Keramischer Faserkomposit-CMC-Formkörper, Zwischenprodukt bei der Herstellung, sowie Herstellungsverfahren dazu

Die Erfindung betrifft einen CMC-Formkörper wie beispielswei se eine Turbinenkomponente aus keramischem Matrixkomposit- Material „CMC", insbesondere auch ein Ringsegment einer Gas turbine und/oder ein Bauteil eines Abgasstrangs, das zumin dest teilweise aus CMC, also - Ceramic-Matrix-Composite - und/oder aus einem CMC-Metall-Hybrid, aufgebaut ist und ein neues, insbesondere hinsichtlich der mechanischen, thermome chanischen und/oder thermischen Stabilität verbessertes, Auf baukonzept realisiert.

Bislang werden derartige CMC-Formkörper wie Ringsegmente bei spielsweise für stationäre Gasturbinen, aus Nickel-basierten Superlegierungen mit zusätzlichen Schutz-Beschichtungen, z.B. TBC-Beschichtungen, eingesetzt. Zwar werden die Eigenschaften dieser Materialien ständig weiterentwickelt, jedoch scheint diese Technik ziemlich ausgereizt zu sein und nach allgemei ner Abschätzung der Fachwelt ist nur wenig substanzielle Steigerung noch möglich.

Demgegenüber ist die Technik des Bauteil-Aufbaus mit CMCs, also der Faser-verstärkten keramischen Materialien eine Al ternative, die allein und/oder in Kombination mit Teilelemen ten aus Metall oder Metalllegierung, als so genannte CMC- Metall-Hybrid-Formkörper, zur Schaffung neuartiger Formkörper wie Turbinenkomponenten und/oder Bauteile in einem Abgas strang noch gewinnbringend, also zu substantiellen Steigerun gen führend, eingesetzt werden kann. Als Metalle werden dabei bevorzugt Superlegierungen, wie beispielsweise Nickel- Superlegierungen eingesetzt.

In der Regel umfasst ein CMC-Formkörper Lagen die ihrerseits Fasern, auch in Form eines Faserverbunds, eines Gewebes und/oder eines dreidimensionalen Verbunds aus Fasern, insbe- sondere aus keramischen Verstärkungsfasern, die in eine ebenfalls bevorzugt keramische - Matrix eingebettet sind, um fassen. Zur Herstellung des CMC-Formkörpers werden bevorzugt CMC-Prepreg-Lagen aneinander laminiert und nachfolgend zum keramischen CMC-Formkörper gesintert. Die Anordnung der CMC- Prepreg-Lagen zueinander ist dabei ein kritischer Punkt. Des halb wird ständig an einer optimalen Anordnung der CMC-Lagen zueinander, also an Aufbaukonzepten für die Anordnung der La gen zu dreidimensionalen Formkörpern, sei es für Turbinen und/oder für Elemente eines Abgasstrangs, geforscht.

Bereits bekannte Turbinenkomponenten umfassen beispielsweise Laminat aus CMC-Lagen. Die Laminate werden dabei aus CMC- Prepreg-Lagen zum einen im so genannten Stapel-Aufbaukonzept auf einem Metallkern und/oder auf einer Stützstruktur abge legt und/oder gestapelt, gebildet und zum anderen im so ge nannten Wickel-Aufbaukonzept um einen Kern und/oder eine Stützstruktur herum gewickelt und/oder in eine Form oder „Mold" ein- und/oder abgelegt. In beiden Fällen werden nach erfolgter Trocknung und/oder Temperung der CMC-Prepreg-Lagen diese mit oder ohne Stützstruktur gesintert.

Insbesondere bei der Herstellung von CMC-basierten Ringseg menten für stationäre Gasturbinen wird bislang entweder das Wrap-, also das Wickel-Aufbaukonzept, oder das Stack-, also das Stapel-Aufbaukonzept, realisiert.

