WO2019185246A1 - Formteil aus oxidischer faserverbundkeramik, sowie verfahren zur herstellung eines formteils und vorrichtung zur durchführung des verfahrens dazu - Google Patents

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cmc
filler
prepreg
molding
moulded part
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PCT/EP2019/054272
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Benno HÄRDL
Jens-Oliver Müller
Gia Khanh Pham
Johannes Schildhauer
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Siemens Aktiengesellschaft
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Definitions

  • Molded part made of oxide fiber composite ceramic and method for producing a molded part and device for imple out the method
  • the invention relates to a molded part made of oxidic fiber composite ceramics, hereinafter also referred to as "CMC molding", as it can be used for example in a turbine component, a burner and / or in an exhaust system, in particular one in which critical areas of the molded part are reinforced, which are particularly stressed during operation and / or particularly sensitive due to their geometry, and a method for producing such reinforced components.
  • CMC molding oxidic fiber composite ceramics
  • Oxidized fiber composites show very good thermo-mechanical properties at high temperatures, i.a. high damage tolerance, high mechanical strength at tempera- tures up to 1200 ° C, good thermal shock behavior and excellent high-temperature oxidation resistance.
  • Oxide CMCs are used, for example, in gas turbine hot gas components such as vane, blade and ring segments, so-called "RS.”
  • Oxide CMCs are typically composed of an oxide ceramic fiber fabric, for example aluminum oxide and / or mullite fibers and an oxide-ceramic matrix, for example based on aluminum oxide, in particular alpha-alumina, mullite 3AI2O3 * 2SiO2, zirconium oxide, in particular yttrium stabilized, also as “YSZ” or “3-8YSZ “,” YAG "an yttrium aluminum garnet Y3Al5O12 - and / or any mixtures thereof.
  • the matrix is usually infiltrated into the fiber web by means of slip technology.
  • a gas turbine blade such as guide vane includes a wing, the "Airfoil” and two foot plates, the “Shrouds”.
  • Airfoil and the two shrouds are manufactured separately from each other and days assembled into a guide vane. Otherwise, airfoils and shrouds can also be produced together in-situ in a build-up process, which then corresponds to the alternative, the "integral design concept”.
  • Airfoils made of oxidic CMC material are Gasurbinenan applications under extreme conditions, such as high temperature and gas pressure load, damage in the form of cracks and delaminations in the critical particularly loaded Be rich as wing trailing edge, the so-called “trailing edge” - TE -, wing leading edge, the so-called “Leading edge”, - LE and / or the barrier rib, which is for example the rib, which exists in Airfoils with more than two inner chambers, the so-called “Rib" sensitive.
  • Object of the present invention is therefore to provide a molded part with higher structural stability, in particular on particularly loaded areas, areas which close an acute angle and / or in areas with a small radius of curvature, and to provide a corresponding method for the production of this.
  • the subject of the invention is a CMC molding, constructed from at least one CMC laminate ply stack, which can be produced from a number of prepreg CMC layers by lay-up, laminating, compacting, drying and sintering, in which, at least at a particularly vulnerable point, a CMC laminate layer stack is reinforced by at least one catch layer, comprising a filler with at least one stabilizing turn-up layer.
  • the invention is a process for producing a CMC molding, wherein in a
  • a prepreg CMC laminate ply is produced according to a predetermined layout
  • a catch layer of a prepreg CMC layer for stabilizing the filler is applied during drying
  • the invention also relates to a Vorrich device for carrying out the method described above using inflatable polymers during drying, compression and / or sintering of the molding.
  • a "catch position” refers to a CMC layer which is not part of a laminate layer stack, but which, in summary, "catches" the particular vulnerable points of a CMC molded part.
  • Laminate layer stack on a point tapering in the CMC molding body The catch layer to the "filler” that is a filling, ie a stabilizing mass of fiber and slurry, a particularly high density of fibers and / or mineral powder in the Has slip.
  • the catch position just like the prepreg CMC layers, is applied in a flexible, not yet dried state during the lay-up and on the green body.
  • the catching position also concludes positively with the green body.
  • a CMC molding As “particularly endangered location of a CMC molding” herein is meant a dot or a portion of a CMC molding of a CMC laminate ply, at which cracking and / or crack propagation into the interior of the molding and / or delamination due to the arrangement of the CMC
  • a CMC laminate ply stack in particular at Be in operation particularly loaded points such as in the ring segment, in accordance with the outer contour of the CMC molding tapered angles and / or in areas with low radius of curvature, such as the wing trailing edge, the wing leading edge, and / or the barrier rib of an Airfoils where delamination and / or cracking, crack propagation, crack deflection and / or Rissverzwei supply due to a mecha nical stress can lead to damage.
