DE102021127344A1 - Method for coating a component of an aircraft engine with a wear protection layer and component for an aircraft engine with at least one wear protection layer - Google Patents

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Beate Schleif
Philipp Utz
Ludwig Hilser
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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, bei welchem das Bauteil zunächst zumindest bereichsweise mit einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung beschichtet und anschließend alitiert wird. Die Erfindung betrifft weiterhin ein Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Bauteil für ein Flugtriebwerk sowie ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein derartiges Bauteil umfasst.The invention relates to a method for coating a component of an aircraft engine with an anti-wear layer, in which the component is first coated at least in regions with a nickel-based or cobalt-based alloy and then aluminized. The invention further relates to a method for producing a spray powder for producing a wear protection layer of a component of an aircraft engine, a component for an aircraft engine and an aircraft engine which comprises at least one such component.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, ein Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist, sowie ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein solches Bauteil umfasst.The invention relates to a method for coating a component of an aircraft engine with a wear protection layer, a method for producing a spray powder for the production of a wear protection layer on a component of an aircraft engine, a method for producing a wear protection layer on a component of an aircraft engine, a component for an aircraft engine, which is at least partially provided with a wear protection layer, and an aircraft engine, which comprises at least one such component.

In Flugtriebwerken kommt es an Kontaktstellen von Bauteilen durch Vibration und Reibung zu Verschleiß. Um den Grundwerkstoff der einzelnen Bauteile vor diesem Verschleiß zu schützen, werden häufig thermisch gespritzte Verschleißschutzschichten aufgebracht. Eine typische Verschleißschutzschicht ist beispielsweise eine thermisch gespritzte Tribaloy T800 Schicht. Bei dieser Schicht, die bis ca. 900 °C eingesetzt werden kann, handelt es sich um ein Cobaltbasis-Pulver, das üblicher Weise via Hochgeschwindigkeitsflammspritzen (HVOF) aufgebracht wird. Es ist ebenfalls bekannt, Nickelbasis-Pulver zur Herstellung solcher Verschleißschichten zu verwenden.In aircraft engines, wear occurs at the contact points of components due to vibration and friction. In order to protect the base material of the individual components from this wear, thermally sprayed wear protection layers are often applied. A typical wear protection layer is a thermally sprayed Tribaloy T800 layer. This layer, which can be used up to approx. 900 °C, is a cobalt-based powder that is usually applied using high-velocity oxy-fuel spraying (HVOF). It is also known to use nickel-based powder to produce such wear layers.

Die Einsatztemperaturen von Verschleißschutzschichten sind aufgrund von Oxidation bei hohen Temperaturen begrenzt. Werden die Schichten über der angegebenen Temperatur von ca. 900 °C eingesetzt, oxidieren diese stark und der Verschleißschutz für den Grundwerkstoff des Bauteils ist nicht weiter gegeben. Ein Angriff des Grundwerkstoffs führt in der Folge zu frühzeitigen Reparaturen oder erfordert den Austausch des Bauteils. Zukünftige Triebwerksprogramme zielen zum Erreichen der geforderten Effizienz auf immer höhere Temperaturen ab. Daraus ergibt sich die Notwendigkeit von Verschleißschutzschichten, die auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig eingesetzt werden kann.The application temperatures of wear protection layers are limited due to oxidation at high temperatures. If the layers are used above the specified temperature of approx. 900 °C, they oxidize heavily and the wear protection for the base material of the component is no longer given. Attacking the base material leads to premature repairs or requires the component to be replaced. Future engine programs are aimed at ever higher temperatures in order to achieve the required efficiency. This results in the need for wear protection layers that can also be used reliably at temperatures above 900 °C.

Aufgaben der vorliegenden Erfindung bestehen darin, ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, ein Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist, sowie ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein solches Bauteil umfasst, bereitzustellen, wobei die jeweiligen Verschleißschutzschichten auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig eingesetzt werden können.Objects of the present invention are a method for coating a component of an aircraft engine with a wear protection layer, a method for producing a spray powder for the production of a wear protection layer on a component of an aircraft engine, a method for producing a wear protection layer on a component of an aircraft engine, a component for to provide an aircraft engine which is at least partially provided with a wear protection layer, and an aircraft engine which comprises at least one such component, wherein the respective wear protection layers can also be used reliably at temperatures above 900 °C.

Die Aufgaben werden erfindungsgemäß durch ein Verfahren gemäß Anspruch 1 zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, ein Verfahren gemäß Anspruch 7 zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, ein Verfahren gemäß Anspruch 8 zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Verfahren gemäß Anspruch 9 zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, ein Bauteil gemäß Anspruch 10, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist, sowie ein Flugtriebwerk gemäß Anspruch 11, welches wenigstens ein solches Bauteil umfasst. Vorteilhafte Ausgestaltungen mit zweckmäßigen Weiterbildungen der Erfindung sind in den jeweiligen Unteransprüchen angegeben, wobei vorteilhafte Ausgestaltungen jedes Erfindungsaspekts als vorteilhafte Ausgestaltungen der jeweils anderen Erfindungsaspekte anzusehen sind.The objects are achieved according to the invention by a method according to claim 1 for coating a component of an aircraft engine with a wear protection layer, a method according to claim 7 for producing a spray powder for the production of a wear protection layer of a component of an aircraft engine, a method according to claim 8 for producing a wear protection layer on a Component of an aircraft engine, a method according to claim 9 for producing a wear protection layer on a component of an aircraft engine, a component according to claim 10, which is provided at least in regions with a wear protection layer, and an aircraft engine according to claim 11, which comprises at least one such component. Advantageous configurations with expedient developments of the invention are specified in the respective dependent claims, with advantageous configurations of each aspect of the invention being to be regarded as advantageous configurations of the respective other aspects of the invention.

