EP2516688A1 - Verfahren zum herstellen einer rotor/statordichtung einer gasturbine - Google Patents

Verfahren zum herstellen einer rotor/statordichtung einer gasturbine

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EP2516688A1
EP2516688A1 EP10787445A EP10787445A EP2516688A1 EP 2516688 A1 EP2516688 A1 EP 2516688A1 EP 10787445 A EP10787445 A EP 10787445A EP 10787445 A EP10787445 A EP 10787445A EP 2516688 A1 EP2516688 A1 EP 2516688A1
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EP
European Patent Office
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sealing
ceramic layer
housing part
segments
rotor
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP10787445A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Jan Oke Peters
Volker Tiedemann
Christian W. Siry
Dietmar Stunz
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Lufthansa Technik AG
Original Assignee
Lufthansa Technik AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Lufthansa Technik AG filed Critical Lufthansa Technik AG
Publication of EP2516688A1 publication Critical patent/EP2516688A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B23P6/007—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only additive methods, e.g. build-up welding
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/18—After-treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a method for applying a ceramic layer to the sealing surfaces of arranged on the inner circumference of a turbine housing part sealing segments of a rotor / stator seal of a gas turbine.
  • turbomachinery in particular gas turbines, such as ⁇ example as jet engines of airplanes, reduce leakage through gaps between cooperating and moving relative to each rotor and stator components efficiency.
  • gas turbines such as ⁇ example as jet engines of airplanes
  • the gap is thus variable in the operation of the gas turbine
  • inlet seals abradable seals
  • US 4,299,865 so-called inlet seals.
  • the blade tips of the rotor are made of a hard material or with a hard Layer provided and formed the inlet seal of the surrounding stator relatively soft. In various operating conditions, it can then be a run-in of the
  • Shovel tips come into the stator seal and a material removal of the inlet seal take place without damaging the blades takes place.
  • the invention has for its object to provide a method of the type mentioned, which allows a simple and inexpensive application of an inlet layer (abradable seal) and in particular for a renewal or replacement of a rotor / stator seal in the course of maintenance or repair a gas turbine is suitable. According to the invention it is provided that the application of the Ke ⁇ ramik für takes place while the sealing segments are in the installed state in the turbine housing part.
  • a gas turbine is a flow machine in which the thermal energy produced by combustion of a Kohlenwas ⁇ hydro- or other fuels hot gas stream is converted into mechanical energy.
  • the invention is particularly applicable to jet or Turboproptrieb ⁇ plants of aircraft.
  • a rotor / stator seal seals in a rotational movement relative to each other running components of the gas turbine against ⁇ each other, in particular the blade tips of a rotor against the circumference of a surrounding turbine housing.
  • turbine housing part designates that part of the turbine which has or holds the stator seal surrounding the rotor.
  • it may in particular be a module of a jet engine in which the stator seal is arranged.
  • Dichtseg ⁇ elements are arranged on the inner circumference of this turbine housing part.
  • the term sealing segments called de- mountable or individually replaceable parts, each dress a fraction of the inner circumference of the turbine housing from ⁇ .
  • a plurality of sealing segments extending over the entire circumference of the turbine housing portion and bil ⁇ det together the stator seal.
  • the sealing segments have sealing surfaces, which are those surfaces which face the rotor.
  • a ceramic layer is applied on these sealing surfaces according to the invention.
  • the term ceramic layer designates in the context of the invention all materials which have a proportion of ceramic materials and are suitable for forming a so-called abradable seals (inlet seal).
  • these ceramic layers are based on materials such as ZrÜ 2 , Al 2 O 3 and / or other metal, transition metal or rare earth oxides or
  • the application of the ceramic layer, while the sealing segments are in the installed state in the turbine housing part takes place.
  • This coating in the installed state has a number of advantages.
  • the gas turbine or the jet engine ⁇ factory must be disassembled only to the module level, the time-consuming and therefore costly disassembly down to the item level ⁇ eliminated.
  • On the other in a coating in the fitted state at the module level from the outset a uniform wear will be ⁇ equalized over the periphery of ceramic layer.
  • unavoidable tolerances in the course of the downstream installation of the sealing segments lead to inequalities at the transitional or abutting points in the circumferential direction of adjoining sealing segments, so that, as a rule, post-processing (for example Grinding) is required to produce a leveled over the entire circumference sealing surface.
  • the ceramic layer is carried out according to the invention particularly preferably by atmospheric plasma spray (APS).
  • APS atmospheric plasma spray
  • a plasma jet is used, the thermal energy is he witnesses ⁇ by the recombination of a gas plasma previously generated.
  • the Ma ⁇ TERIAL is supplied as a powder.
  • the material is applied in a normal ambient atmosphere.
  • the use of atmospheric plasma spraying as a method of applying the ceramic layer has the particular advantage that the usually quite large turbine housing parts do not have to be transferred in a controlled At ⁇ gas atmosphere such as a vacuum chamber.
  • the achievable at atmospheric plasma spraying quality of the ceramic layer is sufficient for the purposes OF INVENTION ⁇ to the invention without further ado.
  • the turbine housing portion already mentioned several times may be ER inventively example, a so-called High Pressure Turbine Shroud Support (HPT shroud support) ⁇ a jet engine.
  • HPT shroud support High Pressure Turbine Shroud Support
  • the ceramic layer applied according to the invention preferably has a porosity of 10 to 40% by volume, more preferably 20 to 30% by volume.
  • a sol ⁇ che porosity contributes to the ceramic layer sufficiently soft to shape and give it to run-known companies.
  • the material or friction pair should be designed in such a way that finally or predominantly the ceramic layer sealing surface is removed and no or only a slight wear on the blade tip occurs.
  • the egg contains ⁇ NEN portion of a thermally removable substance to ceramic material ⁇ placed at the time of application. It can play, be a polymer as ⁇ a polyester in particular. Thermally removable loading indicates that the substance escapes in the supply of thermal energy far ⁇ substantially or completely without residue from ceramics ⁇ layer while leaving behind cavities in the form of pores. The removal can be done by evaporation, sublimation or thermal decomposition or combustion with the escape of gaseous decomposition products.
  • suitable spray-on ceramic powders may be based on YSZ (yttria stabilized zirconia) and may contain 3 to 9 wt%, preferably 4 to 6 wt% polyester to produce the desired porosity.
  • a suitable powder is available, for example, from Sulzer Metco under the designation Metco 2460 NS.
  • the thickness of the applied ceramic layer may Invention ⁇ accordance more preferably between 0.1 and 0.7 mm, 0.1 and 0.5 mm. Frequently layers are applied in the range 0.2 to 0.4 or 0.2 to 0.3 mm.
  • an adhesion promoter layer is present prior to the application of the ceramic layer the substrate of the sealing segments is applied.
  • the thickness of the adhesive layer is preferably 0.1 mm or we ⁇ niger.
  • M is a metal selected from the group nickel, cobalt, iron, or combination ⁇ nations thereof is.
  • Other elements such as hafnium or silicon as so-called reactive element additions can be added to increase the oxidation resistance and lifetime of the bonding agent layer (bond coat).
  • the primer layer is preferably also applied by plasma spraying. Possibly.
  • a suitable material for the adhesion promoter layer is, for example, a CoNiCrALY-based fine-grained powder, likewise available from Sulzer Metco, such as, for example, Amdry 365-2.
  • cooling air holes available to reduce the thermal load on the HPT Shrouds. It may be advantageous in the context of the invention to close these cooling air holes prior to application of the ceramic layer and any adhesion promoter layers or other layers in order to prevent the cooling air holes are closed or reduced in cross-section impermissibly. According to a variant of the He-making ⁇ such cooling holes are before applying the ceramic layer (and preferably also before the application of an adhesive layer or other possible intermediate layers) is temporarily closed with a thermally removable material.