  • a "slip” is a slip-fiber mixture which has, for example, prepreg CMC fractions, fractions of fibers infiltrated and / or impregnated with highly filled slip, fiber fabrics, fiber bundles -CMC molded part, ie the green body, the material that is particularly vulnerable to delamination with material and thus enables improved stability at these points, in particular, it has proved to be advantageous if the filler has a higher density compared to the prepreg Has.
  • the increased density of the filler is achieved for example by a higher density of fibers, in particular unidirectional fibers, fiber bundles and / or prepregs. Additionally or alternatively, the higher density of the filler can also be achieved by a higher degree of filling of mineral powder in the slurry with which the fibers are impregnated and / or infiltrated.
  • prepreg CMC laminate layer stack is in this case a ke ramischer CMC layer stack, self-supporting or on a
  • Supporting structure or lying partially on a support structure which comprises individual layers of impregnated with ceramic slurry and / or infiltrated ceramic ampli fibers stacked according to a predetermined layout-UP.
  • This stack can be compressed or uncompressed just as a stack of individual layers.
  • the prepreg CMC laminate stack is at least dried for further processing and production of the CMC molding, but preferably compressed and dried.
  • the pre-filtered and / or pre-impregnated fiber fabric made of ceramic fibers which is referred to as prepreg, is laid one upon the other according to the layout.
  • a sintering process creates the CMC molding with a porous matrix embedded in the fiber composite.
  • the fibrous tissue preferably has no special surface coating in order to ensure a targeted reduction of the stresses in the case of a thermo-mechanical stress caused by crack deflection and branching, in accordance with the so-called weak matrix concept for oxidic CMCs.
  • hard tooling consists of external tooling and a moldable inner core or internal tooling. Airfoils are laminated and stacked from prepreg blanks, so-called “plys” according to a "ply-book", which is used like a pattern, in a lay-up process.
  • This method of production is also called, for example, "stack
  • the disadvantage of this is that because of the rigid inner tooling during drying and / or during sintering, no corresponding pressure for compaction on the CMC green body can be exerted because it shrinks.
  • the blank After the lay-up process of the still flexible prepreg CMC layers, the blank, together with the hard tooling, ge in an autoclave at medium temperatures and high gas pressures dried and compacted, so compacted. Subsequently, the component is removed from the mold and sintered in a high-temperature oven for CMC molding.
  • the use of hard tooling makes it possible to produce components with a good geometry contour, wall thickness and surface quality.
  • ends are laminated and laminated to one another in the so-called drop-off principle, as shown in FIG.
  • Figure 1 shows the structure of laminate layers in the drop-off Prin zip, to recognize the individual prepreg CMC layers la to lf.
  • the individual prepreg CMC layers la to lf are stacked with the ends.
  • the arrangement of the prepreg CMC layers la to lf thus forms an acute angle which, after drying and sintering in the CMC molding, forms the wing edge or the trailing edge, TE of a guide or rotor blade.
  • CMC molded parts can be pointed running edges and / or CMC moldings are made with low Krüm radius of curvature, but is also to nen nen nen that in the area 2, in which the prepreg CMC layers of the green body meet and in the finished CMC molded part the sharp
  • a delamination has disastrous consequences, because the first edges la with lf still lie well on each other, but the more inner edges of the CMC layers lb with le and / or only lc with ld already form large attack surfaces for delamination.
  • the CMC molding can be torn open.
  • FIG 2 shows the same view as Figure 1, but in addition it can be seen how in the area 2 a gain is provided by at least one catching layer 3.
  • the Fanglage 3 um summarizes a filling, also called “filler” and wrap the protective fabric.
  • Pre-infiltrated unidirectional "UD" fibers, fiber bundles, fiber fabrics and / or prepreg CMC tapes or prepreg CMC plies are used to produce the filler
  • the filler is applied to the area 2 and mechanically and structurally stabilized by one or more prepreg CMC layers
  • the catch layer 3 abuts the prepreg CMC laminate layers 1a to 1f in area 2 in a material-locking manner.
  • an internal open hard tooling for example, an internal open hard tooling is set, in which a metallic tool, for example, aluminum from the outside of the prepreg CMC laminate layer stack with catch position specifies the outer shape, but from the inside of the Ge gentik not - as it is state of the art - on a rigid internal tooling comes, but the back pressure on an inflatable polymer is generated.
