. Diese ist durch eine ge¬ punktete Umrandung gekennzeichnet. An die Kontaktzone 6 grenzt auf der Plattform 2 in beiden Richtungen jeweils eine den Flügel 4 überstehende Überstandszone 8a, 8b an. Die
Überstandszonen 8a, 8b sind hierbei jeweils durch eine ge¬ strichelte Umrandung gekennzeichnet. Wird nun auf die Turbi- nenschaufel 1 eine erste Lage einer Beschichtung durch Be¬ sprühen aufgetragen, so ist beim flügelseitigen Besprühen der Plattform 2 meist nicht zu verhindern, dass auch die Stirnfläche 10 der Plattform 2 mit Teilen der Beschichtung benetzt wird. Diese Überreste der ersten Lage der Beschichtung sind im Bereich der Überstandszonen 8a, 8b von der Stirnfläche 10a, 10b zu entfernen. Im Bereich der Kontaktzone 6 werden hingegen die Anteile der Beschichtung, welche beim Auftragen der ersten Lage auf die Stirnfläche 10c gelangt sind, dort belassen .
In FIG 2 sind schematisch in einer Draufsicht zwei benachbarte Plattformen 2 von Turbinenschaufel 1 dargestellt. Jede der beiden Plattformen 2 weist hierbei eine Stirnfläche 10 auf, welche der Stirnfläche 10 der jeweils anderen Plattform ge- genüber liegt. Wird nun auf die Turbinenschaufel 1 eine Lage einer Beschichtung aufgetragen, und geraten dabei Teile dieser Lage der Beschichtung auch auf die jeweilige Stirnfläche 10 der Plattform 2, so kann dies dazu führen, dass der Spalt 12, durch welchen die beiden Plattformen 2 voneinander beabstandet sind, nicht mehr die definierte Breite aufweist. Um dem entgegen zu treten, werden im Bereich der
Überstandszonen 8a, 8b der beiden Plattformen 2 an den Stirnflächen 10a, 10b Überreste der aufgetragenen Lage der Beschichtung entfernt. Im Bereich der Kontaktzonen 6 einer je- den Plattform 2, in welche jeweils der Flügel 4 an die Platt¬ form 2 anschließt, werden die Überreste der Lage der Be¬ schichtung an der Stirnfläche 10c jeweils belassen.
Im Betrieb einer Gasturbine mit den Turbinenschaufeln 1 deh- nen sich die Plattformen 2 in den Übergangszonen 8a, 8b wärmebedingt stärker aus als in den Kontaktzonen 6. Dies führt dazu, dass der Spalt 12 zwischen zwei benachbarten Plattformen 2 im Bereich der Überstandszonen 8a, 8b während des Be- triebs einen geringeren Abstand aufweist. Durch das Belassen von Resten einer Lage der Beschichtung an den Stirnflächen 10c im Bereich der Kontaktzone 6 kann somit verhindert wer¬ den, dass der Spalt 12 in diesem Bereich eine zu große Breite aufweist, was strömungstechnisch zu einem unerwünschten Entweichen von Heißgas führen könnte.
In FIG 3 ist schematisch ein einem Blockdiagramm der Ablauf eines Verfahrens 20 zur Beschichtung einer Turbinenschaufel Idargestellt. Auf eine Turbinenschaufel 1 wird zuerst flügel¬ seitig eine erste Lage 22 einer Beschichtung 24 durch Besprü¬ hen 26 aufgetragen. Bei der ersten Lage 22 der Beschichtung 24 handelt es sich um eine Superlegierung 28, beispielsweise MCrAlY. Durch das Besprühen 26 der Plattform 2 der Turbinen- schaufei 1 mit der Superlegierung 28 wird diese auch teilwei¬ se auf die Stirnfläche 10 der Plattform 2 mit aufgetragen.
In einem nächsten Verfahrensschritt wird im Bereich der
Überstandszone 8a die auf die Stirnfläche 10a aufgetragene erste Lage 22 der Beschichtung 24 durch Schleifen 30 von der Stirnfläche 10a entfernt. Im Bereich der Überstandszone 8a ist die Plattform nach dem Schleifen 30 nur noch flügelseitig, jedoch nicht mehr an der Stirnfläche 10a mit der Super¬ legierung 28 beschichtet. Im Bereich der nicht näher darge- stellten Kontaktzone bleibt die Superlegierung 28 dort auch an der Stirnfläche weiter erhalten.
In einem weiteren Verfahrensschritt wird flügelseitig eine weitere Lage der Beschichtung 24 aufgetragen. Diese weitere Lage wird gebildet durch eine keramische TBC 32. Für diese
TBC 32 fingiert die Superlegierung 28 als Bindungsschicht 34, das heißt, durch die Superlegierung 28 wird die Haftung der TBC 32 auf der Schaufel 1 erheblich verbessert. Vor diesem Hintergrund ist es besonders vorteilhaft, beim Schleifen 30 die Stirnseite 10 im Bereich der Kontaktzone auszusparen, um in diesen sensiblen Bereich die durch die Superlegierung 28 gebildete erste Lage 22 der Beschichtung 24 nicht zu beschä¬ digen . In FIG 4 ist schematisch in einer Querschnittdarstellung eine Gasturbine 40 mit Turbinenschaufeln 1 gezeigt, welche nach dem vorbeschriebenen Verfahren beschichtet wurden. Die Turbinenschaufeln 1 können hierbei sowohl als Leitschaufeln 42, als auch als Laufschaufeln 44 ausgebildet sein.
Obwohl die Erfindung im Detail durch das bevorzugte Ausführungsbeispiel näher illustriert und beschrieben wurde, ist die Erfindung nicht durch dieses Ausführungsbeispiel einge- schränkt. Andere Variationen können vom Fachmann hieraus abgeleitet werden, ohne den Schutzumfang der Erfindung zu verlassen .

