WO2017148916A1 - Schichtsystem mit beschichtungsaussparung an kühlluftlöchern von turbinenschaufeln - Google Patents

Schichtsystem mit beschichtungsaussparung an kühlluftlöchern von turbinenschaufeln Download PDF

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WO2017148916A1
WO2017148916A1 PCT/EP2017/054597 EP2017054597W WO2017148916A1 WO 2017148916 A1 WO2017148916 A1 WO 2017148916A1 EP 2017054597 W EP2017054597 W EP 2017054597W WO 2017148916 A1 WO2017148916 A1 WO 2017148916A1
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cooling air
layer
air holes
recess
layer system
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PCT/EP2017/054597
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Inventor
Fathi Ahmad
Christian Menke
Christian Voss
Original Assignee
Siemens Aktiengesellschaft
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades

Definitions

  • the invention relates to the recess of a coating around cooling air holes in turbine blades.
  • the guide and moving blades of the first turbine stages of gas turbines are due to the high thermal load usually with a thermal protection layer (thermal
  • TBC Barrier Coating
  • the object is achieved by a layer system according to claim 1. An ⁇ .
  • the goal is still to avoid microcracks in the TBC to eliminate cooling air holes.
  • the pattern can be applied both before applying the TBC by means of a marker, so that the blade is not coated at these points even with a TBC or it is subsequently pasted with a negative mask and then mechanically processed, so that the TBC then only at these points is removed again, for example by
  • the optimal recess consists of the following geometric shapes:
  • FIG. 1 shows a plan view of an airfoil 4 of a turbine component and a turbine blade 1 - here as an example component.
  • the airfoil 4 has at the leading edge and on the suction or pressure side cooling air holes 11 11 ⁇ ⁇ , ..., which in particular in several rows of cooling air 10 10 ⁇ ⁇ , ...
  • the turbine blade 1 has an outer layer 9 on a substrate which is applied to the preferably used nickel- or cobalt-based substrate and has a metallic adhesion promoter layer and / or an outer ceramic layer 9.
  • FIG. 2 shows an enlarged view of these cooling air holes 11 11 ⁇ ⁇ ,... According to FIG. 1.
  • a strip-shaped recess 8 is present, which is at the recesses 13 13 ⁇ ⁇ of the cooling air holes
  • the strip-shaped recess 8 is preferably rectangular.
  • the strip-shaped recess 8 preferably extends only along the cooling air holes 11 11 ⁇ ⁇ , the
  • Recesses 13 13 ⁇ ⁇ , ... have, but not beyond and is fluidically behind the cooling air holes 11 11 ⁇ ⁇ , ... arranged.
  • the pattern is only in a certain range of
  • Cooling air holes introduced half a row of cooling air.
  • the recesses can also be applied to larger parts of the blade.
  • the recess 13 13 ⁇ ⁇ , 8 can be created by subsequent Bear ⁇ processing or generated again during coating by appropriate abolition.
  • the introduced relief pattern has the potential to reduce or even eliminate TBC flaking while the turbine blade is in operation. Depending on the degree of impact on the spalling behavior, this may reduce unplanned downtime and unplanned blade noise.
  • the pattern shown here has a higher thermal protection function

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Durch eine spezielle Aussparung um Kühlluftlöcher (11`, 11``,...), bei dem eine umhüllende Aussparung (13`, 13``) und eine streifenförmige Vertiefung (8), die die umhüllenden Aussparungen miteinander verbindet, vorhanden ist, wird das Spallationsverhalten einer TBC deutlich verbessert.

