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RD-33是苏联第1种推重比为8.0一级的发动机（另一型为用于苏-27的AL-31F，苏-27晚于米格-29于1984年开始装备部队），发动机推重比按干重量计算为7.87，按交付状态重量计算则为6.62。

有报道称截至1995年1月，俄罗斯已生产1216架装RD-33发动机的米格-29单座型和197架双座型，合计1413架。

在飞机与发动机发展过程中，承担发动机试验的2号飞机和4号飞机，均因发动机问题先后于1978年6月15日和1980年10月31日坠毁。

为了满足中国Fc-1“枭龙”战斗机的需要．克里莫夫设计公司将RD-33的附件机匣由安置在发动机的上部，改为安置在发动机下方，并将发动机命名为RD-93。

据《简氏防务周刊》2005年6月17日报道，俄罗斯国家武器出口公司已就向中国Fc-1”枭龙”战斗机提供RD-93发动机事宜签署了合同。

分析人士估计，俄向中方提供首批100台发动机、零部件和

图1RD-33发动机外形图 

图2RD-93发动机外形图

RD-93发动机结构设计特点分析2

维修服务的总价值为2.67亿美元。

克里莫夫设计局曾研制过苏联最早的喷气发动机PД-10、PД-45Φ、BK-1与BK-1Φ等，以后研制过多种用于直升机的涡轮轴发动机，如TB2-117（用于米-8直升机）与TB3117（用于Ka-28直升机），还研制过用于运输机NJI-114的TB7-117。

当然最为有影响的还是用于米格-29的RD-33。

2RD-93发动机总述

图3示出RD93发动机总体结构示意图，图中未示出加力燃烧室及可调尾喷管。

RD-93由4级带处理机匣的风扇、9级高压压气机、环形直流燃烧室、带冷却叶片的单级高、低压涡轮、带径向与环形稳定器的加力燃烧室及可调尾喷管等组成，整台发动机划分为11个单元体，采用全权限数字式控制。

发动机主要参数为：

中间推力（不开加力最大推力）为50kN，最大推力（开加力推力）为81.4kN，加力比为1.628；

中间耗油率为0.785kg.（daN.h）ˉ2，最大耗油率2.73kg·

（daN·

h）ˉ1，空气流量为77kg／s,总压比为21，涵道比为0.48,涡轮前最高燃气温度为1680K。

表l列出RD-93与F100-PW-100发动机主要参数的比较。

F100-Pw-100是世界上第1种推重比为8．0一级的加力式涡轮风扇发动机，用于美国第三代战斗机F-15与F-16，F-15,1974年装备美国空军，比米格-29早9年投人服役。

表1F100-PW-100与RD-93发动机主要参数比较

从表l列出的发动机主要参数来看，RD-93的循环参数与性能参数基本同于F100的初始型号F100-Pw-100，但是影响发动机性能的重要参数之一的总压比比F100的低16％，这在第三代战斗机中是少见的，同时代西方国家发动机中，一般总压比均在25左右。

RD-93发动机结构设计特点分析3

在表1中未列出的发动机可靠性与耐久性的参数来看，显然RD-93无法与F100等西方国家的发动机相比，这已是世界舆论普遍的看法。

综观RD-93发动机结构设计来看，RD-93是一种既采用了苏联发动机结构设计中的某些传统设计（例如风扇中的盘、鼓采用圆柱面定心与径向销钉传扭的连接方式等），又采用了当时最先进的技术的设计（例如高压压气机前几级盘与鼓采用焊接连接方式，高压涡轮后轴承采用中介轴承等），而且还采用了西方某些发动机的传统设计（例如高压压气机后几级盘与鼓采用多根长螺栓连接方式），以及西方国家发动机中很少采用的风扇处理机匣等。

在当时（20世纪60年代束～70年代初期）采用了类似大杂烩的结构设计，能在较短时问内研制出基本适用的高性能发动机，满足了第三代战斗机米格-29研制的需要，这种较为实际的做法，比脱离现实单纯追求高精尖的冒进做法是可借鉴的。

3总体结构设计

RD-93发动机高压，低压转子共用5个支点支承，其中4号支点为中介轴承，3个承力框架，如图4所示。

基本支承方案同于西方国家的F10l、F110、F404，M188与F119等发动机，但某些具体结构设计倒如4号、5号支点却有其独特之处。

高压、低压转子分别采用了刚性、柔性联轴器。

图4RD-93发动机支承简图

3.1转子支承方案

3.1.1低压转子

低压转子采用了1-1-1支承方案，即风扇转子前、后各1个支点（即1号、2号支点，如图4 

所示），低压涡轮后1个支点（5号支点），其中2号支点为止推支点，即该支点为滚珠承。

RD-93采用了无可变弯度进口导向叶片的4级风扇。

一般，在有可变弯度进口导向叶片的发动机，例如F110（图5）、F101、F100（图6）与F404（图7）等均在风扇前设置1个支点，通过可变弯度进口导流叶片固定不动的前缘部分，作为承力框架的传力件，将轴承的负荷外传。

