中国航空发动机全集

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涡扇6 <br />(WS6) WS6涡扇发动机结构牌  号 涡扇6<br />用  途 军用涡扇发动机<br />类  型 涡轮风扇发动机<br />国  家 中国<br />厂  商 沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司<br />生产现状 完成飞行前规定试车后,停止研制<br />装机对象 涡扇6  歼击机<br />     涡扇6G  歼击机<br />     涡扇6甲 运输机<br /><br />研制情况  1964年5月,空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后,沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月,提出了新型飞机和发动机的初步方案,经过空军和航空工业部门讨论,决定新机设计分两步走。第一步,设计一种新飞机,装两台改进设计的涡喷发动机,即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步,设计一种更先进的高空高速歼击机,装一台新设计的加力式涡扇发动机,新发动机编号为涡扇6,代号WS6。1965年9月完成方案论证工作,开始技术设计,1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响,1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月,性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变,涡扇6失去使用对象,于1984年停止研制。<br />  涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面,充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比,采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是:高速推力大,亚音速巡航经济性好,起动、加速快。转子采用5支点支承方案,结构紧凑,布局合理,并应用了较多的钛合金材料。因此,发动机重量轻,推重比大。<br />  涡扇6在研制过程中,曾遇到大量的技术问题,其中比较主要的有:起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期,缺少技术储备,主要部件的试验研究不够充分,特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小,给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试,作了大量的工作,到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。<br />  1980年,在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速,风扇由3级改为2级,但其压比却由2.15提高到2.6,因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度,将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下,设计状态的加力推力提高了13.2%,推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车,达到了预计的的推力指标,证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机,因而未能立项研制。<br />  1970年,还针对运输机发展的需要,发展了WS6甲(即910甲)型发动机,采用单级风扇,带中间压气机,增大了总空气流量和涵道比,不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变,于1973年停止研制。<br /><br />涡扇9 <br />(WS9) WS9涡轮风扇发动机结构牌  号 涡扇9<br />用  途 军用涡扇发动机<br />类  型 涡轮风扇发动机<br />国  家 中国<br />厂  商 西安航空发动机公司<br />生产现状 用英国毛料试制成功,现进行部分国产化生产<br />装机对象 歼击轰炸机<br /><br />研制情况 涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。<br />  英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上,中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。<br />  1976年3月开始试制,1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯·罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配,同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。<br />  1980年初,中国制造的两台WS9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40℃冷起动试验,并对其5种零部件作了强度试验考核。1980年5月30日,中英双方在考核试验报告上签字。至此,成功地通过了用英国毛料试制出的WS9发动机的各项考核试验。原拟接着进行国产毛料试制,但由于当时国民经济调整,使国产化进度拖后。