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren (2) zur Beschichtung einer Turbinenschaufel (1), welche einen Flügel (4) und wenigstens eine an einem En- de des Flügels (4) angeordnete Plattform (2) umfasst, wobei die oder jede Plattform (2) eine Kontaktzone (6) und wenigs¬ tens eine an die Kontaktzone (6) angrenzende flächige
Überstandszone (8a, 8b) aufweist, und an der Kontaktzone (6) den Flügel (4) abschließt, mit den Verfahrensschritten:
- flügelseitiges Auftragen wenigstens einer ersten Lage (22) einer Beschichtung (24) auf die Plattform (2), und
Entfernen der wenigstens ersten Lage (22) der Beschichtung (24) von wenigstens einer Stirnfläche (10a, 10b) der Plattform (2) im Bereich der Überstandszone (8a, 8b) unter Belassen der wenigstens ersten Lage (22) der Beschichtung
(24) an der Stirnfläche (10c) im Bereich der Kontaktzone (6) .
2. Verfahren (20) nach Anspruch 1,
wobei wenigstens die erste Lage (22) der Beschichtung (24) auf die Plattform (2) flügelseitig durch Besprühen (26) auf¬ getragen wird.
3. Verfahren (20) nach Anspruch 1,
wobei wenigstens die erste Lage (22) der Beschichtung (24) auf die Plattform (2) durch ein Tauchbad aufgetragen wird.
4. Verfahren (20) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei als erste Lage (22) der Beschichtung (24) flügelseitig eine Bindungsschicht (34) auf die Plattform (2) aufgetragen wird.
5. Verfahren (20) nach Anspruch 4,
wobei als Bindungsschicht (34) eine Superlegierung (28) auf die Plattform (2) aufgetragen wird.
6. Verfahren (20) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die wenigstens erste Lage (22) der Beschichtung (24) von der wenigstens einen Stirnfläche (10a, 10b) der Plattform (2) im Bereich der Überstandszone (8a, 8b) durch Schleifen entfernt wird.
7. Verfahren (20) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei als eine weitere Lage () der Beschichtung (24) flügel- seitig eine Wärmebarriereschicht (32) auf die Plattform (2) aufgetragen wird.
8. Gasturbine (40), umfassend wenigstens eine Leitschaufel (42) und/oder Laufschaufel (44), welche mittels eines Verfah¬ rens nach einem der vorhergehenden Ansprüche beschichtet ist.
PCT/EP2015/077062 2014-12-04 2015-11-19 Verfahren zur beschichtung einer turbinenschaufel WO2016087215A1 (de)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15797329.8A EP3198049B1 (de) 2014-12-04 2015-11-19 Verfahren zur beschichtung einer turbinenschaufel
CN201580065728.5A CN107002214B (zh) 2014-12-04 2015-11-19 用于为涡轮机叶片涂层的方法

