超级军网版主：想知道我国涡浆发动机的现状和未来发展。
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有哪位大侠知道给科普下，谢谢了。
涡桨5 (WJ5)
WJ5涡轮螺旋桨发动机外形
牌 号 涡桨5
用 途 民用涡桨发动机
类 型 涡轮螺旋桨发动机
国 家 中国
厂 商 哈尔滨东安发动机制造公司
生产现状 WJ5A/AI/E生产
装机对象 WJ5 Y-7
WJ5A SH-5
WJ5B Y-7/Y-7H
WJ5AI/WJ5E Y-7/Y-7-100/Y-7-200B/Y-7H/Y-7H500
研制情况
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。
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。
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靠性、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。
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。
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。
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。
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。
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。
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，发动机工作可靠性有所提高，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。
减 速 器 封闭差动游星式传动机构。第1级是差动游星式，第2级是简单定轴式传动。
功率的30%经第1级传给桨轴，其余70%经第2级传给桨轴。减速比为0.08255。
减速器内带有测扭机构和负拉力传感机构，机匣是镁合金铸件。
进气和附件传 动 装置 由附件机匣内、外锥体之间4个翼形中空支板连成一体，形成发动
机进气通道。压气机进口导流叶片和压气机转子前轴承安装座均在附件机匣
上。发动机主安装节在机匣两侧。
燃 烧 室 混合式火焰筒，前端有8个独立的头部，其后端呈环形。燃烧室机匣两侧各装
一发动机辅助安装节，有8个单油路燃油喷嘴，两个点火器。压气机后轴承和
涡轮轴承安装在机匣上。
涡 轮 3级轴流反作用式。3级涡轮盘之间靠8根长螺栓拉紧，用24个衬套传扭。涡
轮转子悬臂支承在轴承外侧。
排气装置 喷口不可调。外筒与内锥体由3个整流支板连接，组成环形燃气通道，外筒圆
周上均匀布有12个测燃气温度的热电偶安装座。
控制系统 机械液压式。当飞行条件变化时，燃油调节系统自动调节发动机所需燃油。转
速调节系统按偏离原理自动保持发动机转速不变。有最大扭矩限制、最高燃气
工作温度限制和顺桨停车等保护功能。
起飞当量功率(kW)
WJ5 1875
WJ5A 2317
WJ5B 2074
WJ5AI 2133
WJ5E 2133
最大连续(额定)当量功率(kW)
WJ5 1545
WJ5A 1901
WJ5B 1648
WJ5AI 1670
WJ5E 1670
起飞耗油率[kg/(kW?h)]
WJ5 0.361
WJ5A 0.350
WJ5B 0.352
WJ5AI 0.353
WJ5E 0.326
功重比(kW/daN)
WJ5B 2.94
空气流量(kg/s)
WJ5 12.6
WJ5A 13.6
WJ5B 14.2
WJ5AI 13.7
WJ5E 13.7
总增压比
WJ5 6.5
WJ5A 7.5
WJ5B 7.5
WJ5AI 7.2
WJ5E 7.2
涡轮进口温度(℃)
WJ5 787
WJ5A 887
WJ5B 817
WJ5AI 867
WJ5E 815