Ein erster Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, bei welchem das Bauteil erfindungsgemäß zunächst zumindest bereichsweise mit einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung beschichtet und anschließend alitiert wird. Mit anderen Worten ist es erfindungsgemäß vorgesehen, dass in die Verschleißschutzschicht nachträglich Aluminium bzw. eine Aluminiumlegierung eingebracht wird, welches bzw. welche die Verschleißschutzschicht durch eindiffundiertes Aluminium vor Oxidation schützt. Im Rahmen der vorliegenden Offenbarung sind unter dem Begriff „Aluminium“ auch immer „Aluminiumlegierungen“ als mitumfasst anzusehen. Alitieren bezeichnet im Rahmen der vorliegenden Offenbarung die Anreicherung von Aluminium in der Verschleißschutzschicht, welche danach vor Hochtemperaturoxidation aber auch gegen den Angriff anderer Elemente besser geschützt ist und daher auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig betrieben werden kann. Die Anreicherung des Aluminiums kann nur oberflächlich sein oder tiefer in die Verschleißschutzschicht vordringen. Im Extremfall liegt das Aluminium zumindest im Wesentlichen gleichmäßig in der Verschleißschutzschicht verteilt vor. Generell sind „ein/eine“ im Rahmen dieser Offenbarung als unbestimmte Artikel zu lesen, also ohne ausdrücklich gegenteilige Angabe immer auch als „mindestens ein/mindestens eine“. Umgekehrt können „ein/eine“ auch als „nur ein/nur eine“ verstanden werden.A first aspect of the invention relates to a method for coating a component of an aircraft engine with an anti-wear layer, in which the component is first coated at least in regions with a nickel or cobalt-based alloy and then aluminized. In other words, it is provided according to the invention that aluminum or an aluminum alloy is subsequently introduced into the anti-wear layer, which protects the anti-wear layer from oxidation through diffused aluminum. Within the scope of the present disclosure, the term “aluminum” always also includes “aluminum alloys”. In the context of the present disclosure, alitizing refers to the accumulation of aluminum in the anti-wear layer, which is then better protected against high-temperature oxidation but also against attack by other elements and can therefore also be operated reliably at temperatures above 900.degree. The accumulation of aluminum can only be superficial or penetrate deeper into the wear protection layer. In the extreme case, the aluminum is distributed at least essentially uniformly in the wear protection layer. In general, “a/an” in the context of this disclosure should be read as an indefinite article, i.e. always as “at least one/at least one” unless expressly stated otherwise. Conversely, "a/an" can also be understood as "only one/only one".

In einer vorteilhaften Ausgestaltung ist vorgesehen, dass die Nickel- oder Cobaltbasislegierung durch eine Gasphasenalitierung und/oder durch eine Schlickeralitierung und/oder durch Pulverpackalitieren alitiert wird. Mit anderen Worten kann das Aluminium über einen Gasphasenprozess, beispielsweise chemische Gasphasenabscheidung (CVD), und/oder über ein Schlickerverfahren in die Verschleißschutzschicht eingebracht werden. Hierdurch kann die Verschleißschutzschicht optimal in Abhängigkeit der Geometrie und des Grundwerkstoffs des Bauteils alitiert werden.In an advantageous embodiment, it is provided that the nickel- or cobalt-based alloy is aluminated by gas-phase aluminating and/or by slip aluminating and/or by powder packing. In other words, the aluminum via a gas phase process, for example wise chemical vapor deposition (CVD) and/or are introduced into the wear protection layer via a slip process. As a result, the anti-wear layer can be optimally aluminized depending on the geometry and the base material of the component.

In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die Verschleißschutzschicht nach dem Alitieren einer Wärmebehandlung unterzogen. Hierdurch kann die Verteilung des Aluminiums innerhalb der Verschleißschutzschicht gezielt eingestellt werden, da das Aluminium durch die Wärmebehandlung in das Innere der Verschleißschutzschicht diffundiert. Ferner ist anzunehmen, dass sich im Betrieb der Verschleißschutzschicht bei hohen Temperaturen in einem Flugtriebwerk nach einer bestimmten Zeit eine relativ homogene Verteilung des Aluminiums über die Zeit einstellt. Durch eine gezielte Wärmebehandlung kann dieser Zustand von vornherein hergestellt werden, so dass sich die Eigenschaften der Verschleißschutzschicht im späteren Betrieb zumindest im Wesentlichen nicht mehr ändern, selbst wenn es bei hohen Temperaturen zu einer Interdiffusion mit dem Grundwerkstoff kommt, der eine andere chemische Zusammensetzung aufweisen kann als die Verschleißschutzschicht. Zusätzlich können durch die Wärmebehandlung die Struktur und das Gefüge der Verschleißschutzschicht verändert werden. Unter einer Wärmebehandlung ist im Rahmen der vorliegenden Offenbarung ein Verfahren zur Behandlung des mit der Verschleißschutzschicht versehenen Bauteils zu verstehen, bei dem zumindest die Verschleißschutzschicht oder das gesamte Bauteil kontrolliert erwärmt und wieder abgekühlt wird.In a further advantageous embodiment of the method according to the invention, the wear protection layer is subjected to a heat treatment after the aluminating. In this way, the distribution of the aluminum within the anti-wear layer can be adjusted in a targeted manner, since the aluminum diffuses into the interior of the anti-wear layer as a result of the heat treatment. Furthermore, it can be assumed that during operation of the anti-wear coating at high temperatures in an aircraft engine, a relatively homogeneous distribution of the aluminum over time is established after a certain period of time. This state can be created from the outset by targeted heat treatment, so that the properties of the wear protection layer do not change at least essentially during later operation, even if interdiffusion with the base material occurs at high temperatures, which may have a different chemical composition as the wear protection layer. In addition, the structure and microstructure of the wear protection layer can be changed by the heat treatment. In the context of the present disclosure, a heat treatment is to be understood as a method for treating the component provided with the wear protection layer, in which at least the wear protection layer or the entire component is heated and cooled again in a controlled manner.