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102014224865.5A DE102014224865A1 (de) 2014-12-04 2014-12-04 Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel
DE102014224865.5 2014-12-04

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016087215A1 true WO2016087215A1 (de) 2016-06-09

Family

ID=54601790

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2015/077062 WO2016087215A1 (de) 2014-12-04 2015-11-19 Verfahren zur beschichtung einer turbinenschaufel

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP3198049B1 (de)
CN (1) CN107002214B (de)
DE (1) DE102014224865A1 (de)
WO (1) WO2016087215A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170306774A1 (en) * 2016-04-21 2017-10-26 General Electric Company Article, component, and method of making a component

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11988104B1 (en) 2022-11-29 2024-05-21 Rtx Corporation Removable layer to adjust mount structure of a turbine vane for re-stagger

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0457538A1 (de) * 1990-05-14 1991-11-21 United Technologies Corporation Verfahren zum Beschichten eines Werkstücks
EP0475316A1 (de) * 1990-09-10 1992-03-18 United Technologies Corporation Vorrichtung zum Zurichten von Flächen an Gasturbinenschaufeln
US20060051212A1 (en) * 2004-09-08 2006-03-09 O'brien Timothy Coated turbine blade, turbine wheel with plurality of coated turbine blades, and process of coating turbine blade
US20060110254A1 (en) * 2004-11-24 2006-05-25 General Electric Company Thermal barrier coating for turbine bucket platform side faces and methods of application
EP2366488A1 (de) * 2010-03-19 2011-09-21 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Wiederaufarbeiten einer Turbinenschaufel mit wenigstens einer Plattform
EP2434099A2 (de) * 2010-09-24 2012-03-28 United Technologies Corporation Schaufel für einen Gasturbinenmotor

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1340331A (fr) * 1962-09-07 1963-10-18 Rateau Soc Perfectionnements aux dispositifs de liaison des extrémités d'aubes mobiles de turbines
EP1448874B1 (de) * 2001-09-25 2007-12-26 ALSTOM Technology Ltd Dichtungsanordnung zur dichtspaltreduzierung innerhalb einer strömungsrotationsmaschine
US7140952B1 (en) * 2005-09-22 2006-11-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Oxidation protected blade and method of manufacturing

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0457538A1 (de) * 1990-05-14 1991-11-21 United Technologies Corporation Verfahren zum Beschichten eines Werkstücks
EP0475316A1 (de) * 1990-09-10 1992-03-18 United Technologies Corporation Vorrichtung zum Zurichten von Flächen an Gasturbinenschaufeln
US20060051212A1 (en) * 2004-09-08 2006-03-09 O'brien Timothy Coated turbine blade, turbine wheel with plurality of coated turbine blades, and process of coating turbine blade
US20060110254A1 (en) * 2004-11-24 2006-05-25 General Electric Company Thermal barrier coating for turbine bucket platform side faces and methods of application
EP2366488A1 (de) * 2010-03-19 2011-09-21 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Wiederaufarbeiten einer Turbinenschaufel mit wenigstens einer Plattform
EP2434099A2 (de) * 2010-09-24 2012-03-28 United Technologies Corporation Schaufel für einen Gasturbinenmotor