RB199及EJ200发动机中,与RD-93一样，风扇无进口导流叶片，但为了简化结构，减少

图5F110发动机转子支承方案

RD-93发动机结构设计特点分析4

图6F100发动机转子支承方案

图7F404发动机转子支承方案

发动机承力框架与油腔数，减轻发动机重量，这两型发动机在风扇前均未设置支点，将进气锥固定在第1级风扇轮盘前端成为旋转的进气锥，图8示出了RB199的支承简图，从图8可见，风扇转子是悬臂地支承的。

图8RB199发动机转子支承简图

RD-93风扇既无进口导流叶片或可变弯度进口导流叶片，却采用了类似F110等发动机的在风扇前设置1个支点的设计，这是由于它的风扇有4级，如前端不设支点而呈悬臂状仅支承于后端，悬臂过长，会影响转子的正常工作。

当然，在风扇前端设置支点后，要专门设置1个承力框架（如有进口导流叶片，可以利用该叶片作为承力件），还要有对轴承的滑油供油，回油及封严装置等，不仅使结构复杂，而且重量加大。

低压转子后支点（5号）设计得比较特殊，固定于低压涡轮轮盘后端的后轴转折后通过轮盘中心向前伸，而5号轴承外环固定于位于低压涡轮轮盘中心处的后轴内径中，与转子共同旋转，轴承内环则固定于涡轮后轴承支承座中，如图9所示。

这种一反常规的设计是不得已的一种设计。

低压转子的止推支点设置在风扇后即2号支点处，F100与F110也是这种设计。

在这种设计中，由于转子的轴向、径向负荷直接传到风扇与高压压气机间的中介机匣上，而发动机的

主安装节也装于中介机匣上，因此传力路线短。

3．1．2高压转子

高压转子由于长度较短，几乎所有战斗机用发动机均采用两个支点支承，RD-93也采用两个支点的1-0-1支承方案，即在高压压气机前设置1个支点（3号），高压涡轮后1个支点（4号），且4号支点做成中介支点。

所谓中介支点是指该支点的轴承，内环支承于1个轴上，外环支承于另1个轴上，即轴承内外环以不同转速旋转着，此种轴承称为中介轴承，亦称为轴

RD-93发动机结构设计特点分析5

图9高，低压涡轮后轴支承结构图

间轴承。

在RD-93中，4号轴承的内环固定于低压涡轮轴上，外环固定平高压涡轮轴承上。

高压涡轮后轴通过中介轴承支承于低压涡轮轴上的设计始于20世纪60年代、用于B-1轰炸机的F101发动机，由于这种设计可以减少1个承力框架及相应的油腔、供回油装置等，不仅减少零件数目与重量，且可提高发动机的可靠性；

但它要求低压转子能平稳工作，否则会对高压转子带来甚为严重的后果。

此后，这项设计在GE公司以及与GE公司合作的法国SNECMA公司的军民用发动机中广泛得到应用，例如军用发动机中的F110（见图5）、F404（见图7）与M88（见图10），民用发动机中的CFM56。

普惠公司在其发展的军民用发动机中一

贯使用如图6所示（F100）的设计，即高压转子的后支点置于高压压气机与高压涡轮间，轴承负荷通过燃烧室内机匣经扩压器的径向固定叶片传至燃烧室外机匣。

但是普惠公司在20世

纪90年代为第四代战斗机F-22研制的推重比为10一级的发动机F119中，却一改以往的做法，也将高压转子的后支点设在高压涡轮后，采用中介轴承支承于低压涡轮轴上，如图1l所

示，由图11可见，与前述发动机不同的是中介轴承的内环固定于高压转子上，外环固定于低压转子上。

图10M88发动机转子支承简图

图11F119发动机简图

RD-93发动机结构设计特点分析6

图12风扇前机匣（进气机匣）结构图

罗·

罗公司的三转子军民用发动机中，由于转子数多，一定要采用1个中介轴承，例如图6所示的军用发动机RB199中，高压涡轮后轴即通过中介轴承支承于中压涡轮轴上的，此中介轴承的固定方式同于F119的，即轴承内环固定于高压轴上，而外环固定于转速相对低的中压轴上。