In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung umfasst die Wärmebehandlung ein Diffusionsglühverfahren, welches besonders gut geeignet ist, um Gefügeinhomogenitäten zu reduzieren. Alternativ oder zusätzlich ist es vorgesehen, dass die Wärmebehandlung bei gegenüber Normaldruck vermindertem Druck und/oder unter Schutzgasatmosphäre durchgeführt wird. In a further advantageous embodiment of the invention, the heat treatment includes a diffusion annealing process, which is particularly well suited to reducing structural inhomogeneities. Alternatively or additionally, it is provided that the heat treatment is carried out at a pressure which is reduced compared to normal pressure and/or under a protective gas atmosphere.

Hierdurch können insbesondere der Sauerstoffgehalt kontrolliert und unerwünschte Oxidation vermieden werden.In this way, the oxygen content in particular can be controlled and undesired oxidation can be avoided.

Weitere Vorteile ergeben sich, indem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung nach dem Aufbringen auf das Bauteil und vor dem Alitieren zumindest bereichsweise vernickelt wird. Durch eine vorzugsweise galvanische Vernickelung der Verschleißschutzschicht kann die Diffusion des Aluminiums in die Schicht gefördert werden. Bei Nickelbasislegierungen ist dieser Schritt häufig nicht notwendig, im Einzelfall aber dennoch hilfreich.Further advantages result from the nickel- or cobalt-based alloy being nickel-plated at least in regions after it has been applied to the component and before the aluminating. The diffusion of the aluminum into the layer can be promoted by preferably galvanic nickel-plating of the wear protection layer. This step is often not necessary for nickel-based alloys, but it is still helpful in individual cases.

In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Nickel- oder Cobaltbasislegierung ausgewählt ist aus CoMoCrSi-Legierungen, insbesondere T800, NiMoCrSi-Legierungen und CoCrWNi-Legierungen. Hierdurch können die Vorteile der erfindungsgemäß hergestellten Verschleißschutzschicht für im Triebwerksbau gängige und bewährte Legierungen realisiert werden.In a further advantageous embodiment of the invention, it is provided that the nickel- or cobalt-based alloy is selected from CoMoCrSi alloys, in particular T800, NiMoCrSi alloys and CoCrWNi alloys. In this way, the advantages of the anti-wear layer produced according to the invention can be realized for alloys that are common and proven in engine construction.

Ein zweiter Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, bei welchem eine Nickel- oder Cobaltbasislegierung bereitgestellt, mit Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung versetzt und gemeinsam aufgeschmolzen und/oder verdüst wird. Dies stellt eine vorteilhafte Möglichkeit zur Bereitstellung eines Spritzpulvers dar, das sich zur Herstellung einer temperatur- und oxidationsbeständigen Verschleißschutzschicht aus einer Aluminium-haltigen bzw. alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung eignet. Durch das gemeinsame Verdüsen bzw. Aufschmelzen ist sichergestellt, dass das Aluminium von vornherein relativ gleichmäßig im Pulver verteilt vorliegt, wodurch eine mit Hilfe des Spritzpulvers hergestellte Verschleißschutzschicht ebenfalls von vornherein eine relativ gleichmäßige Verteilung von Aluminium aufweist. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen des ersten Erfindungsaspekts.A second aspect of the invention relates to a method for producing a spray powder for producing a wear protection layer of a component of an aircraft engine, in which a nickel or cobalt-based alloy is provided, mixed with aluminum and/or an aluminum alloy and melted and/or atomized together. This represents an advantageous way of providing a spray powder that is suitable for producing a temperature- and oxidation-resistant wear protection layer from an aluminum-containing or alitated nickel or cobalt-based alloy. The joint spraying or melting ensures that the aluminum is distributed relatively evenly in the powder from the outset, as a result of which a wear protection layer produced with the aid of the spray powder also has a relatively even distribution of aluminum from the outset. Additional features and their advantages emerge from the descriptions of the first aspect of the invention.