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170306774A1 (en) * 2016-04-21 2017-10-26 General Electric Company Article, component, and method of making a component
US10767501B2 (en) * 2016-04-21 2020-09-08 General Electric Company Article, component, and method of making a component

Also Published As

Publication number Publication date
EP3198049A1 (de) 2017-08-02
CN107002214B (zh) 2019-12-27
EP3198049B1 (de) 2018-12-26
CN107002214A (zh) 2017-08-01
DE102014224865A1 (de) 2016-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3191244A1 (de) Verfahren zur herstellung einer laufschaufel und so erhaltene schaufel
EP2719484A1 (de) Bauteil und Verfahren zur Herstellung des Bauteils
WO2011044876A1 (de) Verfahren zur herstellung einer lauf- oder statorschaufel und eine derartige schaufel
EP3093372B1 (de) Abdeckverfahren zur herstellung einer kombination von schaufelspitzenpanzerung und erosionsschutzschicht
WO2010094273A2 (de) Herstellung einer turbinenblisk mit einer oxidations- bzw. korrosionsschutzschicht
DE102010001414A1 (de) Verfahren zur Reparatur von Labyrinth-Dichtungsstegen
DE102014226055A1 (de) Verfahren zum Ausbessern einer Beschädigung an einer Turbinenschaufel
DE102005055391A1 (de) Wärmedämmschicht für die Seitenflächen von Turbinenschaufelplattformen und Aufbringverfahren
EP1805344B1 (de) Verfahren zur herstellung eines mit einer verschleissschutzbeschichtung beschichteten bauteils
EP3198049B1 (de) Verfahren zur beschichtung einer turbinenschaufel
EP3093371B1 (de) Kombination von schaufelspitzenpanzerung und erosionsschutzschicht sowie verfahren zur herstellung derselben
EP3246430B1 (de) Verfahren zur herstellung von schaufeln oder schaufelanordnungen einer strömungsmaschine mit erosionschutzschichten und entsprechend hergestelltes bauteil
WO2009006871A2 (de) Turbomaschinenschaufel mit verschleissschutzschicht
WO2006040220A1 (de) Verfahren zur herstellung eines schichtsystems
EP2808488B1 (de) TiAl-Schaufel mit Oberflächenmodifizierung
DE102009013819A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Leitschaufelkranzes für eine Gasturbine sowie Leitschaufelkranz
WO2013144245A1 (de) Turbinenschaufel sowie zugehöriges verfahren zum herstellen einer turbinenschaufel
EP3156588B1 (de) Reparaturverfahren für dichtsegmente
EP2476864A1 (de) Schaufel-Scheiben-Einheit für eine Strömungsmaschine sowie Verfahren zur Herstellung
DE102009026279A1 (de) Turbomaschinenkomponenten-Dämpfungsstruktur und Verfahren zur Schwingungsdämpfung einer Turbomaschinenkomponente
EP2781622A1 (de) Generatives Verfahren insbesondere zur Herstellung eines Überzugs, Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens, Überzug und ein Bauteilfertigungsverfahren sowie ein Bauteil
DE102019001482A1 (de) Verfahren zum reparieren einer keramischen beschichtung, keramische beschichtung, turbinenelement und gasturbine
EP3307989B1 (de) Gasturbinenschaufel oder verdichterschaufel mit anti-fretting-beschichtung im schaufelfussbereich und rotor
WO2018024759A1 (de) Verfahren zur herstellung einer kanalstruktur und komponente
EP2350440B1 (de) Verfahren zur optimierung der kontaktflächen von aneinander anstossenden deckbandsegmenten benachbarter schaufeln einer gasturbine

Legal Events

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

Ref document number: 15797329

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2015797329

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE