CN111985046A

CN111985046A - 模态成形的部件

Info

Publication number: CN111985046A
Application number: CN202010435312.0A
Authority: CN
Inventors: L.西西里埃洛; L.丰塔纳; T.格鲁巴
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 2019-05-21
Filing date: 2020-05-21
Publication date: 2020-11-24
Also published as: US11645436B2; US20200372192A1; EP3741981B1; EP3741981A1

Abstract

在附图中示出了本发明的实施例，其中提出了用于设计部件（50；60）的方法，包括：设计或接收（101；201）部件（50；60）的模型（M）；确定（102；202）模型（M）的至少一部分的至少一个模态形状；基于所确定的至少一个模态形状来重新设计（103；209）模型（M），以获得部件（50；60）的重新设计的模型（M’）；以及根据重新设计的模型（M’）来制造（106）部件（50；60）。

Description

模态成形的部件

技术领域

本公开涉及一种用于设计部件的方法、涉及用于制造部件的方法以及涉及部件。

背景技术

特别是在旋转机械领域中，常见问题是控制振动的水平。振动可由机械的部件（诸如例如轴、压缩机，以及气体涡轮机引擎中的涡轮机盘和叶片），以及还有外部强迫（诸如例如在具有气体涡轮机引擎的飞行器中的飞行器操纵和空气动力）的不平衡引起。通常采用诸如流体阻尼器的阻尼系统来降低振动。

考虑到旋转系统的共振，振动在特定的旋转速度和/或频率（被认为是“临界”速度）下是特别显著的。在临界速度下，系统通常以共振（一种状况，在其中由通过设计的刚度、惯性和阻尼所确定的系统内部振动响应来维持振动）的方式振动。阻尼系统通常被设计成使得其能力在使用中不被超过。在许多情况下，阻尼系统和其它部件（诸如，支撑结构）相应地具有相对高的重量。然而，在许多领域中，例如，航空航天、重量是重要的考虑因素。

发明内容

本发明的目的是通过轻质部件设计来降低振动。

根据一个方面，提供了一种用于制造部件的方法。该方法包括：设计或接收部件的模型（例如，3d-CAD模型）；确定（例如，通过计算机模拟）模型的至少一个模态形状；基于所确定的至少一个模态形状来重新设计模型，以获得部件的重新设计的模型；以及根据重新设计的模型来制造部件。

这是基于这样的发现：部件的振动响应可以通过使部件的几何形状适应于其在没有修改的情况下的一个或多个模态形状而被特别有效地降低。

该方法提供了部件设计，该部件设计允许通过遵循由其模态形状中的一个或多个所限定的路径来改变在一个或多个部件（例如，引擎的一个或多个部件）处的刚度和/或质量的分布以降低共振中的振动。

给定某个对象或结构（例如，引擎部件），模态形状（由特征向量限定）对应于当在共振中对应自然频率（由特征值限定）被激励时部件在其上振动的特征形变模式。除了共振（其是在操作期间通常不期望的状况）之外，飞行器引擎反复地经历由诸如飞行器操纵、速度调节或控制系统相互作用的瞬时负载所激励的振动，这可能在每次飞行中重复若干次，从而导致疲劳和引擎结构完整性的最终损耗。

机械布置的模态形状完全限定机械系统的自由和强迫响应，其中自由振动响应限定了模态形状的线性组合（等式1），这取决于边界条件（例如，初始形变和速度）。

等式1

模态形状的特有性质是相对于机械布置（例如，部件或子组件）的质量和刚度矩阵的正交性。

等式2

由公式2限定的模态形状正交性的性质意味着两个不同模态形状在振动周期上的乘积总是等于零。在振动的物理域中，这表示不能同时共存的两个不同模态形状之间的对立。

事实上，当非强迫系统的初始形变是模态形状中给定再现的一个时，在其他模态下的响应是，因为特有惯性和刚度平衡不能同时发生。因此，瞬时振动发生在已经用于初始激励的模态形状的频率。

