WO2007033650A1 - Method of producing a protective coating, protective coating, and component with a protective coating - Google Patents

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WO2007033650A1
WO2007033650A1 PCT/DE2006/001636 DE2006001636W WO2007033650A1 WO 2007033650 A1 WO2007033650 A1 WO 2007033650A1 DE 2006001636 W DE2006001636 W DE 2006001636W WO 2007033650 A1 WO2007033650 A1 WO 2007033650A1
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protective layer
component
protective coating
structuring
resistant
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Christian Friedrich
Klaus Breitschwerdt
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Mtu Aero Engines Gmbh
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    • 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
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
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    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
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    • Y10T428/12486—Laterally noncoextensive components [e.g., embedded, etc.]

Definitions

  • the present invention relates to a method for producing a wear-resistant, temperature and corrosion-resistant protective layer for a component, in particular for components of a gas turbine, by means of thermal spraying.
  • the invention further relates to a protective layer, namely a wear-resistant, temperature and corrosion-resistant protective layer for a component, in particular for components of a gas turbine, with an abrasive surface.
  • the invention relates to a component, in particular a component of a gas turbine, with a protective layer.
  • Such corrosion and oxidation protection layers are known and are used in particular in parts of turbines or aircraft engines as well as combustion chambers.
  • hot corrosion protective layers so-called MCrAlY support layers are used, as described for example in US-A-4080486, EP-Bl-0486489 and US-A-4585481.
  • these MCrAlY support layers can be used as a primer or as an adhesive layer between the metallic substrate to which the protective layer is applied and a ceramic cover layer.
  • the application of the protective layer is carried out in particular by thermal spraying method, such. As flame spraying, high-speed flame spraying, detonation spraying, plasma spraying, arc spraying, laser spraying or Schmelzbadspritzen.
  • DE-A1-10260462 and DE-A1-10351168 disclose further processes for producing a wear-resistant layer by means of thermal spraying.
  • OS-A-5935407 also describes the application of an MCrAlY base layer to a workpiece by means of a plasma spraying method.
  • a wear-resistant, temperature- and corrosion-resistant protective layer is applied by thermal spraying on a component, in particular on a component of a gas turbine, wherein during the application of the consisting of ceramic and / or a hard-metal combination protective layer on the Component for generating an abrasive surface of a structuring of the remote from the component surface of the protective layer is carried out.
  • the wear-resistant layer in one operation d. H. single-layer
  • the structuring of the component-remote surface of the protective layer takes place. Since no further operations are necessary for the production of the protective layer, the process can be carried out inexpensively, simply and quickly.
  • the structuring is produced by a Abdeckmasktechnik during the application of the protective layer. But it is also possible that the structuring is produced by a segmented application of the protective layer or individual protective layer elements. Furthermore, it is possible that the structuring is produced by a different thickness order of the protective layer on the component.
  • the Type of structuring can be predetermined and adapted to the corresponding requirements for the component or the requirements of the protective layer.
  • a protective layer according to the invention namely a wear-resistant, ter ⁇ pe- ratur- corrosion resistant protective layer for a component, in particular for components of a gas turbine has an abrasive surface, wherein the protective layer is formed ein Anlagenig and applied by thermal spraying on the corresponding component, wherein during the application the protective layer consisting of ceramic and / or a hard metal / metal combination is structured on the component for producing the abrasive surface, structuring the surface of the protective layer facing away from the component.
  • a protective layer is simple and inexpensive to produce. In particular, repairs to damaged protective layers can also be carried out very quickly.
  • this has a thickness of 10 .mu.m-6 mm, in particular 30 .mu.m-300 .mu.m.
  • the hard material or substances consist of boron nitride, titanium carbide, tungsten carbide, chromium carbide or zirconium oxide particles or a mixture thereof.
  • the hard materials may have a particle size of 0.1 microns - 200 microns.
  • the hard materials are arranged in a matrix of metal or a metal alloy.
  • this may be formed as a continuous or segmented layer. It is also possible that the protective layer has different thicknesses, is cut-shaped or has a plurality of projections on the surface facing away from the component. These projections may be formed, for example, tooth, cutting or tip-shaped.
  • the mentioned structuring possibilities of the protective layer according to the invention serve to form the abovementioned abrasive surface.
  • An inventive component in particular a component of a gas turbine, in particular a rotor blade, has at least in a partial area, in particular the blade tip, a protective layer according to the features described above.
  • the wear-resistant, high-temperature, oxidation-resistant and corrosion-resistant protective layer according to the invention is used in particular in the coating and / or repair of turbine and engine parts, in particular of gas turbines in aircraft engines.
  • Figure 1 is a schematic representation of a first embodiment of a component according to the invention with a protective layer according to the invention
  • Figure 2 is a schematic representation of a second embodiment of a component according to the invention with a protective layer according to the invention.
