CN103079754B - 用于修整用于气体涡轮机的压缩机或涡轮机叶片的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于修整用于气体涡轮机的压缩机或涡轮机叶片（1）的方法，其中，所述压缩机或涡轮机叶片（1）的进入棱边（2）至少在子区域中通过能量射束（8）这样有目的地熔化，使得材料基本上在不加入附加材料的情况下凝固成新轮廓（5）。

Description

用于修整用于气体涡轮机的压缩机或涡轮机叶片的方法
技术领域
本发明涉及一种用于修整用于气体涡轮机的压缩机或涡轮机叶片的方法。
背景技术
气体涡轮机中、尤其是飞机动力装置中的构件在运行中经受通过侵蚀物例如通过砂或粉尘或冰造成的磨损。在气体涡轮机的前部分、即压缩机的区域中，侵蚀通常导致压缩机叶片的流动进入棱边(前缘)变平。压缩机叶片在其未磨损的形状中具有在空气动力学上优化的剖面，所述剖面通过磨损而不利地变化。作为空气动力学剖面这样变差的结果，气体涡轮机的效率损失，这就是说，气体涡轮机对于相同的功率需要更多的燃料。因此，从经济角度来看，值得追求的是，抵抗压缩机叶片磨损、尤其是在空气动力学上优化的叶片几何特征变差。为此目的，建立修理方法，所述修理方法的目的在于，使损坏的压缩机叶片又具有优化的空气动力学几何特征。用于压缩机叶片的常用修理方法例如是磨削压缩机叶片的进入棱边。通过磨削，变平的剖面区域和所述区域的变粗糙的表面被圆整和平滑。用于涡轮机叶片的基于流动进入棱边的磨削的这种修理方法所用的装置例如已在专利文献US6302625B1中描述。对于涡轮机叶片一方面可理解为在气体涡轮机中所使用的所有叶片。但对于专业人员，涡轮机叶片通常仅仅是在动力装置的涡轮机的区域中使用的叶片，而压缩机叶片仅在压缩机的区域中使用。但在下面概念气体涡轮机叶片用于表示压缩机叶片(包括扇叶)和涡轮机叶片。
这种修理方法的问题在于磨削方法的本质。磨削涉及切削方法，即将材料磨削掉，直到实现在空气动力学上有利的进入棱边。但在磨削期间气体涡轮机叶片的母材的损失大致与母材通过侵蚀本身造成的损失一样多。即气体涡轮机叶片的母材首先在运行中通过侵蚀磨损被去除掉，接着，可比较地高的量的母材在符合标准的修理方法期间再次被去除掉。材料的这种双重减少对气体涡轮机叶片的弦长直接具有缩短作用，即气体涡轮机叶片在流动方向上观察变短，这通常又导致气体涡轮机叶片的效率和/或空气动力学稳定性进一步降低(涉及喘振界限(英语：StallMargin)，到涡轮机叶片失速的安全间隔)。该效应在每次修理中都重复出现，直到弦长这样短，使得例如压缩机叶片不再可使用。在此，气体涡轮机叶片中的例如通过所吸入的石块或鸟产生的缺口或凹入部导致弦长特别大地缩短。因为这种缺口通常对气体涡轮机叶片的机械和空气动力学特性具有非常差的作用，因此必须从气体涡轮机叶片去除掉很多材料，直到缺口被完全补上或者说被大面积地圆整。此外，质量的纯损失、即气体涡轮机叶片的重量与构件几何特征的刚才描述的变化无关的降低也成为问题。如果例如在组装好的发动机上、即在仍悬置在飞机机翼上(“在翼”，onwing)的动力装置上磨削压缩机叶片，则由于对各个压缩机叶片进行不同地多的材料去除而可出现不平衡。在将气体涡轮机叶片从气体涡轮机拆卸下来的修理方法中，不平衡可通过称量和接着的特定重量的分布来降低。但包括气体涡轮机的拆开的这种修理方法也极其麻烦并且不可或者仅可非常麻烦地现场执行。
发明内容
因此，本发明的目的在于，提供一种用于修整用于气体涡轮机的压缩机或涡轮机叶片的方法，所述方法伴随尽可能少的材料去除。
根据本发明，为了解决问题，提出了一种用于修整用于气体涡轮机的压缩机或涡轮机叶片的方法，其中，压缩机或涡轮机叶片的进入棱边至少在子区域中通过能量射束这样有目的地熔化，使得材料基本上在不加入附加材料的情况下凝固成新轮廓。对于新轮廓在此意义下理解为相对于未处理的进入棱边变化的在空气动力学上有利的轮廓。尤其是在被侵蚀状态中变平的、即部分地呈角形的流动进入棱边的圆整造型被称为新轮廓。新轮廓在此表示在很大程度上遵循新零件出售状态的剖面。所述新轮廓表示与出售状态类似的通过根据本发明的修整而产生的轮廓。通过熔化例如可去掉缺口或凹入部，因为熔液流入到气体涡轮机叶片、尤其是进入棱边中的这种凹陷部中并且填充所述凹陷部。由此，不必将进入棱边磨削到缺口之下的水平，而是理想地完全不进行值得一提的材料去除并且气体涡轮机叶片的材料仅被重新分布。材料的这种重新分布使根据本发明的方法与根据现有技术的方法区别开来，虽然在根据现有技术的方法中也使进入棱边的子区域熔化(例如在补焊时)，但这通过以显著程度加入辅助材料来进行。例如在补焊时典型地施加原始材料的熔化体积多倍的附加材料。通过这种附加材料例如在补焊时又构造出被侵蚀的进入棱边，据此压缩机或涡轮机叶片的进入棱边的体积和质量提高。根据本发明的方法基本上在不加入附加材料的情况下进行并且由此与根据现有技术的公知方法区别开来。根据本发明的方法的特殊优点是，在修整时不通过切削方法(例如磨削过程)产生材料损失。据此，通过修整也不(或者说极其少地)产生力矩重量(Momentengewicht)的变化，并且据此在安装状态中不由于气体涡轮机叶片的惯性产生回转的可测量的变化(或者说产生极其小的变化)。由此不需要重新动平衡。此外，根据本发明的方法的优点在于，气体涡轮机叶片的弦长(弦宽)通过修理方法不进一步缩短，而是如在后面描述的那样甚至可又被部分地构造。气体涡轮机叶片由此可明显长时间地使用，这显著降低动力装置的维护成本。
优选材料基本上在不加入附加材料的情况下凝固成预给定的新轮廓。预给定在此意味着，材料的熔化以及接着的几何特征变化不是不加选择地进行，而是至少试图提供确定的造型或者说几何特征的新轮廓，所述新轮廓例如在其空气动力学特性方面得到改善。在“预给定的新轮廓”意义上的“预给定”例如也是力求提供新轮廓，所述新轮廓延长或者说重建气体涡轮机叶片的弦长。
优选压缩机或涡轮机叶片的弦长通过所述方法延长0.1mm至5mm、进一步优选0.1mm至2mm、例如1.5mm。优选重建通过少于7次、进一步优选少于4次的修整过程或者说熔焊过程来进行。与公知补焊不同的是，不引入或仅引入非常小量的添加物。
本发明的另一个优点应在于，与公知补焊不同，不需要或仅需要最少的焊接底部或者说进入棱边准备。通常为了准备补焊而从气体涡轮机叶片铣掉数毫米母材，对于本发明意义上的修整而言不需要这种麻烦的准备。
优选进入棱边通过熔化来圆整。通过圆整，气体涡轮机叶片的空气动力学特性得到改善，因为经圆整的进入棱边比平的进入棱边具有明显好的空气动力学特性。为了圆整，通常利用通常在气体涡轮机叶片的前棱边上使用的材料、例如Ti6Al4V或Inconel718的高表面张力，以便圆整所述气体涡轮机叶片的进入棱边。材料熔液的高表面张力使得熔液力求达到对其而言在能量上最佳的球形状。通过熔液的有利地利用的表面张力，经修整的进入棱边据此具有在空气动力学上有利的圆整部。