  • Thermally removable means that, following the application of the key, Ramik Mrs and any post-processing such as ⁇ example loops or the like can be removed by a heat treatment or in a first turbine run is removed by the then occurring heat load.
  • the thermal removal can be carried out in particular by evaporation, sublimation or thermal decomposition to preferably gaseous decomposition products. It is preferably carried out completely or largely without residue.
  • Preferred thermally removable materials are polymers or plastics. It is preferred that thede Kunststoffboh ⁇ ments are sealed with a not yet cured mixture of monomers, oligomers and / or prepolymers, which are then brought to cure.
  • the curing can be induced according to the invention by heat or preferably by light or UV radiation.
  • UV or light-curing plastics more preferably acrylates and / or methacrylates.
  • these may be epoxy acrylates, urethane acrylates, polyester acrylates, polyether acrylates and silicone acrylates.
  • Corresponding light-curing plastics are familiar to the person skilled in the art.
  • the viscosity and composition of the Ver ⁇ circuit of the cooling air holes not yet hardened overall premix is preferably of the form that a secure appli- cation of a viscous gel is possible and this does not flow away, or only in an unacceptable way even before curing.
  • Suitable plastics and adhesives are at ⁇ play as available from Dymax Europe GmbH, Frankfurt.
  • the invention further relates to a method for repair of sealing surfaces of the inner circumference of a Turbinenge housing part arranged sealing segments of a rotor / stator seal a gas turbine, comprising the steps: provide the disassembled Turbinengeha seteils, wherein the sealing segments in the Einbauzu ⁇ stood in the turbine housing part are, b) removing material from the sealing surfaces of the sealing segments, c) applying a ceramic layer by means of a procedural ⁇ proceedings according to any one of claims 1 to 12th
  • Another object of the invention is a method for repairing a gas turbine, the at least one rotor and arranged on the inner circumference of a turbine housing part
  • Sealing segments of a rotor / stator seal wherein in the new state of the gas turbine, a sealing gap between the Ro ⁇ torulatelspitzen and the sealing surfaces of the sealing segments is provided, with the steps: a) dismantling the gas turbine and provide the disassembled turbine housing part, wherein the Sealing segments are in the installed state in the turbine housing part,
  • the focus is on a repair process in which a targeted new production of the sealing surfaces takes place.
  • the repair is carried out at the level of the turbine housing module without further ⁇ re decomposition into the individual parts, ie in particular with the sealing segments in the installed state. Further erfindungsge ⁇ Gurss will wear off of the sealing surfaces of the sealing segments material, so that space is created for the Neuaufmine a ceramic layer according to the inventive method.
  • the repaired turbine housing parts or gas turbines before carrying out the method according to the invention a metallic sealing surface, so neither a inventively brought ⁇ or otherwise ceramic-like sealing surface.
  • a sealing gap at a according to the invention carried out repair is smaller than the sealing ⁇ gap in the new state of the gas turbine. It is thus a method by which the efficiency of a gas turbine can be increased.
  • Green Aviation in which the fuel consumption and CO 2 emissions from aircraft engines to be reduced. This aspect of the invention will be explained in more detail below.
  • the repair methods of the invention are useful in gas turbines, which have a ceramic sealing ⁇ surface when new and for which it is intended that the blade tips of the rotor enter in certain operating states in these sealing faces and cause material removal.
  • the blade tips of the turbine blades are often provided with an armor or on the basis of cubic Bohrnitrid (CBN).
  • CBN cubic Bohrnitrid
  • a ceramic layer may be listed on the sealing surface ⁇ accordance with the repair method of claim 14 even when such a gas turbine having metallic sealing surfaces be brought.
  • the metallic sealing surface is completely or partially removed, so that on the inner circumference of the corresponding turbine housing part space is available for the inventive application of a ceramic sealing surface.
  • This can be designed and applied so that after reassembly of the gas turbine, the sealing gap is lower than in the new state with me ⁇ tallischer sealing surface. The reduction of the sealing gap is possible since, in the case of the ceramic sealing surface applied according to the invention, a running-in of the blade tips into the
  • Sealing surface can be tolerated. If such Einlau ⁇ fen takes place, is unmarried ⁇ Lich removed this ceramic layer due to the material combination of the incoming tip into the soft ceramic layer. If, in unfavorable operating conditions, an unintentional run-in of the blade tip in the metal sealing surface occurs in the case of a metallic sealing surface, the blade tips of the rotors may also come to a material removal , so that the sealing gap is further enlarged and also due to a restoration of the sealing surface can not be brought back to the originally intended level.
  • the use of the atmospheric plasma spraying in the execution of the method according to the invention has the advantage whe- ren a relatively low process temperature ⁇ structure. Since the plasma jet relatively little thermal energy contributes to the coated sealing segments over ⁇ , a possible delay of the assembled components is avoided. As will be explained below in the exemplary embodiment, it is possible during the coating to rotate the module with the built-in sealing segments, so that the exposure time of the plasma jet to a single sealing segment is relatively low and the corresponding one Segment may cool during further rotation of the module before it comes into contact with the plasma jet again.
  • Fig. 1 a cross section through a gas turbine section; 2 shows a plan view of the turbine housing;
  • FIG. 5 shows schematically the procedure for a material removal from the sealing surfaces in the course of the preparation of the method according to the invention
  • FIG. 2 shows a turbine housing 1 in plan view
  • the reference numeral 5 schematically shows the axis of rotational symmetry of the gas turbine.
  • Distributed on the rotor disk 6 are a plurality of turbine blades 7 (rotor blade or rotor blades) distributed over the circumference.
  • the radially outwardly pointing tips of the turbine blade 7 seal against the sealing surfaces 4 of the sealing segments 3 and close with these a sealing gap 8, which is calculated from the difference of the stator radius 9 and the rotor radius 10 radius.
  • the arrow 11 indicates the Rich ⁇ direction of the gas flowing through the gas turbine gas stream.
  • FIG. 3a shows the initial state also shown in FIG.
  • the sealing segment 3 has a metallic sealing surface in this embodiment.
  • Reference numeral 13 denotes cooling air holes in the sealing segment 3.
  • FIG. 4 shows schematically the flow of a SEN invention shown repair procedure.
  • FIG. 4a shows the initial state of a sealing segment 3 before the repair, in which a certain removal of the sealing surface 4 has taken place as a rule; if necessary, an inlet not shown in FIG. 4a (see reference numeral 14 in FIG. 3c) can also be present.
  • Figure 4 The entire repair process shown in Figure 4 takes place in the installed state of the sealing segments in the turbine housing 1, as shown in Figure 2.
  • Figure 4 for clarity only a single sealing segment is provided ⁇ represents respectively.
  • Figure 5 shows schematically a removal of material from the sealing surfaces 4 of the sealing segments 3.
  • a grinding tool 15 is rotated for this purpose against the sealing surfaces 4. Instead of grinding, other removal methods such as milling or eroding can be used.
  • the result of the material removal is shown schematically in FIG. 4b.
  • the cleaning includes degreasing, rinsing with deionized water and drying, for example at 120 ° C, optionally under reduced pressure ⁇ air.
  • a so-called activation beam is performed.
  • Al20 3- Strahlgut the grain size mesh 36 is used.
  • the following beam parameters are suitable for the activation beam: Rotation speed 15min -1 , two vertical strokes, jet pressure 1.6 bar, nozzle distance 200 mm, spray angle 45 °. It should be avoided that blasting material enters the cooling air holes 13.