  • FIGS. 3a to 3c schematically show side views of further exemplary embodiments of components according to the invention, each with a protective layer according to the invention.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of a first exemplary embodiment of a component 10 with a protective layer 12.
  • the illustrated component 10 is a turbine blade 20 with a blade root 22 and a blade tip 18 opposite the blade root 22. It can be seen that at the blade tip 18, the protective layer 12 is formed.
  • the protective layer 12 is intended to be wear-resistant, temperature-resistant and corrosion-resistant and is usually referred to as blade tip armor.
  • the protective layer 12 is structured on the surface facing away from the component 10. The structuring takes place during the application of the protective layer 12 to the component 10.
  • the protective layer 12 has a plurality of protrusions 16 on the surface 14 facing away from the component 10.
  • FIG. 2 shows a schematic representation of a second embodiment of a component 10 with a protective layer 12.
  • the component 10 is likewise a turbine. Shovel 20.
  • the protective layer 12 is formed as a continuous layer. Abrasive properties of the protective layer 12 are achieved in this embodiment by different thicknesses of the protective layer 12 or by a blade-shaped design of the protective layer 12 (see Figure 3c).
  • FIGS. 3 a to 3 c show schematically illustrated side views of further exemplary embodiments of components 10, each with a protective layer 12.
  • the components 10 are again turbine blades 20. It can be seen that the blade tips 18 are each covered at least partially with the protective layer 12.
  • the protective layer 12 shown in FIG. 3a is segmented (see also FIG. 1).
  • the protective layers 12 shown in FIGS. 3b and 3c have cross-sections tapering outwards. This results in cutting edges 24, which leads to the formation of the abrasive property of the protective layer 12 on the component 10 opposite surface 14.

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Abstract

The present invention relates to a method of producing a wear-, heat- and corrosion-resistant protective coating for a component, in particular for components of a gas turbine, by means of thermal spraying, wherein, during the application of the protective coating, consisting of ceramic and/or a carbide/metal combination, to the component, structuring of that surface of the protective coating which faces away from the component is effected in order to produce an abrasive surface. In addition, the invention relates to a protective coating, namely a wear-, heat- and corrosion-resistant protective coating for a component, in particular for components of a gas turbine, having an abrasive surface. In this case, the protective coating is formed in a single layer and is produced by the method according to the invention. In addition, the invention relates to a component, in particular a component of a gas turbine, having a protective coating.

Description

Verfahren zur Herstellung einer Schutzschicht, Schutzschicht und Bauteil mit einer Schutzschicht Process for producing a protective layer, protective layer and component with a protective layer
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung einer verschleißfesten, temperatur- und korrosionsbeständigen Schutzschicht für ein Bauteil, insbesondere für Bauteile einer Gasturbine, mittels thermischen Spritzen. Die Erfindung betrifft weiterhin eine Schutzschicht, nämlich eine verschleißfeste, temperatur- und korrosionsbeständige Schutzschicht für ein Bauteil, insbesondere für Bauteile einer Gasturbine, mit einer abrasiven Oberfläche. Zudem betrifft die Erfindung ein Bauteil, insbesondere ein Bauteil einer Gasturbine, mit einer Schutzschicht.The present invention relates to a method for producing a wear-resistant, temperature and corrosion-resistant protective layer for a component, in particular for components of a gas turbine, by means of thermal spraying. The invention further relates to a protective layer, namely a wear-resistant, temperature and corrosion-resistant protective layer for a component, in particular for components of a gas turbine, with an abrasive surface. In addition, the invention relates to a component, in particular a component of a gas turbine, with a protective layer.