由以上众多发动机均采用了中介轴承将高压涡轮支承于低压转子的设计，说明这种设计是一种简化结构、减轻重量的一种好的设计技术。

RD-93与AL-31F苏制发动机也采用了将高压涡轮后轴通过中介轴承支承于低压涡轮轴上的设计，适应了技术发展的潮流，但是由于当时生产条件的限制，为了保证低压转子不对

高压转子产生不良影响，不得不采取一些特殊（RD-93）或复杂（AL-31F）的结构设计，使得这一具有优势的独特设计逊色不少。

3.2承力框架

RD-93与F100、F110，F404及M88等发动机一样，采用了3个承力框架，即：

进气机匣、中介机匣和后轴承机匣。

3．2．1进气机匣

进气机匣也称风扇前机匣，如图12所示，由4根沿轴线呈倾斜状的流线型支板及同心地焊接在一起的内外机匣组成的。

在F100等发动机中，传力的结构由可变弯度的进口导流叶

片的前缘固定部分承担，但RD-93既无进口导流叶片，也无可变弯度进口导流叶片，所以只能采用专门的流线型支板来传力，这种设计在西方国家的军用发动机中还很少见到。

3.2.2中介机匣

在军民用发动机中，风扇与高压压气机间的中介机匣都作为支承风扇后轴承及高压压气机前轴承的承力框架，RD-93采用了这一传统的设计。

3.2.3后轴承机匣

这也是许多军民用发动机中采用的典型承力框架，只是在其他发动机中，固定于后轴承机匣上的后轴承支座是用以固定涡轮后轴承外环的，而在RD-93中，后轴承支座是用以固定涡轮后轴承内环的，如图9所示。

3.3鞋轴器

高低压转子采用丁不同形式的联轴器，高压转子采用了刚性的端面直齿联轴器，低压转子采用了具有浮动球形垫圈的柔性套齿联轴器。

3.3.1高压转子联轴器

由于高压转子是由2个支点支承的，因此高压压气机与高压涡轮转子间采用刚性联轴器，如图13所示，高压压气机后轴后端面作有径向端面齿，与涡轮盘前轴前端面上的径向端齿相

RD-93发动机结构设计特点分析7

啮合，用以传递扭矩；

高压压气机后轴与涡轮盘间再用多根精密螺栓紧紧连接在起，精密螺栓除传递工作时的轴向力外，还要承受端面齿传扭时的轴向分力，另外，高压压气机后轴与高压涡轮盘间还通过精密螺栓保证装配与工作时的定心。

图13高压转子联轴器结构图

RD-93高压转子的联轴器非常方便总装总装时，只要将高压涡轮盘的螺栓孔对准螺栓（螺栓事前装在高压压气机后轴安装边的相应孔中，并用卡圈固定使其不能松脱）推入，使两者的端面齿啮合，再用扭力扳手拧上螺栓的紧固螺帽井锁紧即完成高压压气机转子与涡轮盘的连接，这种方式比按F101、F110、F404、F414、M88与CFM56等发动机的方便多了,且易于单元体的拆换。

但是，由于在盘腹板处开了多个螺栓穿过的孔，大大削弱了盘的强度，增加了盘的重量，且是易于出现故障的潜在地区，因此，在20世纪80年代后发展的发动机，已基本不采用在涡轮盘上钻孔的设计，并将它作为提高发动机固有可靠性的措施之一。

英、法、德等国研制的发动机中，广泛采用圆弧彤端面齿联轴器，其端面齿齿形不是径向的，而是呈圆弧形。

其相啮合的两个齿面，一个做成凸出的，一个做成凹面，两者的齿面做成相同的弧形，其弧形齿面是在专用的格里森齿轮磨床上磨出的。

这种弧形端面齿能保证相啮合的两个组件有高的同心度，包括工作中两组件相对膨胀不一致时也能很好定心（即热定心），因此采用圆弧形端面齿联轴器后，不需另外的定位措施，只需用螺栓将两者紧固在一起（一般用自锁螵桂或螺母）即可。

国内引进专利生产的两型发动机斯贝及阿赫耶均有圆弧形端面齿联轴器，因此已引进专门生产的机床，为我国引进这种技术提供了条件。

3.3.2低压转子联轴器

风扇与低压涡轮转子组成的低压转子采用了1-1-1的3支点支承方案，在传统的设计中，在3支点的发动机中，由于机匣中的3个支座与转子上的3个支点均很难做到高的同心度，因而压气机（或风扇）转子与涡轮转子间均采用柔性联轴器，RD-93即采用了柔性联轴器。