优选这样控制能量射束的引入到子区域中的能量，使得实现不同的圆整半径。例如可通过对能量射束的所引入的能量进行功率控制来实现材料熔液的表面的温度控制。因为熔液的表面的温度对熔液的表面张力具有直接影响，所以通过温度控制也可有目的地调节熔液的表面张力。随着温度的上升，表面张力以张力梯度乘温度差来变化。在纯金属的情况下，所述张力梯度为负，由此，所述金属熔液随着温度的上升而表面张力减小。这种效应用于通过控制表面温度实现期望的圆整半径。除了温度，在此也调节和改变熔化体积和熔化区域的表面大小。作为能量或者说温度控制的辅助，例如也可使用摄像机系统，通过所述摄像机系统一方面观测表面并且数据于是在需要时用于调整所述修整。例如可这样控制引入到子区域中的能量，即改变能量射束的能量密度，或者使能量射束受控制地运动。
优选进入棱边通过多次熔化来修整成新轮廓。优选进入棱边通过最高六次熔化来修整。通过对气体涡轮机叶片的进入棱边的侵蚀作用，所述进入棱边随着时间损失其在空气动力学上优化的轮廓。侵蚀磨损、凹入部和缺口导致不均匀的侵蚀轮廓。通常，进入棱边的这种侵蚀轮廓在修理情况之前近似是平的或者说相对于流动方向垂直地表现有高粗糙度。如果侵蚀轮廓多次局部熔化并且在利用材料熔液的表面张力的情况下经圆整，所述侵蚀轮廓可以以高品质转变为在空气动力学上明显改善、均匀、非平、圆整的新轮廓。通过多次熔化，也较容易地实现不同的圆整半径，所述圆整半径对于气体涡轮机叶片、例如扇叶在进入棱边上的流动优化的轮廓而言有益。
优选所使用的能量射束在此在相对于侵蚀轮廓的端面垂直的方向上取向到进入棱边中。通过能量射束朝端面直接取向，能量射束精确地投射在气体涡轮机叶片的进入棱边的通过侵蚀而损坏的子区域上。在此有利的可以是，设置有用于吸收射束的装置，以便能量射束不会由于被反射或掠过的辐射而不确定地输入耦合到其它构件或构件区域中。能量射束优选在两个或多个圆整步骤中修整进入棱边的宽度。在多个有目的的圆整步骤中，进入棱边通过每个步骤都越来越近地修整成期望的新轮廓。这种处理方式提供最好的结果，因为一次仅熔化不仅在熔化时而且在凝固时可较容易地调控的有限量材料。在这种修整中优点是，可以有目的地又稍微建立通过侵蚀而损失的弦长。因此，通过根据本发明的方法不仅可避免由于磨削处理造成的弦长缩短，而且可通过重新分布进入棱边的材料而又构造被侵蚀的弦长的一部分。通过较大的弦长，这样修理的气体涡轮机叶片比按照公知方法修理的气体涡轮机叶片在空气动力学上更好，其中，寿命也延长，因为仅在次数非常大的修整过程之后才达到不再可能进行修理时的临界弦长。
优选所产生的圆整半径大致为0.1至10mm，因为所述圆整半径导致经修理的气体涡轮机叶片的良好的空气动力学特性。
优选可在由能量射束熔化的区域中引入非常小量的添加物。虽然根据本发明的方法的特征在于基本上可取消添加附加材料，但可将非常小量(小于熔化体积的50％，优选小于25％，进一步优选小于10％)的添加物引入到熔化区中，以便例如实现特别硬的抗侵蚀的或者在其它方面有利的进入棱边。与公知方法的区别在此在于，所述添加剂很少用于重建进入棱边的被侵蚀的体积(例如在补焊中情况即如此)，而是用于有利地改变进入棱边的材料特性。