Derartige Korrosions- und Oxidationsschutzschichten sind bekannt und werden insbesondere in Teilen von Turbinen oder Flugtriebwerken wie auch Brennkammern eingesetzt. Als Heißkorrosionsschutzschichten werden sogenannte MCrAlY-Auflageschichten verwendet, wie sie zum Beispiel in der US- A-4080486, der EP-Bl-0486489 und der US-A-4585481 beschrieben sind. Zudem können diese MCrAlY-Auflageschichten als Haftvermittler oder als Haftschicht zwischen dem metallischen Substrat, auf die die Schutzschicht aufgetragen wird, und einer keramischen Deckschicht verwendet werden. Die Aufbringung der Schutzschicht erfolgt dabei insbesondere durch thermische Spritzverfahren, wie z. B. Flammspritzen, Hochgeschwindigkeitsflammspritzen, Detonationsspritzen, Plasmaspritzen, Lichtbogenspritzen, Laserspritzen oder Schmelzbadspritzen. Aus der DE-Al-10260462 sowie der DE-Al- 10351168 sind weitere Verfahren zur Herstellung einer verschleißfreien Schicht mittels thermischen Spritzens bekannt. Auch die OS-A-5935407 beschreibt das Aufbringen einer MCrAlY-Basisschicht auf ein Werkstück mittels einem Plasma-Spritzverfahren.Such corrosion and oxidation protection layers are known and are used in particular in parts of turbines or aircraft engines as well as combustion chambers. As hot corrosion protective layers so-called MCrAlY support layers are used, as described for example in US-A-4080486, EP-Bl-0486489 and US-A-4585481. In addition, these MCrAlY support layers can be used as a primer or as an adhesive layer between the metallic substrate to which the protective layer is applied and a ceramic cover layer. The application of the protective layer is carried out in particular by thermal spraying method, such. As flame spraying, high-speed flame spraying, detonation spraying, plasma spraying, arc spraying, laser spraying or Schmelzbadspritzen. DE-A1-10260462 and DE-A1-10351168 disclose further processes for producing a wear-resistant layer by means of thermal spraying. OS-A-5935407 also describes the application of an MCrAlY base layer to a workpiece by means of a plasma spraying method.
Nachteilig an diesen bekannten Verfahren, wie auch den daraus resultierenden Schutzschichten, ist jedoch, dass zur Herstellung bekannter Schutzschichten mit abrasiven Oberflächen bzw. Eigenschaften immer mehrere Verfahrensschritte notwendig sind, um die eigentliche Schutzschicht aufzubringen. Die daraus resultierenden Schutzschichten zeigen zudem immer einen mehrschichtigen Aufbau (vgl. auch EP-Al-0443877) . Dies führt bedingt durch den hohen Zeitaufwand bei einer entsprechenden Beschichtung eines Werkstücks und dem damit verbundenen Materialaufwand zu relativ hohen Herstellungskosten. Zudem können notwendige Reparaturen beschädigter Schutzschichten ebenfalls nur sehr zeitintensiv und kostenaufwändig durchgeführt werden. Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Verfahren der eingangs genannten Art bereitzustellen, welches einerseits kostengünstig ausführbar ist und andererseits eine einfache und schnelle Beschichtung entsprechender Bauteile erlaubt.A disadvantage of these known methods, as well as the resulting protective layers, however, is that for the production of known protective layers with abrasive surfaces or properties always more process steps are necessary to apply the actual protective layer. The resulting protective layers always show a multilayer structure (see also EP-Al-0443877). This leads due to the high cost of a corresponding coating of a workpiece and the associated cost of materials to relatively high production costs. In addition, necessary repairs of damaged protective layers can also be carried out only very time-consuming and costly. It is therefore an object of the present invention to provide a method of the type mentioned, which on the one hand is inexpensive executable and on the other hand allows a simple and fast coating of appropriate components.
Es ist weiterhin Aufgabe der vorliegenden Erfindung eine Schutzschicht der eingangs genannten Art bereitzustellen, die einfach und mit geringem Materialaufwand herstellbar ist und abrasive Eigenschaften aufweist.It is another object of the present invention to provide a protective layer of the type mentioned, which is simple and can be produced with low material costs and has abrasive properties.
Es ist weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Bauteil der eingangs genannten Art bereitzustellen, welches mit einer einfachen und kostengünstigen aufbringbaren Schutzschicht zumindest teilweise überzogen ist.It is another object of the present invention to provide a component of the type mentioned, which is at least partially coated with a simple and inexpensive coatable protective layer.
Gelöst werden diese Aufgaben durch ein Verfahren, eine Schutzschicht und ein Bauteil gemäß den in den unabhängigen Ansprüchen 1, 5 und 16 beschriebenen Merkmalen und Verfahrensschritten.These objects are achieved by a method, a protective layer and a component according to the features and method steps described in the independent claims 1, 5 and 16.
Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den jeweiligen Unteransprüchen beschrieben.Advantageous embodiments are described in the respective subclaims.