最大直径(mm) 1080
质量(带附件，kg) 720
涡桨6
(WJ6)
WJ6涡轮螺旋桨发动机结构
牌 号 涡桨6
用 途 民用涡桨发动机
类 型 涡轮螺旋桨发动机
国 家 中国
厂 商 南方航空动力机械公司
生产现状 生产
装机对象 Y-8、Y-8C、Y-8Q等所有Y-8改型的专业飞机
研制情况
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。
目前，首翻期寿命已由定型时的300h延长到3000h。
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。
进气装置 镁合金进气机匣，热滑油防冰。由压气机第10级后轴取热空气加温23片进口导
流叶片。
压 气 机 10级轴流式。盘鼓式转子由3级涡轮驱动，用花键套齿连结传扭，在第5和第8
两级各安装有两个放气活门。转速12300r/min。压气机机匣和整流器为焊接结构。
整个压气机的零件为钢制件。
燃 烧 室 环形。带10个头部和10个单油路离心式喷嘴。燃烧室为耐热钢板的焊接结构。
涡 轮 3级轴流反力式。3级涡轮盘和涡轮轴用螺栓连结。第1级导向器叶片为气冷叶
片，第1、2级盘有空气冷却，叶片带冠，冠顶表面有蓖齿，叶片用枞树形深榫
根成对安装在轮盘的槽内。最大允许排气温度为560℃。
排气装置 固定面积收敛喷管。带6个径向支板的排气段，在外部有冷却吹风罩。喷口面积
0.225m2。
减 速 器 封闭差动游星式减速器，由弹性轴与压气机轴前端套齿相连传动。减速比
0.08732，螺旋桨转速1074r/min。减速器内装有测扭装置和负拉力顺桨传感装置
等。
控制系统 机械液压式的燃油控制器RT-11和螺桨调速器TS-14A，它们之间互相关联，由
单独的主操纵杆控制，通过改变桨距保持转速恒定。
燃油系统 1个CB-55主燃油泵和RT-11燃油控制器，辅助燃油泵XB-36。
滑油系统 闭式循环，滑油压力400～550kPa。
起动系统 2个起动发电机QF12-1，1个起动供油电磁阀，2个起动喷嘴。
点火系统 2个高能点火装置，2个电蚀电嘴和2个火炬式点火器。
支承系统 1-2-0支承方案。
飞行功率(kW) 3125
起飞耗油率[kg/(kW?h)] 0.329
功重比(kW/daN) 2.66
空气流量(kg/s) 20.4
总增压比 7.5
涡轮进口温度(℃) 1060
长度(mm) 3099
宽度(mm) 892
高度(mm) 1174
质量(kg) 1200
(WJ9)
涡桨9涡轮螺旋桨发动机结构
牌 号 涡桨9
用 途 民用涡桨发动机
类 型 涡轮螺旋桨发动机
国 家 中国
厂 商 株洲航空动力机械研究所
生产现状 1995年初取得适航证
装机对象 中国双发Y-12运输机，也可用于公务机、游览机以及海拔较高的边防、山地和丛林特种飞机。
研制情况
涡桨9是以涡轴8A涡轮轴发动机为原准机改型设计的涡轮螺旋桨发动机。其设计思想是最大限度地满足现有Y-12飞机的要求，用以更换从加拿大进口的PT6A-27发动机。
株洲航空动力机械研究所于1983年4月开始验证机方案设计，1984年2月完成施工图纸设计。1985年南方航空动力机械公司加工制造了第一台验证 机。1986年开始部件试验和整机性能调试，并取得成功。1987年7月立项转入型号研制。1988年2月开始原型机设计。1989年9月制造出第一批原 型机，并于1992年12月10日首次试飞。1994年完成全部适航考核的发动机地面及飞行试验。1995年初取得民航型号合格证并开始交付使用。截至 1994年已累积整机试验超过1500h，其中包括200h的飞行试验和150h持久试验及2000次循环的初始维修寿命试车。
发动机总体布置采用单转子对置轴形式，自由涡轮后接集气腔两侧排气管，再接星型传动减速器。发动机的进气端与功率输出端位于发动机的两头。整个发动机呈一条直线，结构紧凑。
采用单元体结构设计，保留了原WZ8A发动机的轴流压气机、燃气发生器和自由涡轮三个单元体。新设计了排气管、减速器和附件传动机匣(带有滑油箱和进 气道)三个单元体以及相应的各个系统。各单元体之间的静止件和转动件分别用螺栓和中心螺栓连接在一起，易于外场检修与更换。
