mei, 2013 I Algemeen Alle vaststellingen die in het verslag beschreven staan, werden uitgevoerd binnen de Vakgroep MACH (Materialen en Chemie) en meer specifiek binnen de Onderzoeksgroep SURF (Research Group Electrochemical and Surface Engineering) van de Vrije Universiteit Brussel-Faculteit Ingenieurswetenschappen. Alle vaststellingen werden gedaan door Oscar Steenhaut (senior Technologie-Expert) in overleg en in samenspraak met Prof Em dr ir J. Vereecken. De digitale beelden werden gemaakt met een optische stereomicroscoop type Leica MZ125 gekoppeld met een digitale camera Olympus U30. Deze opstelling bevindt zich in het metallurgisch labo van de onderzoeksgroep SURF. Referentie’s worden gevonden in -
Het ASM Handbook Volume11: Failure analysis and prevention Cursus hoge temperatuur constructie Uitgever TU-Eindhoven Journal of Materials Research (MRS) Website: //www.mrs.org
Specifiek Op 4 januari 2013 heeft ir Ignace Lenders (expert-deskundige) een aantal stalen van de firma Turbomeca overgedragen aan de onderzoeksgroep SURF voor verdere tegensprekelijke analyse. Op datum van 26 februari 2013 heeft een discussie plaatsgevonden met de verschillende partijen en werd een eerste –voorlopig-ontwerp van verslag doorgegeven. In het toegevoegde document commentaar bij het verslag wordt met een aantal opmerkingen, gemaakt tijdens deze discussie, rekening gehouden.
1
Ontvangen stukken Turbomeca Deze stukken werden buiten dienst gesteld na 1094h ipv 3000h gebruik 1.segment 9560163950
segment: materiaal NC20K14 (opgegeven in een document van Turbomeca) Optische vaststelling: 1 zijde van de segment ring is donker verkleurd. De specificatie NC20K14 (Franse norm) ,Amerikaanse norm=AMS 5706, geeft aan dat het hier om een super legering gaat hoofdzakelijk samengesteld uit Nikkel (Ni) Chroom (Cr) en Cobalt (Co). Belangrijk is dat voor dit materiaal de eigenschappen (data fiche wordt toegevoegd) tot een max temperatuur van 900C gegarandeerd worden.
2
-Toegevoegde documentatie van de firma Turbomeca
3
2 sector –gedemonteerde stukken 0319217910
-Toegevoegde document van de firma Turbomeca
4
Optische vaststelling:
Sector- material 2 coating CONICRALY
De binnenzijde van het stuk 682B 0319217910 2H is duidelijk verkleurd (werd ook aangeduid
met een rode stift door de firma Turbomeca).
Sector-material 1 NC22F.D
De buitenzijde van het stuk 682B 0319217910 2H is duidelijk verkleurd (rode markering werd
aangebracht door de firma Turbomeca). -Bijkomende informatie gegeven door de firma Turbomeca
Materiaal 1 = NC22F.D (Franse norm) Amerikaanse norm = AMS 5754 Nikkel (Ni)-Chroom (Cr)-Ijzer (Fe)-Molybdeem (Mo) super legering (data fiche wordt toegevoegd). Belangrijk is dat de eigenschappen van dit materiaal tot een maximum temperatuur van 1200C gegarandeerd wordt. Materiaal2 = CONICRALY Cobalt (Co)-Nikkel (Ni)-Chroom (Cr) super legering (datafiche wordt toegevoegd) wordt als coating aangebracht. Het aanbrengen van deze coating is een zeer specifiek proces en bepaalt mee de materiaaleigenschappen van het geheel. Belangrijk is dat de eigenschappen van de coating tot een maximum temperatuur van 1050C gegarandeerd wordt.
5
Vaststellingen gedaan in het labo metallografie van het onderzoeksdepartement SURF met gebruik van een optische stereomicroscoop type Leica MZ 125. Segment ring HP Turbine ring assembly
Sector: nummer: 682B 0319217910 2H 1-binnenkant van het stuk
Foto1: beeld opgenomen met digitale camera. As received
Foto2: beeld opgenomen met digitale camera. As received. Opmerking: Ongeveer 30% van het oppervlak is (donker) verkleurd. Er zijn een aantal krassen zichtbaar binnen de (langwerpige) verkleurde zone.
6
Foto3: optische microscoop. Vergroting x8
Foto4: optische microscoop. Vergroting x8 Opmerking: de krassen aan de buitenzijde van het stuk (foto4) zijn dieper dan deze verder in het stuk (foto3). Waarschijnlijk was enige vorm van kraspatroon aanwezig door een eerder contact schoepsegment HP turbinering maar is dit (door de plaatselijke oververhitting) verder opengelegd.