In einem erfindungsgemäßen Verfahren wird eine verschleißfeste, tempera- tur- und korrosionsbeständige Schutzschicht mittels thermischem Spritzen auf ein Bauteil, insbesondere auf ein Bauteil einer Gasturbine aufgetragen, wobei während des Aufbringens der aus Keramik und/oder einer Hartstoff-Metall-Kombination bestehenden Schutzschicht auf das Bauteil zur Erzeugung einer abrasiven Oberfläche einer Strukturierung der von dem Bauteil abgewandten Oberfläche der Schutzschicht erfolgt. Damit ist es vorteilhafter Weise möglich, dass die verschleißfeste Schicht in einem Arbeitsgang, d. h. einschichtig, durch thermisches Spritzen aufgebracht werden kann. Gleichzeitig erfolgt die Strukturierung der bauteilabgewand- ten Oberfläche der Schutzschicht. Da zur Herstellung der Schutzschicht keine weiteren Arbeitsgänge notwendig sind, kann das Verfahren kostengünstig, einfach und schnell durchgeführt werden.In a method according to the invention, a wear-resistant, temperature- and corrosion-resistant protective layer is applied by thermal spraying on a component, in particular on a component of a gas turbine, wherein during the application of the consisting of ceramic and / or a hard-metal combination protective layer on the Component for generating an abrasive surface of a structuring of the remote from the component surface of the protective layer is carried out. Thus, it is advantageously possible that the wear-resistant layer in one operation, d. H. single-layer, can be applied by thermal spraying. At the same time, the structuring of the component-remote surface of the protective layer takes place. Since no further operations are necessary for the production of the protective layer, the process can be carried out inexpensively, simply and quickly.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die Strukturierung durch eine Abdeckmaskierung während des Aufbringens der Schutzschicht erzeugt. Es ist aber auch möglich, dass die Strukturierung durch ein segmentiertes Aufbringen der Schutzschicht bzw. einzelner Schutzschichtelemente erzeugt wird. Des Weiteren ist es möglich, dass die Strukturierung durch einen unterschiedlich dicken Auftrag der Schutzschicht auf das Bauteil erzeugt wird. Vorteilhafterweise kann die Art der Strukturierung vorbestimmt werden und den entsprechenden Anforderungen an das Bauteil bzw. den Anforderungen an die Schutzschicht ange- passt werden.In an advantageous embodiment of the method according to the invention, the structuring is produced by a Abdeckmaskierung during the application of the protective layer. But it is also possible that the structuring is produced by a segmented application of the protective layer or individual protective layer elements. Furthermore, it is possible that the structuring is produced by a different thickness order of the protective layer on the component. Advantageously, the Type of structuring can be predetermined and adapted to the corresponding requirements for the component or the requirements of the protective layer.
Eine erfindungsgemäße Schutzschicht, nämlich eine verschleißfeste, terαpe- ratur- korrosionsbeständige Schutzschicht für ein Bauteil, insbesondere für Bauteile einer Gasturbine weist eine abrasive Oberfläche auf, wobei die Schutzschicht einschichtig ausgebildet ist und mittels thermischem Spritzen auf das entsprechende Bauteil aufgetragen wird, wobei während des Aufbringens der aus Keramik und/oder einer Hartstoff-Metall- Kombinatiσn bestehenden Schutzschicht auf das Bauteil zur Erzeugung der abrasiven Oberfläche eine Strukturierung der von dem Bauteil abgewandten Oberfläche der Schutzschicht erfolgt. Eine derartige Schutzschicht ist einfach und kostengünstig herzustellen. Insbesondere können auch sehr schnell Reparaturen an beschädigten Schutzschichten durchgeführt werden.A protective layer according to the invention, namely a wear-resistant, terαpe- ratur- corrosion resistant protective layer for a component, in particular for components of a gas turbine has an abrasive surface, wherein the protective layer is formed einschichtig and applied by thermal spraying on the corresponding component, wherein during the application the protective layer consisting of ceramic and / or a hard metal / metal combination is structured on the component for producing the abrasive surface, structuring the surface of the protective layer facing away from the component. Such a protective layer is simple and inexpensive to produce. In particular, repairs to damaged protective layers can also be carried out very quickly.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Schutzschicht weist diese eine Dicke von 10 μm - 6 mm insbesondere 30 μm - 300 μm auf. Des Weiteren bestehen der oder die Hartstoffe aus Bornitrid-, Titankarbid-, Wolframkarbid-, Chromkarbid- oder Zirkonoxidpartikeln oder einer Mischung davon. Die Hartstoffe können dabei eine Partikelgröße von 0,1 μm - 200 μm aufweisen.In an advantageous embodiment of the protective layer according to the invention, this has a thickness of 10 .mu.m-6 mm, in particular 30 .mu.m-300 .mu.m. Furthermore, the hard material or substances consist of boron nitride, titanium carbide, tungsten carbide, chromium carbide or zirconium oxide particles or a mixture thereof. The hard materials may have a particle size of 0.1 microns - 200 microns.
In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung sind die Hartstoffe in einer Matrix aus Metall oder eine Metall-Legierung angeordnet. Üblicherweise ist die metallische Matrix gemäß der Formel MCrAlXAE mit M = Fe, Co, Ni, NiCo oder CoNi, X = Si, Ta, V, Nb, Pt, Pd und AE = Y, Ti, Hf, Zr, Yb zusammengesetzt.In a further advantageous embodiment of the invention, the hard materials are arranged in a matrix of metal or a metal alloy. Usually, the metallic matrix according to the formula MCrAlXAE is composed of M = Fe, Co, Ni, NiCo or CoNi, X = Si, Ta, V, Nb, Pt, Pd and AE = Y, Ti, Hf, Zr, Yb.