  • a flexible êttoolings such as an inflatable polymer can be done on the finished CMC molding a fold by looking at the surface dried with the polymer. Typically, this becomes wavy and rough, at least undulating and rougher than the surface produced by metallic tooling, by the polymer. This proof is easy for the skilled person to understand.
  • the filler is fundamentally surrounded by the catching layer, but can also be used profitably in other areas of the green body without it being surrounded by a catching layer.
  • the compaction of the filler in the trap position is essential for the stabilization of the CMC molding at the most stressed or critical areas.
  • this can be a special pressing tool is set, so that the filler is better pressed.
  • the tool serves in particular unidirectional infiltrated fibers, fiber bundles and / or prepregs with slip, preferably water-based slip, are pre-pressed, so that a filler results in a high density.
  • a slurry which has a powder content of more than 40% by volume, in particular more than 43% by volume and more preferably more than 45% by volume in the water-based and / or solvent-containing slip.
  • the present invention described a technical cal concept is described by the turbine components, for example, or other CMC moldings, especially those with areas that form an acute angle and / or Be rich, which have a small radius of curvature, with improved quality, in particular can be produced with higher Struktursta balances of critical and particularly vulnerable sites.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Formteil aus oxidischer Faserverbundkeramik, im Folgenden auch „CMC-Formteil" genannt, wie es beispielsweise in einer Turbinenkomponente, einem Brenner und/oder in einem Abgasstrang einsetzbar ist, insbesondere eines, bei dem kritische Bereiche des Formteils verstärkt sind, die während des Betriebs besonders belastet und/oder aufgrund ihrer Geometrie besonders empfindlich sind, sowie ein Verfahren zur Herstellung derartig verstärkter Bauteile. Durch die vorliegend beschriebene Erfindung wird ein technisches Konzept beschrieben, durch das beispielsweise Turbinenkomponenten oder andere CMC-Formkörper, insbesondere solche mit Bereichen, die einen spitzen Winkel formen und/oder Bereichen, die einen geringen Krümmungsradius aufweisen, mit verbesserter Qualität, insbesondere mit höheren Strukturstabilitäten der kritischen und besonders Schädigungsanfälligen Stellen herstellbar sind.

Description

Beschreibung
Formteil aus oxidischer Faserverbundkeramik, sowie Verfahren zur Herstellung eines Formteils und Vorrichtung zur Durchfüh rung des Verfahrens dazu
Die Erfindung betrifft ein Formteil aus oxidischer Faserver bundkeramik, im Folgenden auch „CMC-Formteil" genannt, wie es beispielsweise in einer Turbinenkomponente, einem Brenner und/oder in einem Abgasstrang einsetzbar ist, insbesondere eines, bei dem kritische Bereiche des Formteils verstärkt sind, die während des Betriebs besonders belastet und/oder aufgrund ihrer Geometrie besonders empfindlich sind, sowie ein Verfahren zur Herstellung derartig verstärkter Bauteile.
Oxidische Faserverbundkeramiken (CMCs) zeigen sehr gute ther- mo-mechanische Eigenschaften bei hohen Temperaturen, u.a. ho he Schadenstoleranz , hohe mechanische Festigkeit bei Tempera turen bis 1200 °C, gutes Thermoschockverhalten und ausge zeichnete Hochtemperatur-Oxidationsbeständigkeit. Oxidische CMCs werden beispielsweise in Heißgaskomponenten für Gastur binenanwendung, wie Leitschaufel , so genannte „Vane", Lauf schaufel so genannte „Blade" und Ring Segmente, so genannte „RS" eingesetzt. Oxidische CMCs bestehen in der Regel aus ei nem oxidkeramischen Fasergewebe, beispielsweise aus Alumini umoxid- und/oder aus Mullit-Fasern und einer oxidkeramischen Matrix, beispielsweise auf Basis von Aluminiumoxid, insbeson dere alpha-Aluminiumoxid, Mullit 3AI2O3 *2Si02 , Zirkonium oxid, insbesondere Yttrium stabilisiert, auch als „YSZ" oder „3-8YSZ" bezeichnet, „YAG" einem Yttrium-Aluminium-Granat Y3AI5O12 - und/oder beliebigen Mischungen davon. Die Matrix wird üblicherweise mittels Schlickertechnologie ins Faserge webe infiltriert.
Beispielsweise umfasst eine Gasturbinenschaufel, z.B. Leit schaufel einen Flügel, den „Airfoil" und zwei Fußplatten, die „Shrouds". Vorteilhafterweise werden Airfoil und die beiden Shrouds getrennt voneinander hergestellt und bei der Endmon- tage zu einer Leitschaufel zusammengebaut. Dies entspricht dem „modularen Aufbaukonzept". Andernfalls können Airfoil und Shrouds auch zusammen in-situ in einem Aufbauprozess gefer tigt werden, das entspricht dann der Alternative, dem „integ ralen Aufbaukonzept".