  • the applied activation layer is shown schematically at 16 in FIG. 4c.
  • a temporary closing of the cooling air channels 13 will usually be useful.
  • a light-curable PU-based plastic either punctiform by means of a pipette or a similar application instrument or with the aid of shaping masking aids such.
  • a bonding agent layer 18 shown schematically in FIG. 4e is applied.
  • a CoNiCrALY-based fine powder (Amdry 365-2) is applied by atmospheric plasma spraying.
  • FIG. 6 shows schematically how a coating unit 19 with a plasma jet 20, by relative movement with respect to the turbine housing 1, covers the entire circumference of FIG.
  • the following coating parameters are used: Hub 1, 3, 6% vertical speed of the robot, Rotati ⁇ ons Norwegian 27min -1.
  • the thickness of the adhesion promoter layer applied in this way is preferably 0.03 to 0.05 mm.
  • a erosi ⁇ onsfeste ceramic intermediate layer using a Ke ⁇ ramikpulvers such as Praxair 1484 may be applied to the adhesion promoter layer.
  • the inventive soft ceramic ⁇ layer (abradable coating) is applied with the coating unit 19th
  • the layer is shown schematically at 21 in FIG. 4f.
  • the coating material used is Metco 2460 NS. The following coating parameters are used:
  • the ceramic layer 21 is typically applied in a thickness of 0.2 to 0.7 mm.
  • the sealing surfaces 4 of the sealing segments 3 are ground down to the desired stator radius. Possibly caused by the plastic plug 17 unevenness of the sealing surface 4 such as Materialhö ⁇ cker be removed. After grinding, the plastic plugs 17 project up to the sealing surface 4, as shown schematically in FIG. 4g.
  • the plastic plugs 17 are thermally decomposed either by a separate heat treatment or when the engine is put into operation for the first time and are essentially recycled. Stand free from the cooling air holes 13.
  • the ready-to-operate state produced in this way is shown schematically in FIG . 4h.
  • Figure 7 shows the invention possible reduction of a sealing gap and thus increasing theidesgra ⁇ of a jet engine within the so-called
  • FIG. 7 a shows the original state in which the turbine blades 7 run against a metallic sealing surface 4 of the sealing segments 3. There is a relatively large sealing gap 8 is required to occur through the leakage currents and efficiency losses.
  • FIG. 7b shows the state after application of a porous ceramic layer 21 according to the method according to the invention. Due to its porosity of about 30% by volume, this layer is relatively soft.
  • the sealing gap 8b can be reduced here compared to ⁇ over the initial state.
  • the sealing gap 8 may be of the order of 0.5 to 2 mm, the amount of the reduced sealing gap 8b may be 0.1 to 0.4, preferably 0.1 to 0.3, more preferably 0.1 to 0.2 mm be lower.
  • a sealing gap reduction to 0.2 mm in the high pressure turbine of an engine can play at ⁇ as the fuel consumption and the CO 2 - reduce emissions by about 0.3%.
  • FIG. 8 shows diagrammatically a run-in of turbine blades 7 into the sealing surface 4 of a sealing segment 3 which is possible during operation of the engine.
  • an inlet notch schematically indicated by 14 in FIG. 8b is created. Since this inlet notch in the soft ceramic layer 21 ent ⁇ stands, there is no or only a very small Ma Material removal at the top of the turbine blade 7, so that the radial length 15 remains substantially unchanged.

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Abstract

Gegenstand der Erfindung ist ein Verfahren zum Aufbringen einer Keramikschicht (21) auf die Dichtflächen (4) von am Innenumfang eines Turbinengehäuseteils (1) angeordneten Dichtsegmenten (3) einer Rotor/Statordichtung einer Gasturbine. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass das Aufbringen der Keramikschicht (21) erfolgt, während sich die Dichtsegmente (3) im Einbauzustand in dem Turbinengehäuseteil (1) befinden.

Description

Verfahren zum Herstellen einer Rotor/Statordichtung
einer Gasturbine
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Aufbringen einer Keramikschicht auf die Dichtflächen von am Innenumfang eines Turbinengehäuseteils angeordneten Dichtsegmenten einer Rotor/Statordichtung einer Gasturbine.
Bei Turbomaschinen, insbesondere Gasturbinen wie beispiels¬ weise Strahltriebwerken von Flugzeugen, vermindern Leckströme durch Spalte zwischen zusammenwirkenden und sich relativ zu einander bewegenden Rotor- und Statorbauteilen den Wirkungsgrad. Um diese Spaltverluste zu minimieren und da¬ mit den Wirkungsgrad der Strömungsmaschine hoch zu halten, ist es erforderlich, den Spalt zwischen den üblicherweise hochtourig laufenden Rotorschaufeln und der dem Rotor umgebenden, zum Stator gehörenden Dichtfläche des Gehäuses im laufenden Betrieb der Maschine gering zu halten. Dies ist problematisch, da sich Rotorschaufeln bei hoher Belastung sowohl durch thermische Beanspruchung als auch durch Zentrifugalkräfte in Radialrichtung Längen, während das Gehäuse in der Regel nur eine geringe thermische Dehnung und damit Vergrößerung des Gehäuseumfangs erfährt. Das Spaltmaß ist also im Betrieb der Gasturbine veränderlich
Um diesen Spaltmaßveränderungen Rechnung zu tragen, sind sogenannte Einlaufdichtungen (abradable seals) bekannt (US 4,299,865) . Dabei werden die Schaufelspitzen des Rotors aus einem harten Material gefertigt bzw. mit einer harten Be- Schichtung versehen und die Einlaufdichtung des umgebenden Stators verhältnismäßig weich ausgebildet. In verschiedenen Betriebszuständen kann es dann zu einem Einlaufen der
Schaufelspitzen in die Statordichtung kommen und ein Mate- rialabtrag der Einlaufdichtung stattfinden, ohne dass eine Beschädigung der Schaufeln erfolgt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs genannten Art zu schaffen, das ein einfaches und kostengünstiges Aufbringen einer EinlaufSchicht (abradable seal) gestattet und sich insbesondere für eine Erneuerung bzw. einen Austausch einer Rotor-/Statordichtung im Zuge der Wartung oder Reparatur einer Gasturbine eignet. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass das Aufbringen der Ke¬ ramikschicht erfolgt, während sich die Dichtsegmente im Einbauzustand in dem Turbinengehäuseteil befinden.
Zunächst seien einige im Rahmen der Erfindung verwendete Begriffe erläutert.
Eine Gasturbine ist eine Strömungsmaschine, bei der die thermische Energie eines durch Verbrennung von Kohlenwas¬ serstoffen oder anderen Treibstoffen entstehenden Heißgas- Stroms in mechanische Energie umgesetzt wird. Die Erfindung ist insbesondere anwendbar bei Strahl- oder Turboproptrieb¬ werken von Flugzeugen.
Eine Rotor-/Statordichtung dichtet in einer Drehbewegung relativ zueinander laufende Bauteile der Gasturbine gegen¬ einander ab, insbesondere die Schaufelspitzen eines Rotors gegen den Umfang eines umgebenden Turbinengehäuses. Der Begriff Turbinengehäuseteil bezeichnet im Kontext des Anspruch 1 denjenigen Teil der Turbine, der die den Rotor umgebende Statordichtung aufweist bzw. haltert. Es kann sich im Rahmen der Erfindung insbesondere um ein Modul ei- nes Strahltriebwerks handeln, in dem die Statordichtung angeordnet ist.