In weiteren vorteilhaften Ausgestaltungen der erfindungsgemäßen Schutzschicht, kann diese als durchgängige oder segmentierte Schicht ausgebildet sein. Es ist zudem möglich, dass die Schutzschicht unterschiedliche Dicken aufweist, schneidenförmig ausgebildet ist oder eine Vielzahl von Vorsprüngen an der dem Bauteil abgewandten Oberfläche aufweist. Diese Vorsprünge können zum Beispiel zahn-, schneiden- oder spitzenförmig ausgebildet sein. Die genannten Strukturierungsmöglichkeiten der erfindungsgemäßen Schutzschicht dienen zur Ausbildung der genannten abrasiven Oberfläche .In further advantageous embodiments of the protective layer according to the invention, this may be formed as a continuous or segmented layer. It is also possible that the protective layer has different thicknesses, is cut-shaped or has a plurality of projections on the surface facing away from the component. These projections may be formed, for example, tooth, cutting or tip-shaped. The mentioned structuring possibilities of the protective layer according to the invention serve to form the abovementioned abrasive surface.
Ein erfindungsgemäßes Bauteil, insbesondere ein Bauteil einer Gasturbine, insbesondere eine Laufschaufei, weist zumindest in einem Teilbereich, insbesondere der Schaufelspitze, eine Schutzschicht gemäß den im Vorhergehenden beschriebenen Merkmalen auf.An inventive component, in particular a component of a gas turbine, in particular a rotor blade, has at least in a partial area, in particular the blade tip, a protective layer according to the features described above.
Verwendung findet die erfindungsgemäße verschleißfeste hochtemperatur-, oxidations- und korrosionsbeständige Schutzschicht insbesondere bei der Beschichtung und/oder Ausbesserung von Turbinen- und Triebwerksteilen, insbesondere von Gasturbinen in Flugtriebwerken.The wear-resistant, high-temperature, oxidation-resistant and corrosion-resistant protective layer according to the invention is used in particular in the coating and / or repair of turbine and engine parts, in particular of gas turbines in aircraft engines.
Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den in den Figuren dargestellten Ausführungs- und Anwendungsbeispielen. Es zeigenFurther details, features and advantages of the invention will become apparent from the illustrated in the figures embodiment and application examples. Show it
Figur 1 eine schematische Darstellung eines ersten Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Bauteils mit einer erfindungsgemäßen Schutzschicht;Figure 1 is a schematic representation of a first embodiment of a component according to the invention with a protective layer according to the invention;
Figur 2 eine schematische Darstellung eines zweiten Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Bauteils mit einer erfindungsgemäßen Schutzschicht; undFigure 2 is a schematic representation of a second embodiment of a component according to the invention with a protective layer according to the invention; and
Figuren 3a bis 3c schematisch dargestellte Seitenansichten weiterer Ausführungsbeispiele erfindungsgemäßer Bauteile mit jeweils einer erfindungsgemäßen Schutzschicht.FIGS. 3a to 3c schematically show side views of further exemplary embodiments of components according to the invention, each with a protective layer according to the invention.
Figur 1 zeigt in einer schematischen Darstellung ein erstes Ausführungsbeispiel eines Bauteils 10 mit einer Schutzschicht 12. Bei dem dargestellten Bauteil 10 handelt es sich um eine Turbinenschaufel 20 mit einem Schaufelfuß 22 und einer dem Schaufelfuß 22 gegenüberliegenden Schaufelspitze 18. Man erkennt, dass an der Schaufelspitze 18 die Schutzschicht 12 ausgebildet ist. Die Schutzschicht 12 soll dabei verschleißfest, tem- peratur- und korrosionsbeständig sein und wird üblicherweise als Schaufelspitzenpanzerung bezeichnet. Zur Erzeugung einer abrasiven Oberfläche bzw. von abrasiven Eigenschaften ist die Schutzschicht 12 an der vom dem Bauteil 10 abgewandten Oberfläche strukturiert ausgebildet. Die Strukturierung erfolgt dabei während des Aufbringens der Schutzschicht 12 auf das Bauteil 10. In dem dargestellten Ausführungsbeispiel weist die Schutzschicht 12 eine Vielzahl von Vorsprüngen 16 an der dem Bauteil 10 abgewandten Oberfläche 14 auf.1 shows a schematic representation of a first exemplary embodiment of a component 10 with a protective layer 12. The illustrated component 10 is a turbine blade 20 with a blade root 22 and a blade tip 18 opposite the blade root 22. It can be seen that at the blade tip 18, the protective layer 12 is formed. The protective layer 12 is intended to be wear-resistant, temperature-resistant and corrosion-resistant and is usually referred to as blade tip armor. To produce an abrasive surface or abrasive properties, the protective layer 12 is structured on the surface facing away from the component 10. The structuring takes place during the application of the protective layer 12 to the component 10. In the illustrated embodiment, the protective layer 12 has a plurality of protrusions 16 on the surface 14 facing away from the component 10.