优选“外场”进行压缩机或涡轮机叶片的修理，即在装配在飞机上的气体涡轮机的叶片安装着时，即不必拆卸气体涡轮机叶片。根据本发明的“外场”修理在此明显优于根据现有技术的“外场”修理，根据现有技术的“外场”修理基本上在于工人用砂纸或者说磨削机手工磨削第一压缩机级的液压机叶片(扇叶)。降低材料损失的已经描述的优点在此具有值得追求的副效应：与磨削不同，不会有切屑或粉尘落入到动力装置中。所述切屑在动力装置中可造成损坏，因为所述切屑例如可阻塞冷却空气口或者可造成材料燃烧或金属扩散到HPT叶片(在高压涡轮机的燃烧室之后的区域中使用的涡轮机叶片)中。除了通过切屑和粉尘造成的这些问题，通过在处理时所谓“自由旋转”(叶片轮辋旋转)造成的问题也可得到避免。
“自由旋转”涉及第一压缩机级即扇不期望地旋转，所述旋转例如可通过轻微的风触发。在根据现有技术的修理方法中，这样造成“自由旋转”：气体涡轮机叶片的修理借助于刮刀、磨削机或铣刀进行，通过其在修理期间在气体涡轮机叶片上施加压紧压力，所述压紧压力促使气体涡轮机叶片旋转运动。出于此原因，动力装置的叶片轮辋例如扇在修理期间必须固定。但将扇固定带来风险：通过处理引起的转矩可损坏扇叶或盘的燕尾形引导装置。虽然扇可通过卡住LPT(LowPressureTurbine)来固定，但这种处理方式导致麻烦的指示引导，因为必须保证通过卡住不会损坏盘或叶片根部压力面(PressureFace)。此外，通过将扇固定，工作投入提高，因为在将轴固定之后，为了在相同工作高度上处理下一个扇叶而进行转动是不可能的。因此轴必须随时松开、转动以及又固定，这在时间上投入高并且由此在经济性上是不利的。
在根据本发明的修理方法中，将扇固定不是绝对必须的，因为使用能量射束，所述能量射束无接触地并且在无压紧压力的情况下作用在扇的扇叶上。由于在处理时不需要压紧压力，因此也不由处理产生转矩。虽然在根据本发明的方法中有意义的也可以是将扇固定以便例如为所使用的定位装置提供支座，但这种固定则可比迄今所需的装置实施起来容易得多，即以非常小的机械刚度，因为固定扇所需的力在根据本发明的修理方法中非常小。此外，避免机械处理扇叶也具有优点：没有振动通过旋转工具、尤其是通过铣刀或磨削机引入到扇叶中。这种振动可在叶片根部中造成咯吱声并且由此在涂层系统上造成损坏。在根据本发明的方法中优选没有或者说仅仅可忽略的机械力通过处理过程引入到气体涡轮机叶片中，由此，可能的振动激励或所引发的转矩非常小，这首先在扇叶的杠杆臂大(600～800mm)的情况下是有利的。
优选能量射束可相对于压缩机或涡轮机叶片的抽吸侧和/或压力侧以5至135°的角度取向。在待重新分布的材料表面的区域中从侧面这样设置能量射束的优点在于，通过在该位置上引入能量，朝较冷的进入棱边驱动材料，并且损失的弦长可又被相对容易地构造。附加地避免在熔池上反射的辐射加热不同于进入棱边本身的构件区域。射束捕获器由此可较简单地构造或者说使用或安装。
优选能量射束是激光射束。能量射束是激光射束对于所述修理方法是有利的，因为可在环境压力下使用激光并且因此不必将待修理的气体涡轮机叶片麻烦地放入到真空腔中，而是以有利的方式也可在安装状态中修理。此外，使用激光射束允许气体涡轮机叶片精确地面向目标地熔化，由此，所述修理方法总体上非常高效。在此，激光优选是片式激光器、二极管激光器、Nd:YAG激光器(钇铝石榴石晶体激光器)、CO2激光器和/或光纤激光器(发出的激光)并且具有200至2000W的功率。好的结果通过轴对称辐射来实现，在所述轴对称辐射中，在熔池表面上射束作用面近似地像椭圆。但其它功率密度分布如圆、环或条在特殊情况下也可以是有利的。
附图说明
下面根据具体实施例借助于附图详细描述本发明。在附图中可详细看到：
图1气体涡轮机的压缩机中的两个压缩机叶片的示意性视图；