Am Innenumfang dieses Turbinengehäuseteils sind Dichtseg¬ mente angeordnet. Der Begriff Dichtsegmente bezeichnet de- montierbare bzw. einzeln austauschbare Teile, die jeweils einen Bruchteil des Innenumfangs des Turbinengehäuses aus¬ kleiden. Eine Mehrzahl von Dichtsegmenten erstreckt sich über den gesamten Umfang des Turbinengehäuseteils und bil¬ det gemeinsam die Statordichtung.
Die Dichtsegmente weisen Dichtflächen auf, es handelt sich um diejenigen Flächen, die dem Rotor zugewandt sind. Auf diese Dichtflächen wird erfindungsgemäß eine Keramikschicht aufgebracht. Der Begriff Keramikschicht bezeichnet im Rah- men der Erfindung alle Materialien, die einen Anteil keramischer Materialien aufweisen und zur Ausbildung eines sogenannten abradable seals (Einlaufdichtung) geeignet sind. In aller Regel basieren diese Keramikschichten auf Materialien wir ZrÜ2, AI2O3 und/oder anderen Metall-, Übergangsme- tall- oder Seltenerdoxiden bzw.
-mischoxiden .
Erfindungsgemäß erfolgt das Aufbringen der Keramikschicht, während sich die Dichtsegmente im Einbauzustand in dem Tur- binengehäuseteil befinden. Dies bedeutet, dass das Aufbrin¬ gen der Keramikschicht erfolgt, während die Dichtsegmente im Einbauzustand, d.h. verbunden mit dem Turbinengehäuse- teil, eine gemeinsame, sich über den gesamten Umfang des Turbinengehäuseteils erstreckende Dichtfläche bilden.
Dieses Beschichten im Einbauzustand hat eine Reihe von Vor- teilen. Zum einen muss die Gasturbine bzw. das Strahltrieb¬ werk nur bis zur Modulebene zerlegt werden, die aufwändige und damit kostenträchtige Zerlegung bis auf die Einzelteil¬ ebene entfällt. Zum anderen wird bei einer Beschichtung im Einbauzustand auf der Modulebene von vornherein eine ein- heitliche über den Umfang egalisierte Keramikschicht aufge¬ tragen. Bei der im Stand der Technik üblichen Beschichtung der Einzelteile kommt es durch unvermeidbare Toleranzen im Zuge des nachgelagerten Einbaus der Dichtsegmente zu Unste- tigkeiten an den Übergangs- bzw. Stoßstellen in Umfangs- richtung aneinander angrenzender Dichtsegmente, so dass in aller Regel eine Nachbearbeitung (beispielsweise Schleifen) zur Herstellung einer über den gesamten Umfang egalisierten Dichtfläche erforderlich ist. Im Stand der Technik müssen auf die einzelnen Dichtsegmente verhältnismäßig dicke Ein- laufschichten aufgebracht werden, damit genügend Substanz für das nach dem Zusammenbau unvermeintliche Präzisions¬ schleifen vorhanden ist. Dies ist aufwändig und erhöht die Kosten. Zudem weisen die im Stand der Technik erforderlichen dickeren Keramikschichten eine Neigung zu Abplatzen von Material auf.
Alternativ kann im Stand der Technik vorgesehen sein, dass man die Ungenauigkeiten der Dichtfläche über den gesamten Umfang des Stators in Kauf nimmt und gepanzerte Rotorspit¬ zen bei dem ersten Motorlauf in die Keramikschicht ein¬ schneiden lässt. Auch hier sind aber wieder verhältnismäßig dicke Keramikschichten erforderlich, die die beschriebene Neigung zum Abplatzen aufweisen. Das Aufbringen der Keramikschicht erfolgt erfindungsgemäß besonders bevorzugt durch atmosphärisches Plasmaspritzen (atmospheric plasma spray, APS) . Beim Plasmaspritzen wird ein Plasmastrahl verwendet, deren thermische Energie er¬ zeugt wird durch die Rekombination eines vorher erzeugten Gasplasmas. In den Plasmastrahl wird das aufzutragende Ma¬ terial als Pulver gespeist. Beim atmosphärischen Plasmaspritzen erfolgt der Materialauftrag in normaler Umge- bungsatmosphäre . Die Verwendung von atmosphärischen Plasmaspritzen als Verfahren zum Aufbringen der Keramikschicht hat den besonderen Vorteil, dass die in der Regel recht großen Turbinengehäuseteile nicht in eine kontrollierte At¬ mosphäre wie beispielsweise eine Unterdruckkammer überführt werden müssen. Die beim atmosphärischen Plasmaspritzen erzielbare Qualität der Keramikschicht ist für die erfin¬ dungsgemäßen Zwecke ohne weiteres hinreichend.
Das bereits mehrfach genannte Turbinengehäuseteil kann er- findungsgemäß beispielsweise ein sogenanntes High Pressure Turbine Shroud Support (HPT Shroud Support) eines Strahl¬ triebwerks sein. Die erfindungsgemäß möglich gute Dichtwir¬ kung bzw. die Erzielung eines geringen Dichtspaltes kann sich insbesondere bei der Hochdruckturbine in einem verbes- serten Wirkungsgrad und damit einer Treibstoffeinsparung bemerkbar machen. Die erfindungsgemäß aufgebrachte Keramik¬ schicht weist vorzugsweise eine Porosität von 10 bis 40 Vol.-%, weiter vorzugsweise 20 bis 30 Vol.-% auf. Eine sol¬ che Porosität trägt dazu bei, die Keramikschicht hinrei- chend weich zu gestalten und ihr sogenannte Einlaufeigen- schaften zu verleihen. Gerät die Schaufelspitze des Rotors mit einer solchen Keramikschicht in Kontakt, soll die Werk¬ stoff- bzw. Reibpaarung derart gestaltet sein, dass aus- schließlich oder vorwiegend die Keramikschichtdichtflache abgetragen wird und kein oder nur ein geringer Verschleiß an der Schaufelspitze auftritt. Zur Erzielung der Porosität ist es bevorzugt, dass das auf¬ gebrachte Keramikmaterial im Zeitpunkt des Aufbringens ei¬ nen Anteil eines thermisch entfernbaren Stoffes enthält. Dabei kann es sich insbesondere um ein Polymer wie bei¬ spielsweise ein Polyester handeln. Thermisch entfernbar be- deutet, dass der Stoff bei Zufuhr thermischer Energie weit¬ gehend oder vollständig rückstandsfrei aus der Keramik¬ schicht entweicht und dabei Hohlräume in Form von Poren hinterlässt. Das Entfernen kann geschehen durch Verdampfen, Sublimation oder thermische Zersetzung bzw. Verbrennung un- ter Entweichen gasförmiger Zersetzungsprodukte.
Das Keramikmaterial der Keramikschicht basiert beispiels¬ weise auf ZrÜ2 ( Zirkondioxid) , es kann dotiert sein mit Seltenerdmetalloxiden wie beispielsweise Y2O3 oder anderen. Geeignete aufsprühbare Keramikpulver können beispielsweise auf YSZ (Yttria stabilized Zirconia) basieren und 3 bis 9 Gew.-%, vorzugsweise 4 bis 6 Gew.-% Polyester zur Herstellung der gewünschten Porosität enthalten. Ein geeignetes Pulver ist beispielsweise von Sulzer Metco unter der Be- Zeichnung Metco 2460 NS erhältlich.
Die Dicke der aufgebrachten Keramikschicht kann erfindungs¬ gemäß zwischen 0,1 und 0,7 mm, weiter vorzugsweise 0,1 und 0,5 mm liegen. Häufig werden Schichten im Bereich 0,2 bis 0,4 oder 0,2 bis 0,3 mm aufgebracht.