Figur 2 zeigt eine schematische Darstellung eines zweiten Ausführungsbeispiels eines Bauteils 10 mit einer Schutzschicht 12. Bei diesem Ausführungsbeispiel handelt es sich bei dem Bauteil 10 ebenfalls um eine Turbi- nenschaufel 20. Man erkennt, dass bei diesem Ausführungsbeispiel die Schutzschicht 12 als durchgängige Schicht ausgebildet ist. Abrasive Eigenschaften der Schutzschicht 12 werden bei diesem Ausführungsbeispiel durch unterschiedliche Dicken der Schutzschicht 12 oder auch durch eine schneidenförmige Ausbildung der Schutzschicht 12 erzielt (vgl. Figur 3c).FIG. 2 shows a schematic representation of a second embodiment of a component 10 with a protective layer 12. In this exemplary embodiment, the component 10 is likewise a turbine. Shovel 20. It can be seen that in this embodiment, the protective layer 12 is formed as a continuous layer. Abrasive properties of the protective layer 12 are achieved in this embodiment by different thicknesses of the protective layer 12 or by a blade-shaped design of the protective layer 12 (see Figure 3c).
Die Figuren 3a bis 3c zeigen schematisch dargestellte Seitenansichten weiterer Ausführungsbeispiele von Bauteilen 10 mit jeweils einer Schutzschicht 12. Bei den Bauteilen 10 handelt es sich wiederum um Turbinenschaufeln 20. Man erkennt, dass die Schaufelspitzen 18 jeweils zumindest teilweise mit der Schutzschicht 12 bedeckt sind. Die in Figur 3a dargestellte Schutzschicht 12 ist segmentiert ausgebildet (vgl. auch Figur 1) . Die in den Figuren 3b und 3c dargestellten Schutzschichten 12 weisen sich nach außen hin verjüngende Querschnitte auf. Dadurch ergeben sich Schneidkanten 24, die zur Ausbildung der abrasiven Eigenschaft der Schutzschicht 12 an der dem Bauteil 10 gegenüberliegenden Oberfläche 14 führt . FIGS. 3 a to 3 c show schematically illustrated side views of further exemplary embodiments of components 10, each with a protective layer 12. The components 10 are again turbine blades 20. It can be seen that the blade tips 18 are each covered at least partially with the protective layer 12. The protective layer 12 shown in FIG. 3a is segmented (see also FIG. 1). The protective layers 12 shown in FIGS. 3b and 3c have cross-sections tapering outwards. This results in cutting edges 24, which leads to the formation of the abrasive property of the protective layer 12 on the component 10 opposite surface 14.

Claims

Patentansprüche claims
1. Verfahren zur Herstellung einer verschleißfesten temperatur- und korrosionsbeständigen Schutzschicht (12) für ein Bauteil (10), insbesondere für Bauteile einer Gasturbine, mittels thermischen Spritzen, dadurch gekennzeichnet, dass während des Aufbringens der aus Keramik und/oder einer Hartstoff-Metall-Kombination bestehenden Schutzschicht1. A method for producing a wear-resistant temperature and corrosion-resistant protective layer (12) for a component (10), in particular for components of a gas turbine, by means of thermal spraying, characterized in that during application of the ceramic and / or a hard-metal Combination existing protective layer
(12) auf das Bauteil (10) zur Erzeugung einer abrasiven Oberfläche eine Strukturierung der von dem Bauteil (10) abgewandten Oberfläche(12) on the component (10) for generating an abrasive surface structuring the surface facing away from the component (10)
(14) der Schutzschicht (12) erfolgt.(14) the protective layer (12) takes place.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Strukturierung durch eine Abdeckmaskierung während des Aufbringens der Schutzschicht (12) erzeugt wird.2. The method according to claim 1, characterized in that the structuring is produced by a Abdeckmaskierung during the application of the protective layer (12).
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Strukturierung durch ein segmentiertes Aufbringen der Schutzschicht (12) erzeugt wird.3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that the structuring is produced by a segmented application of the protective layer (12).
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Strukturierung durch einen unterschiedlichen dicken Auftrag der Schutzschicht (12) auf das Bauteil (10) erzeugt wird.4. The method according to any one of the preceding claims, characterized in that the structuring is produced by a different thick application of the protective layer (12) on the component (10).
