它不止会喷黑烟，说说克里莫夫РД33_风闻

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今天，我们继续聊发动机。这次的主角来自寒冷辽阔的俄罗斯，它诞生于涅瓦河畔。我想你已经猜到了，这就是克里莫夫设计局的РД33（RD33）涡扇发动机。

设计局简介

苏联在二次世界大战后陆续建立了14个航空发动机设计局。克里莫夫设计局是其中之一，设在列宁格勒，现在称为克里莫夫科研生产联合体。克里莫夫本人是苏联早期发动机专家之一，1918年毕业于莫斯科高等技术学校。曾任最高国民经济委员会航空发动机处处长。还在科学研究院和航空工厂任过多种领导职务。在莫斯科高等技术学校、茹科夫斯基空军工程学院和莫斯科航空学院执教多年。二次大战后领导研制空气喷气发动机，1951年在РД45的基础上研制出带加力燃烧室的BK1Ф喷气发动机。它是世界上首批喷气发动机之一。我国50年代曾仿制过这种发动机，称为涡喷5。

BK1Ф/WP5离心式涡喷发动机

克里莫夫于1962年去世后，该设计局仍主要从事战斗机发动机设计工作。它的第二任总设计师为伊索托夫。在他领导下曾研制出可靠性甚高的涡轴发动机TB3-117。РД33也是在他任期内着手研制的，后任总设计师为沙尔基绍夫。除РД33外，该设计局还研制了TB7-117供伊尔一114支线客机使用。可见该局是个研制经验丰富的航空发动机研制机构。

TB3-117涡轴发动机

РД33是苏联第一台用于高性能战斗机的中推力双转子混合加力的小涵道比涡扇发动机，于1968年开始设计，1976年交付使用的；用于米高扬飞机设计局研制的双发高机动性制空战斗机米格29上。1978年美国侦察卫星首次发现该机与苏27飞机在苏联的拉明斯试飞基地飞行。米格29于1982年投入批生产，1985年开始在空军服役。1986年至今已向叙利亚、捷克斯洛伐克、匈牙利、德国等17个国家出口。不过РД33虽然由克里莫夫局研制，但生产交给位于莫斯科的契尔尼舍夫工厂（又称红十月工厂）。

结构分析

РД33的总体支承方案为低压转子１-2-0，高压转子１-0-１三个承力框架。这种五支点支承方案是双转子发动机最经典的结构方案。优点是结构简单、低压轴刚性好、发动机性能保持好，重量轻。

РД33，可见其进气口处的前掠支板

进气口没有进口导流叶片，但有４个前掠式支板，用以支持前轴承座。支板内腔有滑油通道并通风，支板的前缘则以来自高压压气机的空气（空气经过压缩后的温度已经比较高了）防冰。

风扇４级轴流式，压比为3.２。各级转子叶片展弦比较大，但均无用于结构加强的中间凸台，这样可以节省重量。鼓盘为传统的径向销钉连接式结构，省钱但重量大，不如焊接可靠。机匣为水平对开式，静子叶片外端装在机匣的形槽内，内端设有内环。在第１级转子叶片顶部处的机匣上，设有斜槽式机匣处理装置以提高喘振裕度。风扇为全钛合金结构。中介机匣也是钛合金的，为焊接而成。

高压压气机９级轴流式。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构。前３级盘用BT９钛合金制成，用电子束焊接为一体。第４-６级盘由高温钛合金制成，也用电子束焊接为一体。第７-９级盘由粉末冶金（牌号为ЭП741НП）制成，用长螺栓前与第７级盘，后与篦齿盘和后轴连为一体。前６级静叶为钛制的，第７、８级为钢制的。有趣的是因为РД33的9级高压压气机设计出色，甚至被当时正在AЛ31的超重问题上大伤脑筋的留利卡设计局抄了去，顶掉了AЛ31原来的12级高压压气机。РД33高压压气机的增压比为6.785，AЛ31的高压压气机的增压比为6.723。

AЛ31的九级压气机就源自РД33

燃烧室短环形，有24个喷嘴。火焰筒和机匣均为钣金焊接结构。РД33使用的是离心式喷嘴，在航展中经常看到米格29喷黑烟的原因是低空飞行时发动机处于富油燃烧状态，此时供油量充足，雾化质量好，大部分是小直径油珠。但小油珠动量小，都聚集在喷嘴附近的回流区中，在高温缺氧的回流区发生热裂分解，大量碳原子聚集在喷嘴附近，形成喷嘴和头部积碳，并使排烟浓度增加。此时的燃烧效率并不低，但黑烟滚滚已经足够影响各位看客的观感了。

备受诟病的黑烟，原因就是РД33燃烧室采用的离心式喷嘴

其实，低空飞行喷黑烟很常见，这位才是大户

高压涡轮单级轴流式。导向器为每组３片的整体无余量精铸叶片，共７组。转子叶片的冷却空气由根部进入孔。叶片系单晶精铸件，但可以在每台发动机中夹杂有部分双晶或３晶叶片。机匣处有间隙控制装置。盘也是由ЭП741НП粉末冶金制成的。在支承结构上，高压涡轮转子通过中介轴承（４号轴承）支承于低压涡轮轴上。这种结构减少了一个承力框架并缩短了发动机长度，但高低压涡轮转子之间的振动会相互影响。

