CMC-Turbinenkomponente mit thermischer Barriere-Beschichtung, sowie Herstellungsverfahren dazu

Die Erfindung betrifft Turbinenkomponenten und/oder Gasturbinenelemente, bei denen - zumindest teilweise - die herkömmli ^¬ chen Superlegierungen durch CMCs Ceramic-Matrix-Composites - ersetzt sind. Insbesondere betrifft die Erfindung dabei die Haftung der auf den CMCs aufgebrachten, insbesondere thermischen Schutz bietenden, Beschichtungen .

Substanzielle Verbesserungen der thermischen Effizienz von Turbinen, insbesondere von Gasturbinen, können durch eine

Steigerung der Betriebstemperatur und/oder über die Reduzierung erforderlicher Kühlluft erreicht werden. Die Kühlluft wird eingesetzt, um strukturelle Stabilität der mit dem hei ^¬ ßen Gas direkt in Verbindung tretenden Bauteile zu gewähr- leisten.

Insgesamt werden sowohl die strukturell eingesetzten Materia ^¬ lien als auch deren strategisch günstige Platzierung bei den Turbinenkomponenten ständig weiterentwickelt, damit sie nicht nur unter den bestehenden Gasturbinen-Betriebsbedingungen eine ausreichend hohe Lebensdauer zeigen, sondern eben auch Effizienzsteigerungen über Erhöhung der Betriebstemperatur oder Verringerung der Kühlluft erlauben. Bislang werden Nickel-basierte Superlegierungen mit zusätzlichen Schutz-Beschichtungen als Materialien für Turbinenkomponenten, insbesondere Gasturbinenkomponenten, eingesetzt. Zwar werden die Eigenschaften dieser Materialien ständig weiterentwickelt, jedoch scheint diese Technik ziemlich ausgereizt zu sein und wenig substanzielle Steigerung noch möglich.

Dagegen ist die Technik der CMCs, insbesondere der Faserverstärkten CMCs eine Alternative und kann allein oder in Kombination mit Superlegierungen zur Schaffung neuartiger Turbinenkomponenten eingesetzt werden.

Dabei zeigen insbesondere die Oxide-CMCs, also die auf Me- talloxiden basierenden CMC-Materialien, eine erhöhte Beständigkeit gegenüber beispielsweise Oxidation, auf.

Trotz dieser verbesserten Eigenschaften, wie erhöhter Oxida- tions-Beständigkeit und geringerer Dichte der CMCs, die eine Steigerung der Betriebstemperatur und eine Reduzierung der Kühlluft erlauben, gibt es auch bei den CMCs limitierende Faktoren, wie beispielsweise das Kornwachstum innerhalb der keramischen Matrix. So ist es auch angebracht, ähnlich wie bei den Turbinenkompo ^¬ nenten, die komplett aus Superlegierung gemacht sind, bei den CMC-Superlegierungs-Hybridlösungen und/oder auch bei ganz aus CMC gemachten Turbinenkomponenten, Beschichtungen, insbesondere thermisch wirksame Beschichtungen wie die so genannten Thermal Barrier Coatings - TBC - Beschichtungen - aufzubringen .

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, eine CMC- Turbinenkomponente oder CMC-Metall-Hybrid-Turbinenkomponente mit einer Beschichtung auf dem CMC als Schutz gegen die durch Heißgasstrom erzeugten Schäden an Turbinenkomponenten, insbesondere an Gasturbinenkomponenten, zur Verfügung zu stellen, die gut haftet und/oder eine möglichst hohe Bruchfestigkeit zur Vermeidung von Spallations-Schäden in der Beschichtung und/oder der Oberfläche des CMCs zeigt.

Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand der vorliegenden Er ^¬ findung, wie er in der Beschreibung und den Ansprüchen offenbart ist, gelöst.

Dementsprechend ist Gegenstand der vorliegenden Erfindung ei ^¬ ne CMC-Turbinenkomponente oder CMC-Metall-Hybrid- Turbinenkomponente, eine thermische Barriere-Beschichtung zu- mindest auf einer CMC-Oberfläche, die durch ein

Laminierverfahren herstellbar ist, aufweisend, wobei zumindest in einer Oberflächen-nahen Lage des CMC-Laminats ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additi (e) vorgesehen sind, di ein chemisches und/oder physikalisches Hindernis gegen Riss ^¬ bildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb dieser CMC-Lage bilden.

