DE3843834A1

DE3843834A1 - HIGH TEMPERATURE PROTECTIVE LAYER

Info

Publication number: DE3843834A1
Application number: DE3843834A
Authority: DE
Inventors: Lorenz Dr Singheiser; Klaus Dr Schneider; Hermann Dr Gruenling
Original assignee: Asea Brown Boveri AG Germany; Asea Brown Boveri AB
Current assignee: ABB AG Germany; ABB AB
Priority date: 1988-12-24
Filing date: 1988-12-24
Publication date: 1990-07-05
Also published as: EP0376061A2; DE58905975D1; EP0376061B1; EP0376061A3

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Hochtemperatur- Schutzschicht gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to a high temperature Protective layer according to the preamble of the claim 1.

Solche Hochtemperatur-Schutzschichten kommen vor allem dort zur Anwendung, wo der Grundwerkstoff von Bauelemen ten aus warmfesten Stählen und/oder Legierungen zu schützen ist, die bei Temperaturen über 600°C zum Ein satz kommen. Durch solche Hochtemperatur-Schutzschichten soll die Wirkung von Hochtemperatur-Korrosionen, vor allem von Schwefel, Ölaschen, Sauerstoff, Erdalkalien und Vanadium verlangsamt bzw. vollständig unterbunden werden.Such high-temperature protective layers come first to be used where the basic material of construction elements heat-resistant steels and / or alloys protect, which is at temperatures above 600 ° C sentence come. With such high-temperature protective layers is intended to counteract the effects of high temperature corrosion all of sulfur, oil ash, oxygen, alkaline earth and vanadium slows down or completely suppressed will.

Bei Bauelementen von Gasturbinen sind Hochtemperatur- Schutzschichten von besonderer Bedeutung. Sie werden vor allem auf Lauf- und Leitschaufeln, sowie auf Wärmestau segmente von Gasturbinen aufgetragen.For gas turbine components, high temperature Protective layers of particular importance. You will before especially on blades and vanes, as well as on heat build-up segments of gas turbines applied.

Für die Fertigung dieser Bauelemente wird vorzugsweise ein austenitisches Material auf der Basis von Nickel, Kobalt oder Eisen verwendet. Bei der Herstellung von Gasturbinenbauteilen kommen vor allem Nickel-Superle gierungen als Grundmaterial zur Anwendung.For the manufacture of these components is preferred an austenitic material based on nickel, Cobalt or iron is used. In the manufacture of Gas turbine components come primarily from nickel superle Alloys as base material for use.

Bauelemente die für Gasturbinen bestimmt sind, werden bspw. mit Schutzschichten überzogen, die als wesentliche Bestandteile Nickel, Kobalt, Chrom, Aluminium und Yt trium enthalten. Der Aluminiumanteil dieser Schutz schichten ist relativ hoch. Hierdurch kommt es unter Betriebsbedingungen, insbesondere wenn die damit be schichteten Bauelemente einer Temperatur von mehr als 900°C ausgesetzt sind, auf der Oberfläche der Schutz schicht zur selbsttätigen Ausbildung eines aluminium oxidhaltigen Überzuges, der zur Korrosionsbeständigkeit der eigentlichen Schutzschicht beiträgt. Als Nachteil dieser Schutzschichten ist hervorzuheben, daß sie nicht genügend an den Grundwerkstoff der zu schützenden Bau elemente angepaßt sind. Bei hohen Temperaturen treten Verträglichkeitsprobleme zwischen den Schutzschichten und dem Grundwerkstoff der Bauelemente auf. Diese wirkt sich dahingehend aus, daß sich zwischen der Schutz schicht und dem Grundwerkstoff Poren ausbilden, die durch Abdiffusion wesentlicher Legierungsbestandteile der Schutzschicht oder des Grundwerkstoffs der Bauele mente hervorgerufen werden. Dieser Effekt wird als Kir kendall-Porosität bezeichnet. Ferner treten Probleme auch dann auf, wenn die Duktilität der Schutzschicht bei Temperaturen unter 600°C gering ist, was bei Schutz schichten mit hohem Aluminium- und Chromgehalt der Fall ist.Components that are intended for gas turbines are For example, covered with protective layers that are essential Components nickel, cobalt, chrome, aluminum and yt trium included. The aluminum portion of this protection stratification is relatively high. This way it comes under Operating conditions, especially if the be layered components at a temperature of more than 900 ° C are exposed on the surface of the protection layer for the automatic formation of an aluminum oxide-containing coating, which for corrosion resistance contributes to the actual protective layer. As a disadvantage It should be emphasized that these protective layers are not enough of the base material of the building to be protected elements are adapted. Occur at high temperatures Compatibility problems between the protective layers and the base material of the components. This works that there is a difference between the protection layer and the base material form pores that by diffusion of essential alloy components the protective layer or the base material of the components ment caused. This effect is called Kir called kendall porosity. Problems also arise even when the ductility of the protective layer increases Temperatures below 600 ° C is low, which with protection layers with a high aluminum and chrome content is.

Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, eine Hochtemperatur-Schutzschicht aufzuzeigen, mit welcher die Nachteile der bekannten Schutzschichten dieser Art umgangen werden.The invention is therefore based on the object Show high-temperature protective layer with which the disadvantages of the known protective layers of this type be circumvented.

Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Patentan spruches 1 gelöst. Erfindungsgemäß wird auf den Grund werkstoff des zu beschichtenden Bauelements zunächst eine Zwischenschicht aufgetragen, die Nickel, Chrom, Aluminium, Silizium, Yttrium und Tantal enthält. Die Porenbildung läßt sich unterbinden, wenn auf das Bauele ment zunächst eine Zwischenschicht mit der Zusammen setzung Ni25Cr5Al3Si0.5Y1TA aufgetragen wird. Vorzugs weise wird die Zwischenschicht in einer Dicke zwischen 50 und 100 µm aufgetragen. Auf diese Zwischenschicht wird unmittelbar die Deckschicht aufgebracht, die als wesentliche Bestandteile Nickel, Kobalt, Chrom, Alumi nium und Yttrium enthält. Bevorzugt wird eine Deck schicht mit der Zusammenetzung Ni20.5Cr11.5Al2.5Si0.5 Y1Ta12Co aufgetragen. Anstelle dieser Deckschicht kann auch eine solche mit der Zusammensetzung Ni23Cr9.5Al2.5 Si0.5Y1Ta10Co aufgetragen werden. Das Auftragen der Zwi schenschicht und der Deckschicht erfolgt mittels Nieder druckplasmaspritzen. Die Deckschicht wird vorzugsweise mit einer Dicke zwischen 200 und 300 µm aufgetragen. Nach dem Auftragen der Deckschicht schließt sich noch eine Wärmebehandlung des Bauelements an. Nach Beendigung derselben ist die Hochtemperatur-Schutzschicht fertigge stellt.This task is accomplished through the features of the patent Proverb 1 solved. According to the invention gets to the bottom material of the component to be coated first applied an intermediate layer, the nickel, chrome, Contains aluminum, silicon, yttrium and tantalum. The Pore formation can be prevented if the construction first an intermediate layer with the together setting Ni25Cr5Al3Si0.5Y1TA is applied. Preferential the intermediate layer is wise in a thickness between 50 and 100 µm applied. On this intermediate layer the top layer is applied immediately as essential components nickel, cobalt, chrome, alumi contains nium and yttrium. A deck is preferred layer with the composition Ni20.5Cr11.5Al2.5Si0.5 Y1Ta12Co applied. Instead of this top layer also one with the composition Ni23Cr9.5Al2.5 Si0.5Y1Ta10Co can be applied. Applying the twos layer and the top layer is done by means of low pressure plasma spraying. The top layer is preferred applied with a thickness between 200 and 300 microns. After the top layer has been applied, it closes a heat treatment of the component. After completion the same is the high temperature protective layer poses.