Derart hergestellte CMC-Formkörper für Turbinenkomponenten und/oder Bauteile eines Abgasstrangs sind dann grundsätzlich geeignet, im Betrieb extrem hohen thermischen, thermomechani schen und mechanischen Belastungen ausgesetzt zu sein. Aller dings sollten sie auch noch zur Ausbildung einer effektiven Bauteilkühlung geeignet sein und/oder eine Oberfläche haben, die für eine geeignete Haftung einer aufzubringenden TBC- Schicht ausreichende Härte zur Vorbehandlung durch Aufrauen, aufweist . Diese beiden letzten Punkte, die Ausbildung der Kühlstruktur innerhalb des Bauteils einerseits und die Oberflächenbeschaf fenheit andererseits machen nach den herkömmlichen Aufbaukon zepten immer noch Probleme. Zudem zeigen herkömmlich aufge- baute CMC-Formteile eine anisotrope Festigkeit.

Beim „Wickel"- oder international ausgedrückt, „WRAP"- Aufbaukonzept werden die CMC-Lagen schichtweise parallel zur Außenkontur des fertigen Formkörpers aufgebaut. Auf diese Weise lassen sich mit Hilfe entsprechender Formwerkzeuge auch komplizierte Komponenten, wie Ringsegmente, hersteilen. Ein großer Nachteil ergibt sich jedoch beim WRAP-Konzept durch die parallel zur Bauteiloberfläche orientierten schwachen Matrixschichten mit geringer interlaminarer Festigkeit. Dies kann zu großflächigen Delaminationen führen, wenn die äußeren Lagen - beispielsweise durch Einschlag, „rub-in" und/oder ho he thermische Belastung - beschädigt werden. Insbesondere ist es schwierig, CMC-Teile auf Basis des WRAP-Aufbaukonzepts mit einer dauerhaft stabilen Schutzschicht, wie beispielsweise einer thermisch gespritzten EinlaufSchicht, einer thermisch Barrier-Coating-„TBS"-Schicht und/oder einer Environmental- Barrier- Coating -,,EBC"-Schicht zu versehen, weil diese dem mechanischen Aufrauen vor dem Aufbringen der Beschichtung nicht standhalten.

Beim „Stapel"- oder wiederum international auch „STACK"- Aufbaukonzept liegen die einzelnen Lagen in der Regel senk recht zur Außenkontur des fertigen Formkörpers vor, wobei hier zwar die mechanische Endkonturbearbeitung im Gegensatz zum WRAP-Konzept gut gelingt, aber in senkrechter Richtung keine Zugkräfte übertragen werden können und die Gefahr von Rissen besteht. Insbesondere kann sich jeweils die geringe interlaminare Festigkeit eines CMC-Teilelements nachteilig auf die thermo-mechanische Belastbarkeit und/oder die Ober flächenhärte des fertigen Formkörpers auswirken.

Deshalb besteht weiterhin der Bedarf, ein neues Aufbaukonzept für einen CMC-Formkörper oder einen CMC-Hybrid-Formkörper mit gesteigerter mechanischer, thermomechanischer und/oder ther mischer Belastbarkeit zu schaffen.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein Aufbau konzept für CMC-Formkörper anzugeben, das gegenüber dem Stand der Technik eine verbesserte mechanische, thermomechanische und/oder thermische Beständigkeit zeigt.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch den Gegenstand wie er in der Beschreibung, den Figuren und den Ansprüchen offenbart wird, gelöst.

Dementsprechend ist Gegenstand der Erfindung ein keramischer Faserkomposit-CMC-Formkörper, einen Verbund aus zumindest zwei CMC-Teilelementen darstellend, wobei ein erstes Teilele ment laminierte keramische Matrixkomposit-Lagen im Wickel- Aufbaukonzept und ein zweites Teilelement laminierte kerami sche Matrixkomposit-Lagen im Stapel-Aufbaukonzept umfasst, derart, dass das zweite Teilelement zumindest zum Teil inner halb des ersten Teilelements angeordnet ist.

Darüber hinaus ist Gegenstand der Erfindung ein Zwischenpro dukt, einen ungesinterten keramischen Faserkomposit-CMC- Formkörper darstellend, der einen Verbund aus zumindest zwei CMC-Teilelementen aufweist, wobei ein erstes Teilelement la minierte keramische Matrixkomposit-Prepreg-Lagen im Wickel- Aufbaukonzept und ein zweites Teilelement laminierte kerami sche Matrixkomposit-Prepreg-Lagen im Stapel-Aufbaukonzept um fasst, derart, dass das zweite Teilelement zumindest zum Teil innerhalb des ersten Teilelements angeordnet ist.