Description

Schichtsystem mit Beschichtungsaussparung an Kühlluftlöchern von Turbinenschaufeln
Die Erfindung betrifft die Aussparung einer Beschichtung um Kühlluftlöcher bei Turbinenschaufeln.
Die Leit- und Laufschaufeln der ersten Turbinenstufen von Gasturbinen sind aufgrund der hohen thermischen Belastung in der Regel mit einer thermischen Schutzschicht (Thermal
Barrier Coating = TBC) versehen. Nach dem Beschichten der Turbinenschaufel mit der TBC müssen die vormals eingebrachten Kühlluftbohrungen erneut geöffnet bzw. erstmalig gebohrt wer¬ den. Durch das angewendete Bohrverfahren ist es bisher unver- meidlich, dass in die Randbereiche der jeweiligen Öffnungen Mikrorisse initiiert werden. Diese Mikrorisse können der Startpunkt für TBC-Abplatzungen sein und sollten somit nach Abschluss der Schaufelfertigung möglichst gar nicht mehr vorhanden sein.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung ein System aufzuzeigen, das die Abplatzung der TBC um die Kühlluftlöcher herum verhindert . Die Aufgabe wird gelöst durch ein Schichtsystem gemäß An¬ spruch 1.
In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig miteinander kombiniert werden kön- nen, um weitere Vorteile zu erzielen.
Es zeigen die Figuren 1, 2 Ausführungsbeispiele der
Erfindung . Als Erfindung soll hier ein optimales Muster für eine TBC-
Aussparung aufgezeigt werden. Das Ziel ist weiterhin, Mikrorisse in der TBC um Kühlluftbohrungen gänzlich zu vermeiden. Das Muster kann sowohl vor dem Aufbringen der TBC mittels einer Markierung aufgebracht werden, sodass die Schaufel an diesen Stellen erst gar nicht mit einer TBC beschichtet wird oder es wird nachträglich mit einer Negativmaske beklebt und anschließend mechanisch bearbeitet, sodass die TBC dann nur an diesen Stellen wieder abgetragen wird, z.B. durch
Sandstrahlen .
Die optimale Aussparung besteht aus folgenden geometrischen Formen :
1. Kreisflächen oder Ovalflächen um die Kühlluftlöcher;
2. streifenförmige Quernut axial hinter diesen Flächen, die alle Kreisflächen oder Ovalflächen einer Kühlluftreihe miteinander verbindet.
Die Figur und die Beschreibung stellen nur Ausführungsbeispiele der Erfindung dar.
Die Figur 1 zeigt eine Aufsicht auf ein Schaufelblatt 4 eines Turbinenbauteils und einer Turbinenschaufel 1 - hier als beispielhaftes Bauteil -.
Das Schaufelblatt 4 weist an der Anströmkante sowie auf der Saug- bzw. Druckseite Kühlluftlöcher 11 11 λ λ, ... auf, die insbesondere in mehreren Kühlluftreihen 10 10 λ λ , ...
angeordnet sind.
Außerdem weist die Turbinenschaufel 1 eine äußere Schicht 9 auf einem Substrat auf, die auf dem vorzugsweise verwendeten nickel- oder kobaltbasierten Substrat aufgebracht ist und einen metallischen Haftvermittlerschicht und/oder eine äußere keramischen Schicht 9 aufweist.
Um einen Teil 7 (gestrichelt angedeutet) der Kühlluftlöcher 11 11 λ λ, also nicht alle Kühlluftlöcher 11 11 λ λ, ... betreffend, ist eine Aussparung 12 der äußeren Schicht 9 vorhanden . Figur 2 zeigt eine vergrößerte Sicht auf diese Kühlluftlöcher 11 11 λ λ, ... gemäß Figur 1.
Um diese Kühlluftlöcher 11 11 λ λ, ... herum ist jeweils eine kreisförmige oder ovalförmige Aussparung 13 13 λ λ, ...
vorhanden, die sich um das jeweilige gesamte Kühlluftloch 11 11 λ λ, ... erstreckt.
Weiterhin ist eine streifenförmige Vertiefung 8 vorhanden, die sich an die Aussparungen 13 13 λ λ der Kühlluftlöcher
11 11 λ λ, ... direkt anschließt und die durchgehende Ausspa¬ rung 12 bildet.
Die streifenförmige Vertiefung 8 ist vorzugsweise rechteckig ausgebildet.
In dieser streifenförmigen Vertiefung 8 sind keine
Kühlluftlöcher vorhanden.
Die streifenförmige Vertiefung 8 erstreckt sich vorzugsweise nur entlang der Kühlluftlöcher 11 11 λ λ, die die
Aussparungen 13 13 λ λ, ... aufweisen, aber nicht darüber hinaus und ist strömungstechnisch hinter den Kühlluftlöchern 11 11 λ λ, ... angeordnet. Dabei ist das Muster nur in einem gewissen Bereich der
Kühlluftlöcher eingebracht (eine halbe Kühlluftreihe) . Die Aussparungen können auch auf größere Teile der Schaufel angewendet werden. Die Aussparung 13 13 λ λ, 8 kann durch nachträgliche Bear¬ beitung entstehen oder beim Beschichten durch entsprechende Abschaffung erneut erzeugt werden.
Die Vorteile sind:
• das eingebrachte Aussparungsmuster birgt das Potential, die TBC-Abplatzungen im laufenden Betrieb der Turbinenschaufel zu verringern oder sogar gänzlich zu vermeiden. Je nach Grad der Auswirkung auf das Abplatzungsverhalten können dadurch ungeplante Stillstände sowie ungeplante Schaufelaustäusche verringert werden. Das hier aufgezeigte Muster birgt eine höhere thermische Schutzfunktion,
· die Abtragung um die Kühlluftbohrungen entfernt die beim Bohren unvermeidlich eingebrachten Mikrorisse. Die alle kreisförmigen Aussparrungen verbindende Quernut reduziert zusätzlich die Neigung zum Abplatzen der TBC, da sie eine Rissfortpflanzungsbarriere darstellt,
· Kosteneinsparungen beim Service der Gasturbinen durch
Steigerung der Zuverlässigkeit der Gasturbine und damit Einhaltung von Garantien (Verfügbarkeit) sowie gesteigerter Kundennutzen und damit stärke Kundenbindung / Potential auf neue Aufträge.