图2在修整时材料体积再分布的视图；
图3能量射束直接指向进入棱边的修整的示意性视图；
图4能量射束以一角度指向进入棱边的修整的示意性视图；
图5在熔化的材料区域中材料流动的视图；
图6功率密度分布不同的剖面。
具体实施方式
图1中示意性地示出了飞机动力装置的第一压缩机级的两个压缩机叶片1、即所谓的扇叶。两个压缩机叶片1彼此叠置设置，其中，空气流3在运行中从右侧流入。压缩机叶片1分别具有上方的抽吸侧18和下方的压力侧19以及朝向空气流3的进入棱边2——也被称为前缘。从压缩机叶片1的进入棱边2到压缩机叶片1的排出棱边的长度是压缩机叶片的弦长25或者也被称为“弦宽”。上方的压缩机叶片1在进入棱边2的区域中由于侵蚀而损坏并且缩短，下方的压缩机叶片1已通过根据本发明的修理方法修理并且不再具有所述损坏。在图2中放大地示出了进入棱边2。在此，在根据本发明的修理之前所述进入棱边的状态可看作是侵蚀轮廓4。侵蚀轮廓4通常近似是平的并且具有端面17。侵蚀轮廓4在此简化地作为平面示出，但侵蚀轮廓通常具有非常高的粗糙度并且端面17据此不平且粗糙。在修理之后进入棱边2的状态作为新轮廓5示出。在所述方法的过程中，一定体积的被侵蚀的进入棱边2有目的地熔化并且冷却到在空气动力学上有利的造型。从侵蚀轮廓4到新轮廓5的这种过渡在此通过现有材料的再分布来实现。既不去除也不添入材料。又凝固的材料6是进入棱边2的前部区域，所述前部区域源自熔液16，并且具有未熔化材料7的区域处于所述前部区域之后。在图2中特别清楚，进入棱边2的材料的再分布如何引起改善的空气动力学几何特征。也很清楚，甚至可实现压缩机叶片1的弦长25的延长。通过较大的弦长，经修理的压缩机叶片1比按照公知方法修理的压缩机叶片在空气动力学上更好，并且所述经修理的压缩机叶片还具有更高的寿命，因为仅在次数非常大的修整方法之后才达到不再可能进行修理时的临界弦长。图3和图4中详细示出了方法流程。
图3中示出了第一修理的方法流程。在该实施例中，修理包括所示的四个子步骤A、B、C和D。在步骤A中，示出了具有侵蚀轮廓4的待修理的进入棱边2。能量射束8指向进入棱边2的上半部，其中，能量射束8相对于进入棱边2的端面17垂直地取向。通过能量射束8，进入棱边2的子区域熔化。为了吸收能量射束8的可能情况下被反射的辐射，在进入棱边2的后部区域中设置有射束捕获器10。此后示出的子步骤B示出了进入棱边2，在该子步骤之后，材料又凝固。在该中间步骤中，进入棱边2具有过渡轮廓9。在子步骤C中，能量射束8指向进入棱边2的下部分，其中，如在子步骤A中那样，设置有射束捕获器10，用于被反射的辐射的射束吸收。通过能量射束8，如步骤A中那样，进入棱边2的材料有目的地熔化，以便在利用材料熔液的表面张力的情况下产生进入棱边2的圆整。在子步骤D中示出了以此方式修理的进入棱边2，所述进入棱边具有所力求的在空气动力学上有利的新轮廓5。
图4中示出了第二修理的方法流程。类似于图3中的方法步骤，在子步骤A中示出了压缩机叶片1的进入棱边2。进入棱边2的上侧是压缩机叶片1的抽吸侧18的一部分。进入棱边2在其上部区域中具有侵蚀轮廓4。能量射束8相对于抽吸侧18以一角度α指向进入棱边2。优选角度α在此取值为5至135°。通过能量射束8，进入棱边的一个子区域熔化并且在利用材料熔液的表面张力的情况下圆整。子步骤B示出了通过子步骤A产生的进入棱边2，所述进入棱边具有过渡轮廓9。在子步骤C中示出，能量射束8如何指向来自子步骤B的进入棱边2。能量射束8在此相对于进入棱边2的下侧以一角度α设置，其中，下侧是压缩机叶片1的压力侧19的一部分。优选角度α在此取值为5至135°。子步骤D中示出了子步骤C的结果，所述子步骤D具有以此方式修理的进入棱边2，该进入棱边具有在空气动力学上优化的新轮廓5。通过能量射束8相对于压缩机叶片1的抽吸侧或者说压力侧以一角度α取向，所产生的材料熔液优选朝进入棱边2的前侧被驱动。图5中描述了熔池的所述有目的的引导。