7
2-zijkant van hetzelfde stuk (zone aangeduid met rode verf)
Foto5: optische microscoop. Vergroting x8. Er zijn duidelijk verschillende lagen zichtbaar
Foto6: optische microscoop. Vergroting x20. In doorsnede is er een dubbele barst zichtbaar.
8
Foto7: optische microscoop. Vergroting x8. Er is een uitgesproken vervorming van het bovenste gedeelte t.a.v. het ( rechte) onderste gedeelte. Opmerking: in het gedeelte van het materiaal waar men duidelijk een dubbele barst kan vaststellen is er langs 1 zijde ook een duidelijke vervorming van het materiaal.
9
3-buitenkant van de sector (zone aangeduid met rode verf).
Foto8: optische microscoop. Vergroting x10. De dubbele barst (foto6 zijkant) loopt ook door aan de buitenkant onder de vorm van een dubbele scheur.
Foto9: optische microscoop (zwart-wit). Vergroting x20 van dezelfde zone als foto8. Naast de twee duidelijke scheuren (midden van het beeld) vertrekkende van de dubbele barst (foto6 zijkant) zijn ook andere scheurtjes zichtbaar. De scheurtjes lopen ongeveer 200 micron diep in het material.
10
Foto 10: optische microscoop (zwart-wit). Vergroting x50 van dezelfde zone als foto9. De verschillende scheurtjes lopen duidelijk in dezelfde richting.
Opmerking: dit aspect geeft het ontstaan van een breuk weer.
4-Onderzoek naar een mogelijke lasnaad
Foto 11: beeld opgenomen met digitale camera. Zijkant van het stuk, zone aan de rand met scheurtjes.
11
Foto12: optische microscoop. Vergroting x8. Zijkant van het stuk, in de aangeduide zones kan men een tussenlaag (lasnaad?) opmerken.
Foto13: optische microscoop. Vergroting x8. Zijkant van het stuk, zone 1 (aangeduid in foto 12). Deze tussenlaag heeft het aspect van een lasnaad.
12
Eerste vaststellingen Op de binnenkant van het stuk (ref foto1 en2) is duidelijk een donkere (langwerpige) verkleuring vast te stellen. De oorzaak van deze verkleuring kan door lokale oververhitting (eventueel een vlam, gezien de vorm en kleur van de verkleuring) verklaard worden. Binnen en rond de aangeduide (rode kleur) zone worden barsten in het materiaal (foto’s 56) maar ook vervorming van het materiaal vastgesteld (foto’s 6-7). Daarnaast worden scheurtjes aan de buitenkant van het materiaal (foto’s 8-9-10) vastgesteld. De aanwezigheid van verschillende lasnaden kon niet duidelijk vastgesteld worden met de optische microscoop (foto’s 11- 12) . Op de zijkant van het materiaal kan men wel het aspect van een lasnaad terugvinden (foto’s 12-13).
Al deze vaststellingen kunnen verklaard worden -1 door een lokale (en tijdelijke) oververhitting van een gedeelte van het segment (“thermische schok”). -2 door deze lokale thermische schok en door het verschil in uitzettingscoeifficienten van de verschillende lagen (materialen) treedt lokale vervorming van het materiaal op, en ontstaan ook hierdoor barsten en scheurtjes in de verschillende lagen van het materiaal. -3 bij de omgevingsfactoren zullen naast de hitte, het lawaai maar zeker de trillingen een versterkende rol gespeeld hebben.
13
Commentaar bij het verslag -
Waarom is slechts op 1 sector dergelijke verkleuring vast te stellen?
Antwoord Turbomeca (vertaling uit het Frans). Als voorafgaandelijke opmerking, lijkt het niet vreemd dat lokale verhitting optreedt ten gevolge van te hoge temperatuur tijdens het opstarten . Dit omdat het brandstofinjectie systeem van de helikopter Arrius 2F bestaat uit 12 lokale injectoren: • 2 start injectoren diametraal tegenover elkaar geplaatst en deze injecteren de brandstof met de stroming mee. • 9 hoofd injectoren verdeeld over de verbrandingskamer en deze injecteren de brandstof in de tegengestelde stromingsrichting. • 1 speciale injector die een minimale brandstof-flow garandeert in elke situatie tijdens de vlucht. Tijdens het opstartproces, worden enkel de twee start injectoren gebruikt. De geïnduceerde temperatuur is dus mogelijk niet homogeen verdeeld in de turbine. De vast gemonteerde delen (segmenten) laten toe om deze inhomogene temperatuur verdeling vast te stellen en dit in tegenstelling tot de bewegende delen. -
Hoe ontstaat de thermische schok ?