类似地，如果借助于设计将模态形状形变强迫到部件中，则可以有利地破坏其它模态形状，并具有降低在宽速度范围内的临界振动的益处。

有限元模态分析是可在引擎子系统和部件上执行以便获得它们的自然频率（特征值）和对应模态形状（特征向量）的计算。部件的特征振动响应包括复杂的形变，该复杂的形变是其模态形状的线性组合，每个模态形状在其自身的频率上振动。当在引擎的示例中，引擎速度正在变化并且共振条件或临界速度被命中时，生成振动的部件的形变变成与正被激励的自然频率对应的模态形状一致，如由与其他引擎部件的连接所确定的。

可以根据至少一个模态形状的模式重新设计模型。例如，模型被重新设计，使得刚度和/或质量分布遵循所述至少一个模态形状的特定形变模式。

所述至少一个模态形状可以是非临界模态形状。可选地，从多个模态形状中选择一个模态形状（例如，非临界模态形状）。所选择的模态形状可以是能够破坏由于共振中激励的一个或多个临界模态形状导致的振动的模态形状。

确定部件的一个或多个模态形状可以在部件的操作条件的正常操作范围之外执行。这可以包括确定在部件的操作范围中经历的振动频率。操作条件可以是引擎的速度，其中该部件是引擎的一部分。备选地，操作条件可以是部件的激励的频率（其进而可以取决于引擎速度）。

可以执行重新设计模型，使得根据至少一个超出操作范围的模态形状来调节部件的刚度。有可能在（例如，具有该部件的气体涡轮机的）若干速度下在操作范围内降低或消除振动和/或临界谐波。已经发现，通过考虑在操作范围之外的模态形状，可以调整部件在其操作范围内的振动响应，使得可有效地破坏操作范围内的潜在临界模态形状。

重新设计模型可以包括修改部件的几何形状和/或质量分布和/或部件的材料的选择。例如，形状和/或材料厚度可适应于至少一个模态形状。

重新设计模型还可以包括修改刚度，特别是全局刚度和/或局部刚度。

可通过添加或移除加强件和/或通过适时修改现有表面的形状来以简单的方式修改刚度。

该方法可选地进一步包括在重新设计之后检查部件在操作范围内的振动响应是否被降低，尤其是是否低于预定阈值。如果不是这种情况，则该方法可以重复确定模态形状和/或重新设计模型的步骤。

该方法可选地还包括迭代地执行确定和/或重新设计和/或检查的步骤若干次，例如，两次、三次、四次、五次或更多次。

可选地，在重新设计该部件的模型之前（特别是在设计部件的模型之前）从多个部件中选择部件。例如，通过由设计故障模态和效果分析（DFMEA）和/或由有限元分析（FEA）来确定产生振动和/或临界谐波的气体涡轮机的一个或多个部件以从气体涡轮机的多个部件中选择部件。备选地或另外地，确定所选择的模型的一个或多个模态形状可以由DFMEA和/或FEA来执行。

在制造部件或多个部件中的部件之后，部件或多个这样的部件可以安装在机器处，例如在气体涡轮机处，特别是飞行器的气体涡轮机引擎。

根据一个方面，提供了根据以上方法制造的部件。因此，部件的形状对应于模态形状，例如，具有形状和/或刚度的交替局部变化。

该部件尤其可以是气体涡轮机引擎的部件，特别是其功率齿轮箱，其由压缩机经由轴驱动。例如，该部件是环形齿轮安装，特别是这种功率齿轮箱。在这种齿轮箱中，尤其是在环形齿轮安装的振动中，振动可能是特别难以降低。通过根据本文所述的方法特别设计和制造环形齿轮安装，有可能基本上减小环形齿轮安装（并且最终还有另外的部件）的振动和重量。这可增加功率齿轮箱的寿命和/或两次维护之间的时间。

根据一个方面，提供了气体涡轮机，特别是用于飞行器的气体涡轮机引擎，其包括如本文所述的一个或多个部件。

本领域技术人员将理解，除了相互排斥之处外，关于上述方面中的任何一个所描述的特征或参数可以应用于任何其它方面。此外，除了相互排斥之处外，本文中所描述的任何特征或参数可应用于任何方面和/或与本文中所描述的任何其它特征或参数组合。