<br />  目前进行的斯贝发动机部分国产化工程,除了实现发动机大修所需备件的国产化,也为进一步实现整机国产化奠定了基础。完成部分国产化工程后,将继续向整机国产化目标努力。<br />  WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好,工作性能可*,经济性好,翻修寿命长,使用维护方便。<br /><br />涡喷8 <br />(WP8) 涡喷8涡轮喷气发动机结构牌  号 涡喷8<br />用  途 军用涡喷发动机<br />类  型 涡轮喷气发动机<br />国  家 中国<br />厂  商 西安航空发动机公司<br />生产现状 生产<br />装机对象 H-6和H-6J<br />研制情况 <br />  涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的。1967年1月8日,完成了300h国家交付长期试车,1967年3月29日航定委批准交付部队使用。这种首翻期寿命为300h的发动机称Ⅰ批发动机。<br />  为了延长使用寿命,改善发动机性能,并提高其可*性,在Ⅰ批结构的基础上,又研制了800h结构的涡喷8发动机,1972年7月到1975年10月,分别进行了四次工艺长期试车考核。在成熟的基础上,1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可*性较高的800h结构涡轮转子,首翻期寿命为400h,称这Ⅱ批发动机。<br />  经一年多的混装使用,1975年开始,全部生产800h结构的整机,称为Ⅲ批发动机。为了稳妥起见,初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500h。1979年1月,根据外场使用情况,又将首翻期寿命延为600h;1983年6月,根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况,决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800h。<br />  涡喷8发动机在生产、使用之初就出现了一些可*性、维修性方面的问题,如高温起动和高原起动困难,压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块,火焰筒筒体冷却孔裂纹多,涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等严重故障,曾一度使H-6飞机面临停飞的威胁。为此,采取了一系列技术措施,基本解决了上述问题,使发动机的可*性和维修性得到了改善。<br />涡扇6 <br />(WS6) WS6涡扇发动机结构牌  号 涡扇6<br />用  途 军用涡扇发动机<br />类  型 涡轮风扇发动机<br />国  家 中国<br />厂  商 沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司<br />生产现状 完成飞行前规定试车后,停止研制<br />装机对象 涡扇6  歼击机<br />     涡扇6G  歼击机<br />     涡扇6甲 运输机<br /><br />研制情况  1964年5月,空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后,沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月,提出了新型飞机和发动机的初步方案,经过空军和航空工业部门讨论,决定新机设计分两步走。第一步,设计一种新飞机,装两台改进设计的涡喷发动机,即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步,设计一种更先进的高空高速歼击机,装一台新设计的加力式涡扇发动机,新发动机编号为涡扇6,代号WS6。1965年9月完成方案论证工作,开始技术设计,1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响,1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月,性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变,涡扇6失去使用对象,于1984年停止研制。<br />  涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面,充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比,采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是:高速推力大,亚音速巡航经济性好,起动、加速快。转子采用5支点支承方案,结构紧凑,布局合理,并应用了较多的钛合金材料。因此,发动机重量轻,推重比大。<br />  涡扇6在研制过程中,曾遇到大量的技术问题,其中比较主要的有:起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期,缺少技术储备,主要部件的试验研究不够充分,特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小,给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试,作了大量的工作,到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。