Es ist im Rahmen der Erfindung bevorzugt, dass vor dem Aufbringen der Keramikschicht eine Haftvermittlerschicht auf das Substrat der Dichtsegmente aufgebracht wird. Die Dicke der Haftvermittlerschicht beträgt bevorzugt 0,1 mm oder we¬ niger. Bei der Haftvermittlerschicht handelt es sich bevor¬ zugt um eine MCrAlY-Schicht , bei der M bevorzugt ein Metall ausgewählt aus der Gruppe Nickel, Kobalt, Eisen oder Kombi¬ nationen daraus ist. Andere Elemente wie beispielsweise Hafnium oder Silizium als sogenannte reactive element addi- tions können hinzugefügt werden, um die Oxidationsbestän- digkeit und Lebensdauer der Haftvermittlerschicht (Bond Co- at) zu erhöhen. Die Haftvermittlerschicht wird bevorzugt ebenfalls durch Plasmaspritzen aufgebracht. Ggf. kann Vaku¬ umplasmaspritzen (low vacuum plasma spray, LVPS) verwendet werden, bevorzugt ist jedoch das bereits beschriebene atmo¬ sphärische Plasmaspritzen. Ein geeignetes Material für die Haftvermittlerschicht ist beispielsweise ein ebenfalls von Sulzer Metco erhältliches feinkörniges Pulver auf CoNiCrALY Basis wie beispielsweise Amdry 365-2.
In den Dichtflächen von Dichtsegmenten einer Hochdruckturbine (sogenannten HPT Shrouds) sind häufig Kühlluftbohrungen vorhanden, um die thermische Belastung der HPT Shrouds zu verringern. Es kann im Rahmen der Erfindung vorteilhaft sein, diese Kühlluftbohrungen vor dem Aufbringen der Keramikschicht sowie etwaiger Haftvermittlerschichten oder sonstiger Schichten zu verschließen, um zu verhindern, dass die Kühlluftbohrungen verschlossen oder im Querschnitt unzulässig verkleinert werden. Gemäß einer Variante der Er¬ findung werden solche Kühlluftbohrungen vor dem Aufbringen der Keramikschicht (und bevorzugt auch vor dem Aufbringen einer Haftvermittlerschicht oder sonstiger etwaiger Zwischenschichten) mit einem thermisch entfernbaren Material temporär verschlossen. „Thermisch entfernbar" bedeutet, dass dieses Material im Anschluss an das Aufbringen der Ke- ramikschicht und etwaiger Nachbearbeitungen wie beispiels¬ weise Schleifen oder dergleichen entfernt werden kann durch eine Wärmebehandlung oder bei einem ersten Turbinenlauf durch die dann auftretende Wärmebelastung entfernt wird. Die thermische Entfernung kann insbesondere durch Verdampfen, Sublimation oder thermische Zersetzung zu vorzugsweise gasförmigen Zersetzungsprodukten erfolgen. Sie erfolgt bevorzugt vollständig oder weitgehend rückstandsfrei. Bevorzugte thermisch entfernbare Materialien sind Polymere bzw. Kunststoffe. Bevorzugt ist es, dass die Kühlluftboh¬ rungen verschlossen werden mit einem noch nicht ausgehärteten Gemisch von Monomeren, Oligomeren und/oder Präpolymeren, die anschließend zur Aushärtung gebracht werden. Die Aushärtung kann erfindungsgemäß durch Wärme oder bevorzugt durch Licht oder UV-Strahlung induziert werden. Bevorzugt werden UV- oder lichthärtende Kunststoffe verwendet, weiter bevorzugt Acrylate und/oder Methacrylate . Beispielsweise kann es sich um Epoxyacrylate, Urethanacrylate, Polyeste- racrylate, Polyetheracrylate und Silikonacrylate handeln. Entsprechende lichthärtende Kunststoffe sind dem Fachmann geläufig. Die Viskosität und Beschaffenheit des zum Ver¬ schluss der Kühlluftbohrungen noch nicht ausgehärteten Ge- mischs ist bevorzugt der Gestalt, dass eine sichere Appli- kation eines viskosen Gels möglich ist und dieses vor dem Aushärten nicht oder nur in noch hinnehmbarer Weise wegfließt. Geeignete Kunststoffe bzw. Klebstoffe sind bei¬ spielsweise erhältlich von der Firma Dymax Europe GmbH, Frankfurt .
Das erfindungsgemäße Verschließen von Kühlluftbohrungen vor dem Aufbringen der Keramikschicht vermeidet ein im Stand der Technik häufig notwendiges aufwendiges Aufbohren von Kühlluftöffnungen nach Aufbringen einer Keramikschicht. Bei diesem Verschließen der Kühlluftbohrungen handelt es sich um einen besonders vorteilhaften Aspekt der Erfindung, für den die Anmelderin ggf. auch Schutz beansprucht im Kontext der Beschichtung eines einzelnen, ausgebauten Dichtsegments, das sich somit nicht mehr im Einbauzustand in dem Turbinengehäuseteil befindet.
Gegenstand der Erfindung ist ferner ein Verfahren zur Repa ratur von Dichtflächen von am Innenumfang eines Turbinenge häuseteils angeordneten Dichtsegmenten einer Rotor/Statordichtung einer Gasturbine, mit den Schritten: zur Verfügung stellen des demontierten Turbinengeha seteils, wobei sich die Dichtsegmente im Einbauzu¬ stand in dem Turbinengehäuseteil befinden, b) Abtragen von Material von den Dichtflächen der Dichtsegmente, c) Aufbringen einer Keramikschicht mittels eines Verfah¬ rens nach einem der Ansprüche 1 bis 12.
Ein weiterer Gegenstand der Erfindung ist ein Verfahren zur Reparatur einer Gasturbine, die wenigstens einen Rotor und am Innenumfang eines Turbinengehäuseteils angeordnete
Dichtsegmente einer Rotor/Statordichtung aufweist, wobei im Neuzustand der Gasturbine ein Dichtspalt zwischen den Ro¬ torflügelspitzen und den Dichtflächen der Dichtsegmente vorgesehen ist, mit den Schritten: a) Demontieren der Gasturbine und zur Verfügung stellen des demontierten Turbinengehäuseteils, wobei sich die Dichtsegmente im Einbauzustand in dem Turbinengehäu- seteil befinden,
Abtragen von Material von den Dichtflächen der Dicht segmente,
Aufbringen einer Keramikschicht mittels eines Verfah¬ rens nach einem der Ansprüche 1 bis 12, so dass ein Dichtspalt entsteht, der kleiner ist als der Dicht¬ spalt im Neuzustand.