发动机采用滑油光谱分析、孔探仪检查、磁堵及振动检查等措施实现了视情维护。成熟期发动机翻修寿命为2000h。
进气装置 环形、径向进气，由铝合金整体铸造成形。通道面积呈收敛形，使空气由径向进
入转为轴向排出进入压气机。
减 速 器 两级斜齿星形简单传动。重39kg的减速器位于发动机后部。减速比为0.050548，
螺桨输出轴转速为2200r/min，转向为顺航向顺时针方向。设有液压测扭机构。
由发动机润滑系统供油润滑。
压 气 机 1级跨音速轴流级加1级超音速离心级组合式。轴流级由轴流整体叶轮(材料为
仿TA6VPQ)及其后的整体精铸的双排整流器(材料为仿Z20CNW22)组成。轴流
叶轮为钛合金锻件、盘和叶片是用多刀头整体铣削而成。轴流级的增压比为
1.515，效率0.8399，进、出口轮毂比分别为0.473和0.561。轴流级和离心级之
间的12点钟位置设置一个放气活门，当总增压比达到6.1时，放气活门关闭。
离心级的离心叶轮罩用钛合金(材料为仿TA6VPQ)锻造而成。转子是由11片主
叶片和11片中间叶片构成的整体式叶轮。扩压器采用仿Z12CNDV12整体铣切
而成。离心级增压比为5.219，效率0.785。引气量0.1kg/s。起飞状态压气机转
速为52215r/min。转向为顺航向顺时针。
燃 烧 室 离心甩油环形折流式燃烧室。火焰筒采用电子束打孔，全气膜发散冷却。火焰筒
材料为仿NC22DNb。燃烧效率0.995。总温升为787K，总加温比为2.327。总
压恢复系数为0.97。
燃气发生
器 涡 轮 两级轴流反力式。涡轮机匣采用仿NC2DNb(GH625)材料，外表面喷有耐热涂层。
第1级导向器叶片空心气冷，采用仿KCN22W(GH188)材料，其喉道面积为
338cm2。第2级导向器用仿NC15K10DAT材料整体精铸而成，转子叶片不带冠。
第1、2级转子叶片分别采用仿NW12KCATFf和仿NK15CATD制成。涡轮效率
为0.862，膨胀比为2.786，冷却气量为0.1806kg/s。
自由涡轮 单级轴流反力式。涡轮转子叶片不带冠，材料为仿NC13ADbc，导向器为仿
NC22DNb(GH625)，盘为仿NCK19DAT。自由涡轮喉道面积为83.79cm2，膨胀
比2.47，涡轮效率0.849，起飞状态工作转速为43522r/min(104.7%)。
排气装置 位于自由涡轮与减速器之间，采用带涡流环的结构形式，由高温合金CH169锻
制的前、中、后安装边与由高温合金板材冲压成型的内、外壳体经焊接而成。自
由涡轮后的燃气流经扩压段、涡流环和集气腔后从两侧的排气口呈径向排出。内
壳体内壁上装有由高硅氧纤维构成的隔热屏。排气管总长为324mm，总压恢复
系数为0.965。
控制系统 机械液压式。包括四个有关联作用的独立装置――带齿轮式高压油泵的燃油调节
器、信号转换装置、螺桨调速器和螺桨限速器。调节规律为Ng=常数，Np=常数。
燃油系统 由带齿轮式高压油泵的燃油调节器(型号RT-27)、起动供油电磁活门、起动放油
活门、起动喷嘴、超转放油活门和离心甩油盘等组成。燃油泵最大压力为
3300kPa。采用RP-1(GB438-77)、RP-2(SY-1006-66)或RP-3燃油。燃油进油温度
限制为-40℃～+50℃，最大燃油进油流量为300L/h。
滑油系统 循环式润滑系统。由1级增压、5级回油泵(均为齿轮泵)组成滑油泵组件。各回
油管路均装有回油滤。在滑油放油口――附件机匣和减速器机匣下部装有磁堵并
在总回油管路上设有带指示灯的磁性堵头。滑油泵供油压力350kPa。滑油规格
为4106号合成航空滑油，100℃时粘度5mm2/s，滑油消耗量0.3L/h。
起动系统 23048～004型起动－发电机，质量13.5kg。起动电压为25～28V。发电功率6kW。
起动时间小于30s。
点火系统 由两个EYQUEM402或402D型高能点火器，两个EYQUEM SD36T72B型高能
电嘴以及连接用的高压电缆构成。点火器的电源电压为DC14~30V，储存能量
2J，额定点火频率为400Hz。
支承系统 燃气发生器转子三支点，轴承3个，支承形式为0-2-0-1；自由涡轮轴承2个，
支承形式0-2。1、2和5号轴承为滚珠轴承，3和4号轴承为滚棒轴承。
