DE102015223916A1 - Method for processing, in particular repair, an airfoil of a turbomachine, a blade device and a device for processing an airfoil of a turbomachine - Google Patents

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bearbeitung eines Schaufelblattes (10) einer Turbomaschine, insbesondere zu einer in-situ Bearbeitung, dadurch gekennzeichnet, dass a) ein Teilbereich (1) eines Schaufelblattes (10) mechanisch entfernt wird und anschließend b) eine gezielte lokale Wärmebehandlung des Teilbereichs (1) vorgenommen wird. Die Erfindung betrifft ferner eine Schaufelvorrichtung und eine Vorrichtung zur Reparatur eines Schaufelblattes (10).The invention relates to a method for processing an airfoil (10) of a turbomachine, in particular for in-situ processing, characterized in that a) a partial region (1) of an airfoil (10) is removed mechanically and then b) a targeted local heat treatment of the subarea (1). The invention further relates to a blade device and a device for repairing an airfoil (10).

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bearbeitung, insbesondere der Reparatur, eines Schaufelblattes einer Turbomaschine mit den Merkmalen des Anspruchs 1, eine Schaufelvorrichtung gemäß Anspruch 10 und eine Vorrichtung zur Bearbeitung eines Schaufelblattes einer Turbomaschine mit den Merkmalen des Anspruchs 12. The invention relates to a method for machining, in particular the repair, of an airfoil of a turbomachine with the features of claim 1, a blade device according to claim 10 and an apparatus for machining an airfoil of a turbomachine having the features of claim 12.

Schaufelblätter von Rotoren und Statoren in Turbomaschinen sind thermisch und / oder mechanisch hoch belastete Bauelemente. Es kann daher vorkommen, dass ein Teilbereich eines Schaufelblattes – z.B. durch eine Fremdkörperbeschädigung (FOD: Foreign Object Damage) – beschädigt wird. Insbesondere bei Verdichter- oder Fanschaufelblättern von Flugzeugtriebwerken kann eine solche Beschädigung, z.B. durch Einschläge von Steinen oder Hagelkörnern, verursacht werden. Blades of rotors and stators in turbomachinery are thermally and / or mechanically highly loaded components. It may therefore happen that a portion of an airfoil - e.g. Foreign Object Damage (FOD) - is damaged. In particular, with compressor or fan blades of aircraft engines, such damage, e.g. caused by impacts of stones or hailstones.

Zur Bearbeitung oder Reparatur von solchen Schäden sind z.B. Verfahren aus der DE 10 2007 029 728 A1 bekannt. For processing or repair of such damages are eg methods from the DE 10 2007 029 728 A1 known.

Grundsätzlich besteht die Aufgabe, verbesserte Verfahren und Vorrichtungen zur Bearbeitung, insbesondere Reparatur, von Schaufelblättern zu schaffen. Basically, the object is to provide improved methods and apparatus for processing, in particular repair, of blades.

Die Aufgabe wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. The object is achieved by a method having the features of claim 1.

Das Verfahren ist dabei auf eine Bearbeitung, insbesondere Reparatur, von Schaufelblättern einer Turbomaschine (d.h. sowohl für Statoren und Rotoren) anwendbar. Dabei wird zunächst ein Teilbereich eines Schaufelblattes mechanisch entfernt. Dieser Teilbereich kann z.B. den Bereich umfassen, in dem sichtbare Risse aufgetreten sind. Anschließend wird eine gezielte lokale Wärmebehandlung des Teilbereichs. Dabei kann dieses Verfahren insbesondere in-situ in der Turbomaschine durchgeführt werden. Bei einem Flugzeugtriebwerk ist es für die Bearbeitung nicht erforderlich, dass Teile des Flugzeugtriebwerks demontiert werden müssen. The method is applicable to machining, especially repair, of blades of a turbomachine (i.e., both stators and rotors). In this case, first a portion of an airfoil is mechanically removed. This subregion may be e.g. include the area where visible cracks have occurred. Subsequently, a targeted local heat treatment of the subregion. In this case, this method can be carried out in particular in-situ in the turbomachine. In an aircraft engine, it is not necessary for machining that parts of the aircraft engine must be disassembled.