Außerdem ist Gegenstand der Erfindung ein Verfahren zur Her- Stellung einer CMC-Turbinenkomponente oder einer CMC-Metall- Hybrid-Turbinenkomponente mit einer thermischen

Barriereschicht, folgende Verfahrensschritte umfassend:

Imprägnieren einer Faser, eines Fasergewebes und/oder eines Faserverbunds mit einem Schlicker, in den eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv (e) , die ein Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung einer gesinterten CMC-Lage bilden, zur Ausbildung zumindest einer CMC-Prepreg-Lage mit Bruchfestigkeits-Additiv;

- Ablegen dieser und/oder weiterer dieser CMC-Prepreg- Lage (n) oberflächennah auf einem Stapel CMC-Prepreg-Lagen auf einer Pressform zur Ausbildung eines CMC-Prepreg- Laminats ,

- Gegebenenfalls Auswechseln eines überstehenden Schlickers auf der Oberfläche des CMC-Prepreg-Laminats durch einen anderen, mit einem oder mehreren Bruchfestigkeits-

Additiv (en), die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung einer gesinterten CMC- Lage wirken, versetzten Schlicker,

- Sintern des CMC-Prepreg-Laminats,

- Aufrauen der Oberfläche des gesinterten CMC-Prepreg- Laminats, insbesondere durch Sandstrahlen und/oder Laserbehandlung und

- Aufbringen einer thermischen Barriereschicht, insbesonde ^¬ re durch Atmospheric Plasma Spraying, APS.

Allgemeine Erkenntnis der Erfindung ist es, dass insbesondere die Vermeidung von Schaden durch Spallation eine Einarbeitung und/oder den Einbau eines oder mehrerer Bruchfestigkeits- Additi (e) erfordert, die physikalisch, mechanisch und/oder chemisch ein Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb der, die CMC-Oberfläche bil ^¬ denden, obersten CMC-Lage bilden. Insbesondere strukturelle Schäden der oberen CMC-Lage, die beim Aufrauen durch Sandstrahlen und/oder Laserbehandlung entstehen können, werden mit Hilfe dieser eingearbeiteten und/oder eingebauten Bruchfestigkeits-Additive verringert oder gar vermieden.

Es wurden verschiedene, Hindernisse-bildende, Bruchfestig ^¬ keits-Additive, wie

- Beispiel für ein chemisches Hindernis -

- Atome und/oder Atomgruppen, die anderen chemischen Element (en) als die Matrix des CMC-Materials und/oder die Verstärkungsfaser (n) der CMC-Lage, angehören und sich gegebenenfalls -insbesondere sterisch - stören, abstoßen oder anziehen und/oder

- Beispiel für ein physikalisches und/oder mechanisches Hin ^¬ dernis -

- Partikel verschiedener Korngröße und/oder -Gestalt, ins ^¬ besondere größere Partikel als die im Laminat vorliegen ^¬ den Körner oder Kristallite, die beispielsweise eine Rissbildung einfach mechanisch stoppenerfolgreich zur Verminderung der Spallations-Schäden beim Aufrauen getestet.

Bei einem Laminierverfahren zur Herstellung der Turbinenkomponente und/oder von Teilen davon aus CMC-Lagen werden in einem ersten Schritt CMC-Lagen in Form von Prepregs herge- stellt. Dabei handelt es sich um entweder Fasern, Fasergewebe und/oder Faserverbunde, die mit keramischer Matrix infiltriert und/oder imprägniert sind und die auf Pressformen, wie beispielsweise Presskernen, abgelegt, eben in Lagen abgelegt, also laminiert, werden. Als CMC-Lage wird vorliegend eine derartige Lage imprägnierter Fasern, Fasergewebe und/oder Fa ^¬ serverbunde bezeichnet. Die keramische Matrix, im Folgenden auch als „Schlicker" bezeichnet, umfasst nach dem Stand der Technik eine Reihe von Additiven, deren Vorhandensein durch den Gegenstand der vorliegenden Erfindung nicht beeinträchtigt wird. Die hier als „Bruchfestigkeits-Additive" bezeichneten Additive wechselwir ^¬ ken vorzugsweise mit diesen Additiven nicht oder nur wenig, sie ersetzen weder die herkömmlichen Additive, noch erfordern sie in der Regel eine Änderung am Einsatz der herkömmlich bei der Herstellung der Laminat-Prepregs gängigen Additive.