飞行功率(≤5min，温度可到ISA+6.7℃，kW) 507
最大爬升功率(温度可到ISA+6℃，kW) 462
最大连续功率(温度可到ISA+22℃，kW) 462
最大巡航功率(温度可到ISA+6℃，kW) 462
起飞耗油率[kg/(kW?h)] 0.359
最大爬升耗油率[kg/(kW?h)] 0.364
最大连续耗油率[kg/(kW?h)] 0.371
最大巡航耗油率[kg/(kW?h)] 0.364
功重比(kW/daN) 3.10
空气流量(kg/s) 2.5
总增压比 8.0
涡轮进口温度(℃) 1057
权限涡轮进口温度(℃) 1090
长度(mm) 1692
宽度(mm) 551
高度(mm) 528
质量(kg) 168
WJ5涡轮螺旋桨发动机外形
牌 号 涡桨5
用 途 民用涡桨发动机
类 型 涡轮螺旋桨发动机
国 家 中国
厂 商 哈尔滨东安发动机制造公司
生产现状 WJ5A/AI/E生产
装机对象 WJ5 Y-7
WJ5A SH-5
WJ5B Y-7/Y-7H
WJ5AI/WJ5E Y-7/Y-7-100/Y-7-200B/Y-7H/Y-7H500
研制情况
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。
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。
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靠性、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。
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。
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。
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。
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。
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。
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，发动机工作可靠性有所提高，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。
减 速 器 封闭差动游星式传动机构。第1级是差动游星式，第2级是简单定轴式传动。
功率的30%经第1级传给桨轴，其余70%经第2级传给桨轴。减速比为0.08255。
减速器内带有测扭机构和负拉力传感机构，机匣是镁合金铸件。
进气和附件传 动 装置 由附件机匣内、外锥体之间4个翼形中空支板连成一体，形成发动
机进气通道。压气机进口导流叶片和压气机转子前轴承安装座均在附件机匣
上。发动机主安装节在机匣两侧。
燃 烧 室 混合式火焰筒，前端有8个独立的头部，其后端呈环形。燃烧室机匣两侧各装
一发动机辅助安装节，有8个单油路燃油喷嘴，两个点火器。压气机后轴承和
涡轮轴承安装在机匣上。
涡 轮 3级轴流反作用式。3级涡轮盘之间靠8根长螺栓拉紧，用24个衬套传扭。涡
轮转子悬臂支承在轴承外侧。
排气装置 喷口不可调。外筒与内锥体由3个整流支板连接，组成环形燃气通道，外筒圆
周上均匀布有12个测燃气温度的热电偶安装座。
控制系统 机械液压式。当飞行条件变化时，燃油调节系统自动调节发动机所需燃油。转
速调节系统按偏离原理自动保持发动机转速不变。有最大扭矩限制、最高燃气
工作温度限制和顺桨停车等保护功能。
起飞当量功率(kW)
WJ5 1875
WJ5A 2317
WJ5B 2074
WJ5AI 2133
WJ5E 2133
最大连续(额定)当量功率(kW)
WJ5 1545
WJ5A 1901
WJ5B 1648
WJ5AI 1670
WJ5E 1670
起飞耗油率[kg/(kW?h)]
WJ5 0.361