5. Schutzschicht, nämlich eine verschleißfeste temperatur- und korrosionsbeständige Schutzschicht (12) für ein Bauteil (10), insbesondere für Bauteile einer Gasturbine, mit einer abrasiven Oberfläche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) einschichtig ausgebildet ist und durch ein Verfahren nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 4 hergestellt ist.5. protective layer, namely a wear-resistant temperature and corrosion resistant protective layer (12) for a component (10), in particular for components of a gas turbine, with an abrasive surface, characterized in that the protective layer (12) is formed in a single layer and by a method according to at least one of claims 1 to 4 is produced.
6. Schutzschicht nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) eine Dicke von 10 μm - 6,0 mm aufweist.6. Protection layer according to claim 5, characterized in that the protective layer (12) has a thickness of 10 microns - 6.0 mm.
7. Schutzschicht nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) eine Dicke von 30 μm - 300 μm, insbesondere 30- 150 μm, aufweist.7. Protection layer according to claim 5, characterized in that the protective layer (12) has a thickness of 30 μm-300 μm, in particular 30-150 μm.
8. Schutzschicht nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) aus Keramik und/oder einer Hartstoff-Metall-Kombination besteht . 8. Protection layer according to one of claims 5 to 7, characterized in that the protective layer (12) consists of ceramic and / or a hard material-metal combination.
9. Schutzschicht nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der oder die Hartstoffe aus Bornitrid-, Titankarbid-, Wolframkarbid-, Chrom- karbid- und Zirkonoxidpartikeln oder einer Mischung davon bestehen.9. Protective layer according to claim 8, characterized in that the hard material (s) consist of boron nitride, titanium carbide, tungsten carbide, chromium carbide and zirconium oxide particles or a mixture thereof.
10. Schutzschicht nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffe eine Partikelgröße von 0,1 μm - 200 μrα aufweisen.10. A protective layer according to claim 9, characterized in that the hard materials have a particle size of 0.1 microns - 200 microns.
11. Schutzschicht nach einem der Ansprüche 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Hartstoffe in einer Matrix aus Metall oder einer Metall-Legierung angeordnet sind.11. Protective layer according to one of claims 8 or 9, characterized in that the hard materials are arranged in a matrix of metal or a metal alloy.
12. Schutzschicht nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) als durchgängige oder segmentierte Schicht ausgebildet ist.12. Protection layer according to one of the preceding claims, characterized in that the protective layer (12) is formed as a continuous or segmented layer.
13. Schutzschicht nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) unterschiedliche Dicken aufweist.13. Protective layer according to one of the preceding claims, characterized in that the protective layer (12) has different thicknesses.
14. Schutzschicht nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) schneidenförmig ausgebildet ist.14. Protective layer according to one of the preceding claims, characterized in that the protective layer (12) is cut-shaped.
15. Schutzschicht nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schutzschicht (12) eine Vielzahl von Vorsprüngen (16) an der dem Bauteil (10) abgewandten Oberfläche (14) aufweist .15. Protective layer according to one of the preceding claims, characterized in that the protective layer (12) has a plurality of projections (16) on the component (10) facing away from the surface (14).
16. Bauteil, insbesondere Bauteil einer Gasturbine, mit einer Schutzschicht (12) gemäß mindestens einem der Ansprüche 5 bis 15.16. Component, in particular component of a gas turbine, with a protective layer (12) according to at least one of claims 5 to 15.
17. Verwendung einer verschleißfesten temperatur-, oxidations- und korrosionsbeständigen Schutzschicht (12) gemäß den Ansprüchen 5 bis 15 zur Beschichtung und/oder Ausbesserung von Turbinen- und Triebwerksteilen, insbesondere von Gasturbinen in einem Flugtriebwerk. 17. Use of a wear-resistant temperature, oxidation and corrosion resistant protective layer (12) according to claims 5 to 15 for coating and / or repair of turbine and engine parts, in particular of gas turbines in an aircraft engine.