Airfoils aus oxidischem CMC Material sind bei Gasturbinenan wendungen unter extremen Bedingungen, wie hoher Temperatur- und Gasdruckbelastung, gegen Schädigungen in Form von Rissen und Delaminationen in den kritischen besonders belasteten Be reichen wie Flügel-Hinterkante, dem so genannten „Trailing edge", - TE -, Flügel-Vorderflanke, dem so genannten „Leading edge", - LE- und/oder der Trennrippe, das ist beispielsweise die Rippe, die es bei Airfoils mit mehr als zwei Innenkammern gibt, der so genannten „Rib" empfindlich.
Insbesondere dort können Schädigungen auftreten, die unter Umständen zu einem Versagen der Bauteile bei einer Langzeit nutzung von mehreren zehntausend Betriebsstunden führen. Um dieses Versagen zu vermeiden, sollten Gasturbinenschaufeln mit robuster Trailing edge, Leading edge und Ribs, entwickelt und hergestellt werden.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist deshalb, ein Formteil mit höherer Strukturstabilität, insbesondere an besonders be lasteten Bereichen, Bereichen, die einen spitzen Winkel um schließen und/oder in Bereichen mit geringem Krümmungsradius, sowie ein entsprechendes Verfahren zur Herstellung dazu zur Verfügung zu stellen.
Diese Aufgabe wird durch die vorliegende Erfindung, wie sie in der Beschreibung, den Figuren und den Ansprüchen offenbart wird, gelöst.
Dementsprechend ist Gegenstand der Erfindung ein CMC-Form- teil, aufgebaut aus zumindest einem CMC-Laminatlagen-Stapel , der aus einer Anzahl von Prepreg-CMC-Lagen durch Lay-up, La minieren, Verdichten, Trocknen und Sintern herstellbar ist, bei dem zumindest an einer besonders gefährdeten Stelle ein CMC-Laminatlagen-Stapel durch zumindest eine Fanglage, einen Filler mit zumindest einer stabilisierenden Umschlagslage um fassend, verstärkt ist. Außerdem ist Gegenstand der Erfindung ein Verfahren zur Herstellung eines CMC-Formkörpers , bei dem in einem
- ersten Verfahrensschritt ein Prepreg-CMC-Laminatlagen- Stapel nach einem vorgegebenem Lay-up hergestellt wird,
- dann an zumindest einer besonders gefährdeten Stelle ein Filler aufgebracht wird und
- schließlich zumindest zum Teil um den Filler herum eine Fanglage aus einer Prepreg-CMC-Lage zur Stabilisierung des Fillers während der Trocknung aufgebracht wird
- der mit zumindest einer Fanglage versehene Grünkörper getrocknet und schließlich
- gesintert wird.
Schließlich ist noch Gegenstand der Erfindung eine Vorrich tung zur Durchführung des oben beschriebenen Verfahrens unter Einsatz von aufblasbaren Polymeren beim Trocknen, Verdichten und/oder beim Sintern des Formkörpers.
Als „Fanglage" wird vorliegend eine CMC-Lage bezeichnet, die nicht Teil eines Laminatlagen-Stapels ist, sondern die beson ders gefährdeten Stellen eines CMC-Formteils , zusammenfasst, also zusammen "fängt". Die Fanglage umschließt beispielsweise ähnlich einer Klammer einen CMC-Laminatlagen-Stapel an einer im CMC-Formkörper spitz zulaufenden Stelle. Die Fanglage um fasst den „Filler" das ist eine Füllung, also eine stabili sierende Masse aus Faser und Schlicker, die eine besonders hohe Dichte an Fasern und/oder an mineralischem Pulver im Schlicker aufweist. Die Fanglage wird genau wie die Prepreg- CMC-Lagen in flexiblen, noch nicht getrockneten Zustand wäh rend des Lay-Ups und am Grünkörper angebracht.
Nach einer vorteilhaften Ausführungsform der Fanglage
schließt diese materialschlüssig mit dem Grünkörper ab. Nach einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform schließt die Fanglage auch formschlüssig mit dem Grünkörper ab.