WJ5A 0.350
WJ5B 0.352
WJ5AI 0.353
WJ5E 0.326
功重比(kW/daN)
WJ5B 2.94
空气流量(kg/s)
WJ5 12.6
WJ5A 13.6
WJ5B 14.2
WJ5AI 13.7
WJ5E 13.7
总增压比
WJ5 6.5
WJ5A 7.5
WJ5B 7.5
WJ5AI 7.2
WJ5E 7.2
涡轮进口温度(℃)
WJ5 787
WJ5A 887
WJ5B 817
WJ5AI 867
WJ5E 815
最大直径(mm) 1080
质量(带附件，kg) 720
涡桨6
(WJ6)
WJ6涡轮螺旋桨发动机结构
牌 号 涡桨6
用 途 民用涡桨发动机
类 型 涡轮螺旋桨发动机
国 家 中国
厂 商 南方航空动力机械公司
生产现状 生产
装机对象 Y-8、Y-8C、Y-8Q等所有Y-8改型的专业飞机
研制情况
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。
目前，首翻期寿命已由定型时的300h延长到3000h。
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。
进气装置 镁合金进气机匣，热滑油防冰。由压气机第10级后轴取热空气加温23片进口导
流叶片。
压 气 机 10级轴流式。盘鼓式转子由3级涡轮驱动，用花键套齿连结传扭，在第5和第8
两级各安装有两个放气活门。转速12300r/min。压气机机匣和整流器为焊接结构。
整个压气机的零件为钢制件。
燃 烧 室 环形。带10个头部和10个单油路离心式喷嘴。燃烧室为耐热钢板的焊接结构。
涡 轮 3级轴流反力式。3级涡轮盘和涡轮轴用螺栓连结。第1级导向器叶片为气冷叶
片，第1、2级盘有空气冷却，叶片带冠，冠顶表面有蓖齿，叶片用枞树形深榫
根成对安装在轮盘的槽内。最大允许排气温度为560℃。
排气装置 固定面积收敛喷管。带6个径向支板的排气段，在外部有冷却吹风罩。喷口面积
0.225m2。
减 速 器 封闭差动游星式减速器，由弹性轴与压气机轴前端套齿相连传动。减速比
0.08732，螺旋桨转速1074r/min。减速器内装有测扭装置和负拉力顺桨传感装置
等。
控制系统 机械液压式的燃油控制器RT-11和螺桨调速器TS-14A，它们之间互相关联，由
单独的主操纵杆控制，通过改变桨距保持转速恒定。
燃油系统 1个CB-55主燃油泵和RT-11燃油控制器，辅助燃油泵XB-36。
滑油系统 闭式循环，滑油压力400～550kPa。
起动系统 2个起动发电机QF12-1，1个起动供油电磁阀，2个起动喷嘴。
点火系统 2个高能点火装置，2个电蚀电嘴和2个火炬式点火器。
支承系统 1-2-0支承方案。
飞行功率(kW) 3125
起飞耗油率[kg/(kW?h)] 0.329
功重比(kW/daN) 2.66
空气流量(kg/s) 20.4
总增压比 7.5
涡轮进口温度(℃) 1060
长度(mm) 3099
宽度(mm) 892
高度(mm) 1174
质量(kg) 1200
(WJ9)
涡桨9涡轮螺旋桨发动机结构
牌 号 涡桨9
用 途 民用涡桨发动机
类 型 涡轮螺旋桨发动机
国 家 中国
厂 商 株洲航空动力机械研究所
生产现状 1995年初取得适航证
装机对象 中国双发Y-12运输机，也可用于公务机、游览机以及海拔较高的边防、山地和丛林特种飞机。
研制情况
涡桨9是以涡轴8A涡轮轴发动机为原准机改型设计的涡轮螺旋桨发动机。其设计思想是最大限度地满足现有Y-12飞机的要求，用以更换从加拿大进口的PT6A-27发动机。
株洲航空动力机械研究所于1983年4月开始验证机方案设计，1984年2月完成施工图纸设计。1985年南方航空动力机械公司加工制造了第一台验证 机。1986年开始部件试验和整机性能调试，并取得成功。1987年7月立项转入型号研制。1988年2月开始原型机设计。1989年9月制造出第一批原 型机，并于1992年12月10日首次试飞。1994年完成全部适航考核的发动机地面及飞行试验。1995年初取得民航型号合格证并开始交付使用。截至 1994年已累积整机试验超过1500h，其中包括200h的飞行试验和150h持久试验及2000次循环的初始维修寿命试车。