Erfindungsgemäß besteht die Möglichkeit die Deckschicht nur partiell aufzubringen, und zwar an den Stellen der Bauelemente, die thermisch sehr stark beansprucht wer den. Erfindungsgemäß wird die Deckschicht dann an diesen Stellen in die Zwischenschicht eingebettet. In den Be reichen, die thermisch stark beansprucht werden, wird die Zwischenschicht nur zwischen 50 und 100 µm dick aus gebildet, während sie in den übrigen Bereichen bis zu 300 µm dick aufgetragen wird. Auf die dünner aufgetra gene Zwischenschicht in den thermisch stark belasteten Bereichen wird dann die Deckschicht mit einer Dicke zwi schen 200 und 300 µm aufgetragen, und zwar so, daß ihre Oberfläche bündig mit der Zwischenschicht in den Randbe reichen abschließt. According to the invention there is the possibility of the top layer only to be applied in part, at the locations of the Components that are subject to very high thermal stress the. According to the invention, the cover layer is then attached to it Places embedded in the intermediate layer. In the Be range that will be thermally stressed the intermediate layer only between 50 and 100 microns thick formed while in the remaining areas up to 300 µm thick is applied. Applied to the thinner gene intermediate layer in the thermally heavily loaded Areas are then covered with a thickness between 200 and 300 microns applied, so that their Surface flush with the intermediate layer in the edge completes.

Weitere erfindungswesentliche Merkmale werden in den Unteransprüchen gekennzeichnet. Die Erfindung wird nach folgend anhand von Zeichnungen näher erläutert.Further features essential to the invention are in the Subclaims marked. The invention is based on explained below with reference to drawings.

Es zeigen:Show it:

Fig. 1 Ein mit der erfindungsgemäßen Hochtemperatur- Schutzschicht versehenes Bauelement, Fig. 1 A with the inventive high-temperature protective layer provided component,

Fig. 2 ein weiteres beschichtetes Bauelement. Fig. 2 shows another coated component.