Ein dritter Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein erstes Pulver aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung mit einem zweiten Pulver aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung vermischt wird, wonach das erste und zweite Pulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt werden, um die Verschleißschutzschicht herzustellen. Dies stellt eine weitere vorteilhafte Alternative zur Herstellung einer temperatur- und oxidationsbeständigen Verschleißschutzschicht aus einer Aluminium-haltigen bzw. alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung dar. Vorzugsweise werden das erste und das zweite Pulver gleichzeitig gespritzt, wenn eine homogene Vermischung gewünscht ist. Alternativ kann es vorgesehen sein, dass das erste und das zweite Pulver nacheinander oder in zeitlich variierenden Mengenanteilen gespritzt werden, um eine bestimmte Aluminium-Verteilung in der Verschleißschutzschicht zu erzielen. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.A third aspect of the invention relates to a method for producing an anti-wear layer on a component of an aircraft engine, in which a first powder made from a nickel or cobalt-based alloy is mixed with a second powder made from aluminum and/or an aluminum alloy, after which the first and second powder are at least be thermally sprayed onto an area of the component to create the wear protection layer. This represents a further advantageous alternative to producing a temperature and oxidation-resistant wear protection layer from an aluminum-containing or alitated nickel or cobalt-based alloy. The first and second powders are preferably sprayed simultaneously if homogeneous mixing is desired. Alternatively, it can be provided that the first and the second powder are sprayed one after the other or in proportions that vary over time, in order to achieve a specific distribution of aluminum in the wear protection layer. Further features and their advantages result from the descriptions of the preceding aspects of the invention.

Ein vierter Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein Verbundpulver aus einem ersten Pulver, welches aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung besteht, und einem zweiten Pulver, welches aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung besteht, hergestellt wird, wonach das Verbundpulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt wird, um die Verschleißschutzschicht herzustellen. Dies stellt eine weitere vorteilhafte Alternative zur Herstellung einer temperatur- und oxidationsbeständigen Verschleißschutzschicht aus einer Aluminium-haltigen bzw. alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung dar. Das Verbundpulver kann generell aus losen und/oder verklebten Pulverpartikeln bestehen. Anstelle der Verwendung von zwei unterschiedlichen Pulvern wird ein Verbundpulver verwendet, welches als eine Komponente gespritzt wird, um die alitierte Verschleißschutzschicht herzustellen. Hierdurch kann eine besonders gleichmäßige Verteilung des Aluminiums in der Verschleißschutzschicht sichergestellt werden. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.A fourth aspect of the invention relates to a method for producing an anti-wear layer on a component of an aircraft engine, in which a composite powder consists of a first powder, which consists of a nickel or cobalt base alloy tion, and a second powder, which consists of aluminum and/or an aluminum alloy, is produced, after which the composite powder is thermally sprayed onto at least one area of the component in order to produce the wear protection layer. This represents a further advantageous alternative to the production of a temperature and oxidation-resistant wear protection layer from an aluminum-containing or alitated nickel or cobalt-based alloy. The composite powder can generally consist of loose and/or bonded powder particles. Instead of using two different powders, a composite powder is used which is sprayed as one component to produce the aluminated wear protection layer. In this way, a particularly uniform distribution of the aluminum in the anti-wear layer can be ensured. Further features and their advantages result from the descriptions of the preceding aspects of the invention.

Ein fünfter Aspekt der Erfindung betrifft ein Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist. Erfindungsgemäß besteht die Verschleißschutzschicht aus einer alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung. Mit Hilfe der Verschleißschutzschicht kann das Bauteil auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig in einem Flugtriebwerk eingesetzt werden. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.A fifth aspect of the invention relates to a component for an aircraft engine, which is provided with a wear protection layer at least in certain areas. According to the invention, the anti-wear layer consists of an aluminated nickel or cobalt-based alloy. With the help of the wear protection layer, the component can also be used reliably in an aircraft engine at temperatures above 900 °C. Further features and their advantages result from the descriptions of the preceding aspects of the invention.

Ein sechster Aspekt der Erfindung betrifft ein Flugtriebwerk, welches wenigstens ein Bauteil gemäß dem fünften Erfindungsaspekt umfasst und/oder welches wenigstens ein Bauteil umfasst, das eine Verschleißschutzschicht aufweist, die gemäß dem ersten Erfindungsaspekt hergestellt ist und/oder die aus einem gemäß dem zweiten Erfindungsaspekt hergestellten Spritzpulvers erzeugt ist und/oder die mittels eines Verfahrens nach dem dritten oder vierten Erfindungsaspekte hergestellt ist. Hierdurch kann das Bauteil auch bei Temperaturen über 900 °C zuverlässig in dem Flugtriebwerk eingesetzt werden, wodurch das Flugtriebwerk eine erhöhte Effizienz besitzt. Weitere Merkmale und deren Vorteile ergeben sich aus den Beschreibungen der vorhergehenden Erfindungsaspekte.A sixth aspect of the invention relates to an aircraft engine which comprises at least one component according to the fifth aspect of the invention and/or which comprises at least one component which has a wear protection layer which is produced according to the first aspect of the invention and/or which is produced from one according to the second aspect of the invention Spray powder is produced and / or is produced by a method according to the third or fourth aspects of the invention. As a result, the component can also be used reliably in the aircraft engine at temperatures above 900° C., as a result of which the aircraft engine has increased efficiency. Further features and their advantages result from the descriptions of the preceding aspects of the invention.

Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen, den Figuren und der Figurenbeschreibung. Die vorstehend in der Beschreibung genannten Merkmale und Merkmalskombinationen, sowie die nachfolgend in der Figurenbeschreibung genannten und/oder in der Figur alleine gezeigten Merkmale und Merkmalskombinationen sind nicht nur in der jeweils angegebenen Kombination, sondern auch in anderen Kombinationen verwendbar, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen. Es sind somit auch Ausführungen von der Erfindung als umfasst und offenbart anzusehen, die in der Figur nicht explizit gezeigt und erläutert sind, jedoch durch separierte Merkmalskombinationen aus den erläuterten Ausführungen hervorgehen und erzeugbar sind. Es sind auch Ausführungen und Merkmalskombinationen als offenbart anzusehen, die somit nicht alle Merkmale eines ursprünglich formulierten unabhängigen Anspruchs aufweisen. Es sind darüber hinaus Ausführungen und Merkmalskombinationen, insbesondere durch die oben dargelegten Ausführungen, als offenbart anzusehen, die über die in den Rückbezügen der Ansprüche dargelegten Merkmalskombinationen hinausgehen oder von diesen abweichen. Dabei zeigt die einzige Figur ein Diagramm der Aluminium-Verteilung in einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks durch Diffusion zu unterschiedlichen Zeiten.Further features of the invention result from the claims, the figures and the description of the figures. The features and combinations of features mentioned above in the description, as well as the features and combinations of features mentioned below in the description of the figures and/or shown alone in the figure, can be used not only in the combination specified in each case, but also in other combinations, without going beyond the scope of the invention leave. The invention should therefore also be considered to include and disclose embodiments that are not explicitly shown and explained in the figure, but that result from the explained embodiments and can be generated by separate combinations of features. Versions and combinations of features are also to be regarded as disclosed which therefore do not have all the features of an originally formulated independent claim. Furthermore, embodiments and combinations of features, in particular through the embodiments presented above, are to be regarded as disclosed which go beyond or deviate from the combinations of features presented in the back references of the claims. The only figure shows a diagram of the aluminum distribution in a wear protection layer of a component of an aircraft engine due to diffusion at different times.

Die einzige Figur zeigt ein Diagramm, in welchem auf der Ordinate eine AluminiumKonzentration C und auf der Abszisse ein Abstand A von einer mit „0“ gekennzeichneten Grenzfläche einer Verschleißschutzschicht aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung eines Bauteils eines Flugtriebwerks zu drei unterschiedlichen Zeiten t1, t2, t3 aufgetragen ist. Links von der mit 0 gekennzeichneten Grenzfläche der ursprünglichen Verschleißschutzschicht befindet sich die jeweils erzeugte Alitierschicht S, während sich rechts von der mit 0 gekennzeichneten Schichtoberfläche die Verschleißschutzschicht erstreckt.The only figure shows a diagram in which an aluminum concentration C is plotted on the ordinate and a distance A on the abscissa from an interface marked “0” of a wear protection layer made of a nickel or cobalt-based alloy of a component of an aircraft engine at three different times t 1 , t 2 , t 3 is plotted. To the left of the boundary surface of the original anti-wear layer, marked 0, is the aluminum coating S produced in each case, while the wear-resistant layer extends to the right of the layer surface marked 0.

Ni- oder Co-Basis-Verschleißschutzschichten können auf Grund ihrer Zusammensetzung nach dem aktuellen Stand der Technik nicht stabil über 900°C eingesetzt werden. Grund hierfür ist das Versagen der Schicht durch Oxidation bei hohen Temperaturen. Die vorliegende Erfindung basiert auf der Erkenntnis, dass Aluminium als Temperatur- und Oxidationsschutz durch Diffusion in typische Ni- oder Co-Basis-Verschleißschutzschichten eingebracht werden kann, wodurch die entstandenen alitierten Verschleißschutzschichten auch oberhalb von 900 °C zuverlässig betrieben werden können. Die Verschleißschutzschichten sollen vorzugsweise durch thermisches Spritzen hergestellt werden können.Ni- or Co-based wear protection layers cannot be used stably above 900°C due to their composition according to the current state of the art. The reason for this is the failure of the layer due to oxidation at high temperatures. The present invention is based on the finding that aluminum can be introduced as temperature and oxidation protection by diffusion into typical Ni- or Co-based wear protection layers, as a result of which the resulting aluminated wear protection layers can also be operated reliably above 900°C. The wear protection layers should preferably be able to be produced by thermal spraying.

Die Herstellbarkeit einer Hochtemperaturverschleißschutzschicht, durch Eindiffundieren von Aluminium als Oxidationsschutz in bestehende Verschleißschutzschichten wurde in den folgenden Versuchen nachgewiesen. Es wurden insgesamt drei unterschiedliche Verschleißschutzschichten auf Co-Basis (zum Beispiel CoMoCrSi) bzw. Ni-Basis (zum Beispiel NiMoCrSi) durch thermisches Spritzen auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks hergestellt und anschließend alitiert. Das Aluminium wurde dabei in manchen Versuchen durch eine Gasphasenalitierung und in anderen Versuchen über eine Schlickerroute in die jeweilige Verschleißschutzschicht eingebracht. Anschließend wurde ein Teil der beschichteten Bauteile im Vakuum wärmebehandelt.The feasibility of producing a high-temperature wear protection layer by diffusing aluminum into existing wear protection layers as protection against oxidation was demonstrated in the following tests. A total of three different wear protection layers based on Co (e.g. CoMoCrSi) or Ni (e.g. NiMoCrSi) were produced by thermal spraying on a component of an aircraft engine and then aluminized. The aluminum was introduced into the wear protection layer in some tests by gas phase alitization and in other tests via a slip route. Then some of the coated components were heat-treated in a vacuum.

Die Verschleißschutzschichten wurden jeweils metallographisch ausgewertet. Zudem wurde nach der Gasphasenalitierung sowie nach der anschließenden Vakuum-Wärmebehandlung eine Elementanalyse (EDX) am Schliff durchgeführt, um nachzuvollziehen, wie weit das Aluminium in die Verschleißschutzschichten eindiffundiert ist.The wear protection layers were evaluated metallographically in each case. In addition, an element analysis (EDX) was carried out on the section after the gas phase alitization and the subsequent vacuum heat treatment in order to understand how far the aluminum had diffused into the wear protection layers.