Dabei kann das Verfahren insbesondere auf Schaufelblätter angewandt werden, die mindestens teilweise aus Titan, einer Titanlegierung, aus Stahl oder einer Nickel-Legierung bestehen. In this case, the method can be applied in particular to blades that are at least partially made of titanium, a titanium alloy, steel or a nickel alloy.

Das Verfahren ist auch anwendbar, wenn die Schaufelblätter Teil einer Blisk ist. Insbesondere auch, wenn die Schaufelblätter Teil einer Kompressorstufe oder einer Fanstufe eines Flugzeugtriebwerks sind. The method is also applicable when the airfoils are part of a blisk. In particular, even if the blades are part of a compressor stage or a Fanstufe an aircraft engine.

Dabei kann in einer Ausführungsform die lokale Wärmebehandlung durch eine infrarote Wärmequelle, eine induktive Wärmequelle oder eine Laserwärmequelle durchgeführt werden. In jedem Fall ist die Applikation der Wärme zielgenau möglich. In this case, in one embodiment, the local heat treatment by an infrared heat source, an inductive heat source or a laser heat source can be performed. In any case, the application of heat is precisely possible.

Für eine effiziente Wärmebehandlung wird die lokale Wärmebehandlung für eine Temperatur durchgeführt, die im Bereich des Spannungsarmglühens des Materials des Schaufelblattes erfolgt. For an efficient heat treatment, the local heat treatment is carried out for a temperature which takes place in the area of stress relief annealing of the material of the airfoil.

So kann in einer Ausführungsform eine vorbestimmte Temperatur und eine vorbestimmte Zeitdauer erfolgen, insbesondere für
Titan 64: bei 600 °C (+/– 50°C) über 1h (+/– 30 min),
Titan 6246 und IMI834: bei 640 °C (+/– 50°C) über 2h (+/– 45 min),
Inconel 718: bei 620 °C (+/– 50 °C) über 8h (+/– 120 min),
Stahl: bei 620°C (+/– 50 °C) bis zu 1h (+/– 30 min). Thus, in one embodiment, a predetermined temperature and a predetermined period of time, in particular for
Titan 64: at 600 ° C (+/- 50 ° C) for 1h (+/- 30 min),
Titan 6246 and IMI834: at 640 ° C (+/- 50 ° C) for 2h (+/- 45 min),
Inconel 718: at 620 ° C (+/- 50 ° C) over 8h (+/- 120 min),
Steel: at 620 ° C (+/- 50 ° C) up to 1h (+/- 30 min).

Die Bereichsangaben in Klammern geben an, welche Temperatur- oder Zeitbereiche verwendbar sind. The ranges in parentheses indicate which temperature or time ranges are usable.

In einer weiteren Ausführungsform wird nach der lokalen Wärmebehandlung des Teilbereichs eine Abkühlung mit einer gesteuerten Abkühlrate vorgenommen. In a further embodiment, after the local heat treatment of the partial area, cooling is carried out with a controlled cooling rate.

Vor allem zur Vermeidung von Oxidationen wird in einer Ausführungsform die lokale Wärmebehandlung des Teilbereichs mindestens zeitweise unter einer Schutzgasatmosphäre durchgeführt, insbesondere mit Argon als Schutzgas. In particular, in order to avoid oxidation, in one embodiment, the local heat treatment of the subregion is carried out at least temporarily under a protective gas atmosphere, in particular using argon as protective gas.

Die Aufgabe wird auch durch eine Schaufelvorrichtung (z.B. eine Blisk als Schaufelvorrichtung eines Flugzeugtriebwerks) mit mindestens einem Schaufelblatt gelöst, die nach einem der Verfahren bearbeitbar ist. The object is also achieved by a vane apparatus (e.g., a blisk as an aircraft engine vane apparatus) having at least one airfoil operable according to one of the methods.

Die Aufgabe wird auch durch eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 12 gelöst. The object is also achieved by a device having the features of claim 12.

Dabei kann in einer Ausführungsform die Wärmequelle zur in-situ Wärmebehandlung an eine Boroskop-Vorrichtung gekoppelt sein. In one embodiment, the heat source may be coupled to a borescope device for in-situ heat treatment.