<br />  1980年,在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速,风扇由3级改为2级,但其压比却由2.15提高到2.6,因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度,将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下,设计状态的加力推力提高了13.2%,推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车,达到了预计的的推力指标,证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机,因而未能立项研制。<br />  1970年,还针对运输机发展的需要,发展了WS6甲(即910甲)型发动机,采用单级风扇,带中间压气机,增大了总空气流量和涵道比,不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变,于1973年停止研制。<br /><br />涡扇9 <br />(WS9) WS9涡轮风扇发动机结构牌  号 涡扇9<br />用  途 军用涡扇发动机<br />类  型 涡轮风扇发动机<br />国  家 中国<br />厂  商 西安航空发动机公司<br />生产现状 用英国毛料试制成功,现进行部分国产化生产<br />装机对象 歼击轰炸机<br /><br />研制情况 涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。<br />  英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上,中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。<br />  1976年3月开始试制,1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯·罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配,同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。<br />  1980年初,中国制造的两台WS9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40℃冷起动试验,并对其5种零部件作了强度试验考核。1980年5月30日,中英双方在考核试验报告上签字。至此,成功地通过了用英国毛料试制出的WS9发动机的各项考核试验。原拟接着进行国产毛料试制,但由于当时国民经济调整,使国产化进度拖后。<br />  目前进行的斯贝发动机部分国产化工程,除了实现发动机大修所需备件的国产化,也为进一步实现整机国产化奠定了基础。完成部分国产化工程后,将继续向整机国产化目标努力。<br />  WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好,工作性能可*,经济性好,翻修寿命长,使用维护方便。<br /><br />涡喷8 <br />(WP8) 涡喷8涡轮喷气发动机结构牌  号 涡喷8<br />用  途 军用涡喷发动机<br />类  型 涡轮喷气发动机<br />国  家 中国<br />厂  商 西安航空发动机公司<br />生产现状 生产<br />装机对象 H-6和H-6J<br />研制情况 <br />  涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的。1967年1月8日,完成了300h国家交付长期试车,1967年3月29日航定委批准交付部队使用。这种首翻期寿命为300h的发动机称Ⅰ批发动机。<br />  为了延长使用寿命,改善发动机性能,并提高其可*性,在Ⅰ批结构的基础上,又研制了800h结构的涡喷8发动机,1972年7月到1975年10月,分别进行了四次工艺长期试车考核。在成熟的基础上,1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可*性较高的800h结构涡轮转子,首翻期寿命为400h,称这Ⅱ批发动机。<br />  经一年多的混装使用,1975年开始,全部生产800h结构的整机,称为Ⅲ批发动机。为了稳妥起见,初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500h。1979年1月,根据外场使用情况,又将首翻期寿命延为600h;1983年6月,根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况,决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800h。<br />  涡喷8发动机在生产、使用之初就出现了一些可*性、维修性方面的问题,如高温起动和高原起动困难,压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块,火焰筒筒体冷却孔裂纹多,涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等严重故障,曾一度使H-6飞机面临停飞的威胁。为此,采取了一系列技术措施,基本解决了上述问题,使发动机的可*性和维修性得到了改善。<br />