低压涡轮单级轴流式。转子叶片带冠以便封严防止漏气。叶片由第５级高压压气机引来的空气冷却。经低压涡轮导向器引入低压涡轮盘前，再由转子叶片根部进入叶片。叶片内腔铸有扰流柱，冷却气由顶部和位于叶高65％处的一个直径为3mm的孔排出。

米格29的心脏

混合器有12个榫形漏斗，整个混合器由钛合金板冲压焊接而成。混合器不是承力构件，只起掺混作用。在这个部位采用钛合金，是该机的独特之处。

加力燃烧室，可见径向火焰稳定器

加力燃烧室三区供油。启动区为喷嘴环，置于环形稳定器内。另外两区为喷油杆，每支杆上分前后两腔，各开有直径为0.3mm的多个喷油孔，前、后腔各与位于机匣外壁上的环形腔相通。火焰稳定器为径向式，外伸的有24支，内伸的有12支。防振屏为纵向波纹，且为矩形波，这也是一大特点。加力燃烧室外壁用BT20钛合金制成。

尾喷管收敛扩张式，其中收敛段、扩张段和外套均可调。喷口由切向作动筒操纵，并通过连杆机构实现收、扩两段的联动。作动筒的液压介质为煤油，压力为20594kPa。

评价

РД33的稳定性优良，压气机喘振裕度大，加力燃烧室工作稳定，可在飞行包线内的任一点空中再启动和接通加力，并且没有苏联多数发动机都有的补氧系统。该机的可维护性也不错，采用单元体结构。

РД33是针对米格29要求设计的。米格29的设计要求与美国F-15、F-16相似，突出要求中、低空格斗能力。因此，发动机设计中，压气机和加力燃烧室均采用较大的稳定工作裕度。高低压压气机用了9级，而增压比只有6.785，平均级压比只有1.237。虽然负荷低，重量大，但好处是换来了较大的喘振裕度和抗畸变能力，在整个飞行包线内对飞行员操纵无限制。这可能是吸取了米格21发动机Р11的教训，后者的级压比达到1.4以上，但喘振裕度只有11%，非常影响米格21的飞行。从米格29在几次国际航展中表演的情况来看，除一次因吸入飞鸟引起失事外，其余表演都很好，从未发生过失速。

米格29双机

这种设计思想与F404近似。F404是为F/A18"大黄蜂"舰载战斗机设计的。该机可执行空战和攻击两种任务。因此，在发动机设计上，F404的高压压气机采用了高达25％的喘振裕度，有较大的抗畸变能力和燃气吞咽能力，油门杆操纵没有限制、空中起动可靠，加力点火稳定，在设计的机动性包线内没有失速，但飞机迎角和侧滑角变化很大时，曾出现过失速和加力燃烧室熄火现象，不过发动机很快就能自动恢复了。

另一款著名小涵道比中等推力涡扇发动机F404

在结构设计上，РД33的设计者也并不落伍，与F404一样都采用了便于实行视情维修的单元体结构设计思想，分成了11个单元体，使发动机结构简化。在材料选用上РД33较多地采用钛合金材料，凡工作温度低于610°C的部件均采用钛合金，而F404采用钛合金的部件温度不高于450°C，例如，РД33的高压压气机前6级转子、静子叶片和盘均用钛台金，而F404只有前8级转子叶片和盘采用钛合金。РД33的混合器漏斗、加力筒体，尾喷管外罩用钛合金制造，而F404的这些部件则用Hastelloyx台金和INCO合金制造。相比较而言，РД33在热端部件上更愿意用高级材料。比如高压压气机后3级和高、低压涡轮盘，高压转子鼓轴均采用粉末冶金材料，而F404就未采用。РД33的高压涡轮叶片为单晶材料，而F404采用多晶材料Rene80。因此，不要一厢情愿地以为苏联设计就是傻大笨粗，他们在关键部位其实很舍得投入。

РД33与F404的推力曲线比较

就性能而言，РД33的高空性能突出，与同期美国GE公司研制的著名中等推力小涵道比涡扇发动机F404相比，高空推力明显优于后者。由上图可见：在高度11000米，速度马赫数1.6时，РД33的加力推力超过60千牛，相当于F404在高度6000米，同等速度下的加力推力。从图中明显可以看出，高度越低，推力越大。而F404在高度35000英尺（约10500米），同等速度下的加力推力则只略高于50千牛。足见РД33的高空高速性能颇为强悍，其推力甚至和F404的后继者F414有得一比。据称РД33采取的主要措施是高马赫数飞行时，允许其涡轮温度比地面增高150℃。此外在紧急出动时，米格29可以先用一台发动机飞起，而后再点燃另一台发动机，这样就能获得宝贵的几秒钟的战机。

鹘鹰展翅

РД33也得到中国发动机制造厂商的青睐。贵州红湖机械厂2005年开始全面启动WS13项目的核心机和整机研制任务，这是中俄双方在РД33设计基础上对局部结构设计进行改良的产品，主要是将附件机匣移至发动机下方。该发动机用于替换"枭龙"战斗机目前所用的俄制РД33改进型РД93涡扇发动机，也将用于601所设计的"鹘鹰"隐身技术验证机。

РД33MK矢量推力发动机

由于РД33的性能优秀，克里莫夫设计局正朝着延长РД33寿命、提高推力的方向努力：其结构中采用了先进航空发动机构成要素，包括FADEC型数字控制和监测系统，进行的推力矢量喷管(OBT)的试验，甚至以该发动机核心机为基础研制下一代核心机。