In Zusammenhang mit den in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispielen wird die Erfindung erläutert. Dabei zeigt In connection with the embodiments illustrated in the figures, the invention will be explained. It shows

1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugtriebwerks; 1 a schematic representation of an aircraft engine;

2 eine schematische, perspektivische Darstellung einer Blisk mit beschädigten und reparierten Teilbereichen; 2 a schematic perspective view of a blisk with damaged and repaired portions;

3A–C eine schematische Darstellung der Schritte einer Ausführungsform eines Verfahrens; 3A -C is a schematic representation of the steps of an embodiment of a method;

4 eine schematische Darstellung eines Boroskops zur Bearbeitung, insbesondere Reparatur, eines Schaufelblattes. 4 a schematic representation of a borescope for processing, in particular repair, an airfoil.

In 1 ist als Beispiel für eine Turbomaschine ein dreiwelliges Flugzeugtriebwerk 100 dargestellt. Das Flugzeugtriebwerk 100 weist eine Fanstufe 101, eine Niederdruck-Kompressorstufe 102 und eine Hochdruck-Kompressorstufe 103 auf. Diese werden durch Turbinenstufen 105 in bekannter Weise angetrieben. Ferner weist das Flugzeugtriebwerk 100 noch eine Brennkammer 104 auf. In 1 is a three-shaft aircraft engine as an example of a turbomachine 100 shown. The aircraft engine 100 has a fan level 101 , a low-pressure compressor stage 102 and a high pressure compressor stage 103 on. These are made by turbine stages 105 driven in a known manner. Further, the aircraft engine points 100 another combustion chamber 104 on.

Dabei weisen die Fanstufe 101, die Kompressorstufen 102, 103 und die Turbinenstufen 105 jeweils zahlreiche Schaufelblätter 10 auf, die der in das Triebwerk 100 strömenden Luft Arbeit zuführen oder dieser Luft Arbeit entnehmen. This is the Fanstufe 101 , the compressor stages 102 . 103 and the turbine stages 105 each numerous blades 10 on top of that in the engine 100 pour in working air or remove air from this work.

Aufgrund der Anordnung im Flugzeugtriebwerk 100 sind die Schaufelblätter der Fanstufe 101 und der Kompressorstufen 102, 103 für die Beschädigung durch Fremdkörper besonders gefährdet, zum Beispiel durch Sand. Es kann daher vorkommen, dass Teilbereiche 1 der Schaufelblätter 10 beschädigt werden. Due to the arrangement in the aircraft engine 100 are the blades of the fan stage 101 and the compressor stages 102 . 103 for the damage by foreign bodies particularly endangered, for example by sand. It can therefore happen that subareas 1 the blades 10 to be damaged.

Im Folgenden wird ein Zugang zu dem Gaskanal im Inneren des Flugzeugtriebwerks 100 beschrieben, der über Öffnungen 106 erfolgt. The following is an access to the gas channel inside the aircraft engine 100 described that about openings 106 he follows.

In 2 wird in thematischer Weise eine Stufe 11 des Flugzeugtriebwerks 100 dargestellt, die in Blisk-Bauweise ausgeführt ist. Dies bedeutet, dass bei einer Schaufelvorrichtung in Blisk-Bauweise die Schaufelblätter 10 einstückig mit der Stufe 11 verbunden sind. In 2 becomes a stage in a thematic way 11 of the aircraft engine 100 shown, which is executed in blisk construction. This means that in a blade device in blisk construction, the blades 10 integral with the step 11 are connected.