涡喷6 <BR>(WP6) 牌  号 涡喷6<BR>用  途 军用涡喷发动机<BR>类  型 涡轮喷气发动机<BR>国  家 中国<BR>厂  商 沈阳黎明发动机制造公司/成都发动机公司<BR>生产现状 生产<BR>装机对象 歼-6、强-5<BR>研制情况 <p>  涡喷6是1958年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的РД-9Б技术资料开始试制的,1959年3月国家鉴定委员会鉴定验收、批准投产,但实际批生产是在1961年以后开始的,首翻期为100h。经多年改进,于1972年首翻期提高到200h。<BR>  从1962年开始,成都发动机公司也试制该机,同年9月制成。在1964~1982年期间,进行了大量改进。首翻期达到200h,1977年实现涡喷6在歼-6和强-5飞机上通用的目标。<BR>  涡喷6甲系黎明发动机制造公司为满足强-5飞机的需要改型研制的,从1964年到1983年经过四个批次的改进,性能有较大提高。<BR>涡喷7系列 <BR>(WP7 Series) 涡喷7甲涡轮喷气发动机结构牌  号 涡喷7系列<BR>用  途 军用涡喷发动机<BR>类  型 涡轮喷气发动机<BR>国  家 中国<BR>厂  商 贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司<BR>生产现状 生产<BR>装机对象 涡喷7        歼-7<BR>     涡喷7甲       歼-8 白天型<BR>     涡喷7乙       歼-7Ⅱ<BR>     涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ 歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型<BR>研制情况 <p>  涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的,1966年12月国家验收,1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制,1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可*性、耐久性与维修性的结构问题,通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。首翻期为100h,总寿命300h.1980年后涡喷7原型基本停产。<BR>  为满足歼-8飞机的要求,1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车,性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车,获准飞行。1969年7月,涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年,总计完成零部件试验12000h,地面和高空占整机试验2500h,飞行试验1000多架次,发动机运转2200h。涡喷7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产,首翻期为50h。涡喷7甲(03批)由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型,首翻期100h。涡喷7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进,1989年设计定型,首翻期200h。<BR>  为满足歼-7改型的需要,1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制,并加之改进,成为涡喷7乙(02批)。1979年8月正式定型,首翻期100h,总寿命300h。此后,又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ,分别于1981年和1992年通过技术鉴定,首翻期为200h和300h,总寿命为600h和900h。<BR>  涡喷7系列主要有以下改型:<BR>  涡喷7    原型,已停产。<BR>  涡喷7甲   用于歼-8飞机的改型,采用气冷涡轮,使涡轮进口温度提高100℃。此外,还采用分<BR>         区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。<BR>  涡喷7乙   在涡喷7甲基础上的改进型,用于歼-7飞机。在研制中,排除了原压气机的薄弱环<BR>         节,改进了主燃烧室安装边的材料,解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等<BR>         问题。现已停产。<BR>  涡喷7乙B   在涡喷7乙基础上的延寿改型,有供出口的涡喷7B(M)和7B(BM)批次。<BR>  涡喷7乙Ⅲ  在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型,有供出口的涡喷7乙ⅢK和7BⅣ批次。<BR><BR>涡喷13 <BR>(WP13) 涡喷13F涡轮喷气发动机结构牌  号 涡喷13<BR>用  途 军用涡喷发动机<BR>类  型 涡轮喷气发动机<BR>国  家 中国<BR>厂  商 沈阳黎明发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司<BR>生产现状 生产<BR>装机对象 WP13    J-7Ⅲ飞机<BR>     WP13AⅡ   J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)<BR>     WP13F    J-7E<BR>     WP13FI   J-7Ⅲ A/J-7D<BR>研制情况 <p>  黎阳航空发动机公司和贵州航空工业集团第二设计所在总结WP7和WP7乙改进与研制的基础上并参照国外同系列成熟发动机,与成都发动机公司共同研制了WP13发动机。设计研制工作1978年开始,1987年结束,历经10年。研制过程中共制造19台发动机,总运转2500h以上。1984年12月至1985年1月通过了150h设计定型国家鉴定试车,1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞,1988年2月国家批准设计定型。首翻期150h。<BR>  WP13的性能结构特点是在WP7的基础上改进设计了压气机,增大了空气流量,扩大了发动机的稳定工作裕度。钛合金在压气机部件的应用,减轻了发动机重量。各部件、系统的结构改进,使发动机的使用可*性、耐久性和操纵灵活性大为改善。