发动机总体布置采用单转子对置轴形式，自由涡轮后接集气腔两侧排气管，再接星型传动减速器。发动机的进气端与功率输出端位于发动机的两头。整个发动机呈一条直线，结构紧凑。
采用单元体结构设计，保留了原WZ8A发动机的轴流压气机、燃气发生器和自由涡轮三个单元体。新设计了排气管、减速器和附件传动机匣(带有滑油箱和进 气道)三个单元体以及相应的各个系统。各单元体之间的静止件和转动件分别用螺栓和中心螺栓连接在一起，易于外场检修与更换。
发动机采用滑油光谱分析、孔探仪检查、磁堵及振动检查等措施实现了视情维护。成熟期发动机翻修寿命为2000h。
进气装置 环形、径向进气，由铝合金整体铸造成形。通道面积呈收敛形，使空气由径向进
入转为轴向排出进入压气机。
减 速 器 两级斜齿星形简单传动。重39kg的减速器位于发动机后部。减速比为0.050548，
螺桨输出轴转速为2200r/min，转向为顺航向顺时针方向。设有液压测扭机构。
由发动机润滑系统供油润滑。
压 气 机 1级跨音速轴流级加1级超音速离心级组合式。轴流级由轴流整体叶轮(材料为
仿TA6VPQ)及其后的整体精铸的双排整流器(材料为仿Z20CNW22)组成。轴流
叶轮为钛合金锻件、盘和叶片是用多刀头整体铣削而成。轴流级的增压比为
1.515，效率0.8399，进、出口轮毂比分别为0.473和0.561。轴流级和离心级之
间的12点钟位置设置一个放气活门，当总增压比达到6.1时，放气活门关闭。
离心级的离心叶轮罩用钛合金(材料为仿TA6VPQ)锻造而成。转子是由11片主
叶片和11片中间叶片构成的整体式叶轮。扩压器采用仿Z12CNDV12整体铣切
而成。离心级增压比为5.219，效率0.785。引气量0.1kg/s。起飞状态压气机转
速为52215r/min。转向为顺航向顺时针。
燃 烧 室 离心甩油环形折流式燃烧室。火焰筒采用电子束打孔，全气膜发散冷却。火焰筒
材料为仿NC22DNb。燃烧效率0.995。总温升为787K，总加温比为2.327。总
压恢复系数为0.97。
燃气发生
器 涡 轮 两级轴流反力式。涡轮机匣采用仿NC2DNb(GH625)材料，外表面喷有耐热涂层。
第1级导向器叶片空心气冷，采用仿KCN22W(GH188)材料，其喉道面积为
338cm2。第2级导向器用仿NC15K10DAT材料整体精铸而成，转子叶片不带冠。
第1、2级转子叶片分别采用仿NW12KCATFf和仿NK15CATD制成。涡轮效率
为0.862，膨胀比为2.786，冷却气量为0.1806kg/s。
自由涡轮 单级轴流反力式。涡轮转子叶片不带冠，材料为仿NC13ADbc，导向器为仿
NC22DNb(GH625)，盘为仿NCK19DAT。自由涡轮喉道面积为83.79cm2，膨胀
比2.47，涡轮效率0.849，起飞状态工作转速为43522r/min(104.7%)。
排气装置 位于自由涡轮与减速器之间，采用带涡流环的结构形式，由高温合金CH169锻
制的前、中、后安装边与由高温合金板材冲压成型的内、外壳体经焊接而成。自
由涡轮后的燃气流经扩压段、涡流环和集气腔后从两侧的排气口呈径向排出。内
壳体内壁上装有由高硅氧纤维构成的隔热屏。排气管总长为324mm，总压恢复
系数为0.965。
控制系统 机械液压式。包括四个有关联作用的独立装置――带齿轮式高压油泵的燃油调节
器、信号转换装置、螺桨调速器和螺桨限速器。调节规律为Ng=常数，Np=常数。
燃油系统 由带齿轮式高压油泵的燃油调节器(型号RT-27)、起动供油电磁活门、起动放油
活门、起动喷嘴、超转放油活门和离心甩油盘等组成。燃油泵最大压力为
3300kPa。采用RP-1(GB438-77)、RP-2(SY-1006-66)或RP-3燃油。燃油进油温度
限制为-40℃～+50℃，最大燃油进油流量为300L/h。
滑油系统 循环式润滑系统。由1级增压、5级回油泵(均为齿轮泵)组成滑油泵组件。各回
油管路均装有回油滤。在滑油放油口――附件机匣和减速器机匣下部装有磁堵并
在总回油管路上设有带指示灯的磁性堵头。滑油泵供油压力350kPa。滑油规格
为4106号合成航空滑油，100℃时粘度5mm2/s，滑油消耗量0.3L/h。