Ein erster Teilbereich 1A weist eine durch einen Fremdkörper beschädigte Stelle auf. In zweiten Teilbereichen 1B ist jeweils ein abgetragener Teilbereich dargestellt, an dem die beschädigte Stelle mechanisch entfernt wurde. Dabei wirken sich in der Regel vier unterschiedliche Einflussfaktoren in den bearbeiteten Teilbereichen negativ aus:

  • 1. Mikrorisse im geschädigten Teilbereich 1A oder dem abgetragen Teilbereich 1B,
  • 2. Spannungsüberhöhung aufgrund des eingebrachten Kerbfaktors,
  • 3. Lokal eingebrachte Eigenspannungen,
  • 4. Gefügeschädigungen durch plastische Deformation im Schädigungsgrund.
A first subarea 1A has a damaged by a foreign body spot. In second subareas 1B In each case, a worn portion is shown, where the damaged area was removed mechanically. As a rule, four different influencing factors have a negative effect in the edited sections:
  • 1. Microcracks in the damaged area 1A or the worn portion 1B .
  • 2. voltage increase due to the introduced notch factor,
  • 3. Locally introduced internal stresses,
  • 4. Damage caused by plastic deformation in the cause of damage.

Probleme mit Mikrorissen oder Spannungsüberhöhung lassen sich in der Regel durch ein Abtragen von Material lösen. Die Radien an den beschädigten Bereichen werden groß und flach ausgeführt. Auf die lokal eingebrachte Eigenspannung und die Gefügeschädigung wird im Zusammenhang mit der 3A bis 3C näher eingegangen. Problems with microcracks or excessive tension can usually be solved by removing material. The radii at the damaged areas are made large and flat. On the locally introduced residual stress and the Gefü damage is in connection with the 3A to 3C discussed in more detail.

Anhand der 3A bis 3C werden einzelne Schritte einer Ausführungsform des Verfahrens erläutert. Dabei werden jeweils in vereinfachender Darstellung Schaufelblätter 10 dargestellt. Based on 3A to 3C individual steps of an embodiment of the method will be explained. In each case in a simplistic representation of airfoils 10 shown.

In 3A ist der Schädigungsbereich 3 durch ein FOD an einer Kante des Schaufelblatts 10 dargestellt. Um den Schädigungsbereich 3 herum liegt ein Bereich mit sichtbaren Schädigungen 4, wie z.B. Rissen. Um diesen herum liegt ein Bereich mit plastischen Deformationen 5 und Änderungen der Eigenspannungen im Inneren des Schaufelblattes 10. In 3A is the damage area 3 by a FOD on an edge of the airfoil 10 shown. To the damage area 3 There is an area of visible damage around 4 , such as cracks. Around this is an area of plastic deformation 5 and changes in residual stresses inside the airfoil 10 ,

Der Schädigungsbereich 3 und der Bereich mit den sichtbaren Schädigungen 4 werden in einem ersten Verfahrensschritt mechanisch entfernt, d.h. es wird ein Teilbereich 1 aus dem Schaufelblatt 10 entfernt. Dies wird auch als Dressen bezeichnet. Dies ist in 3B dargestellt. The damage area 3 and the area of visible damage 4 are mechanically removed in a first process step, ie it becomes a partial area 1 from the blade 10 away. This is also referred to as dresse. This is in 3B shown.

In 3C ist dargestellt, wie der Teilbereich 1 durch eine gezielte lokale Wärmebehandlung einer Wärmequelle 12 thermisch behandelt wird. Die lokale Wärmebehandlung dient dabei der Verringerung der lokalen Eigenspannungen und zur Behebung von Gefügeschädigungen. Damit ist eine geringere Dressingtiefe im ersten Verfahrensschritt notwendig, Dies kann auch unter Verwendung von Schutzgas 13 stattfinden. In 3C is shown as the subarea 1 by a targeted local heat treatment of a heat source 12 is thermally treated. The local heat treatment serves to reduce the local residual stresses and to remedy microstructural damage. Thus, a lower dressing depth in the first step is necessary, this can also be done using inert gas 13 occur.

Bei der lokalen Wärmebehandlung wird insbesondere ein Temperaturbereich gewählt, der im Bereich des Spannungsarmglühens liegt. Da keine wesentlichen Änderungen der Festigkeitseigenschaften bewirkt werden sollen, muss die Glühtemperatur unterhalb der untersten Umwandlungstemperatur Ac1 bzw. bei vergüteten Werkstoffen unterhalb der Anlasstemperatur liegen. Gefügeänderungen treten also nicht auf. Die Glühtemperatur ist von der chemischen Zusammensetzung des Werkstoffes abhängig. Für Titan basierte Komponenten liegt dieser Temperaturbereich zwischen 600 °C und 650 °C. In the case of local heat treatment, in particular a temperature range is selected that is in the range of low-stress annealing. Since no significant changes in the strength properties are to be effected, the annealing temperature must be below the lowest transformation temperature Ac1 or, in the case of tempered materials, below the tempering temperature. So structural changes do not occur. The annealing temperature depends on the chemical composition of the material. For titanium based components, this temperature range is between 600 ° C and 650 ° C.