附图说明

现在将仅通过示例的方式参考附图来描述实施例，在附图中：

图1示出了具有基本圆形几何形状的部件的各个模态形状；

图2是用于设计和制造部件的方法；

图3是用于设计和制造部件的方法；

图4A到4C示出了没有模态形状的激励的部件（图4A）、有模态形状的激励的部件（图4B）和图4B的横截面（图4C）；

图5A和5B示出了采用没有模态形状的激励（图5A）以及有模态形状的激励（图5B）的环形齿轮安装件的形式的部件；

图6是气体涡轮机引擎的截面侧视图；

图7是气体涡轮机引擎的上游部分的特写截面侧视图；

图8是用于气体涡轮机引擎的齿轮箱的部分剖视图；以及

图9是具有多个气体涡轮机引擎的飞行器。

具体实施方式

对于动态系统，模态是激励的驻波状态，其中系统的所有部分将在指定的固定频率下正弦地被影响。振动的模态的特征在于模态频率和模态形状。给定某个部件（特别是某个引擎部件），模态形状对应于特征形变，在所述特征形变处该部件在其自然频率之一被激励时振动。部件的振动响应对应于所有模态形状的线性组合。

图1以四行示出了通常具有盘的形状的不同部件的示例。不同的列各自示出了某个振动模态的激励，其中相应的模态形状被指示。

参考示出了采用具有在中间的孔的盘的形式的部件的第一行作为示例，第一模态具有包括对称U形形变的模态形状。第二模态具有有两个向上形变和两个向下形变的模态形状（例如，最大值和最小值各两个）。第三模式具有有四个最大值和最小值的模态形状，第一行的第四列中所示的模态形状具有最大值和最小值各六个。

根据本文描述的方面，可以根据模态形状中的一个或多个重新设计诸如图1中所示的部件中的一个的部件。因此，部件在其他频率处的响应以及因此部件的振动的整体强度可以被降低。由于应用于系统动力学的特征值正交性和傅立叶理论，极化系统响应的可能性是基于强迫结构的形变来呈现与其模态形状中的一个类似的形状的想法。

图2示出了用于设计和制造部件的方法100。该方法包括以下步骤：

步骤101：设计或接收部件的模型。该模型可以是部件的几何形状表示，例如，采用CAD绘图的形式。该模型可以被具体设计或检索（例如，来自数据库）。

步骤102：确定模型的一个或多个模态形状。这可以包括执行有限元模态分析。模态形状可以是非临界模态形状。部件可以适应于在给定参数（诸如激励的频率）的预定操作范围下操作。在气体涡轮机中，例如，轴可在特定的速度范围下旋转，其中轴的旋转可激励部件的振动。模态形状的确定可以在操作范围之外的参数的值处进行（并且因此不太可能在具有部件的机器的操作期间被激励）。

步骤103：基于所确定的至少一个模态形状（例如，一个模态形状或若干模态形状的组合）重新设计模型，以获得部件的重新设计的模型。这可以包括修改模型的几何形状和/或其他参数。特别地，重新设计模型可以基于所述至少一个模态形状的模式。这可以通过根据至少一个（例如，超出操作范围的）模态形状调节部件的刚度来完成。作为示例，重新设计模型可以包括修改由模型限定的几何形状和/或质量分布。可选地，重新设计模型包括修改由模型限定的刚度。可通过添加或移除加强件结构（例如，肋和/或局部增加的厚度）和/或通过材料的局部硬化来修改刚度。纯粹作为示例，可以发现对于在图1的第一行中示出的部件，操作范围包括引起第一、第二和第三模态的频率和强度。第三模式，例如，可以被发现是临界模态（例如，潜在地引起增加的磨损和/或降低的寿命）。第四模态可以被发现在操作范围之外并且是非临界的。部件的模型可以被重新设计，以便具有由第四模态形状描述的形式。这可能破坏部件的振动响应，以这样的方式，第三模态在与之前相同的操作条件下变得不再是临界的。实际上，可以通过提供重新设计的、修改的部件几何形状同时解决多个临界模态形状。

步骤104：检查部件的振动响应例如在操作范围内是否降低。这可以包括将振动响应的参数与预定阈值进行比较。当在步骤104处确定振动响应降低例如至预定的延伸时，该方法继续到步骤105。否则，其可以可选地例如迭代地重复步骤102至104至少一次。