Gemäß diesen beiden Aspekten der Erfindung steht im Vordergrund ein Reparaturverfahren, bei dem eine gezielte Neuherstellung der Dichtflächen erfolgt. Gemeinsam ist den Repa- raturverfahren der Ansprüche 13 und 14, das die Reparatur erfolgt auf der Ebene des Turbinengehäusemoduls ohne weite¬ re Zerlegung in die Einzelteile, also insbesondere mit den Dichtsegmenten im Einbauzustand. Ferner wird erfindungsge¬ mäß von den Dichtflächen der Dichtsegmente Material abge- tragen, so dass Platz geschaffen wird für das Neuaufbringen einer Keramikschicht nach dem erfindungsgemäßen Verfahren.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung weisen die reparierten Turbinengehäuseteile bzw. Gasturbinen vor Durchfüh- rung des erfindungsgemäßen Verfahrens eine metallische Dichtfläche auf, also weder eine erfindungsgemäß aufge¬ brachte noch andersartige keramische Dichtfläche. Gemäß ei¬ nem weiteren Aspekt der Erfindung (Merkmal c) des Anspruchs 14) wird bei einer erfindungsgemäß durchgeführten Reparatur ein Dichtspalt hergestellt, der kleiner ist als der Dicht¬ spalt im Neuzustand der Gasturbine. Es handelt sich hier somit um ein Verfahren, mit dessen Hilfe der Wirkungsgrad einer Gasturbine erhöht werden kann. Dies ist ein besonders wichtiger Aspekt der Erfindung im Rahmen der sogenannten Green Aviation, bei der der Treibstoffverbrauch und CO2- Ausstoß von Flugzeugtriebwerken verringert werden soll. Dieser Aspekt der Erfindung soll nachfolgend noch näher er- läutert werden.
Die erfindungsgemäßen Reparaturverfahren sind verwendbar bei Gasturbinen, die im Neuzustand eine keramische Dicht¬ fläche besitzen und bei denen es vorgesehen ist, dass die Blattspitzen des Rotors in bestimmten Betriebszuständen in diese Dichtflächen einlaufen und einen Materialabtrag verursachen. Bei Verwendung keramischer Dichtflächen werden im Stand der Technik die Blattspitzen der Turbinenschaufeln häufig mit einer Panzerung bzw. auf der Basis von kubischen Bohrnitrid (CBN) versehen. Bei Verwendung einer erfindungsgemäß aufgebrachten Keramikschicht ist eine solche Panze¬ rung nicht zwingend erforderlich.
Es gibt ebenfalls Strahltriebwerke für Flugzeuge (bei- spielsweise General Electric CFM56 und CF6-80), die metal¬ lische Dichtflächen aufweisen. Bei diesen Motoren soll durch eine genaue Kontrolle von Geometrie und Fertigungs- sowie Montagetoleranzen vermieden werden, dass beim erstmaligen Einlaufen oder später im Betrieb die Rotorspitzen mit den metallischen Dichtflächen in Kontakt geraten. Um ein hier unerwünschtes Einlaufen sicher bei allen Betriebszu¬ ständen zu vermindern, ist häufig ein verhältnismäßig gro¬ ßer Dichtspalt erforderlich, durch den sich der Wirkungsgrad des Triebwerks vermindert.
Erfindungsgemäß kann auch bei solchen Gasturbinen mit metallischen Dichtflächen eine Keramikschicht auf die Dicht¬ fläche gemäß dem Reparaturverfahren des Anspruchs 14 aufge- bracht werden. Bei diesem Verfahren wird die metallische Dichtfläche ganz oder teilweise abgetragen, so dass auf dem Innenumfang des entsprechenden Turbinengehäuseteils Platz zur Verfügung steht für das erfindungsgemäße Aufbringen ei- ner keramischen Dichtfläche. Diese kann so konzipiert und aufgetragen werden, dass nach der Wiedermontage der Gasturbine der Dichtspalt geringer ist als im Neuzustand mit me¬ tallischer Dichtfläche. Die Verkleinerung des Dichtspalts ist möglich, da bei der erfindungsgemäß aufgebrachten kera- mischen Dichtfläche ein Einlaufen der Blattspitzen in die
Dichtfläche toleriert werden kann. Wenn ein solches Einlau¬ fen stattfindet, wird aufgrund der Materialpaarung der einlaufenden Blattspitze in die weiche Keramikschicht ledig¬ lich diese Keramikschicht abgetragen. Kommt es bei einer metallischen Dichtfläche in ungünstigen Betriebszuständen zu einem nicht vorgesehenen Einlaufen der Blattspitze in die metallische Dichtfläche, kann es zu einem Materialab¬ trag auch auf den Blattspitzen der Rotoren kommen, so dass sich der Dichtspalt weiter vergrößert und auch durch eine Wiederherstellung der Dichtfläche nicht wieder auf das ursprünglich vorgesehene Maß gebracht werden kann.
Die Verwendung des atmosphärischen Plasmaspritzens bei der Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens hat den weite- ren Vorteil einer verhältnismäßig geringen Prozesstempera¬ tur. Da der Plasmastrahl nur verhältnismäßig wenig thermische Energie auf die zu beschichtenden Dichtsegmente über¬ trägt, wird ein möglicher Verzug der zusammengesetzten Bauteile vermieden. Wie nachfolgend im Ausführungsbeispiel noch erläutert, kann man während des Beschichtens das Modul mit den eingebauten Dichtsegmenten rotieren lassen, so dass die Einwirkzeit des Plasmastrahls auf ein einzelnes Dicht¬ segment verhältnismäßig gering ist und das entsprechende Segment während der weiteren Rotation des Moduls abkühlen kann, bevor es wieder in Kontakt mit dem Plasmastrahl kommt . Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnungen beschrieben. Darin zeigen:
Fig. 1: einen Querschnitt durch eine Gasturbinensektion; Fig.2: eine Aufsicht auf das Turbinengehäuse;
Fig. 3: das Zusammenwirken von Turbinenschaufel und
Dichtfläche im Betrieb; Fig. 4: schematisch die Bearbeitungsschritte bei der
Durchfüh-rung einer erfindungsgemäßen Reparatur;
Fig. 5: schematisch das Vorgehen bei einem Materialabtrag von den Dichtflächen im Zuge der Vorberei- tung des erfindungsgemäßen Verfahrens;
Fig. 6: schematisch das erfindungsgemäße Beschichtungs- verfah- ren; Fig. 7: die erfindungsgemäß mögliche Verkleinerung des
Dichtspaltes ;
Fig. 8: das Verhalten einer erfindungsgemäß aufgebauten
Rotor-/Statordichtung im Betrieb.
Figur 2 zeigt in der Aufsicht ein Turbinengehäuse 1, an
dessen Innenumfang Aufnahmesegmente 2 für die Dichtsegmente 3 an¬ geordnet sind. Die über den Umfang des Turbinengehäuses 1 aneinander anstoßenden Dichtsegmente 3 weisen an ihren radial nach innen weisenden Umfangsflachen Dichtflächen 4 auf .
In Figur 1 zeigt die Bezugsziffer 5 schematisch die Rotationssymmetrieachse der Gasturbine. An der Rotorscheibe 6 sind über den Umfang verteilt eine Mehrzahl von Turbinen- laufschaufeln 7 (Rotorschaufel oder Rotorblätter) angeordnet. Die radial nach außen weisenden Spitzen der Turbinenschaufel 7 dichten gegen die Dichtflächen 4 der Dichtsegmente 3 ab und schließen mit diesen einen Dichtspalt 8 ein, der sich aus der Differenz des Stator-Radius 9 und des Ro- tor-Radius 10 errechnet. Der Pfeil 11 bezeichnet die Rich¬ tung des durch die Gasturbine strömenden Gasstroms.
Figur 3a zeigt den auch in Figur 1 dargestellten Ausgangszustand. Das Dichtsegment 3 weist bei dieser Ausführungs- form eine metallische Dichtfläche auf. Die Bezugsziffer 13 bezeichnet Kühlluftbohrungen in dem Dichtsegment 3.