Die in-situ Fähigkeit des vorliegenden Verfahrens ergibt sich vor allem daraus, dass die lokale Wärmebehandlung an eine Boroskop-Vorrichtung 20, 21, 22, 23, 24, 25 gekoppelt ist (siehe 4). Dabei handelt es sich um ein Verfahren zur Inspektion, Bearbeitung und vor allem Reparatur eines Schadens an einem Flugzeugtriebwerk. Dies wird auch als Boroblending bezeichnet. The in-situ capability of the present method arises primarily from the fact that the local heat treatment to a Boroskop device 20 . 21 . 22 . 23 . 24 . 25 is coupled (see 4 ). This is a procedure for inspecting, processing and above all repairing damage to an aircraft engine. This is also called Boroblending.

Dazu werden zunächst bestimmte Öffnungen 106 (siehe 1) am Triebwerk freigelegt, durch das ein Blending-Scope 20 (siehe 4) eingeführt werden kann. Ziel ist es dabei, in den Gaskanal des Flugzeugtriebwerkes 100 zu gelangen. Nach einer Inspektion und Vermessung eines möglichen Schadens wird dieser beurteilt, um zu entscheiden, welche Reparaturmaßnahme eingeleitet werden kann. Wenn eine in-situ Bearbeitung möglich ist, wird die betreffende Stelle mechanisch mit einem Werkzeug bearbeitet, wobei das Werkzeug am Blending-Scope 20 durch die Öffnungen 106 eingeführt wird. Die mechanische Bearbeitung besteht u.a. in einem Ausschleifen und Polieren der Stelle. Anschließend wird eine erneute Vermessung vorgenommen, um das Ergebnis zu prüfen. Bestimmte Vorgaben, wie z.B. an die Tiefe und die Form müssen erfüllt werden. In Abhängigkeit von der Prüfung muss die mechanische Bearbeitung u.U. wiederholt werden. These are first certain openings 106 (please refer 1 ) exposed at the engine, through which a blending scope 20 (please refer 4 ) can be introduced. The goal is to enter the gas channel of the aircraft engine 100 to get. After an inspection and measurement of possible damage, it is assessed to decide which repair action can be taken. If In-situ machining is possible, the relevant point is machined mechanically with a tool, the tool on the blending scope 20 through the openings 106 is introduced. The mechanical processing consists inter alia in a grinding and polishing of the body. Then a new survey is made to check the result. Certain specifications, such as the depth and shape must be met. Depending on the test, mechanical processing may need to be repeated.

Im Rahmen dieser Arbeiten erfolgt nach der mechanischen Entfernung des Materials eine lokale Wärmebehandlung, um lokale eingebrachte Eigenspannungen im Gefüge und / oder Gefügeschädigungen durch plastische Deformation zu verringern. In the context of this work, after the mechanical removal of the material, a local heat treatment is carried out in order to reduce local induced internal stresses in the structure and / or microstructural damage by plastic deformation.

Nach Abschluss der Arbeiten wird das Werkzeug (Blending-Scope 20) wieder entfernt und die Zugangsöffnungen verschlossen. After completing the work, the tool (Blending Scope 20 ) and the access openings closed.

In 4 ist eine Boroskop-Vorrichtung 20, 21, 22, 23, 24, 25 dargestellt, die aus verschiedenen Einheiten besteht. Das Blending-Scope 20 ist eine Art Endoskop, an dessen Ende ein Werkzeug 26, z.B. ein Fräser, angeordnet ist. Zusätzlich weist in der hier darstellten Ausführungsform das Blending-Scope 20 die Wärmequelle 12 auf, mit der eine lokale Wärmebehandlung am Schaufelblatt 10 durchgeführt wird. In 4 is a borescope device 20 . 21 . 22 . 23 . 24 . 25 represented, which consists of different units. The blending scope 20 is a kind of endoscope, at the end of which is a tool 26 , eg a milling cutter, is arranged. In addition, in the embodiment illustrated here, the blending scope 20 the heat source 12 on, with a local heat treatment on the airfoil 10 is carried out.