步骤105：提供重新设计的模型。作为示例，模型可以采用指示部件的几何形状的计算机可读指令的形式提供。计算机可读指令可以被提供给制造机器等。

步骤106：根据重新设计的模型制造部件。这可以通过接收了重新设计的模型的机器来完成。

图3示出了用来设计和制造部件的方法200。

方法200开始于步骤201（部件设计）。在步骤201处，通过提供、设计或以其他方式创建部件的模型来设计部件。模型可以包括表征物理性质的一组限定，特别是要制造的部件的几何形状。

该模型被提供给在步骤202处执行的有限元模态分析（FE模态分析以确定模态形状和自然频率）。其中，模态分析可以确定具有模型的设计的部件的模态形状和自然频率。这可以由计算机来执行。

在可选的步骤203处（谐波响应），例如通过谐波响应分析来确定谐波响应。

在可选的步骤205处（最大应力分布），可以确定和/或提供最大应力分布，例如，要制造的部件的最大应力分布。在另外可选的步骤206处（速度包络），可以确定和/或提供例如将要为其制造部件的气体涡轮机（并且在飞行期间）的速度包络。在另外可选的步骤207处（尺寸公差），确定和/或提供要制造的部件的尺寸公差和/或引擎中的相邻部件的尺寸公差。

在步骤202处和可选地203处的分析的结果，以及可选地步骤205、206和/或207的成果被提供给在步骤204处的临界模态形状识别。其中，当模态形状创建或潜在地引起临界共振（例如，对部件或引擎（或一般地，机器）中的相邻部件具有破坏性影响）时，可以确定该模态形状是临界的。

在步骤204处，对临界模态形状识别的另外的输入可以作为来自步骤211（引擎子系统测试）、212（引擎测试）和/或213（飞行测试，特别是用于改装的飞行测试）中的测试的测试结果来提供。

在步骤202处和203处，可以应用计算机仿真。例如，设计故障模态和效果分析（DFMEA）和/或有限元分析（FEA）。步骤211到213可提供基于给定部件（其由在步骤201（或图1中的步骤101）中提供的模型表示）设计而执行的基于硬件的测试。

基于所提供的结果中的一些或全部，在步骤204处，识别临界模态形状。

在联合考虑操作速度范围和需要消除或降低到最大程度的临界模态形状的识别时，可以识别在其上改变部件的几何形状的（一个或多个）模态形状。被选择用于改变几何形状的模态形状可以是非临界的一个、超出范围的并且能够失配预期在操作期间激励共振的几何形状周期性。此外，可以选择刚度路径的模态形状，以便优化在其它频率处的其它临界模态形状的破坏。

在步骤204处识别临界模态形状的情况下，该方法进行到步骤208。在步骤208处（用于模态加强的模态形状的识别），识别要用于模态形状特定部件加强的模态形状。为此，步骤202的性能的结果或结果的子集可以提供成在步骤208处使用。

然后，在步骤209处将识别的模态形状（例如，如图1的第一行、第三列中所示）提供给模态成形设计应用。其中，部件设计（即，部件的模型）被重新设计（修改），以便至少部分地遵循模态形状的形式。模态形状的激励（例如，最大偏转）可以被转换为部件的重新设计的模型或在部件的重新设计的模型中被“冻结”。

在步骤210处，提供并分析重新设计的模型和步骤204的成果（振动降低到目标评估值）。在步骤210处，评估响应于给定激励的、根据重新设计的模型的部件的振动是否满足给定目标，例如，降低以便低于预定义阈值。当这是这种情况时，提供重新设计的模型（指示为214），以用于在步骤215处（制造）根据重新设计的模型制造部件。

然而，如果目标未被满足，则该方法可以返回到步骤209（并且从那里到步骤201或到步骤210）或到步骤201。

图4A至4C示出了部件50的两个版本的几何形状，在本示例中为环形齿轮前膜片，其具有盘部分51和圆柱部分52。图4A示出了根据模型M的部件50。在图2或3的方法100；200的步骤101或201处提供模型M。然后执行图2的方法100或图3的方法200，其中创建重新设计的模型M’。根据重新设计的模型M’制造部件50。这在图4B和4C中示出，其中变得显而易见的是，模型M’的部分（在该示例中，盘部分51的外环形区段）已经相对于原始模型M被修改，使得它呈现部件50的模态形状的模式。在图4B和图4C的示例中，外环形区段被周期性地向内和向外弯曲（在7节点直径模态形状中）。外环形区段的表面遵循未修改的部件的模态形状形变（参见图4A）。