1. Gasphasenalitierung1. Gas phase alitation

Nach der Gasphasenalitierung (CVD) wurde sowohl in der Ni-Basis- Verschleißschutzschicht als auch in den beiden Co-Basis-Verschleißschutzschichten eindiffundiertes Aluminium nachgewiesen. Der Al-Gehalt ist an der Schichtoberfläche am höchsten und nimmt mit zunehmendem Abstand A zur Oberfläche der Verschleißschutzschicht ab. Dieses Verhalten ist typisch für Diffusionsschichten. Aus diesem Grund wurde im Anschluss an das Gasphasenalitieren ein zusätzliches Diffusionsglühen im Vakuum durchgeführt, um eine gleichmäßigere Verteilung des Al-Gehalts über die Schichtdicke A der Verschleißschutzschichten zu erzielen. Die Auswertung der Elementanalyse (EDX) nach dem Diffusionsglühen ist in der Figur dargestellt. Der Aluminiumgehalt C an der Schichtoberfläche der Alitierung S sinkt nach der Wärmebehandlung (gestrichelte Linie t2) ab, im Gegenzug ist das Aluminium im Vergleich zur Verschleißschutzschicht nach dem Alitieren (gepunktete Linie ti) in größerem Abstand zur Schichtoberfläche nachweisbar. Auch nach dieser Wärmebehandlung, die bei gleicher Temperatur wie die Alitierung durchgeführt wurde, liegt noch keine homogene Verteilung des Aluminiums über die Schichtdicke A vor. Die Temperatur kann beispielsweise zwischen 750 °C und 900 °C oder mehr betragen. Durch eine Verlängerung der Wärmebehandlung und/oder durch die Temperaturen während des Betriebs des Bauteils im Flugtriebwerk diffundiert das Aluminium weiter und verteilt sich gleichmäßig in der Verschleißschutzschicht, so dass sich eine Gleichverteilung der Al-Konzentration C über die Dicke der Verschleißschutzschicht ergibt. Dies ist mit der Verteilungskurve t3 schematisch dargestellt.After vapor phase aluminating (CVD), diffused aluminum was detected both in the Ni-based wear-resistant layer and in the two Co-based wear-resistant layers. The Al content is highest on the layer surface and decreases with increasing distance A from the surface of the wear protection layer. This behavior is typical for diffusion layers. For this reason, an additional diffusion annealing was carried out in a vacuum after the gas phase alitizing in order to achieve a more even distribution of the Al content over the layer thickness A of the wear protection layers. The evaluation of the elemental analysis (EDX) after the diffusion annealing is shown in the figure. The aluminum content C on the surface of the aluminized layer S decreases after the heat treatment (dashed line t 2 ), on the other hand the aluminum is detectable at a greater distance from the layer surface compared to the wear protection layer after aluminizing (dotted line ti). Even after this heat treatment, which was carried out at the same temperature as the alitizing, the aluminum is still not homogeneously distributed over the layer thickness A. For example, the temperature can be between 750° C. and 900° C. or more. By extending the heat treatment and/or due to the temperatures during operation of the component in the aircraft engine, the aluminum diffuses further and is evenly distributed in the wear protection layer, resulting in an even distribution of the Al concentration C over the thickness of the wear protection layer. This is shown schematically with the distribution curve t 3 .

2. Schlickeralitierung2. Slurry litigation

Nach dem Aufbringen des Al-haltigen Schlickers wird dieser durch eine Wärmebehandlung im Schutzgas diffusionsgeglüht. Die Temperatur bei dieser Art des Alitierens ist im Vergleich zur Gasphasenalitierung niedriger. Alle Verschleißschutzschichten zeigen nach dem Diffusionsglühen eine deutliche Lagigkeit, bestehend aus einer Auflageschicht, einer Diffusionszone, sowie einer Zone, in der die lamellenartige thermische Spritzschicht noch deutlich zu erkennen ist. Die entstehenden Auflageschichten unterscheiden sich zwischen den Co- und Ni-Basisschichten deutlich. Während sich bei der Ni-Basisschicht eine dichte Auflageschicht bildet, ist sie bei den beiden Co-Basisschichten von Poren durchsetzt.After the Al-containing slip has been applied, it is diffusion annealed by heat treatment in a protective gas. The temperature in this type of alitizing is lower compared to gas phase alitizing. After diffusion annealing, all wear protection layers show a clear layer structure, consisting of a coating layer, a diffusion zone and a zone in which the lamellar thermal spray layer can still be clearly seen. The resulting overlay layers differ significantly between the Co and Ni base layers. While a dense overlay layer forms in the case of the Ni base layer, it is riddled with pores in the case of the two Co base layers.

Beim Einbringen von Aluminium in die Verschleißschutzschicht sollte darauf geachtet werden, dass die eigentliche Aufgabe des Verschleißschutzes erhalten bleibt. Das bedeutet, dass nach dem Alitieren der Schicht eine ähnliche Härte vorliegen und die geforderte Verschleißbeständigkeit sichergestellt sein muss. Ein zu hoher oder zu niedriger Al-Gehalt sollte daher in der Regel vermieden werden.When introducing aluminum into the wear protection layer, care should be taken to ensure that the actual task of wear protection is retained. This means that the layer must have a similar hardness after alitating and the required wear resistance must be ensured. As a rule, therefore, an Al content that is too high or too low should be avoided.