图14所示即为典型的柔性联轴器的示意图，由图14可见，涡轮转子与压气机两支点连接的直线间有一夹角φ,即涡轮转子不是绕压气机2支点间连接线旋转的，当高压涡轮后支点用中介轴承支承于

RD-93发动机结构设计特点分析8

低压转子上时，高压转子显然不能正常工作。

为此，前述的几种采用中介轴承支承高压涡轮的发动机，虽然低压转子采用3支点支承方案，但却采用了在2支点支承方案中的刚性联轴器，这是由提高加工精度确保转子上的3个支点、机匣中的3个轴承座孔均有极高同轴度达到的。

图14典型的用于3支点支承方案中的柔性联轴器示意图

估计苏联在20世纪60~70年代机械加工的技术还难于达到上述要求，因而在采用高压涡轮通过中介轴承支承于低压转子上的设汁时，3支点的低压转子仍采用了柔性联轴器。

为了解决低压涡轮转子与压气机间不同轴线而带来高压转子工作不正常的问题，AI-31F采用了低压转子用4个支点的结构，即风扇与低压涡轮各用2个支点支承，如图15所示。

这是某些早期（20世纪40年代末50年代初）发动机曾用过的方案，早已被人们忘却。

由于低压涡轮本身有2个支点（图15中的3号、6号）支承，工作当然稳定，高压转子后支点支承于低压转子上工作当然能正常。

图15AL-31F发动机转子支承方案

但是，这种布局却给低压转子的联轴器及3号支点的安置增加了许多由难，不仅结构复杂，重量加大，且在工作中还容易出现一些故障。

图16示出AL-31F联轴器的结构图，图16中1为低压涡轮转子前支点即图15中的3号支点，2为联轴器中传递扭矩的浮动套齿，3为联轴器中承受轴向力的拉杆，拉杆做得薄而长，是适应风扇转子与涡轮转子不同轴线时，允许能稍有弯曲变形。

RD-93发动机则采取了另一种结构较为简单的设计，如图9所示，即将支承高压涡轮后轴的中介轴承（4号轴承）与支承低压涡轮的5号轴承处于同一轴向位置且基本在低压涡轮盘中心（沿轴向）处。

由于4号轴承与5号轴承处于同一轴向位置，工作中5号轴承不会上下摆动，因而4号轴承也不会摆动，即使低压涡轮轴与风扇轴线不同轴心，高压转子也不摆动，使高压转子能正常工作，较好地解决了问题。

但是由图9也可看出，5号轴承内径很小，其承载能力显然较低，但它不仅要承受低压转子的负荷，而且还要承受高压转子的负荷，因此其工作寿命将比其他轴承寿命低。

另外，由于4号、5号轴承均径向地装在低压涡轮轮盘中心内，轮盘的孔径很大，对轮盘的强度与重量均带来不利影响。

RD-90采用的是具有浮动球形垫圈的柔性套齿联轴器，如图17所示，其结构与涡喷7的低压转子联轴器基本一致，图18为涡喷7低压转子联轴器。

RD-93发动机结构设计特点分析9

图16AL-31F发动机低压转子联轴器结构

图17RD-93低压转子联轴器 

图18涡轮7低压转子联轴器

3.4震动轴承阻尼环

3号轴承即高压压气机前滚珠轴承外环与轴承座间装有若干片钢圈组成的叠层阻尼环，这种阻尼环在苏俄的发动机中采用较多，西方国家的发动机采用较少。

现代军民用发动机中普遍将高压压气机前滚珠轴承通过带挤压油膜的弹性支座支承于中介机匣上。

3.5石墨封严件 

RD-93没有采用以前苏联发动机中常用的篦齿式封严装置，在3个油腔处的5个油封处均采用了石墨封严装置，其中4个为径向接触式石墨封严装置，用于风扇前轴承（1个）、中介机匣（2个）及低压涡轮后轴承处（1个）；

1个为径向加双向端面接触式石墨封严装置，用于4号中介轴承处。

径向接触式石墨封严装置曾在许多发动机中采用过，但径向加双向端面接触式石墨封严装置却很少见到，它有4个环形石墨封严环，4个环均套装在低压涡轮轴内，起到径向封严作用；