图4C示出了根据模态形状通过添加以与模态形状对应的模式的一个或多个加强件53（由虚线指示）的加强部分的可选方式。加强件53可以形成为加强肋和/或局部厚度变化。另一选项是沿模态形状布置复合材料（或其部分）。

图5A和5B示出了另一部件60的两个版本。该部件60是环形齿轮安装件，其用于借助于凸缘61将气体涡轮机引擎的齿轮箱的环形齿轮38安装到气体涡轮机引擎的静止结构。下文将参照图6至8更详细地描述气体涡轮机引擎、齿轮箱和环形齿轮38。

图5A示出了根据尚未在模态形状上被调整的模型M所设计的并且在频率和强度的操作范围中被激励的部件60。局部形变是非常显著的，并且引起部件60上的应力，该应力可能降低其寿命。该模态形状是临界8-直径模态形状。

图5B示出了如图5A所示的激励下的根据图2或3的方法100；200制造的部件60的版本（根据重新设计的模型M’）。应力更平滑地分布在部件60上，使得其能够更稳定地承受应力。因此，可以增加根据重新设计的模型M’的部件60的寿命。备选地或另外地，部件60的重量可以降低。

变得显而易见的是，通过本文所述的方法，可以优化部件的振动。根据方法100；200制造部件50；60允许再现非临界模态形状刚度分布。

在方法100；200中，即使自然频率保持在操作范围内，也可以使用非临界模态形状的刚度的整个分布，以便改变部件刚度和几何形状，使得由于其它的临界模态形状而导致的振动不再会发生。

这可以特别是由于不同模态形状之间的对立原理而实现的。以简化的言语来说，如果存在模态形状，则其他模态形状不能同时发生或通过由于存在其他非临界模态形状导致被破坏而被最小化。由此，通过由于其他模态形状而导致的临界共振引起的振动可以被缓冲。非临界模态形状在所有速度下变成主要的，这是因为其刚度已经在几何形状上被“成形”。由部件的功能要求和沿着通过明确限定的模态形状识别的区域的刚度变化的集成，可能降低在最需要的频率范围中的振动。由此，可以同时解决若干共振。

图6图示了用于飞行器的气体涡轮机引擎10。气体涡轮机引擎10具有主旋转轴线9。引擎10包括空气进口12和产生两股气流的推进风扇23：核心气流A和旁通气流B。气体涡轮机引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴向流串联方式包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮机17、低压涡轮机19和核心排放喷嘴20。机舱21包围气体涡轮机引擎10并且限定旁通管道22和旁通排放喷嘴18。旁通气流B流过旁通管道22。风扇23经由轴26（低压轴）和周转齿轮箱附接到低压涡轮机19并由低压涡轮机19驱动。

在使用中，核心气流A被低压压缩机14加速和压缩并且被引导到高压压缩机15中，在高压压缩机15中发生进一步压缩。从高压压缩机15排放的压缩空气被引导到燃烧设备16中，在该燃烧设备中其与燃料混合并且混合物被燃烧。所得的热燃烧产物然后在通过喷嘴20排放以提供一些推进推力之前膨胀通过并由此驱动高压涡轮机17和低压涡轮机19。高压涡轮机17通过合适的互连轴27（高压轴）驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分的推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。

气体涡轮机引擎10包括根据图2和/或3的方法100；200设计的一个或多个部件，例如，齿轮箱30的环形齿轮安装件。

图7中示出了齿轮风扇气体涡轮机引擎10的示例性布置。低压涡轮机19（参见图6）驱动轴26，轴26耦合到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。太阳齿轮28的径向向外并与其相互啮合的是通过行星架34耦合在一起的多个行星齿轮32。行星架34约束行星齿轮32在同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32能够围绕其自身的轴线旋转。行星架34经由连杆36耦合到风扇23，以便驱动其围绕引擎轴线9的旋转。行星齿轮32的径向向外并与其相互啮合的是环状齿轮或环形齿轮38，环状齿轮或环形齿轮38经由环形齿轮安装件60和连杆40耦合到静止支撑结构24。

