RD-93

RD-93发动机结构设计特点分析11前言RD-93(俄文为PД-93)加力式涡轮风扇发动机是在RD-33(俄文为PД-33)的基础上，为适应飞机设计的需要，将上置的附件机匣改为置于发动机下部的改进型，发动机中各部件的结构(除适应附件机匣位置改动而带来的中传动装置中从动锥齿位置有变动外)两型完全一样。图1与图2分别示出RD-33与RD-93的外形图，从图1与图2中可见两型发动机中附件机匣位置有明显的差异。20世纪60年代末，苏联总参谋部针对美国的“Fx”计划(后演变为F-15战斗机)，提出了相对应的PFI计划。PFI是俄语“先进战术战斗机”的简写。1971年，该计划分化为两部分，一个是“TPFI”计划．T代表重型，该计划发展了苏-27战斗机；另一个是“LPFI”计划，L代表轻型。LPFI计划全称为“轻型前线战斗机计划”，后来发展了米格-29战斗机。1972年苏军向米格设计局提出研制新型战斗机替代苏军中米格-21和米格-23的需求。新的轻型战斗机将承担战术空中任务，及进行护航和地面攻击．并命名为“米格-29”。米格-29正式设计开始于1974年，1977年10月6日首飞。第二架原型机于1978年6月首飞。1982年米格-29在莫斯科和高尔基的工厂投入批量生产，1983年开始装备部队。为了配合米格-29的研制与发展，苏联列宁格勒克里莫夫设计局(现为俄罗斯圣彼得堡克里莫夫公司)于20世纪70年代初期开始研制高推重比的加力式涡轮风扇发动机RD-33，并由莫斯科契尔尼舍夫机械制造厂(红十月工厂)生产。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