<BR>  该发动机由于其推力性能尚不能满足J-7Ⅲ飞机改型的增重要求,后为WP13FI所取代。<BR>  WP13AⅡ 是在WP13设计研制的同时,黎阳机械公司和011第二设计所为满足J-8飞机的改型设计要求与WP13并行研制的。其性能结构改进的特点是以WP13为基础改装设计了在WP7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件,并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。在研制过程中共制造了21台发动机,整机总运转1500h以上。1986年12月通过了150h设计定型国家鉴定试车。1987年8月在中国飞行试验研究院完成了设计定型鉴定试飞,1988年3月批准设计定型。首翻期150h。<BR>  该发动机于1994年9月完成了生产定型及首翻期由150h增长至300h的延寿鉴定工作。<BR>  WP13F 该发动机最初是为满足J-7Ⅱ飞机提高发动机推力的要求,于1984年开始研制的。1985年以后通过飞机对三个不同改进型号发动机的选型对比试飞而中标,1988年正式被选定为J-7E飞机的动力装置。WP13F的性能结构改进特点是在WP13AⅡ主要部件改进的基础上,对热端部件涡轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进,如2级涡轮叶片采用带冠结构,加力稳定器改为沙丘驻涡形式等。1992年4月通过了300h设计定型国家鉴定试车,并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞,9月批准设计定型。首翻期300h,总寿命900h。<BR>  WP13FI 是为满足J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是WP13的性能改进型,最大状态推力比WP13增加588daN,全加力推力增加392daN,其性能结构的改进特点是重新设计了第1级压气机,转子叶片由24片改为19片,增大空气流量2kg/s,并在压气机上采用了附面层控制技术。主燃烧室与涡轮部件选用WP13F的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式稳定器。在研制过程中重新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏,并对热端部件的材料与热工艺技术做了多项改进。WP13FI的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸16mm。1994年1月完成了设计定型鉴定试飞,1994年9月通过了300h设计定型国家鉴定试车,于同年10月通过了设计定型技术鉴定。首翻期300h,总寿命900h。<BR><BR><BR><BR>
涡桨5 <BR>(WJ5) WJ5涡轮螺旋桨发动机外形牌  号 涡桨5<BR>用  途 民用涡桨发动机<BR>类  型 涡轮螺旋桨发动机<BR>国  家 中国<BR>厂  商 哈尔滨东安发动机制造公司<BR>生产现状 WJ5A/AI/E生产<BR>装机对象 WJ5     Y-7<BR>     WJ5A    SH-5<BR>     WJ5B    Y-7/Y-7H<BR>     WJ5AI/WJ5E Y-7/Y-7-100/Y-7-200B/Y-7H/Y-7H500<BR>研制情况 <p>  涡桨5(WJ5)发动机是支线客机Y-7飞机的动力装置。1966年初在南方航空动力机械公司开始研制,1968年转由哈尔滨东安发动机制造公司继续研制生产,到1974年9月首次完成150h台架试验。1976年6月按照航空产品定型委员会(航定委)批准的试车大纲通过500h发动机设计定型台架试验,次年,WJ5发动机经航定委批准设计定型,并开始小批生产。发动机性能试飞是1975年完成的,共飞行107h。研制过程共用8台发动机进行了约5680h台架试验。WJ5发动机曾在国内航线试用,因为在高温、高原环境起飞功率下降,使用受到限制,于1980年停止生产。<BR>  与WJ5发动机研制同时,海军于1969年8月提出研制涡桨型发动机作为水轰5(SH-5)飞机动力装置的任务。经论证,决定在WJ5发动机基础上重新设计涡轮部件,改型后的发动机编号为涡桨5甲(WJ5A),起飞状态的当量功率提高442kW。1978年通过设计定型鉴定试验,次年完成发动机性能试飞,1980年初经航定委批准WJ5A发动机设计定型,装用WJ5A发动机的SH-5飞机于1985年投入使用。研制阶段生产了10台发动机用于台架试验和试飞,台架试验约2050h。<BR>  由于WJ5发动机在高温、高原环境条件下起飞功率不足,影响Y-7飞机在高温、高原地区使用。为改善Y-7飞机的性能,在Y-7飞机换发论证会上决定研制WJ5AI发动机取代WJ5发动机作为Y-7飞机的动力装置。WJ5AI发动机的主要特点是将WJ5A降低起飞功率使用,同时吸收WJ5发动机在研制、生产和使用过程中所进行的设计改进成果,从而提高发动机工作可*性、延长工作寿命,而且WJ5AI发动机的温度特性有了明显改善。WJ5AI的改型工作是从1979年底开始,1982年7月通过中国民航总局、空军、海军和航空工业部组织的技术鉴定。<BR>  为降低WJ5AI发动机燃油消耗率,改善其经济性,东安发动机制造公司和沈阳航空发动机研究所合作,请美国通用电气公司(GE公司)进行技术咨询,在WJ5AI基础上重新设计涡轮部件,经改型设计形成WJ5E发动机。1987年5月中国政府批准这一合作工程项目实施,同年8月,与GE公司签订的技术咨询合同经批准正式生效。次年底完成了图纸设计,1990年9月完成样机装配和试验。经测试证明,WJ5E发动机的性能达到了改善经济性和预期目的。随后,两次通过CCAR33部规定的150h持久试验,并完成了CCAR33部规定的型号合格审定验证项目。1993年7月由飞行试验研究院完成了型号合格审定试飞,同年12月经中国民用航空总局批准,WJ5E发动机取得型号合格证。