注意，如本文所使用的术语“低压涡轮机”和“低压压缩机”可被理解为分别地意指最低压涡轮机级和最低压压缩机级（即，不包括风扇23），和/或通过引擎中的具有最低旋转速度的互连轴26连接在一起的涡轮机级和压缩机级（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）。在一些文献中，在本文中提及的“低压涡轮机”和“低压压缩机”备选地可被认为是“中压涡轮机”和“中压压缩机”。在使用这样的备选命名的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压压缩级。

周转齿轮箱30在图8中以示例的方式更详细地示出。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每个包括围绕其周边以与其它齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，在图8中仅图示了齿的示例性部分。存在图示的四个行星齿轮32，但是对于本领域技术人员来说将会显而易见的是，在要求保护的本发明的范围内可以提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。

在图7和图8中以示例的方式图示的周转齿轮箱30具有行星式类型，因为行星架34经由连杆36耦合到输出轴，其中环形齿轮38是固定的。然而，可使用任何其它合适类型的周转齿轮箱30。作为另外的示例，周转齿轮箱30可以是星式布置，其中行星架34保持固定，而环形（或环状）齿轮38被允许旋转。在这样的布置中，风扇23由环形齿轮38驱动。作为另外的备选示例，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34两者都被允许旋转。

将理解的是，图7和图8中所示的布置仅作为示例，并且各种备选方案在本公开的范围内。纯粹作为示例，任何合适的布置可用于将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。作为另外的示例，齿轮箱30与引擎10的其他部分（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接（诸如图7示例中的连杆36、40）可具有任何期望程度的刚度或柔度。作为另外的示例，可以使用在引擎的旋转和静止部分之间（例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与诸如齿轮箱外壳的固定结构之间）的轴承的任何合适布置，并且本公开不限于图7的示例性布置。例如，在齿轮箱30具有星式布置（如上所述）的情况下，本领域技术人员将容易理解，输出和支撑连杆和轴承定位的布置将典型地不同于在图7中通过示例示出的布置。

因此，本公开延伸到具有齿轮箱式样（例如星式或行星式）、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承定位的任何布置的气体涡轮机引擎。

可选地，齿轮箱可驱动额外的和/或备选的部件（例如，中压压缩机和/或增压压缩机）。

本公开可应用于其的其它气体涡轮机引擎可具有备选配置。例如，这样的引擎可以具有备选数量的压缩机和/或涡轮机和/或备选数量的互连轴。作为另外的示例，图6中所示的气体涡轮机引擎具有分流喷嘴20、22，这意味着通过旁通管道22的流具有其自身的喷嘴，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开且在核心引擎喷嘴20的径向外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于其中在单个喷嘴之前（或其上游）混合或组合通过旁通管道22的流和通过核心11的流的引擎，该单个喷嘴可称为混合流喷嘴。一个或两个喷嘴（不管是混合流的或是分流的）可具有固定的或可变的区域。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮机引擎，诸如，例如，开放转子引擎（其中风扇级不被机舱包围）或涡轮螺旋桨引擎。在一些布置中，气体涡轮机引擎10可不包括齿轮箱30。

气体涡轮机引擎10及其部件的几何形状由常规轴线系统限定，包括轴向方向（其与旋转轴线9对准）、径向方向（在图6中的底部到顶部方向）和周向方向（垂直于图6视图中的页面）。轴向、径向和周向方向相互垂直。

图9示出了采用乘客飞行器的形式的飞行器8。飞行器8包括根据图6至8的若干（即，两个）气体涡轮机引擎10。

（一个或多个）超出范围的模态形状的识别可以以刚度和质量分布为目标，这可导致遍及宽气体涡轮机引擎10速度范围的振动的有效降低，在该速度范围中振动被认为对于引擎操作是临界的。