Vlamfront
Start uitvoering: kerosine start
Temperatuur in de vlam kan oplopen tot 1200°C en meer Begintemperatuur ~ 20°C Temperatuurverschil ~ 1200°C
Thermal failures- Referentie: Air Force Institute of Technology (Instytut Techniczny Wojsk LotniczxychITWL),Poland overheating of blade material
cracks on blade’s leading edge
14
-
Is er een lasnaad aanwezig?
Het proces om de coating aan te brengen wordt omschreven als Atmospheric plasma spray, HVOF -Het
principe
Hogesnelheidspuiten Bij het hoge snelheidsproces (High Velocity Oxygen Fuel) van de eerste generatie wordt een mengsel van gas en zuurstof tot ontbranding gebracht. De gasstroom die middels een special mondstuk expandeert bereikt een snelheid tot 1500 m/sec. Het axiaal in deze gasstroom geïnjecteerde poeder krijgt een zeer hoge snelheid (tot 800 m/sec). De deklagen die zo ontstaan kenmerken zich door hun lage porositeit en hun hoge hechtsterkte Bij het recent ontwikkelde hoge druk hoge snelheidsproces (High Pressure High Velocity Oxygen Fuel), van de inmiddels derde generatie, wordt een mengsel van kerosine of gas en zuurstof tot ontbranding gebracht. De gasstroom, die middels een special mondstuk expandeert bereikt een snelheid tot 2200 m/sec. Afhankelijk van het type krijgt het axiaal of radiaal in deze gasstroom geïnjecteerde poeder een zeer hoge snelheid (tot 1100 m/sec). De deklagen die zo ontstaan kenmerken zich door hun nog geringere porositeit en hogere hechtsterkte tov. van de eerste generatie HVOF systemen.
Structuur van de laag
Er is dus geen echte lasnaad aanwezig. Het aanbrengen van de CoNiCrAlY coating is gepatenteerd. Een uittreksel uit het patent wordt in bijlage toegevoegd.
15
Bijlagen Nickel alloys In conditions, where the corrosion and heat resistance of steels and other metals are exhausted, high performance alloys including Nickel become the designer's material of choice. In aero engines, the combination of titanium alloys for the cooler compressor areas and nickel superalloys for the hot gas path in the turbine, enable an optimised weight and performance ratio to be achieved. In fuselage applications the strength characteristics and corrosion resistance of nickel alloys provide them with a role in both structural areas and for fasteners. Even in composite mould tooling, nickel alloys are used to take advantage of their low thermal expansion features.
Gebruikte materialen –sealing ring/sector materiaal1 en2/ segment Nickel alloys standards and specifications Alloy Alloy 625
USA AMS 5666
Germany
France
WL 2.4856
NC22DNb
Manufacturers Specifications
Company Several Max temp:1100C
Sealing ring 0319212100 Alloy X
AMS 5754
Sector
Max temp:1200C
WL 2.4665
NC22FeD
MSRR 7127
Rolls-Royce
0319217910 Max temp:1200C Waspaloy
AMS 5708
NC20K14
MSRR 7192
Rolls-Royce
Segment 9560163950 Max temp:900C
Coating material on sector (materiaal2) CoNiCrAlY
Max temp:1050C
16
Datasheet materialen gebruikt voor de sector Materiaal1 NC22FeD (Alloy X)
17
18
Materiaal2 CoNiCrAlY coating
1.2 Uittreksel uit het patent FIELD OF THE INVENTION [0002]The invention relates to thermal barrier coatings for nickel or cobalt-based superalloy components in high temperature environments, especially in gas turbines. BACKGROUND OF THE INVENTION [0003]Thermal barrier coating (TBC) spallation life during service in a gas turbine engine is largely determined by the chemical composition of the substrate and the interaction of the substrate with the coating system. Substrates are typically made of a high temperature metal alloy such as a gamma prime strengthened nickel superalloy or a cobalt-based superalloy. If a given superalloy substrate has
19
a low concentration of aluminum or a high concentration of titanium, or if the majority element of the superalloy is cobalt (alloys such as ECY 768 and X-45), aluminum in a desired bond coat material such as a CoNiCrAlY or NiCoCrAlY alloy may diffuse rapidly into the superalloy, thereby depleting the bond coat and reducing the effective life of the coating system. Due to the requirement for high strength at elevated temperatures in turbine applications, the choice of substrate is often decided on the basis of creep strength, corrosion resistance and fatigue life, rather than on coating compatibility. Cost and manufacturing concerns such as castability and weldability are also prime drivers in alloy selection. As a result, many of the common superalloys used in aero and land-based turbines have compositions that are unfavorable for bond coat compatibility.
20