An das Blending-Scope 20 ist eine Spannungsquelle 21 zur Stromversorgung angeschlossen. Ferner ist eine Lichtquelle 22 über ein Lichtkabel 23 mit dem Blending-Scope 20 verbunden. Die Schäden und die Reparatur können über die Kameravorrichtung 24 und den angeschlossenen Monitor 25 verfolgt werden. To the blending scope 20 is a voltage source 21 connected to the power supply. Further, a light source 22 over a light cable 23 with the blending scope 20 connected. The damage and the repair can be done via the camera device 24 and the connected monitor 25 be followed.

Durch die Anordnung der Wärmequelle 12 zusammen mit dem Werkzeug 26 am Blending-Scope 20 kann die Bearbeitung und Reparatur des Schaufelblattes in-situ durchgeführt werden. By the arrangement of the heat source 12 together with the tool 26 at the blending scope 20 the machining and repair of the airfoil can be carried out in-situ.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

1 1
Teilbereich eines Schaufelblattes Part of an airfoil
1A 1A
erster Teilbereich eines Schaufelblattes mit Beschädigung first part of an airfoil with damage
1B 1B
zweiter Teilbereich mit einem abgetragenen Teilbereich second subarea with a worn portion
3 3
Schädigungsbereich damage area
4 4
Bereich sichtbarer Schädigungen Area of visible damage
5 5
Bereich plastischer Deformationen Area of plastic deformation
10 10
Schaufelblatt airfoil
11 11
Stufe einer Turbomaschine Stage of a turbomachine
12 12
Wärmequelle heat source
13 13
Schutzgas protective gas
20 20
Blending-Scope Blending Scope
21 21
Spannungsquelle voltage source
22 22
Lichtquelle light source
23 23
Lichtkabel light Guides
24 24
Kameramodul camera module
25 25
Monitor monitor
26 26
Werkzeug Tool
100 100
Turbomaschine, Flugzeugtriebwerk Turbomachine, aircraft engine
101 101
Fanstufe fan stage
102 102
Niederdruck-Kompressorstufe Low-pressure compressor stage
103 103
Hochdruck-Kompressorstufe High-pressure compressor stage
104 104
Brennkammer combustion chamber
105 105
Turbinenstufen turbine stages
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Öffnungen für Boroskop Openings for boroscope

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

  • DE 102007029728 A1 [0003] DE 102007029728 A1 [0003]

Claims (13)