Im Betrieb des Triebwerks kann es aufgrund thermischer Aus¬ dehnungen und/oder einer in Figur 3b bei 12 schematisch dargestellten Rotor-Exzentrizität zu einem Einlaufen der Turbinenschaufel 7 in die Dichtfläche des Dichtsegments 3 kommen. Durch das Einlaufen entsteht im Dichtsegment 3 eine in Figur 3c schematisch dargestellte Einlaufkerbe 14 und die Schaufellänge 15 wird durch Materialabtrag an der Spit- ze der Turbinenschaufel 7 verringert. Es entsteht ein ver¬ größerter Dichtspalt 8a; der Wirkungsgrad des Triebwerks verringert sich. Figur 4 zeigt schematisch den Ablauf eines erfindungsgemä¬ ßen Reparaturverfahrens. Figur 4a zeigt den Ausgangszustand eines Dichtsegmentes 3 vor der Reparatur, bei dem in der Regel ein gewisser Abtrag der Dichtfläche 4 stattgefunden hat, ggf. kann auch eine in der Figur 4a nicht dargestellte Einlaufkerbe (siehe Bezugsziffer 14 in Figur 3c) vorhanden sein .
Der gesamte in Figur 4 dargestellte Reparaturvorgang findet statt im Einbauzustand der Dichtsegmente im Turbinengehäuse 1, wie er in Figur 2 dargestellt ist. In Figur 4 ist der Klarheit halber jeweils nur ein einzelnes Dichtsegment dar¬ gestellt. Figur 5 zeigt schematisch ein Abtragen von Material von den Dichtflächen 4 der Dichtsegmente 3. Ein Schleifwerkzeug 15 wird zu diesem Zweck gegen die Dichtflächen 4 rotieren gelassen. Statt Schleifen können andere Abtragverfahren wie beispielsweise Fräsen oder Erodieren verwendet werden. Das Ergebnis des Materialabtrags ist schematisch in Figur 4b dargestellt .
Anschließend erfolgt eine Reinigung der zu beschichtenden Dichtflächen 4. Vorzugsweise umfasst die Reinigung eine Entfettung, ein Spülen mit VE-Wasser und eine Trocknung beispielsweise bei 120°C, ggf. unter vermindertem Luft¬ druck .
Zur Vorbereitung der Plasmabeschichtung wird ein sogenann- tes Aktivierungsstrahlen durchgeführt. Zu diesem Zweck wird Al203-Strahlgut der Körnung Mesh 36 verwendet. Folgende Strahlparameter eignen sich für das Aktivierungsstrahlen: Rotationsgeschwindigkeit 15min-1, zwei vertikale Hübe, Strahldruck 1,6 bar, Abstand der Düse 200 mm, Strahlwinkel 45°. Es soll dabei vermieden werden, dass Strahlgut in die Kühlluftbohrungen 13 gelangt.
Die aufgebrachte Aktivierungsschicht ist in Figur 4c bei 16 schematisch dargestellt.
Sofern eine Keramikschicht mit einer Schichtdicke von mehr als 0,2 oder 0,3 mm aufgebracht werden soll, wird in der Regel ein temporäres Verschließen der Kühlluftkanäle 13 sinnvoll sein. Zu diesem Zweck wird ein lichthärtbarer Kunststoff auf PU-Basis entweder punktförmig mittels einer Pipette oder einem vergleichbaren Auftraginstrument oder aber mit Hilfe formgebender Maskierungshilfen wie z. B. Folien mit entsprechenden Ausschnitten, die sich im wesentlichen mit den Kühlluftöffnungen decken, auf die Öffnung jeder Kühlluftbohrung 13 aufgebracht. Anschließend wird der Kunststoff mittels Licht, UV-Strahlung und/oder Wärme aus- gehärtet. Man erhält in Figur 4d schematisch dargestellte
Kunststoffpfropfen 17, die die Kühlluftkanäle 13 verschlie¬ ßen .
Im nächsten Schritt wird eine in Figur 4e schematisch dar- gestellte Haftvermittlerschicht 18 aufgebracht. Zu diesem Zweck wird ein feinkörniges Pulver auf CoNiCrALY-Basis (Amdry 365-2) durch atmosphärisches Plasmaspritzen aufgebracht. Figur 6 zeigt schematisch, wie eine Beschichtungs- einheit 19 mit einem Plasmastrahl 20 durch Relativbewegung gegenüber dem Turbinengehäuse 1 den gesamten Umfang der
Dichtflächen 4 der Dichtsegmente 3 beschichten kann. Folgende Beschichtungsparameter werden verwendet: 1 Hub, 3, 6% vertikale Geschwindigkeit des Roboters, Rotati¬ onsgeschwindigkeit 27min-1. Die Dicke der so aufgebrachten Haftvermittlerschicht beträgt vorzugsweise 0,03 bis 0,05 mm.
Fakultativ kann auf die Haftvermittlerschicht eine erosi¬ onsfeste Keramikzwischenschicht unter Verwendung eines Ke¬ ramikpulvers wie z.B. Praxair 1484 aufgebracht werden. Anschließend wird die erfindungsgemäße weiche Keramik¬ schicht (EinlaufSchicht ) mit der Beschichtungseinheit 19 aufgetragen. Die Schicht ist schematisch bei 21 in Figur 4f dargestellt . Als Beschichtungsmaterial wird Metco 2460 NS verwendet. Folgende Beschichtungsparameter werden verwendet:
2 mm Einzeleinspritzdüse, 9 Hübe, 1,8% vertikale Geschwin¬ digkeit des Roboters, Rotationsgeschwindigkeit 33min"1, Spritzwinkel 90°. Die Keramikschicht 21 wird in der Regel in einer Dicke von 0,2 bis 0,7 mm aufgebracht.
Im nächsten Schritt werden die Dichtflächen 4 der Dichtsegmente 3 auf den gewünschten Statorradius abgeschliffen. Möglicherweise durch die Kunststoffpfropfen 17 bewirkte Unebenheiten der Dichtfläche 4 wie beispielsweise Materialhö¬ cker werden dabei abgetragen. Nach dem Abschleifen ragen die Kunststoffpfropfen 17 bis zur Dichtfläche 4 vor, wie schematisch in Figur 4g dargestellt.
Die Kunststoffpfropfen 17 werden entweder durch eine separate Wärmebehandlung oder bei erstmaliger Inbetriebnahme des Triebwerks thermisch zersetzt und im wesentlichen rück- standsfrei aus den Kühlluftbohrungen 13 entfernt. Der so hergestellte betriebsfertige Zustand ist schematisch in Fi¬ gur 4h dargestellt. Figur 7 zeigt die erfindungsgemäß mögliche Verkleinerung eines Dichtspaltes und damit die Erhöhung des Wirkungsgra¬ des eines Strahltriebwerks im Rahmen der sogenannten
Green/aviation . Figur 7a zeigt den Ursprungszustand, in dem die Turbinenschaufeln 7 gegen eine metallische Dichtfläche 4 der Dichtsegmente 3 laufen. Es ist ein verhältnismäßig großer Dichtspalt 8 erforderlich, durch den Leckströme und Wirkungsgradverluste auftreten.
Figur 7b zeigt den Zustand nach Aufbringen einer porösen Keramikschicht 21 gemäß dem erfindungsgemäßen Verfahren. Durch ihre Porosität von etwa 30 Vol.-% ist diese Schicht verhältnismäßig weich. Der Dichtspalt 8b kann hier gegen¬ über dem Ausgangszustand verkleinert werden. Beispielsweise kann der Dichtspalt 8 in der Größenordnung 0,5 bis 2 mm liegen, der Betrag des verkleinerten Dichtspaltes 8b kann 0,1 bis 0,4, vorzugsweise 0,1 bis 0,3, weiter vorzugsweise 0,1 bis 0,2 mm geringer sein. Eine Dichtspaltreduzierung um 0,2 mm in der Hochdruckturbine eines Triebwerks kann bei¬ spielsweise den Treibstoffverbrauch und damit den CO2- Ausstoß um ca. 0,3% senken.