Außerdem ist Gegenstand der vorliegenden Erfindung ein Ver fahren zur Herstellung eines CMC-Formkörpers , wobei in einem ersten Verfahrensschritt, zur Ausbildung des Zwischenproduk tes, zwei CMC-Teilelemente, ein erstes CMC-Teilelement im Wi ckel-Aufbaukonzept und ein zweites CMC-Teilelement im Stapel- Aufbaukonzept, hergestellt werden, die dann in einem nachfol genden Verfahrensschritt miteinander zur Ausbildung eines Verbunds kombiniert werden, wobei im Verbund ein, zumindest teilweise innenliegender und im Stapel-Aufbaukonzept reali sierter, zweiter CMC-Teil von einem, im Wickel-Aufbaukonzept realisierten, ersten CMC-Teil zumindest teilweise umgeben ist, so dass in einem nachfolgenden Sinter-Prozessschritt das Zwischenprodukt mit dem Verbund aus den zumindest zwei CMC- Teilelementen, gesintert wird.

Als „Laminieren" wird vorliegend bezeichnet, wenn zumindest zwei flächige Teilstücke, beispielsweise zwei Prepreg-CMC- Laminat-Lagen oder eine Prepreg-CMC-Laminat-Lage und ein Sub strat durch Druck und/oder Temperatur miteinander verbunden werden. Beim Laminieren können sich die Oberflächen der bei den zu verbindenden Flächen komplett oder auch nur teilweise überschneiden. Beim Laminieren der CMC-Formkörper können bei spielsweise beim WRAP ganz verschieden geschnittene CMC- Laminat-Lagen verbunden werden, deren Oberflächen nicht de ckungsgleich gemacht werden können, weil sich die Flächen von Form und Umfang her unterscheiden. Beim STACK wiederum können auch Stapel aus mehreren genau gleich geschnittenen Prepreg- CMC-Laminatlagen gestapelt und damit aneinander laminiert werden .

Nach einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfasst der CMC-Formkörper zumindest ein Teilelement aus Metall und/oder einer Metalllegierung. Dabei handelt es sich dann um einen so genannten „CMC-Hybrid-Formkörper" .

Nach einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung weist der Grundriss des CMC-Formkörpers zumindest eine gebogene Kante auf. Beispielsweise kann eine Seitenwand der CMC- Formkörpers einen mäandernden Verlauf haben, oder die Seiten wand ist konvex oder konkav gebogen. Natürlich können auch zwei gegenüberliegende Seitenwände einen parallelen gebogenen Verlauf zeigen, wie dies beispielsweise zur Herstellung eines Ringsegments nützlich ist. Beispielsweise ist ein Ringsegment einer Gasturbine ein „ge bogener" Formkörper im vorliegenden Sinn.

Als „CMC"-Formkörper wird ein Körper bezeichnet, der ganz oder teilweise aus keramischem Matrixkomposit-Material , in ternational auch Ceramic Matrix Composite, kurz CMC, genannt, ist. Dieses Material umfasst regelmäßig Verstärkungsfasern in einer keramischen Matrix. Das Material wird bevorzugt in Form von CMC-Prepreg-Lagen, die Fasern in getrocknetem Schlicker umfassen, verarbeitet und dann gesintert.

CMC kann beispielsweise Siliziumcarbid-basiert oder Metall- oxid-basiert sein. Prominente Vertreter dieser Materialklasse sind das „Ox-Ox-CMC und das SiC-CMC. Bei einem Ox-Ox-CMC lie gen beispielswese Aluminiumoxid-Fasern oder entsprechende Fa- serverbunde vor, die mit einem Aluminiumoxid- und/oder einem Aluminiumoxid-Mullit-Schlicker zur Ausbildung der CMC-Lage getränkt werden. Bei der SiC-basierten CMC-Variante ist das ähnlich, es liegen entsprechende Siliziumcarbid-Fasern vor, die dann in einen Siliziumcarbid-Schlicker, der zur Matrix ausgebrannt wird, eingebettet sind.