图5示出了所产生的熔液16的材料流动。能量射束8指向压缩机叶片1的进入棱边2的一个区域。能量射束8在此具有高斯形的强度剖面。该能量剖面导致功率最大值14处于高斯形状的中央并且功率最小值13处于强度剖面的边缘。在能量射束8下方示出了通过能量射束8熔化的材料，即熔液16。未熔化材料7处于熔液16下方。熔液16的温度最大值12在能量射束的功率最大值14的区域中。熔液16的温度最小值11在熔液16与未熔化材料7之间的过渡区域中。熔液16的流动方向15关于能量射束8的中间轴线呈轴对称。快速的熔池流动在熔池表面上跟随熔池中间的温度最大值12到熔池边缘区域中的温度最小值11的温度变化曲线并且因此将输入耦合的能量尤其是输送到边缘区域，在那里，能量供超过熔化温度或者说供破坏晶体复合体的键合能使用。沿着熔池底部在回程上不再或以减弱的量提供所述能量。
在金属熔化时流动过程受表面张力梯度的影响。表面张力γ、温度T和张力梯度(dγ/dT)之间的关系如下：
γ＝γ0+dγ/dT·T
与温度相关的表面张力γ在材料熔化温度时具有表面张力值γ0。随着温度T的上升，所述表面张力γ以张力梯度(dγ/dT)变化。梯度越大，则用于补偿张力梯度的流动越大。在纯金属的情况下，张力梯度为负。由此，所述金属熔液随着温度T的上升而表面张力减小。这种效应用于通过控制表面温度实现期望的圆整半径。处理速度、能量输入的大小和能量在表面上的功率密度分布用于控制温度。
通过能量射束8引入的能量以动能和热能的形式在熔池中分布。例如在钛熔液的情况下流动在熔池膨胀的方向上占优势。这种热-物理相互作用用于以理想方式这样熔化进入棱边2，使得熔液表面相对于抽吸侧和压力侧18、19切向切入。材料朝进入棱边2被驱动并且以在空气动力学上有利的几何特征凝固。尤其是在修整扇叶的情况下，圆整半径在此在压缩机叶片1的长度上按照流动要求来构造。为此，圆整半径在轴线附近构造得较大并且在端部(尖端)构造得较小。在此，能量射束8的功率密度分布起重要作用。图6中示出了这样的各种功率密度分布。
好的结果通过轴对称辐射来实现，在所述轴对称辐射中，功率密度分布、即在熔池表面上射束作用面的几何特征近似地像椭圆22。但其它功率密度分布如圆20、环21、条24或专门匹配的功率密度分布23在特殊情况下也可以是有利的。通过这种射束剖面有目的地实现熔液流并且由此也实现材料的熔化，由此，尤其是棱边区域和熔化表面下方的整个体积熔化。在此，激光优选实施成圆盘激光、二极管激光、Nd:YAG激光、CO2激光(气体激光)和/或光纤激光并且具有200至2000W的功率。在此重要的是，激光功率在何进给下输入耦合到涡轮机叶片中。在此，被证实有利的是下列参数设定：在500mm/min时300W，在1m/min时600W，或在2m/min时1.1kW。为了支持，也可使用活性处理气体，例如氮。但熔化过程优选在惰性处理气体氛围下执行。