将理解的是，本发明不限于上述实施例，并且可以在不脱离本文所描述的概念的情况下做出各种修改和改进。除了相互排斥之处外，任何特征可以单独使用或与任何其它特征组合使用，并且本公开延伸到并且包括本文所述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

例如，本发明可以特别地应用于气体涡轮机（诸如气体涡轮机引擎），和发电厂、钻机、引擎安装件、大框架、建筑物、土木结构（civil structure）的部件，以及应用于涡轮机、泵、轴承、附件和功率齿轮箱以及其他的部件，但是其也可以应用于其它机器（特别是任何类型的引擎）的部件。还值得注意的是，例如当已经发现该部分在使用中临界振动时，本文所述的方法可选地可用于重新设计部件以用于改装该部分。

对于飞行器引擎（诸如气体涡轮机引擎），特别适合于如本文所述重新设计的部件是壳体、静态结构、支柱、叶翼和叶片。几何形状在模态形状模式上的修改可进一步与复合材料或单晶的使用（例如，用于叶片）组合。

附图标记的清单

8 飞机

9 主旋转轴线

10 气体涡轮机引擎

11 引擎核心

12 空气进口

14 低压压缩机

15 高压压缩机

16 燃烧设备

17 高压涡轮机

18 旁通排放喷嘴

19 低压涡轮机

20 核心排放喷嘴

21 机舱

22 旁通管道

23 推进风扇

24 静止支撑结构

26 轴

27 互连轴

28 太阳齿轮

30 变速箱

32 行星齿轮

34 行星架

36 连杆

38 环形齿轮

40 连杆

50 部件

51 盘部分

52 圆柱部分

53 加强件

60 部件

61 凸缘

A 核心气流

B 旁通气流

M 模型

M’ 重新设计的模型。

Claims

1.一种用于制造部件（50；60）的方法（100；200），包括：

-设计或接收（101；201）所述部件（50；60）的模型（M）；

-确定（102；202）所述模型（M）的至少一部分的至少一个模态形状；

-基于所述确定的至少一个模态形状来重新设计（103；209）所述模型（M），以获得所述部件（50；60）的重新设计的模型（M’）；以及

-根据所述重新设计的模型（M’）来制造（106）所述部件（50；60）。

2.根据权利要求1所述的方法（100；200），其中，所述模型（M）根据所述至少一个模态形状的模式被重新设计（103；209）。

3.根据权利要求1或2所述的方法（100；200），其中，所述至少一个模态形状是非临界的。

4.根据前述权利要求中任一项所述的方法（100；200），其中，在相对于所述部件的操作条件的正常操作范围之外执行确定（102；202）所述部件（50；60）的一个或多个模态形状。

5.根据权利要求4所述的方法（100；200），其中，重新设计（103；209）所述模型（M）被执行以便根据超出操作范围模态形状的所述至少一个来调节部件刚度。

6.根据前述权利要求中任一项所述的方法（100；200），其中，重新设计（103；209）所述模型包括修改几何形状和/或质量分布。

7.根据前述权利要求中任一项所述的方法（100；200），其中，重新设计（103；209）所述模型包括修改刚度。

8.根据权利要求7所述的方法（100；200），其中，通过添加或移除加强部（53）来修改所述刚度。

9.根据前述权利要求中任一项所述的方法（100；200），还包括在重新设计所述模型（M）之后检查（104）所述部件（50；60）在操作范围内的振动响应是否被降低。

10.根据前述权利要求中任一项所述的方法（100；200），还包括迭代地执行确定（102）、重新设计（103）和/或检查（104）的所述步骤若干次。

11.根据前述权利要求中任一项所述的方法（100；200），其中，在所述模型（M）被重新设计之前，通过由设计故障模态和效果分析（DFMEA）和/或由有限元分析（FEA）来确定产生振动谐波和/或临界谐波的气体涡轮机（10）的部件以从多个部件中选择所述部件（50；60）。

12.一种根据前述权利要求中任一项制造的部件（50；60）。

13.根据权利要求12所述的部件（60），其中，所述部件（60）是气体涡轮机引擎（10）功率齿轮箱（30）的部件。

14.一种气体涡轮机（10），其包括根据权利要求12或13所述的一个或多个部件（60）。