Als „besonders gefährdete Stelle eines CMC-Formteils" wird vorliegend ein Punkt oder ein Bereich eines CMC-Formteils aus einem CMC-Laminatlagen-Stapel bezeichnet, an dem Rissbildung und/oder Rissfortsetzung ins Innere des Formteils und/oder Delamination infolge der Anordnung der CMC-Lagen beim Lay-up wahrscheinlicher ist als durchschnittlich in den anderen Be reichen. Beispielsweise genannt sei beim hier als eine mögli che Ausführungsform beispielhaft behandelten Airfoil einer Lauf- oder Leitschaufel , die seitlich die freiliegenden Kan ten eines CMC-Laminat-Lagen-Stapels , insbesondere bei im Be trieb besonders belasteten Stellen wie im Ringsegment, bei gemäß der Außenkontur des CMC-Formteils spitz zulaufenden Winkeln und/oder in Bereichen mit geringem Krümmungsradius, wie der Flügel-Hinterkante, der Flügel-Vorderflanke, und/oder der Trennrippe eines Airfoils, wo Delamination und/oder Riss bildung, Rissfortsetzung, Rissumlenkung und/oder Rissverzwei gung infolge einer mechanischen Belastung zu Schädigungen führen kann.
Als „Filler" wird vorliegend ein Schlicker-Faser-Gemisch be zeichnet, das beispielsweise Prepreg-CMC-Anteile, Anteile an mit hochgefüllten Schlicker infiltrierten und/oder impräg nierten Fasern, Fasergeweben, Faserbündeln hat. Der Filler füllt an besonders gefährdeten Stellen im Prepreg-CMC-Form- teil, also dem Grünkörper, die gegenüber Delamination beson ders gefährdeten Stellen mit Material auf und ermöglicht da mit eine verbesserte Stabilität an diesen Stellen. Insbeson dere hat sich als vorteilhaft erwiesen, wenn der Filler ge genüber dem Prepreg eine höhere Dichte hat.
Die gesteigerte Dichte des Fillers wird beispielsweise durch eine höhere Dichte an Fasern, insbesondere unidirektionalen Fasern, Faserbündeln und/oder Prepregs erreicht. Ergänzend oder alternativ dazu kann die höhere Dichte des Fillers auch durch einen höheren Füllgrad an mineralischem Pulver im Schlicker mit dem die Fasern imprägniert und/oder infiltriert sind, erreicht werden.
Als „Prepreg-CMC-Laminatlagenstapel" wird vorliegend ein ke ramischer CMC-Lagenstapel , selbsttragend oder auf einer
Stützstruktur oder zum Teil auf einer Stützstruktur liegend, bezeichnet, der einzelne Lagen von mit keramischem Schlicker imprägnierten und/oder infiltrierten keramischen Verstär kungsfasern nach einem vorgegebenen Lay-UP gestapelt umfasst. Dieser Stapel kann verdichtet oder unverdichtet einfach als Stapelung der Einzellagen vorliegen. Der Prepreg-CMC-Laminat- lagenstapel wird zur weiteren Verarbeitung und Herstellung des CMC-Formteils zumindest getrocknet, bevorzugt aber ver dichtet und getrocknet.
Zur Herstellung eines CMC-Formteils wird zunächst das vorin filtrierte und/oder vor-imprägnierte Fasergewebe aus kerami schen Fasern, das als Prepreg bezeichnet wird, gemäß dem Lay- up aufeinander gelegt. Durch einen Sinterprozess entsteht das CMC Formteil mit einer porösen Matrix, eingebettet im Faser verbund. Das Fasergewebe hat dabei bevorzugt keine spezielle Oberflächenbeschichtung, um einen gezielten Abbau der Span nungen im Fall einer thermo-mechanischen Belastung durch Ris- sumlenkung und -Verzweigung, gemäß dem so genannten Weak- Matrix-Konzept für oxidische CMCs, zu gewährleisten.
Es wird bei der Herstellung von CMC-Formteilen, wie insbeson dere CMC-Lauf- oder Leitschaufein, vorzugsweise Hardtooling oder Presswerkzeug aus Metallen wie Aluminium, Stahl oder an deren Legierungen verwendet. Für die Airfoil-Herstellung be steht das Hardtooling aus einem Außentooling und einem ent- formbaren Innenkern oder Innentooling . Airfoils werden aus Prepreg-Zuschnitten, so genannten „Plys" gemäß einem „Ply- Book", das wie ein Schnittmuster eingesetzt wird, in einem Lay-up Prozess schichtweise laminiert und gestapelt. Diese Herstellungsweise nennt man beispielsweise auch „Stack- Konzept". Nachteilig daran ist, dass wegen des starren Innen- toolings beim Trocknen und/oder beim Sintern kein entspre chender Druck zur Verdichtung auf den CMC-Grünkörper ausgeübt werden kann, weil dieser schrumpft.