通过所述方法，不仅切屑或粉尘的产生可得到避免，此外，不需要对发动机进行规定或重新动平衡。也不发生弦缩短，而是甚至可又部分地构造被侵蚀的弦长。附加地，可“外场”使用所述方法，以便例如在无材料损失的情况下修整扇叶，并且因此对于压缩机和涡轮机叶片提供特别先进且经济的修理方法。不仅通过能量射束8的进给而且通过能量射束8的能量密度或能量分布的控制可这样对熔池中的温度进行控制，使得在熔池凝固之后得到期望的新轮廓5。
参考标号清单
1压缩机叶片
2进入棱边
3空气流
4侵蚀轮廓
5新轮廓
6又凝固的材料
7未熔化材料
8能量射束
9过渡轮廓
10射束捕获器
11温度最小值
12温度最大值
13功率最小值
14功率最大值
15流动方向
16熔液
17端面
18抽吸侧
19压力侧
20圆
21环
22椭圆
23专门匹配的功率密度分布
24条
25弦长

Claims (14)

1.一种用于修整用于气体涡轮机的压缩机或涡轮机叶片(1)的方法，其特征在于：使所述压缩机或涡轮机叶片(1)的进入棱边(2)至少在子区域中通过能量射束(8)有目的地熔化，使得材料在不加入附加材料的情况下凝固成新轮廓(5)。
2.根据权利要求1的方法，其特征在于：材料在不加入附加材料的情况下凝固成预给定的新轮廓(5)。
3.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：通过所述熔化来圆整所述进入棱边(2)。
4.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：控制所述能量射束的引入到所述子区域中的能量，使得实现不同的圆整半径。
5.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：所述进入棱边(2)通过多次熔化来修整成所述新轮廓(5)。
6.根据权利要求5的方法，其特征在于：所述进入棱边(2)通过最高六次熔化来修整成所述新轮廓(5)。
7.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：通过熔化产生0.1～10mm的圆整半径。
8.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：“在翼”进行所述压缩机或涡轮机叶片的修理。
9.根据权利要求5的方法，其特征在于：所述能量射束(8)在相对于侵蚀轮廓(4)的端面(17)垂直的方向上取向到所述进入棱边(2)中。
10.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：所述能量射束(8)相对于所述压缩机或涡轮机叶片(1)的抽吸侧(18)和/或压力侧(19)以5～135°的角度取向。
11.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：所述压缩机或涡轮机叶片(1)的弦长通过所述方法延长了0.1mm至5mm。
12.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：所述能量射束(8)实施成激光射束。
13.根据权利要求12的方法，其特征在于：所述激光射束实施成圆盘激光、二极管激光、Nd:YAG激光、CO2激光或光纤激光。
14.根据权利要求12的方法，其特征在于：激光功率取值为200～2000W。
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