Es wurde gezeigt, dass durch Diffusion Aluminium in thermisch gespritzte Verschleißschutzschichten eingebracht werden kann. Dabei wurden sowohl alitierte Verschleißschutzschichten aus Ni-Basislegierungen als auch aus Co-Basislegierungen hergestellt. Generell können nicht nur die oben genannten, sondern sämtliche Ni- bzw. Co-Basislegierungen in der beschriebenen Weise alitiert werden.It has been shown that aluminum can be introduced into thermally sprayed wear protection layers by diffusion. In the process, aluminated anti-wear layers were produced from Ni-based alloys as well as from Co-based alloys. In general, not just the above alloys, but all Ni- or Co-based alloys can be aluminized in the manner described.

Je nach Verfahren und Art und Dauer einer anschließenden Wärmebehandlung ergibt sich eine hohe Konzentration des Aluminiums an der Oberfläche der Verschleißschutzschicht, die je nach Schichtzusammensetzung mehr oder weniger stark mit dem Abstand A zur Schichtoberfläche abnimmt. Es konnte gezeigt werden, dass sich die Verteilung des Aluminiums durch eine anschließende Wärmebehandlung und damit durch eine Weiterdiffusion des Aluminiums anpassen lässt. Ferner ist anzunehmen, dass sich im Betrieb der Verschleißschutzschicht bei hohen Temperaturen nach einer bestimmten Zeit eine homogene oder zumindest quasi-homogene Verteilung des Aluminiums über die Zeit einstellt (t3).Depending on the method and the type and duration of a subsequent heat treatment, there is a high concentration of aluminum on the surface of the wear protection layer, which, depending on the composition of the layer, decreases to a greater or lesser extent with the distance A from the layer surface. It could be shown that the distribution of the aluminum can be adjusted by subsequent heat treatment and thus further diffusion of the aluminium. Furthermore, it can be assumed that during operation of the wear-protection layer at high temperatures, after a certain period of time, a homogeneous or at least quasi-homogeneous distribution of the aluminum sets in over time (t 3 ).

Durch die Auswahl des passenden Alitierungsverfahrens und einer Parameteroptimierung kann für jedes Bauteil eine optimale Verschleißschutzschicht erzeugt werden kann, die einen gleichmäßigen oder ungleichmäßigen Verlauf der Aluminiumkonzentration C von der Schichtoberfläche ausgehend aufweist. Der Verlauf der Aluminiumkonzentration C kann sich durch Weiterdiffusion im Betrieb des Bauteils nach einer bestimmten Zeit homogenisieren.By selecting the appropriate alitizing process and optimizing the parameters, an optimal wear protection layer can be produced for each component, which has a uniform or non-uniform profile of the aluminum concentration C starting from the layer surface. The course of the aluminum concentration C can homogenize after a certain time due to further diffusion during operation of the component.

Um von Beginn an eine homogene Verteilung des Aluminiums über die Schichtdicke der Verschleißschutzschicht zu erreichen, kann es vorgesehen sein, dem Co- oder Ni-Basis-Pulver vor dem thermischen Spritzen Aluminiumpulver beizumischen. Bei einer gleichmäßigen Durchmischung des Pulvers ergibt sich so direkt nach dem thermischen Spritzen eine homogene oder zumindest weitgehend homogene Verteilung des Aluminiums im Schichtverbund. Sollten bei dieser Methode Schwierigkeiten durch Entmischung auftreten, kann es alternativ vorgesehen sein, das Co- oder Ni-Basispulver mit Al-Pulver zu verkleben. Das so hergestellte Verbundpulver würde ebenfalls zu einer homogenen oder zumindest weitgehend homogenen Al-Verteilung in der resultierenden Verschleißschutzschicht führen.In order to achieve a homogeneous distribution of the aluminum over the layer thickness of the wear protection layer right from the start, it can be It may be necessary to add aluminum powder to the Co- or Ni-based powder before thermal spraying. If the powder is evenly mixed, a homogeneous or at least largely homogeneous distribution of the aluminum in the composite layer results immediately after the thermal spraying. Should difficulties arise with this method due to segregation, it can alternatively be provided to bond the Co or Ni base powder with Al powder. The composite powder produced in this way would also lead to a homogeneous or at least largely homogeneous Al distribution in the resulting anti-wear layer.

Eine weitere Methode besteht darin, bereits der Ni- oder Co-Ausgangslegierung, aus der das Pulver für die Verschleißschutzschicht hergestellt wird, Aluminium beizumischen. Nach der Verdüsung liegt in diesem Fall schon Spritzpulver mit dem gewünschten Al-Gehalt vor. Bei dieser Variante ist zudem keine unerwünschte Separation des Aluminiums bzw. keine Entmischung zu erwarten.Another method is to add aluminum to the Ni or Co base alloy from which the powder for the anti-wear layer is made. In this case, spray powder with the desired Al content is already present after atomization. In addition, no undesired separation of the aluminum or demixing is to be expected with this variant.

Die in den Unterlagen angegebenen Parameterwerte zur Definition von Prozess- und Messbedingungen für die Charakterisierung von spezifischen Eigenschaften des Erfindungsgegenstands sind auch im Rahmen von Abweichungen - beispielsweise aufgrund von Messfehlern, Systemfehlern, Einwaagefehlern, DIN-Toleranzen und dergleichen - als vom Rahmen der Erfindung mitumfasst anzusehen.The parameter values specified in the documents for the definition of process and measurement conditions for the characterization of specific properties of the subject matter of the invention are also to be regarded as included within the scope of the invention within the scope of deviations - for example due to measurement errors, system errors, weighing errors, DIN tolerances and the like .