Als CMC-Laminat wird vorliegend ein Stapel mehrerer CMC-Lagen von imprägnierten Fasern, Fasergewebe und/oder Faserverbunde bezeichnet, das zur Herstellung einer CMC-Turbinenkomponente gesintert wird. Dabei bildet in der Regel zumindest die oberste CMC-Lage des CMC-Laminats die Oberfläche des fertig gesinterten CMC-Laminats, die zur Aufbringung einer thermischen Barriereschicht beispielsweise über das Atmospheric Plasma Spraying, aufgeraut wird. Eine CMC-Lage umfasst typischerweise eine keramische Matrix, in der Fasern, als Einzelfaser und/oder geflochtene Faser vorliegend, Fasergewebe und/oder Faserverbunde daraus vorlie ^¬ gen. Beispielsweise handelt es sich um Siliziumcarbid-Keramik basierte oder um so genannte Oxid-Keramik-basierte Matrix und/oder Fasermaterialien.

Im Fall von Oxid-Keramik-basierten Matrixmaterialien werden ebenfalls Oxid-Keramik-basierte Fasern, Fasergewebe und/oder Faserverbunde eingesetzt. Deren Materialien sind beispiels- weise ausgewählt aus der Gruppe folgender Materialien:

Dotiertes oder undotiertes Aluminiumoxid, Mullit, Yttrium- Aluminium-Granat und/oder mit Zirkoniumoxid dotiertes Alumi ^¬ niumoxid. Insbesondere eine Aluminiumoxid-Faser mit

Zirkoniumoxid-Dotierung im Bereich von 5 bis 30 mol%, insbe- sondere von 10 Mol% bis 25 Mol% und besonders bevorzugt von 15 Mol% Zirkoniumoxid in Aluminiumoxid ist ein bevorzugtes Faser-Material. Alle vorgenannten Fasermaterialien können in einer Faser, einem Fasergewebe und/oder in einem Faserver- bund, wie er vorliegend eingesetzt wird, allein oder in be ^¬ liebigen Kombinationen, wie beispielsweise als Aluminiumoxid- Mullit-Faser, vorliegen. Besonders bewährt hat sich die Ausführungsform, bei der - das Material und/oder die Materialkombination der einzeln oder geflochten vorliegenden - Faser, des Fasergewebes und/oder des Faserverbunds und das Matrixmaterial gut aneinander haf ^¬ ten und/oder sogar aus der gleichen oder einer chemisch inei- nander löslichen Verbindungsklasse stammen.

Zur Ausbildung der CMC-Lage wird ein Schlicker eingesetzt, in dem das keramische Matrixmaterial flüssig bis zähflüssig vor ^¬ liegt, so dass die Faser, der Faserverbund und/oder das Fa- sergewebe mit dem Schlicker imprägniert werden kann und mit der Faser, dem Fasergewebe und/oder dem Faserverbund zusammen die CMC-Prepreg-Lage bildet. In den Schlicker, der zur Aus ^¬ bildung der obersten CMC-Lage eingesetzt wird, wird gemäß ei ^¬ ner Ausführungsform der vorliegenden Erfindung eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv (e) , die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung wirken, eingearbeitet .

Alternativ oder ergänzend dazu kann nach Ausbildung des CMC- Prepreg-Laminats , das noch ungesintert ist, überstehender Schlicker auf der Oberfläche des CMC-Prepreg-Laminats ent ^¬ fernt werden und durch Schlicker, in den ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additiv (e) , die als Hindernis gegen Rissbil ^¬ dung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung wirken, eingear- beitet sind, ersetzt werden.

Das Prepreg, das oberflächlich einen Schlicker, dem eines oder mehrerer Bruchfestigkeits-Additiv (e) zugesetzt sind, die als Hindernis gegen Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung wirken, aufweist, wird dann zum CMC-Laminat ge ^¬ sintert . Vor der Aufbringung einer thermischen Barriereschicht, beispielsweise einer TBC, die - wiederum beispielsweise - Yttri- um-stabilisiertes-Zirkonium- (YSZ ) -basiert vorliegt, wird nach dem Stand der Technik die Oberfläche der CMC-Lage aktiviert, damit die thermische Barriereschicht darauf besser haftet.

Im Gegensatz zu den herkömmlichen Super-Legierungs- Oberflächen, die hart sind und auf denen die thermische

Barriereschicht beispielsweise über ein APS, ein Atmospheric Plasma Spray-Verfahren aufbringbar ist, ist die Oberfläche einer CMC-Lage grundsätzlich etwas zu weich, um eine gute Haftung einer aufgesprühten thermischen Barriereschicht zu gewährleisten .