Fig. 1 zeigt einen Vertikalschnitt durch die erfin dungsgemäße Hochtemperatur-Schutzschicht 1. Diese wird durch eine Zwischenschicht 2 und eine Deckschicht 3 ge bildet. Die Hochtemperatur-Schutzschicht 1 ist auf die thermisch stark beanspruchte Fläche einer Gasturbinen schaufel 4 aufgetragen, die in Fig. 1 bereichsweise dargestellt ist. Die Gasturbinenschaufel 4 ist aus einem austenitischen Werkstoff, vorzugsweise einer Superle gierung auf der Basis von Nickel gefertigt. Auf ihre thermisch stark belastete Fläche 4 F ist zunächst die Zwischenschicht 2, deren Zusammensetzung dem Gleichge wichtszustand entspricht, der sich nach längerer Dif fusionszeit zwischen der Deckschicht 3 und dem Werkstoff der Gasturbinenschaufel 4 einstellt, mittels Nieder druckplasmaspritzen aufgetragen. Die Zwischenschicht 2 besteht aus Nickel, Chrom, Aluminium, Silizium, Yttrium und Tantal. Bei dem hier dargestellten Ausführungsbei spiel weist sie die Zusammensetzung Ni25Cr5Al3Si0,5Y1Ta auf. Nach dem Aufbringen der Zwischenschicht 2 wird die Deckschicht 3 ebenfalls mit Niederdruckplasmaspritzen aufgetragen. Die Deckschicht weist vorzugsweise eine Dicke zwischen 200 und 300 µm auf. Ihre wesentlichen Bestandteile sind Nickel, Kobalt, Chrom, Aluminium, und Yttrium. Bei der hier dargestellten Ausführungsform weist die Deckschicht 3 eine Zusammensetzung in Form von Ni20.5Cr11.5Al2.5Si0.5Y1Ta12Co. Erfindungsgemäß besteht die Möglichkeit die Deckschicht auch mit einer Zusammensetzung in Form von Ni23Cr9.5Al12.5Si0.5Y1Ta10Co aufzu tragen. Auch eine Deckschicht mit dieser Zusammensetzung wird mit einer Dicke von 200 bis 300 µm aufgetragen. An das Auftragen der Deckschicht schließt sich eine zwei stündige Wärmebehandlung der Hochtemperatur-Schutz schicht 1 im Vakuum bei 1120°C an. Nach Beendigung der Wärmebehandlung ist die Hochtemperatur-Schutzschicht 1 fertiggestellt. Fig. 1 shows a vertical section through the dung OF INVENTION contemporary high-temperature protective layer 1. This is formed by an intermediate layer 2 and a cover layer 3 ge. The high-temperature protective layer 1 is applied to the thermally highly stressed surface of a gas turbine blade 4 , which is shown in regions in FIG. 1. The gas turbine blade 4 is made of an austenitic material, preferably a super alloy on the basis of nickel. On their thermally highly stressed surface 4 F , the intermediate layer 2 , the composition of which corresponds to the state of equilibrium which occurs after a long diffusion time between the cover layer 3 and the material of the gas turbine blade 4 , is applied by means of low-pressure plasma spraying. The intermediate layer 2 consists of nickel, chromium, aluminum, silicon, yttrium and tantalum. In the exemplary embodiment shown here, it has the composition Ni25Cr5Al3Si0.5Y1Ta. After the application of the intermediate layer 2 , the cover layer 3 is also applied with low-pressure plasma spraying. The cover layer preferably has a thickness between 200 and 300 μm. Its main components are nickel, cobalt, chromium, aluminum and yttrium. In the embodiment shown here, the cover layer 3 has a composition in the form of Ni20.5Cr11.5Al2.5Si0.5Y1Ta12Co. According to the invention, it is also possible to apply the top layer with a composition in the form of Ni23Cr9.5Al12.5Si0.5Y1Ta10Co. A cover layer with this composition is also applied with a thickness of 200 to 300 μm. The application of the top layer is followed by a two-hour heat treatment of the high-temperature protective layer 1 in a vacuum at 1120 ° C. After the heat treatment has ended, the high-temperature protective layer 1 is finished.

Fig. 2 zeigt eine weitere Möglichkeit zur Beschichtung der Gasturbinenschaufel 4. Solche Gasturbinenschaufeln werden im Fuß- und Deckbandbereich weniger thermisch belastet. Mechanische Belastungen sind dagegen in diesen Bereichen sehr hoch. Die Deckschicht 3 wird deshalb er findungsgemäß nur partiell aufgetragen. Auf die Fläche 4 F der Gasturbinenschaufel 4 ist in Fig. 2 zunächst die Zwischenschicht 2 aufgetragen. Wie anhand von Fig. 2 zu sehen ist, ist die Zwischenschicht 2 in dem thermisch stark belasteten Bereich 5 mit einer Dicke von 50 bis 100 µm aufgetragen, während sie in dem thermisch weniger belasteten Bereich 6 mit einer Dicke von 200 bis 300 µm aufgetragen ist. Die Zwischenschicht 2 weist die gleiche Zusammensetzung auf wie die in Fig. 1 dargestellte und in der zugehörigen Beschreibung erläuterte Zwischen schicht 2. In dem thermisch stark belasteten Bereich 5 ist auf die Zwischenschicht 2 die Deckschicht 3 mit ei ner Dicke zwischen 200 und 300 µm aufgetragen. Die Dicke der Deckschicht 3 ist so gewählt, daß die Oberfläche 3 F der Deckschicht 3 in einer Ebene mit der Oberfläche 2 F der Zwischenschicht 2 liegt, und ein bündiger Übergang zwischen den zwei Schichten 2 und 3 sichergestellt ist. Die Deckschicht 3 kann die gleichen Zusammensetzungen aufweisen, wie die in Fig. 1 dargestellte Deckschicht 3, die in der zugehörigen Beschreibung erläutert ist. Zur Fertigstellung der in Fig. 2 dargestellten Hochtem peratur-Schutzschicht 1 schließt sich an das Auftragen der beiden Schichten 2 und 3 wiederum eine Wärmebehand lung an. Fig. 2 shows a further possibility for the coating of the gas turbine blade 4. Such gas turbine blades are subjected to less thermal stress in the foot and shroud area. Mechanical loads, on the other hand, are very high in these areas. The covering layer 3 is therefore only partially applied according to the invention. On the surface 4 F of the gas turbine blade 4 2, the intermediate layer 2 is in Fig. First applied. As can be seen from FIG. 2, the intermediate layer 2 is applied with a thickness of 50 to 100 μm in the region 5 that is subjected to high thermal stress, while it is applied with a thickness of 200 to 300 μm in the region 6 that is subjected to less thermal stress . The intermediate layer 2 has the same composition as that shown in Fig. 1 and in the associated description explained intermediate layer 2. In the thermally highly loaded region 5, the top layer 3 is applied microns with egg ner thickness between 200 and 300 to the intermediate layer. 2 The thickness of the coating layer 3 is selected so that the surface of the coating layer 3 is 3 F in a plane with the surface of the intermediate layer 2 F 2, and ensures a flush transition between the two layers 2 and 3. FIG. The cover layer 3 can have the same compositions as the cover layer 3 shown in FIG. 1, which is explained in the associated description. To complete the high-temperature protective layer 1 shown in FIG. 2, the application of the two layers 2 and 3 in turn is followed by a heat treatment.