Claims

Patentansprüche
1. Schichtsystem (1),
zumindest aufweisend:
ein Substrat mit zumindest einer äußeren Schicht (9), insbesondere mit einer äußeren keramischen Schicht (9), wobei das Schichtsystem (1) mehrere Kühlluftlöcher (11 11 λ λ , ...) aufweist,
die insbesondere in zumindest einer Kühlluftreihe (10
10 λ λ, ...) angeordnet und
wobei um mehrere Kühlluftlöcher (11 11 λ λ, ...) zumindest eine gemeinsame, durchgehende Aussparung (12) in der
Schicht (9) vorhanden ist,
wobei Aussparung (12) bedeutet, dass dort zumindest keine äußere Schicht (9) vorhanden ist,
wobei die Aussparung (12) gebildet ist durch
eine streifenförmige Aussparung (8) und
kreisförmige oder ovalförmige Aussparungen (13 13 λ λ, ...) um die Kühlluftlöcher (11, 11 λ λ, ...) ,
die mit der streifenförmigen Aussparung (8) verbunden sind, die (8) ebenfalls keine Schicht (9) aufweist.
2. Schichtsystem nach Anspruch 1,
bei dem die äußere Schicht (9) eine äußere keramische
Schicht (9) darstellt.
3. Schichtsystem nach einem oder beiden der Ansprüche 1 oder 2,
bei dem die äußere keramische Schicht (9) eine teilstabili¬ sierte Zirkonoxidschicht aufweist.
4. Schichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2 oder 3,
bei dem unter der äußeren keramischen Schicht (9) eine metallische Haft ermittlerschicht ,
insbesondere auf der Basis NiCoCrAlY vorhanden ist.
5. Schichtsystem nach Anspruch 4,
bei dem in den Aussparungen (13 13 λ λ, 8; 12) keine äußere keramische Schicht (9),
aber eine metallische Haftvermittlerbeschichtung vorhanden ist .
6. Schichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4 oder 5,
bei dem die Aussparung (12) nur einen Teil von Kühlluftlöchern (11 11 λ λ, ...) einer Kühlluftreihe (10 10 λ λ, ...) einer Turbinenschaufel betrifft.
7. Schichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4, 5 oder 6,
bei dem sich die streifenförmige Vertiefung (8) nur entlang der Kühlluftlöcher (11 11 λ λ, ...) erstreckt,
die Aussparungen (13 13 λ λ, ...) aufweisen.
8. Schichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4, 5, 6 oder 7,
bei dem die streifenförmige Aussparung (8) strömungstechnisch hinter den Kühlluftlöchern (11 11 λ λ, ...) angeordnet ist .
9. Schichtsystem nach einem oder mehreren der Ansprüche 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 oder 8,
bei dem die streifenförmige Aussparung (8) rechteckig aus¬ gebildet ist.
PCT/EP2017/054597 2016-03-02 2017-02-28 Schichtsystem mit beschichtungsaussparung an kühlluftlöchern von turbinenschaufeln WO2017148916A1 (de)

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