WJ5E发动机是中国首台按照中国民用航空规章第33部(CCAR33)航空发动机适航标准进行适航符合性审定的涡轮螺旋桨型航空发动机。<BR>  WJ5 是我国研制生产的第一种涡轮螺旋桨型航空发动机,1978年首先在沈阳民航装在An-24飞机上试用。<BR>  WJ5A 发动机外廓尺寸、质量与WJ5基本相同,整机可互换安装。涡轮部件是新设计的,第1级导向器叶片和第1级转子叶片为空心气冷,转子叶片采用深根、大圆弧榫齿、带冠、窄弦长、成对装于涡轮盘榫槽内等结构形成,涡轮进口温度提高约100℃,起飞当量功率提高较大。<BR>  WJ5B 提高发动机转速,增加燃油供油量,起飞功率较WJ5发动机增加约200kW。<BR>  WJ5AI 原型为WJ5和WJ5A发动机,起飞改用两级转速,最大起飞功率由WJ5A的2317kW降至2133kW,针对原型机的薄弱环节有较多改进,如压气机后轴颈改进设计,改进Ⅱ级转速控制系统,涡轮盘和火焰筒等热部件改用更好的耐热合金,增加监控装置等。发动机的温度特性有较大改善,在气温不高于38℃(PH=101.32kPa)环境条件下保持起飞功率基本不变。1982年正式投入航线使用,首翻期寿命为2000h。<BR>  WJ5E 为减少压气机流道损失对压气机进行了改进。在涡轮部件方面,为使流道光滑、各级涡轮功分配合理、级反力度提高、间隙和泄漏损失减少,重新设计了导向器叶片、车子叶片和流道,改用蜂窝封严材料,取消第1级转子叶片的冷却气流等,采用了GE公司的经验和成熟的结构形式。WJ5E发动机的功率和温度特性与WJ5AI发动机相同,发动机工作可*性有所提高,起飞状态的耗油率较WJ5AI降低9.4%,涡轮进口温度约降低50℃。首翻期寿命为3000h。1994年初已交付民航试用。<BR><BR>涡桨6 <BR>(WJ6) WJ6涡轮螺旋桨发动机结构牌  号 涡桨6<BR>用  途 民用涡桨发动机<BR>类  型 涡轮螺旋桨发动机<BR>国  家 中国<BR>厂  商 南方航空动力机械公司<BR>生产现状 生产<BR>装机对象 Y-8、Y-8C、Y-8Q等所有Y-8改型的专业飞机<BR>研制情况 <p> <P>  1969年中国政府为了提高部队运输和作战能力,要求研制中型运输机及其动力。南方航空动力机械公司于1969年8月开始为Y-8飞机研制动力装置涡桨6,1970年9月首次上台架运转,1973年4月首次上天试飞。1976年完成设计定型,并装备部队使用。<BR>  目前,首翻期寿命已由定型时的300h延长到3000h。<BR>  1982年开始对涡桨6发动机进行改进设计,提高功率至3350kW,并降低油耗,经过两年多的研制,完成了验证机的试制和试验,并完成了150h验证机的考核试车,尚未投入正式型号研制和鉴定试验。该机加大功率和降低油耗的主要技术措施是提高涡轮进口温度约40℃,并提高约2%的转速。涡轮第1级采用空心气冷叶片,改进了冷却气路等,试验结果良好。<BR></P> <P>涡轴8 <BR>(WZ8) WZ8A涡轮轴发动机结构牌  号 涡轴8<BR>用  途 军用/民用涡轴发动机<BR>类  型 涡轮轴发动机<BR>国  家 中国<BR>厂  商 南方航空动力机械公司<BR>生产现状 批生产<BR>装机对象 WZ8   直9双发直升机<BR>     WZ8A   直9A双发直升机<BR>     WZ8D   直11军、民两用单发直升机<BR>     WZ8E   直9C舰载反潜双发直升机<BR>研制情况 </P> <p> <P>  为生产我国2~4t级直升机的动力装置,1981年中国航空技术进出口公司与法国透博梅卡公司(TM)签订了阿赫耶系列发动机生产专利转让合同,由南方航空动力机械公司按阿赫耶系列发动机全套设计、工艺、冶金和检测资料生产WZ8系列涡轴发动机。<BR>  阿赫耶涡轴发动机系70年代研制的产品,它采用了许多新设计、新材料和新工艺。为了逐步掌握这些新技术,南方航空动力机械公司对WZ8系列发动机的研制分为两个阶段:第一阶段采用法国材料生产。先将TM公司生产的各单元体、排气段、连接件和法国产附件装配成整机,在经过法方检验合格的试车台上试车后交付出厂。然后,南方航空动力机械公司用法国材料生产M01(附件传动单元体)、M04(自由涡轮单元体)和M05(减速器单元体)3个单元体以及排气段、连接件和部分附件,与TM公司生产的M02(轴流压气机单元体)和M03(燃气发生器单元体)以及法国产附件组装成整机,经试车后交付。最后,用法国材料生产所有5个单元体、排气段、连接件和部分附件,与法国产其余附件组装成整机,并经150h持久试车后交付。第二阶段为国产化阶段。除了极少数零件之外,所有原材料、毛坯和成、附件均立足于国内来生产。在国产化过程中,新研制的24种金属材料、64种非金属材料及60种锻、铸毛坯均通过了国家级或其他级别的评审鉴定,绝大多数国产化成、附件已通过鉴定或设计定型,整机国产化率目前已达91%。<BR>  国产化WZ8A发动机按法方提出的考核大纲进行了2000个典型飞行循环的试车(1000h)及7000次低周疲劳试车;两台国产化发动机首飞100h后于1992年11月通过了由总参陆航局和航空航天工业部主持的鉴定,投入小批量生产。<BR>  在国产化WZ8A发动机研制成功的基础上,南方航空动力机械公司根据TM公司提供的全套资料,按国产化的原则又研制了WZ8E及WZ8D两种型别的涡轴发动机,分别于1994年7月及9月通过了法方规定的150h持久试车考核,同时又在试验器上进行了有关的鉴定试验。1994年9月,该两型发动机通过了由中国航空工业总公司主持、分别有海军及总参陆航局参加的阶段性鉴定,预定于1994年年底装机首飞。<BR><BR></P>
[此贴子已经被作者于2005-11-1 21:00:35编辑过]
<P>突发意外,图片缺失,尽快补全</P> <P>谢谢</P>
此贴建议加精!!!!!!!!<br />
建议加精!!!!!!!!!!!<br />
是个好贴子,早点把图补全。<br />
K8的心脏??<br />
[此贴子已经被作者于2005-11-2 10:55:32编辑过]
没有涡轴5和涡轴6