Nach dem Lay-up Prozess der noch flexiblen Prepreg-CMC-Lagen wird der Rohling, zusammen mit dem Hardtooling, in einem Autoklav bei mittleren Temperaturen und hohen Gasdrücken ge trocknet und kompaktiert, also verdichtet. Anschließend wird das Bauteil entformt und in einem Hochtemperaturofen zum CMC- Formteil gesintert. Durch die Verwendung von Hardtooling kön nen Bauteile mit guter Geometriekontur, Wanddicke und Ober flächenqualität hergestellt werden.
Allerdings ist die Verdichtung und/oder Kompaktierung im Autoklav, bedingt durch die Verwendung von Hardtooling als Außen- und Innenwerkzeug, limitiert, was zu einem geringeren Faservolumenanteil im CMC Gefüge, verbunden mit einer gerin geren Zugfestigkeit, führt. Darüber hinaus kommt es bei der herkömmlichen Verarbeitung mit Hardtooling zu einer ungleich mäßigen Verdichtung in dem Bauteil, da z.B. kein Gasdruck von innen auf die Innenwand der Airfoil aufgebaut werden kann.
Insbesondere zur Herstellung der Bereiche eines CMC-Form- teils, die spitze Winkel und/oder einen geringen Krümmungsra dius haben, werden in dem so genannten Drop-off Prinzip Enden auf- und/oder aneinander laminiert, wie in Figur 1 gezeigt.
Figur 1 zeigt den Aufbau von Laminatlagen im Drop-off Prin zip, zu erkennen sind die einzelnen Prepreg-CMC-Lagen la bis lf. Die einzelnen Prepreg-CMC-Lagen la bis lf werden mit den Enden aufeinandergelegt . Die Anordnung der Prepreg-CMC-Lagen la bis lf bildet so eine spitzen Winkel, der nach erfolgter Trocknung und Sinterung im CMC-Formteil die Flügelkante oder den Trailing edge, TE einer Leit- oder Laufschaufei bildet.
Gemäß dem in der Figur 1 gezeigten Prinzip, das den Stand der Technik wiedergibt, können zwar CMC-Formteile mit spitz zu- laufenden Kanten und/oder CMC-Formteile mit geringem Krüm mungsradius hergestellt werden, allerdings ist auch zu erken nen, dass in dem Bereich 2, in dem die Prepreg-CMC-Lagen des Grünkörpers aufeinandertreffen und der im fertigen CMC-Form- teil das spitze Ende bildet, eine Delamination verheerende Folgen hat, weil die ersten Kanten la mit lf zwar noch gut aufeinanderliegen, aber die weiter innen liegenden Kanten der CMC-Lagen lb mit le und/oder erst lc mit ld bereits große Angriffsflächen für eine Delamination bilden. Insbesondere durch die Lage der Fasern im CMC kann hier das CMC-Formteil förmlich aufgerissen werden.
Um dieses Aufreißen zu verhindern wird gemäß der Erfindung vorgeschlagen, den Bereich 2 mit zumindest einer Fanglage 3, wie in Figur 2 gezeigt, zu umschließen.
Figur 2 zeigt die gleiche Ansicht wie Figur 1, zusätzlich ist aber zu erkennen, wie im Bereich 2 eine Verstärkung durch zu mindest eine Fanglage 3 vorgesehen ist. Die Fanglage 3 um fasst eine Füllung, auch „Filler" genannt und ein umwickeln des Schutzgewebe.
Zur Herstellung des Fillers werden vorinfiltrierte unidirek- tionale so genannte „UD" Fasern, Faserbündel, Fasergewebe und/oder Prepregs-CMC-Bänder oder Prepreg-CMC-Lagen einge setzt. Der Filler hat eine hohe Packungsdichte von Fasern und wird unter Umständen durch Vorpressen hergestellt. Der Filler wird auf den Bereich 2 aufgebracht und durch eine oder mehre re Prepreg-CMC-Lagen mechanisch und strukturell stabilisiert. Die Fanglage 3 liegt um die Prepreg-CMC-Laminatlagen la bis lf im Bereich 2 materialschlüssig an.
Durch das Anbringen einer oder mehrerer Fanglagen 3 an den besonders gefährdeten Stellen des CMC-Formteils und/oder an belasteten Bereichen und/oder den Bereichen mit spitzen Win keln und/oder den Bereichen mit geringem Krümmungsradius las sen sich strukturelle Verbesserungen, insbesondere bezüglich der Stabilität gegenüber Delamination, von mit dieser Techno- logie gefertigten CMC-Formteilen erzielen. Die Ausbreitung von Rissen wird insbesondere durch das Einbringen des Fillers zwischen die Fanglage und den CMC-Laminatlagenstapel nahezu vollständig verhindert.