BezugszeichenlisteReference List

CC
Konzentration Aluminiumconcentration aluminum
AA
Abstand von einer Grenzfläche einer VerschleißschutzschichtDistance from an interface of an anti-wear layer
00
Grenzfläche der VerschleißschutzschichtInterface of the wear protection layer
SS
AlitierungAlignment
t1-t3t1-t3
Zeitpunkte einer WärmebehandlungTimes of a heat treatment

Claims (11)

Verfahren zum Beschichten eines Bauteils eines Flugtriebwerks mit einer Verschleißschutzschicht, bei welchem das Bauteil zunächst zumindest bereichsweise mit einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung beschichtet und anschließend alitiert wird.Method for coating a component of an aircraft engine with an anti-wear layer, in which the component is first coated at least in regions with a nickel or cobalt-based alloy and then aluminized. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung durch eine Gasphasenalitierung und/oder durch eine Schlickeralitierung und/oder durch Pulverpackalitieren alitiert wird.procedure after claim 1 , in which the nickel- or cobalt-based alloy is aluminated by a gas phase alitization and/or by a slip alitization and/or by powder packalitization. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei welchem die Verschleißschutzschicht nach dem Alitieren einer Wärmebehandlung unterzogen wird.procedure after claim 1 or 2 , in which the wear protection layer is subjected to a heat treatment after the aluminating. Verfahren nach Anspruch 3, bei welchem die Wärmebehandlung ein Diffusionsglühverfahren umfasst und/oder bei welchem die Wärmebehandlung bei gegenüber Normaldruck vermindertem Druck und/oder unter Schutzgasatmosphäre durchgeführt wird.procedure after claim 3 , in which the heat treatment comprises a diffusion annealing process and/or in which the heat treatment is carried out at reduced pressure compared to normal pressure and/or under a protective gas atmosphere. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei welchem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung nach dem Aufbringen auf das Bauteil und vor dem Alitieren zumindest bereichsweise vernickelt wird.Procedure according to one of Claims 1 until 4 , in which the nickel- or cobalt-based alloy is nickel-plated at least in regions after it has been applied to the component and before the aluminating. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei welchem die Nickel- oder Cobaltbasislegierung ausgewählt ist aus CoMoCrSi-Legierungen, insbesondere T800, NiMoCrSi-Legierungen und CoCrWNi-Legierungen.Procedure according to one of Claims 1 until 5 , in which the nickel- or cobalt-based alloy is selected from CoMoCrSi alloys, in particular T800, NiMoCrSi alloys and CoCrWNi alloys. Verfahren zum Herstellen eines Spritzpulvers für die Herstellung einer Verschleißschutzschicht eines Bauteils eines Flugtriebwerks, bei welchem eine Nickel- oder Cobaltbasislegierung bereitgestellt, mit Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung versetzt und gemeinsam aufgeschmolzen und/oder verdüst wird.Process for the production of a spray powder for the production of a wear-protection layer of a component of an aircraft engine, in which a nickel or cobalt-based alloy is provided, mixed with aluminum and/or an aluminum alloy and melted and/or atomized together. Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein erstes Pulver aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung mit einem zweiten Pulver aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung vermischt wird, wonach das erste und zweite Pulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt werden, um die Verschleißschutzschicht herzustellen.Method for producing an anti-wear layer on a component of an aircraft engine, in which a first powder made from a nickel or cobalt-based alloy is mixed with a second powder made from aluminum and/or an aluminum alloy, after which the first and second powder are thermally sprayed onto at least one area of the component to produce the wear protection layer. Verfahren zum Herstellen einer Verschleißschutzschicht auf einem Bauteil eines Flugtriebwerks, bei welchem ein Verbundpulver aus einem ersten Pulver, welches aus einer Nickel- oder Cobaltbasislegierung besteht, und einem zweiten Pulver, welches aus Aluminium und/oder einer Aluminiumlegierung besteht, hergestellt wird, wonach das Verbundpulver zumindest auf einen Bereich des Bauteils thermisch gespritzt wird, um die Verschleißschutzschicht herzustellen.Method for producing an anti-wear layer on a component of an aircraft engine, in which a composite powder is produced from a first powder, which consists of a nickel or cobalt-based alloy, and a second powder, which consists of aluminum and/or an aluminum alloy, after which the composite powder is thermally sprayed on at least one area of the component in order to produce the wear protection layer. Bauteil für ein Flugtriebwerk, welches zumindest bereichsweise mit einer Verschleißschutzschicht versehen ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Verschleißschutzschicht aus einer alitierten Nickel- oder Cobaltbasislegierung besteht.Component for an aircraft engine, which is provided at least in areas with a wear protection layer, characterized in that the wear protection layer consists of an aluminated nickel or cobalt base alloy. Flugtriebwerk, welches wenigstens ein Bauteil gemäß Anspruch 10 umfasst und/oder welches wenigstens ein Bauteil umfasst, das eine Verschleißschutzschicht aufweist, die gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6 hergestellt ist und/oder die aus einem gemäß Anspruch 7 hergestellten Spritzpulvers erzeugt ist und/oder die mittels eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 8 bis 9 hergestellt ist.Aircraft engine, which according to at least one component claim 10 includes and/or which comprises at least one component having a wear protection layer according to one of Claims 1 until 6 is made and / or from a according claim 7 produced spray powder is generated and / or by means of a method according to one of Claims 8 until 9 is made.
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