Figur 8 zeigt schematisch ein im Betrieb des Triebwerkes mögliches Einlaufen von Turbinenschaufeln 7 in die Dichtfläche 4 eines Dichtsegments 3. Es entsteht hier wieder ei- ne in Figur 8b schematisch mit 14 bezeichnete Einlaufkerbe . Da diese Einlaufkerbe in der weichen Keramikschicht 21 ent¬ steht, kommt es zu keinem oder nur einem sehr geringen Ma- terialabtrag an der Spitze der Turbinenschaufel 7, so dass deren radiale Länge 15 im wesentlichen unverändert bleibt.

Claims

Patentansprüche
Verfahren zum Aufbringen einer Keramikschicht (21) auf die Dichtflächen (4) von am Innenumfang eines Turbinen- gehäuseteils (1) angeordneten Dichtsegmenten (3) einer Rotor/Statordichtung einer Gasturbine, dadurch gekennzeichnet, dass das Aufbringen der Keramikschicht (21) erfolgt, während sich die Dichtsegmente (3) im Einbau¬ zustand in dem Turbinengehäuseteil (1) befinden.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Aufbringen der Keramikschicht (21) durch atmosphä¬ risches Plasmaspritzen (APS) erfolgt.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Keramikschicht (21) eine Porosität von 1 bis 40 Vol.-%, vorzugsweise 20 bis 30 Vol.-% aufweist.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, das die Porosität durch einen Anteil eines thermisch ent¬ fernbaren Stoffes in dem aufgebrachten Keramikmaterial bewirkt wird.
Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der thermisch entfernbare Stoff ein Polymer, vorzugs¬ weise ein Polyester ist.
6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Keramikmaterial der Keramik- schicht ZrÜ2 enthält.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke der aufgebrachten Keramik- Schicht (21) 0,1 bis 0,7 mm, vorzugsweise 0,1 bis 0,5 mm beträgt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Aufbringen der Keramikschicht eine Haftvermittlerschicht (18) aufgebracht wird .
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Haftvermittlerschicht (18) ein Material auf CoNiC- rAlY-Basis aufweist.
Verfahren nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke der Haftvermittlerschicht (18) 0,1 mm oder weniger beträgt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Aufbringen von Haftvermittlerschicht (18) und/oder Keramikschicht (21) in den Dichtflächen (4) vorhandene Kühlluftbohrungen (13) mit einem thermisch entfernbaren Material (17) verschlossen werden .
Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass das thermisch entfernbare Material (17) ein Kunst¬ stoff, vorzugsweise ein UV- oder lichthärtbarer Kunst¬ stoff, weiter vorzugsweise ein Acrylat- und/oder Me- thacrylatkunststoff, weiter vorzugsweise ein Kunststoff ausgewählt aus der Gruppe bestehend aus Epoxyacrylaten, Urethanacrylaten, Polyesteracrylaten, Polyetheracryla- ten und Silikonacrylaten .
13. Verfahren zur Reparatur von Dichtflächen von am Innenumfang eines Turbinengehäuseteils angeordneten Dicht¬ segmenten einer Rotor/Statordichtung einer Gasturbine, mit den Schritten: a) zur Verfügung stellen des demontierten Turbinengehäuseteils (1), wobei sich die Dichtsegmente (3) im Ein¬ bauzustand in dem Turbinengehäuseteil (1) befinden, b) Abtragen von Material von den Dichtflächen (4) der
Dichtsegmente (3) , c) Aufbringen einer Keramikschicht (21) mittels eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 12.
14. Verfahren zur Reparatur einer Gasturbine, die wenigstens einen Rotor (6, 7) und am Innenumfang eines Turbinengehäuseteils (1) angeordnete Dichtsegmente (3) einer Rotor/Statordichtung aufweist, wobei im Neuzustand der Gasturbine ein Dichtspalt (8) zwischen den Rotorschau¬ felspitzen und den Dichtflächen (4) der Dichtsegmente (3) vorgesehen ist, mit den Schritten: a) Demontieren der Gasturbine und zur Verfügung stellen des demontierten Turbinengehäuseteils (1), wobei sich die Dichtsegmente (3) im Einbauzustand in dem Turbi¬ nengehäuseteil (1) befinden, b) Abtragen von Material von den Dichtflächen (4) der Dichtsegmente (3) , c) Aufbringen einer Keramikschicht (21) mittels eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 12, so dass ein Dichtspalt (8b) entsteht, der kleiner ist als der Dichtspalt (8) im Neuzustand.
Verfahren nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Dichtsegmente (3) des in Schritt a) zur Verfügung gestellten Turbinengehäuseteils (1) me¬ tallische Dichtflächen (4) aufweisen.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011122549A1 (de) 2011-12-28 2013-07-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Reparatur einer Einlaufschicht eines Verdichters einer Gasturbine
GB201205663D0 (en) * 2012-03-30 2012-05-16 Rolls Royce Plc Effusion cooled shroud segment with an abradable system
JP6067869B2 (ja) * 2012-11-06 2017-01-25 シーメンス エナジー インコーポレイテッド タービンエアロフォイルのアブレイダブル皮膜システムおよび対応するタービンブレード
US9598973B2 (en) 2012-11-28 2017-03-21 General Electric Company Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same
DE102017207238A1 (de) * 2017-04-28 2018-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Dichtungssystem für Laufschaufel und Gehäuse
CN108130504A (zh) * 2018-01-25 2018-06-08 无锡锡压压缩机有限公司 一种螺杆压缩机用陶瓷类转子及加工方法
US10815783B2 (en) * 2018-05-24 2020-10-27 General Electric Company In situ engine component repair

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1921181A1 (de) * 2006-10-27 2008-05-14 United Technologies Corporation Poröse Kaltspray-Metallversiegelungen

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4299865A (en) 1979-09-06 1981-11-10 General Motors Corporation Abradable ceramic seal and method of making same
US5655701A (en) * 1995-07-10 1997-08-12 United Technologies Corporation Method for repairing an abradable seal
US5704759A (en) * 1996-10-21 1998-01-06 Alliedsignal Inc. Abrasive tip/abradable shroud system and method for gas turbine compressor clearance control
US6010746A (en) * 1998-02-03 2000-01-04 United Technologies Corporation In-situ repair method for a turbomachinery component
SG72959A1 (en) * 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
EP1365039A1 (de) * 2002-05-24 2003-11-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Verfahren zum Abdecken von Kühlungsöffnungen eines Gasturbinenbauteils
DE10225532C1 (de) * 2002-06-10 2003-12-04 Mtu Aero Engines Gmbh Schichtsystem für die Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine
US6914210B2 (en) * 2002-10-30 2005-07-05 General Electric Company Method of repairing a stationary shroud of a gas turbine engine using plasma transferred arc welding
EP1559499A1 (de) * 2004-01-27 2005-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Reparatur eines Bauteils einer Strömungsmaschine
US7509735B2 (en) * 2004-04-22 2009-03-31 Siemens Energy, Inc. In-frame repairing system of gas turbine components
EP1666625A1 (de) * 2004-12-01 2006-06-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Beschichtung von Bauteilen im Inneren einer Vorrichtung

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1921181A1 (de) * 2006-10-27 2008-05-14 United Technologies Corporation Poröse Kaltspray-Metallversiegelungen

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of WO2011076549A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
DE102009060570A1 (de) 2011-07-28
WO2011076549A1 (de) 2011-06-30
CN102985582A (zh) 2013-03-20

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