Insbesondere wird durch das Anbringen der zumindest einen Fanglage erreicht, dass kritische Stellen eines CMC-Formteils robuster werden und vor allem, dass die Ausbreitung von Ris sen gestoppt wird. Die Qualität eines CMC-Formteils kann da durch enorm gesteigert werden.
Zur Herstellung des CMC-Formteils mit zumindest einer Fang lage wird beispielsweise ein innen offenes Hardtooling einge setzt, bei dem ein metallisches Werkzeug, beispielsweise aus Aluminium von außen dem Prepreg-CMC-Laminatlagenstapel mit Fanglage die äußere Form vorgibt, aber von innen her der Ge gendruck nicht - wie es Stand der Technik ist - über ein starres Innentooling kommt, sondern der Gegendruck über ein aufblasbare Polymere erzeugt wird. So wird entsprechend dem Schwund des Prepreg-CMC-Laminatlagenstapels während der
Trocknung durch die Anpassung des aufblasbaren Polymers von innen her ausreichend hoher Druck für eine Verdichtung des Prepreg-CMC-Laminatlagenstapels mit Fanglage entgegengesetzt.
Der Einsatz eines flexiblen Innentoolings wie beispielsweise einem aufblasbaren Polymer kann am fertigen CMC-Formteil ein fach durch Betrachtung der mit dem Polymer getrockneten Ober fläche erfolgen. Typischerweise wird diese durch das Polymer wellig und rau, zumindest welliger und rauer als die Oberflä che, die durch metallisches Tooling erzeugbar ist. Dieser Nachweis ist für den Fachmann einfach nachzuvollziehen.
Der Filler ist grundsätzlich von der Fanglage umgeben, kann aber auch in anderen Bereichen des Grünkörpers gewinnbringend eingesetzt werden, ohne dass er noch von einer Fanglage umge ben ist. Insbesondere die Verdichtung des Fillers in der Fanglage ist essentiell für die Stabilisierung des CMC-Formteils an den besonders belasteten oder besonders kritischen Stellen.
Es wird vorteilhafterweise vorgeschlagen, als Filler einen bereits vorgepressten Filler einzusetzen, bei dem die hohe Faserdichte im Filler durch Vorpressen mit einem Schlicker, der ebenfalls eine hohe Dichte an mineralischem Pulver auf weist, noch gesteigert wird.
Beispielsweise kann dazu ein spezielles Presswerkzeug einge setzt werden, damit der Filler besser verpresst wird. Das Werkzeug dient dazu, dass insbesondere unidirektionale infil trierte Fasern, Faserbündel und/oder Prepregs mit Schlicker, vorzugsweise wasserbasiertem Schlicker, vorgepresst werden, damit ein Filler mit einer hohen Dichte resultiert.
Nach einer besonders vorteilhaften Ausführung wird dabei ein Schlicker eingesetzt, der einen Pulveranteil von über 40 Vol%, insbesondere von über 43 Vol% und besonders bevorzugt von über 45 Vol% im Wasser-basierten und/oder Lösungsmittel haltigen Schlicker hat.
Durch die vorliegend beschriebene Erfindung wird ein techni sches Konzept beschrieben, durch das beispielsweise Turbinen komponenten oder andere CMC-Formkörper, insbesondere solche mit Bereichen, die einen spitzen Winkel formen und/oder Be reichen, die einen geringen Krümmungsradius aufweisen, mit verbesserter Qualität, insbesondere mit höheren Struktursta bilitäten der kritischen und besonders Schädigungsanfälligen Stellen herstellbar sind.

Claims

Patentansprüche
1. CMC-Formteil , aufgebaut aus zumindest einem CMC-Laminat- lagen-Stapel , der aus einer Anzahl von Prepreg-CMC-Lagen durch Lay-up, Laminieren, Verdichten, Trocknen und Sintern herstellbar ist, bei dem zumindest an einer besonders gefähr deten Stelle ein CMC-Laminatlagen-Stapel durch zumindest eine Fanglage, einen Filler mit zumindest der stabilisierenden Fanglage umfassend, verstärkt ist.
2. CMC-Formteil nach Anspruch 1, wobei der Filler unidirek- tionale Fasern umfasst.
3. CMC-Formteil nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Filler Bündel von unidirektionalen Fasern umfasst.
4. CMC-Formteil nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Filler einen hochgefüllten mit mehr als 40 Vol% an mine ralischem Pulver gefüllten Schlicker umfasst.