每个封严环还有1个端面封严面，在弹簧片的弹向力作用下与相应的止推环及中介环相接触，起到端面封严作用。

之所以采用这么复杂结构，是由于此封严装置是处于低压涡轮轴与高压涡轮轴之间的轴间封严处，不能采用简单的径向石墨封严装置。

4风扇

RD-93的风扇如图19所示为4级，带处理机匣无进口可变弯度导向叶片及工作叶片无

RD-93发动机结构设计特点分析10

中间凸肩的设计，风扇转子及静子结构采用了苏联P-11等发动机的结构。

图19RD-93发动机风扇转子

4.1提高喘振裕度的措施

RD-93的风扇与其他西方国家军用发动机显著不同的地方有二，其一为级数多，其二为采用了苏俄发动机中采用较多的处理机匣，而不是采用可变弯度的进口导流叶片。

4.1.14级风扇

除F120外（风扇为2级），其他西方国家军用发动机的风扇均采用3级（AL-31F为4级），平均级压比约为1.47，RD-93的风扇为4级，其压比为3.2，级平均压比约为1.337，低于其他发动机的，即RD-93采用了小级压比的风扇，这有利于风扇的稳定工作范围，提高了喘振裕度。

但是风扇增多1级，不仅零件数目多，重量大，而且发动机长度也较长，也影响发动机的固有可靠性。

4.1.2处理机匣

西方国家军用发动机中，除RB199为三转子发动机，EJ200风扇的叶片采用了宽弦设计，这两型发动机的风扇未采用可变弯度的进口导流叶片外，其他发动机包括F119的风扇均采用了可变弯度的进口导流叶片，以扩大风扇的稳定工作范围，AL-31F也采用了这种设计。

但RD-93没有采用这种设计，而采用了称之为“槽式空气阻尼装置”的处理机匣．其结构同于WP-13的处理机匣，以提高低转速下风扇的喘振裕度，其效果较好。

处理机匣是一种被动控制喘振裕度的方法，国外对其工作机理的研究还是较多的，在苏联及俄罗斯研制的发动机中采用较多，但西方国家研制的发动机却很少采用。

目前见到的西方国家研制的发动机中，仅EJ200的风扇中采用了处理机匣。

图20示出了EJ200风扇部件图，由此图可以看出在风向叶尖处有类似RD93发动机的处理机匣。

俄罗斯中央航空发动机研究院（CIAM）的研究表明，采用处理机匣后，能显著地提高风扇的喘振线，也即能增大喘振裕度。

图21示出来用处理机匣与不采用处理机匣时风扇喘振线的比较图。

RD-93发动机结构设计特点分析11

图20EJ200风扇的处理机匣 

图21风扇有，无处理机匣喘振线的比较

4.2转子

4.2.1工作叶片

4级风扇叶片全部采用无中间凸肩的大展弦比的设计，这是较为突出的。

许多发动机包括AL-31F的大展弦比风扇叶片均采用中间凸肩以增加抗外物打伤（F0D）的能力与解决叶片振动同题，但RD-33却未采用叶身中间凸肩，当然，这使叶片加工较为方便些，叶片榫头承受的离心负荷较小，但是带来易被外来物打坏或打断叶片的严重后果。

AL-31F的风扇叶片比RD-93的长些·

虽然采用了叶身中间凸肩．但抗外物打伤的能力仍然不够．罔此．在苏-27飞机进气道上做了可收放的过滤网，在实际使用中，风扇叶片被外物打伤／打断的概率仍然极大。

RD-33的风扇叶片虽比AL-31F短，但由于没有增加叶片刚性的中间突肩，仍然易被外物打伤或打断。

为了减小发动机这一设计缺陷对飞机安全性带来的影响，米格-29的进气道做了特殊处理进气口带有一个气流铰接挡板并在进气口上方开有3个辅助进气口，用于控制进气来源。

在起飞和着陆时，挡板与前起落架随动，挡板挡住主进气口，此时辅助进气口向下打开，空气儿辅助进气口的百叶窗形缝隙和887个小孔中进入进气道，以避免发动机吸入地面外来物。

虽然在飞机进气道做了特殊的防止外来物进入发动机的措施，但外米物打伤或打断风扇叶片造成发动机损坏的事件仍时有发生。

例如，印度空军在1986年至1990年间共引进70架米格-29，备用发动机48台，到1992年3月，所用的188台RD-93发动机中有139台（占全部发动机的74％）由于出现各种问题而被迫退出使用，其中由于外来物打伤发动机占了相当大的比例。

又如，1989年巴黎航展的开幕当天下午，米格29在飞行表演中，由于一台发动机遭到鸟的撞击而熄火，飞机在众目睽睽下坠地烧毁，驾驶员跳伞获救，曾引起世界媒体的广泛评论。

4.4.2转子结构

RD-93风扇转子如图19所示沿用了P-11发动机的设汁盘与鼓间的连接采用了圆柱面定心、过盈配合，径向销钉传力的设计，图92为典型的连接形式。

第1级盘带轴的设计也同于P-11的，只是轴