Claims

1. High-temperature protective layer for components made of an austenitic material, characterized in that between the surface ( 4 F ) of the component ( 4 ) and a cover layer ( 3 ) an intermediate layer ( 2 ) is provided, the composition of which corresponds to the equilibrium state, which occurs after a long diffusion time between the cover layer ( 3 ) and the material of the construction element ( 4 ).

2. High-temperature protective layer according to claim 1, characterized in that an intermediate layer ( 2 ) with the composition Ni25Cr5Al3Si0.5Y1Ta is applied to the surface ( 4 ) of the component ( 4 ).

3. High-temperature protective layer according to one of claims 1 or 2, characterized in that the intermediate layer ( 2 ) with a thickness of 50 to 100 microns on the surface ( 4 F ) of the component ( 4 ) is applied.

4. High-temperature protective layer according to one of claims 1 to 3, characterized in that a cover layer ( 3 ) with the composition Ni20.5Cr11.5Al2.5Si0.5Y1Ta12Co is applied to the intermediate layer ( 2 ).

5. High-temperature protective layer according to one of claims 1 to 3, characterized in that a cover layer ( 3 ) with the composition Ni23Cr9.5Al2.5Si0.5Y1Ta10Co is applied to the intermediate layer ( 2 ).

6. High-temperature protective layer according to one of claims 1 to 5, characterized in that the cover layer ( 3 ) with a thickness between 200 and 300 microns is applied to the intermediate layer ( 2 ).

7. High-temperature protective layer according to claim 1, characterized in that the intermediate layer ( 2 ) on the thermally highly stressed areas ( 5 ) of the upper surface ( 4 F ) with a thickness of 50 to 100 microns and on the thermally less highly stressed areas ( 6 ) is applied with a thickness between 200 and 300 microns.

8. High-temperature protective layer according to claim 7, characterized in that the cover layer ( 3 ) is applied to the intermediate layer ( 2 ) only in thermally highly stressed areas.

9. High-temperature protective layer according to claim 8, characterized in that the cover layer ( 3 ) in the thermally highly stressed areas ( 5 ) with a thickness of 200 to 300 microns is applied so that its upper surface ( 3 F ) in one plane with the surface (2F) of the interlayer (2), which is applied in the thermally less loaded regions (6) having a thickness of 200 to 300 microns.