Verfahren zur Bearbeitung, insbesondere Reparatur, eines Schaufelblattes (10) einer Turbomaschine, insbesondere zu einer in-situ Bearbeitung, dadurch gekennzeichnet, dass a) ein Teilbereich (1) eines Schaufelblattes (10) mechanisch entfernt wird und anschließend b) eine gezielte lokale Wärmebehandlung des Teilbereichs (1) vorgenommen wird. Method for processing, in particular repair, of an airfoil ( 10 ) of a turbomachine, in particular for in situ processing, characterized in that a) a subregion ( 1 ) of an airfoil ( 10 ) is removed mechanically and then b) a targeted local heat treatment of the subregion ( 1 ) is made. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (10) mindestens teilweise aus Titan, einer Titanlegierung, aus Stahl oder einer Nickel-Legierung besteht. Method according to claim 1, characterized in that the airfoil ( 10 ) consists at least partially of titanium, a titanium alloy, steel or a nickel alloy. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (10) Teil einer Blisk (11) ist. Method according to claim 1 or 2, characterized in that the airfoil ( 10 ) Part of a blisk ( 11 ). Verfahren nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (10) Teil einer Kompressorstufe (102, 103) oder einer Fanstufe (101) eines Flugzeugtriebwerks (100) ist. Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the airfoil ( 10 ) Part of a compressor stage ( 102 . 103 ) or a fan level ( 101 ) of an aircraft engine ( 100 ). Verfahren nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die lokale Wärmebehandlung durch eine infrarote Wärmequelle (12), eine induktive Wärmequelle (12) oder eine Laserwärmequelle (12) durchgeführt wird. Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the local heat treatment by an infrared heat source ( 12 ), an inductive heat source ( 12 ) or a laser heat source ( 12 ) is carried out. Verfahren nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die lokale Wärmebehandlung für eine Temperatur im Bereich des Spannungsarmglühens des Materials des Schaufelblattes (10) erfolgt. Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the local heat treatment for a temperature in the region of stress relief annealing of the material of the airfoil ( 10 ) he follows. Verfahren nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die lokale Wärmebehandlung für eine vorbestimmte Temperatur und eine vorbestimmte Zeitdauer erfolgt, insbesondere für Titan 64: bei 600 °C (+/– 50°C) über 1h (+/– 30 min), Titan 6246 und IMI834: bei 640 °C (+/– 50°C) über 2h (+/– 45 min), Inconel 718: bei 620 °C (+/– 50 °C) über 8h (+/– 120 min), Stahl: bei 620°C (+/– 50 °C) bis zu 1h (+/– 30 min). Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the local heat treatment is carried out for a predetermined temperature and a predetermined period of time, in particular for titanium 64: at 600 ° C (+/- 50 ° C) for 1h (+/- 30 min ), Titan 6246 and IMI834: at 640 ° C (+/- 50 ° C) over 2h (+/- 45 min), Inconel 718: at 620 ° C (+/- 50 ° C) over 8h (+/-) 120 min), steel: at 620 ° C (+/- 50 ° C) up to 1h (+/- 30 min). Verfahren nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass nach der lokalen Wärmebehandlung des Teilbereichs (1) eine Abkühlung mit einer gesteuerten Abkühlrate vorgenommen wird. Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that after the local heat treatment of the partial area ( 1 ) a cooling with a controlled cooling rate is made. Verfahren nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die lokale Wärmebehandlung des Teilbereichs (1) mindestens zeitweise unter einer Schutzgasatmosphäre erfolgt, insbesondere mit Argon als Schutzgas. Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the local heat treatment of the subregion ( 1 ) takes place at least temporarily under a protective gas atmosphere, in particular with argon as inert gas. Schaufelvorrichtung (11) mit mindestens einem Schaufelblatt (10), insbesondere in einem Flugzeugtriebwerk, die nach mindestens einem Verfahren gemäß der Ansprüche 1 bis 9 bearbeitbar oder reparierbar ist. Blade device ( 11 ) with at least one airfoil ( 10 ), in particular in an aircraft engine, which can be processed or repaired according to at least one method according to claims 1 to 9. Schaufelvorrichtung (11) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass sie in Blisk-Bauweise ausgeführt ist. Blade device ( 11 ) according to claim 10, characterized in that it is designed in blisk construction. Vorrichtung zur Bearbeitung eines Schaufelblattes (10) einer Turbomaschine, gekennzeichnet durch eine Wärmequelle (12) zur gezielten lokalen Wärmebehandlung eines Teilbereichs (1) des Schaufelblattes (10), wobei die Wärmequelle insbesondere eine infrarote Wärmequelle (12), eine induktive Wärmequelle (12) oder eine Laserwärmequelle (12) aufweist. Device for processing an airfoil ( 10 ) of a turbomachine, characterized by a heat source ( 12 ) for the targeted local heat treatment of a partial area ( 1 ) of the airfoil ( 10 ), the heat source in particular an infrared heat source ( 12 ), an inductive heat source ( 12 ) or a laser heat source ( 12 ) having. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Wärmequelle (12) zur in-situ Wärmebehandlung an eine Boroskop-Vorrichtung (20, 21, 22, 23, 24, 25), insbesondere ein Blending-Scope (20) gekoppelt ist. Apparatus according to claim 12, characterized in that the heat source ( 12 ) for in-situ heat treatment to a borescope device ( 20 . 21 . 22 . 23 . 24 . 25 ), in particular a blending scope ( 20 ) is coupled.
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