Eine Aufrauhung mittels Sandstrahlen und/oder Laserbehandlung einer herkömmlichen CMC-Lage ist zwar wirksam, allerdings entstehen strukturelle Schäden an der CMC-Lage, wie bei- spielsweise Faserbruch.

Dem wird durch die vorliegende Erfindung, insbesondere die Lehre, in die oberste CMC-Lage, die vor der Aufbringung der thermischen Barriereschicht aufgeraut wird, chemische

und/oder physikalische Hindernisse gegen Rissbildung einzu ^¬ bauen, entgegengewirkt.

Beispielsweise sind wirksame Hindernisse, respektive Bruch ^¬ festigkeits-Additive zur Verhinderung der Rissbildung

und/oder des Faserbruchs, - für das Ausführungsbeispiel einer vorliegenden Oxid-keramischen-Ceramic Matrix Composite-kurz „Ox-Ox CMC" -Lage aus Aluminiumoxid - AI ₂ O ₃ :

Zirkoniumdioxid -Zr02 -,

Siliziumdioxid - S1O2, - Magnesiumdioxid - Mg02 -,

Yttrium- Aluminium-Granat -YAG - und/oder

Yttriumoxid Y ₂ O ₃ . Diese Bruchfestigkeits-Additive können allein und/oder in be ^¬ liebigen Kombinationen, in die betroffene Prepreg-Lage einge ^¬ arbeitet, vorliegen. Das oder die Bruchfestigkeits-Additiv (e) können als Partikel in beliebiger Form vorliegen. Beispielsweise können Bruchfestigkeits-Additiv-Partikel kugelförmig, stabförmig und/oder plättchenförmig vorliegen. Unabhängig davon können die Bruchfestigkeits-Additiv (e) , als Pulver unregelmäßig geformter Körner und/oder Kristallite, und/oder beliebige Kombinationen der vorgenannten

Partikelformen in beliebig vielen Fraktionen, die im Folgenden als Bruchfestigkeits-Additiv-Fraktionen bezeichnet wer- den, vorliegen.

Des Weiteren können die Bruchfestigkeits-Additive in Form größerer Partikel, deren mittlere Partikelgröße beispielswei ^¬ se um das 10 bis 20-fache größer als die, in der Matrix bei- spielsweise vorliegenden, Körner und/oder der in den Fasern beispielsweise vorliegenden Kristallite sein.

Insbesondere können in der obersten CMC-Lage Bruchfestig ^¬ keits-Additive mit einer Partikelgröße im Bereich von 10 ym bis lOOym, bevorzugt im Bereich von 15 ym bis 70 ym und ganz bevorzugt im Bereich von 22 ym bis 50 ym, vorliegen.

Ein Bruchfestigkeits-Additiv gemäß der vorliegenden Erfindung kann kristallin, teilkristallin und/oder als Pulver vorlie- gen.

Das oder die Bruchfestigkeits-Additiv (e) liegen beispielswei ^¬ se in einer Menge von bis zu 50 Gew%, also beispielsweise im Bereich von 1 Gew% bis 50 Gew%, insbesondere von 5 Gew% bis 20 Gew%, bezogen auf die ungesinterte Schlickermasse - vor.

Ein fertig gesintertes CMC-Laminat mit einer obersten CMC- Lage, in die ein Bruchfestigkeits-Additiv gemäß der Erfindung eingearbeitet ist, wurde einer herkömmlichen Oberflächenbe ^¬ handlung vor der Aufbringung einer thermischen

Barriereschicht, beispielsweise einer APS-TBC-Aufbringung, unterworfen und es konnte nachgewiesen werden, dass erheblich geringere Schäden durch Faserbruch bei Laserbehandlung und/oder durch Sandstrahlen entstehen, als bei den gleichen fertig gesinterten CMC-Laminaten ohne Bruchfestigkeits- Additiven . Die Erfindung offenbart erstmals eine Technik, durch die eine herkömmliche einfache APS-Aufbringung einer thermischen

Barriereschicht auf einer CMC-Turbinenkomponenten-Oberfläche ermöglicht ist. Dazu werden in die CMC-Oberfläche ein oder mehrere Bruchfestigkeits-Additive eingearbeitet, die ein chemisches und/oder physikalisches Hindernis bilden gegen

Rissbildung, Rissausweitung und/oder Bruchbildung innerhalb der CMC-Oberfläche.