Ein „CMC-Formkörper" umfasst das fertig gesinterte CMC-Lagen- Matrixkomposit . Das „Zwischenprodukt" umfasst die fertig la minierten aber noch nicht gesinterten Prepreg-CMC- Laminatlagen .

Als „CMC-Lage" wird dann eine Lage aus dem mit Schlicker überzogenen Faserverbund oder Fasergewebe bezeichnet.

Als „Laminieren" wird der Prozess bezeichnet, durch den die einzelnen CMC-Lagen aufeinandergestapelt und/oder auf andere Weise verbunden werden. Beim Laminieren sind die CMC-Lagen beispielsweise weder getempert noch gesintert, aber mögli cherweise bereits getrocknet, noch nicht getempert und noch nicht gesintert. Zur Ausbildung einer Prepreg-CMC-Lage werden auch die getrockneten CMC-Lagen bevorzugt einer Temperaturbe handlung unterzogen. Als Zwischenprodukt erhält man vor dem Sintern einen Formkör per aus Prepreg-CMC-Lagen .

Nach einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung werden zur Ausbildung des CMC-Formkörpers zumindest ein erstes und ein zweites CMC-Teilelement so verbunden, dass ein material schlüssiger Verbund resultiert. Dabei sind das erste und das zweite CMC-Teilelement beispielsweise durch eine hochtempera turoxidkeramische Phase, die Matrix und/oder eine Glaskeramik miteinander verbunden.

Nach einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der Erfin dung werden zur Ausbildung des CMC-Formkörpers zumindest ein erstes und ein zweites CMC-Teilelement so verbunden, dass ein formschlüssiger Verbund resultiert.

Insbesondere wird nach einer Ausführungsform der Aufbau eines gebogenen äußeren, über ein WRAP-Aufbaukonzept hergestellten, ersten CMC-Teilelements durch Laminieren einzelner CMC-Lagen auf einer Stützstruktur erfolgen. In dieses gebogene CMC- Teilelement wird das zweite STACK-CMC-Teilelement einge bracht. Das erste CMC-Teilelement ist dazu nach zumindest ei ner Seite hin offen.

Ein so hergestellter Verbund kann beispielsweise nochmals mit einem WRAP-System umwickelt werden.

Der fertige CMC-Formkörper kann dann gegebenenfalls mit einem oder mehreren weiteren STACK- und/oder WRAP-CMC-Teile (n) kom biniert werden.

Durch dieses kombinierte Aufbaukonzept des „WRAP-STACK" wird quasi eine 3-dimensionale CMC-Struktur durch Laminieren von CMC-Prepreg-Lagen erzeugt.

Ringsegmente der ersten und zweiten Turbinenreihe sind beson ders attraktive Kandidaten für den Einsatz von CMC- Formkörpern gemäß der vorliegenden Erfindung, die erhebliche Kühllufteinsparungen und Effizienzsteigerungen versprechen. Ringsegmente unterliegen sehr hohen thermischen und mechani schen Belastungen, die ein sehr robustes Aufbaukonzept und geeignetes Kühlschema - beispielsweise inklusive einer ther mischen Schutzschicht - erfordern.

Nach einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung wird der Formkörper in der Turbine und/oder im Abgasstrang so an geordnet, dass das Innere, im Stapel-Aufbaukonzept reali sierte, CMC-Teilelement die zum Heißgas hin orientierte Ober fläche bildet und das äußere, im Wickel-Aufbaukonzept reali sierte CMC-Teilelement die für die strukturelle Stabilität, beispielsweise des Ringsegments, benötigte Oberfläche zur Verfügung stellt.

Im Folgenden wird die Erfindung noch anhand einer Figur näher erläutert :

Die Figuren la und lb zeigen den schematischen Aufbau eines Ringsegments entsprechend einer Ausführungsform der Erfin dung .

Es zeigt die Figur la das nach dem WRAP-Aufbaukonzept gebil dete erste CMC-Teilelement - noch nicht befüllt - und in perspektivischer Ansicht und Figur lb einen Querschnitt auf den Verbund aus erstem und zweitem CMC-Teilelement.