5. CMC-Formteil nach einem der vorstehenden Ansprüche, das mehrere Fanglagen an einer besonders gefährdeten Stelle um fasst .
6. CMC-Formteil nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei dem die zumindest eine Fanglage materialschlüssig an zumin dest einer besonders gefährdeten Stelle anliegt.
7. CMC-Formteil nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei dem die zumindest eine Fanglage formschlüssig an zumindest einer besonders gefährdeten Stelle anliegt.
8. CMC-Formteil nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei dem ein an zumindest einer besonders gefährdeten Stelle ange brachter Filler vollumfänglich von der Fanglage umgeben ist.
9. CMC-Formteil nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei dem ein an zumindest einer besonders gefährdeten Stelle ange- brachter Filler zum Teil durch eine stabilisierende Fanglage umgeben ist.
10. Verfahren zur Herstellung eines CMC-Formkörpers , bei dem in einem
- ersten Verfahrensschritt ein Prepreg-CMC-Laminatlagen- Stapel nach einem vorgegebenem Lay-up hergestellt wird,
- dann an zumindest einer besonders gefährdeten Stelle ein Filler aufgebracht wird und
- schließlich zumindest zum Teil um den Filler herum zu mindest eine Fanglage aus einer Prepreg-CMC-Lage zur Stabilisierung des Fillers aufgebracht wird
- der mit zumindest einer Fanglage versehene Grünkörper getrocknet und schließlich
gesintert wird.
11. Verfahren nach Anspruch 10, bei dem der Filler vor Auf bringung am Prepreg-CMC-Laminatlagenstapel verdichtet wird.
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 oder 11, wobei der während der Trocknung auch verdichtet wird.
13. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 12, wobei wäh rend des Trocknens, Verdichtens und/oder Sinterns eine Außen kontur des CMC-Formteils durch ein aufblasbares Polymer ver dichtet wird.
14. Verfahren nach Anspruch 13, wobei der Prepreg-CMC- Laminatlagenstapel von innen durch ein aufblasbares Polymer und von außen durch ein Hardtooling getrocknet, verdichtet und/oder gesintert wird.
15. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 13 bis 14.
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070096368A1 (en) * 2005-10-31 2007-05-03 The Boeing Corporation Corner-consolidating inflatable apparatus and method for manufacturing composite structures
EP2368685A1 (de) * 2010-03-25 2011-09-28 Siemens Aktiengesellschaft Aufblasbarer Dorn
EP3115199A1 (de) * 2015-07-10 2017-01-11 General Electric Technology GmbH Herstellung von einem oder mehreren paneelen
US20180002238A1 (en) * 2016-07-01 2018-01-04 General Electric Company Ceramic matrix composite articles having different localized properties and methods for forming same
WO2018145900A1 (de) * 2017-02-13 2018-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Schlicker, prepreg, sowie daraus aufgebautes laminat daraus hergestellter grünkörper und cmc-turbinenkomponente
WO2019001788A1 (de) * 2017-06-27 2019-01-03 Siemens Aktiengesellschaft Cmc-turbinenkomponente mit thermischer barriere-beschichtung, sowie herstellungsverfahren dazu

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090165924A1 (en) * 2006-11-28 2009-07-02 General Electric Company Method of manufacturing cmc articles having small complex features
EP3059390B1 (de) * 2015-02-18 2020-03-04 Rolls-Royce Corporation Schaufelanordnung für einen gasturbinenmotor, profil und herstellungsverfahren

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070096368A1 (en) * 2005-10-31 2007-05-03 The Boeing Corporation Corner-consolidating inflatable apparatus and method for manufacturing composite structures
EP2368685A1 (de) * 2010-03-25 2011-09-28 Siemens Aktiengesellschaft Aufblasbarer Dorn
EP3115199A1 (de) * 2015-07-10 2017-01-11 General Electric Technology GmbH Herstellung von einem oder mehreren paneelen
US20180002238A1 (en) * 2016-07-01 2018-01-04 General Electric Company Ceramic matrix composite articles having different localized properties and methods for forming same
WO2018145900A1 (de) * 2017-02-13 2018-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Schlicker, prepreg, sowie daraus aufgebautes laminat daraus hergestellter grünkörper und cmc-turbinenkomponente
WO2019001788A1 (de) * 2017-06-27 2019-01-03 Siemens Aktiengesellschaft Cmc-turbinenkomponente mit thermischer barriere-beschichtung, sowie herstellungsverfahren dazu

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