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007026271A1 (en) * 2007-06-05 2008-12-11 Mtu Aero Engines Gmbh Masking tapes and methods for coating and / or repairing components
EP2177643A1 (en) * 2008-10-07 2010-04-21 Siemens Aktiengesellschaft Method for repairing a superalloy with the same superalloy powder and ceramic
DE102008056652A1 (en) 2008-11-10 2010-05-12 Mtu Aero Engines Gmbh Mask for kinetic cold gas compacting
IT1396884B1 (en) * 2009-12-15 2012-12-20 Nuovo Pignone Spa INSERTS IN TUNGSTEN CARBIDE AND METHOD
CN102418065B (en) * 2011-12-12 2013-07-03 中国矿业大学 Composite metal carbide wear-resistant coating and preparation process thereof
US9827735B2 (en) 2012-03-09 2017-11-28 United Technologies Corporation Erosion resistant and hydrophobic article
EP3216980A1 (en) 2016-03-08 2017-09-13 Siemens Aktiengesellschaft Method for manufacturing or repairing a rotor blade and/or a housing of a turbomachine
EP3222812A1 (en) 2016-03-24 2017-09-27 Siemens Aktiengesellschaft Method for making or repairing a rotor blade, rotor blade, method for manufacturing or repairing a housing for a fluid flow machine and said housing
CN117328013B (en) * 2023-11-30 2024-01-26 西安致远航空科技有限公司 Aviation broach surface coating and preparation process thereof

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2117269A (en) * 1982-03-11 1983-10-12 Rolls Royce Thermal barrier coating
DE19840966A1 (en) * 1998-09-08 2000-03-09 Impreglon International L L C Surface coating for a substrate and method for forming a surface coating
EP1070769A1 (en) * 1999-07-22 2001-01-24 ALSTOM POWER (Schweiz) AG Process for coating a locally diversely stressed component
WO2001009405A1 (en) * 1999-07-30 2001-02-08 Chromalloy Holland B.V. Drag reduction for gas turbine engine components
EP0702130B1 (en) * 1994-09-16 2003-04-23 MTU Aero Engines GmbH Process for producing an abrasive coating for metal components of drive units
WO2003083160A2 (en) * 2002-03-27 2003-10-09 Applied Materials, Inc. Evaluation of chamber components having textured coatings chamber components
US20040086689A1 (en) * 2002-10-31 2004-05-06 Tosoh Corporation Island projection-modified part, method for producing the same, and apparatus comprising the same
US20040115351A1 (en) * 2002-12-17 2004-06-17 Yuk-Chiu Lau High temperature abradable coatings
US20040258842A1 (en) * 2003-06-19 2004-12-23 Noriaki Hamaya Coated member and method of manufacture

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3199836A (en) * 1964-05-04 1965-08-10 Gen Electric Axial flow turbo-machine blade with abrasive tip
US4232995A (en) * 1978-11-27 1980-11-11 General Electric Company Gas seal for turbine blade tip
US4610698A (en) * 1984-06-25 1986-09-09 United Technologies Corporation Abrasive surface coating process for superalloys
DE3918380A1 (en) * 1989-06-06 1990-12-20 Starck Hermann C Fa HIGH-TEMPERATURE COMPOSITE MATERIAL, METHOD FOR THE PRODUCTION AND USE THEREOF
US5264011A (en) * 1992-09-08 1993-11-23 General Motors Corporation Abrasive blade tips for cast single crystal gas turbine blades
US5952110A (en) * 1996-12-24 1999-09-14 General Electric Company Abrasive ceramic matrix turbine blade tip and method for forming
JPH11343564A (en) * 1998-05-28 1999-12-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd High temperature equipment
US5997248A (en) * 1998-12-03 1999-12-07 Sulzer Metco (Us) Inc. Silicon carbide composition for turbine blade tips
US6059530A (en) * 1998-12-21 2000-05-09 General Electric Company Twin rib turbine blade
US6833203B2 (en) * 2002-08-05 2004-12-21 United Technologies Corporation Thermal barrier coating utilizing a dispersion strengthened metallic bond coat
US20050014010A1 (en) * 2003-04-22 2005-01-20 Dumm Timothy Francis Method to provide wear-resistant coating and related coated articles

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2117269A (en) * 1982-03-11 1983-10-12 Rolls Royce Thermal barrier coating
EP0702130B1 (en) * 1994-09-16 2003-04-23 MTU Aero Engines GmbH Process for producing an abrasive coating for metal components of drive units
DE19840966A1 (en) * 1998-09-08 2000-03-09 Impreglon International L L C Surface coating for a substrate and method for forming a surface coating
EP1070769A1 (en) * 1999-07-22 2001-01-24 ALSTOM POWER (Schweiz) AG Process for coating a locally diversely stressed component
WO2001009405A1 (en) * 1999-07-30 2001-02-08 Chromalloy Holland B.V. Drag reduction for gas turbine engine components
WO2003083160A2 (en) * 2002-03-27 2003-10-09 Applied Materials, Inc. Evaluation of chamber components having textured coatings chamber components
US20040086689A1 (en) * 2002-10-31 2004-05-06 Tosoh Corporation Island projection-modified part, method for producing the same, and apparatus comprising the same
US20040115351A1 (en) * 2002-12-17 2004-06-17 Yuk-Chiu Lau High temperature abradable coatings
US20040258842A1 (en) * 2003-06-19 2004-12-23 Noriaki Hamaya Coated member and method of manufacture

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