Figur la zeigt eine perspektivische Ansicht einer aus einem ersten CMC-Teilelement 1 im WRAP-Aufbaukonzept gebildeten Wanne. Diese bildet beispielsweise befüllt oder teilweise befüllt ein Ringsegment einer Gasturbine.

Das erste CMC-Teilelement 1 weist zwei längere Seiten 2 und zwei kürzere Seiten 6 auf. Dabei sind die längeren Seiten 2 ringförmig gebogen. Das Teilelement 1 definiert mit fünf Sei ten einen Hohlraum 3, der, wie beispielsweise in Figur lb ge zeigt, mit einem zweiten, im STACK-Aufbaukonzept gebildeten, CMC-Teilelement 4 befüllbar ist und/oder in den ein zweites CMC-Teilelement passt.

Die Herstellung des ersten CMC-Teilelements 1 nach dem WRAP- Aufbaukonzept kann durch Laminieren in eine entsprechende Form und nachfolgender Verdichtung und Wärmebehandlung erfol gen. Das auf der Heißgasseite angeordnete CMC-Teil 4 im Sta pel-Aufbaukonzept erfolgt dagegen durch Stapelung vorgefer tigter und entsprechend bearbeiteter CMC-Laminat-Lagen in das vorgefertigte erste CMC-Teilelement 1.

Die Kontaktflachen zwischen den einzelnen CMC-Laminat-Lagen des zweiten CMC-Teilelements 4 und/oder zwischen dem STACK- CMC-Teilelement 4 und dem WRAP-CMC-Teilelement 5 können mit der für die CMC-Laminatlage verwendeten Matrix, dem Schli cker, einer hochtemperaturstabile Keramik-Aufschlämmung und/oder über eine Glaskeramik und entsprechenden Einbrand verbunden werden.

Die längeren Seitenwände 2 des ersten CMC-Teilelements 1 ha ben Bohrungen 7, die beispielsweise zur Befestigung des fer tigen Ringsegments und/oder für Kühlkanäle nutzbar sind.

Figur lb zeigt einen Querschnitt des aus der Figur la bekann ten ersten CMC-Teilelements 1. Dabei sind die Seiten 5 im WRAP-Aufbaukonzept und das zweite, innenliegende CMC- Teilelement 4 als STACK gebildet. Wie zu erkennen ist, gibt dieses zweite CMC-Teilelement 4 dem fertigen CMC-Formkörper aus den beiden CMC-Teilelementen 4 und 5 Stabilität, so dass die Seiten 2 und 6 der Wanne 1, ebenso wie der Boden der Wan ne 1, in Form gehalten werden.

Das vorgestellte CMC-Aufbaukonzept für einen - insbesondere gebogenen - Formkörper, wie beispielsweise ein Ringsegment, bietet eine Vielzahl von Vorteilen, die im Folgenden kurz zu sammengefasst sind.

- Die Kombination aus WRAP-CMC-Teil am Gehäuse und STACK- CMC-Teil an der Heißgasseite - beispielsweise einer Gas- turbine - ist speziell hinsichtlich Temperaturstabili tät, Verwindungssteifigkeit, Schadenstoleranz und/oder Festigkeit den bisher bekannten Ringsegmenten überlegen.

- Die Fertigung des Ringsegments lässt sich zumindest

teilweise, insbesondere beim Ablegen der CMC- Laminatlagen auf eine Stützstruktur und/oder in eine Form, automatisieren.

- Die spezifische Rauheit und Charakteristik der bearbei teten CMC-Oberfläche, insbesondere der STACK-CMC- Teiloberfläche, sorgt für eine sehr gute Haftung von thermisch gespritzten Schutzschichten wie beispielsweise einer EinlaufSchicht einer TBC und/oder einer EBC .

Das hier erstmals vorgestellte Konzept des „WRAPSTACK" Ver bunds stellt einen sehr robusten CMC-Formkörper dar, welcher auf vorteilhafte Weise die exzellente mechanische Stabilität und Schadenstoleranz eines im WRAP-Aufbaukonzept hergestell ten CMC-Teilelements mit den vorteilhaften Eigenschaften ei nes im STACK-Aufbaukonzept gebildeten CMC-Teilelements mit seiner speziell im Heißgasstrom stabilen Oberfläche verbin det .