起动系统 23048～004型起动－发电机，质量13.5kg。起动电压为25～28V。发电功率6kW。
起动时间小于30s。
点火系统 由两个EYQUEM402或402D型高能点火器，两个EYQUEM SD36T72B型高能
电嘴以及连接用的高压电缆构成。点火器的电源电压为DC14~30V，储存能量
2J，额定点火频率为400Hz。
支承系统 燃气发生器转子三支点，轴承3个，支承形式为0-2-0-1；自由涡轮轴承2个，
支承形式0-2。1、2和5号轴承为滚珠轴承，3和4号轴承为滚棒轴承。
飞行功率(≤5min，温度可到ISA+6.7℃，kW) 507
最大爬升功率(温度可到ISA+6℃，kW) 462
最大连续功率(温度可到ISA+22℃，kW) 462
最大巡航功率(温度可到ISA+6℃，kW) 462
起飞耗油率[kg/(kW?h)] 0.359
最大爬升耗油率[kg/(kW?h)] 0.364
最大连续耗油率[kg/(kW?h)] 0.371
最大巡航耗油率[kg/(kW?h)] 0.364
功重比(kW/daN) 3.10
空气流量(kg/s) 2.5
总增压比 8.0
涡轮进口温度(℃) 1057
权限涡轮进口温度(℃) 1090
长度(mm) 1692
宽度(mm) 551
高度(mm) 528
质量(kg) 168
那个减速器技术含量也很高吧，国内什么水平？
那个减速器技术含量也很高吧，国内什么水平？
那个减速器技术含量也很高吧，国内什么水平？
tg最高水平的代表是今年初才ok的涡桨6c
涡桨6c 功率3800KW，相当于5200马力左右
八股
一种奋斗激情，一种超越勇气！
“一万年太久，只争朝夕”。南方公司加足了油、开足了马力，驶向发展的快车道 。
——“融入世界航空产业链”的宏大志向，加快了军品研制的步伐。公司坚持走国际合作之路，以涡轴和活塞系列发动机为平台，在与国际知名航空企业合资合作、联合开发、共享市场中，引进先进的航空发动机管理、制造技术，实现企业技术快速升级。某型号航空发动机经过九年精心培育，终于顺利实现设计定型，填补了国内5000马力涡桨发动机的空白。目前，公司肩负的某重点型号也进入最后节点的抢攻战。在国庆60周年阅兵活动中，多种型号的发动机将再次吸引世界的目光。
——“融入区域经济发展圈”的全新思路，驱动了民品抢占发展的“制高点”。EPS产品上半年实现产销近5万台套，同比增长了3倍多，并实现了出口，目前正在瞄准国内第一目标，实施五年倍增计划，努力把EPS建设成为汽车助力转向产品的知名提供商；电动汽车相继开发了公安、城管、旅游市场，并开始在中航系统推广，累计销售近2000辆。同时，在国内首家通过欧洲EEC认证，已有800余辆电动汽车驶向国际市场。环保水处理设备已在株洲市、县污水处理厂占一席地位，为区域的“两型社会”建设做出了贡献，并且瞄准开发环保成套设备，力争成为国内环保成套装备的提供商。
——“航空为本，军民结合，衍生发展，开放合作”的开放式的发展战略，开拓了非航空民品发展的新局面。航模产品推出高附加值的零部件和新品，备件销售较去年同期增长3倍；QDR70燃机机组成为新的经济增长点，成功进入罗马尼亚等国际市场；转包生产全力冲刺年出口交付额2800万美元；MW级燃气轮机研制被列入国家“863”计划项目、某型发动机综合利用煤矿瓦斯节能减排等航机陆用产品正在加大马力开发；光电、光机电液一体化产品，正在努力成为光机电液核心技术和系统集成的提供商。
——公司近60年来积蓄的整体实力，坚定了南方人必胜的信心。经过50多年的历程，公司已形成了中小发动机研发、制造、维修的一体化优势，在中小航空发动机领域已具有较强的品牌效应；公司产品涵盖了多种发动机类型，涡轴、涡桨、活塞已成为系列产品，技术辐射面宽；公司通过批生产、高新工程和重点型号研制，掌握了中小航空发动机的多项关键技术，锻炼集聚了一批优秀人才和一支献身航空发动机事业的员工队伍；对外合作具有一定的经验，与国际知名航空企业合作关系不断巩固，合作的领域不断扩大。
凤凰涅槃获重生，展翅高翔气凌云！
宏远的战略目标，清晰的战略地图，高昂的战斗激情，执着的极致追求，南方公司这只涅槃新生的凤凰，承载着几代航空人的光荣、梦想和追求，承载着公司的荣耀和希望，迎着新一轮的太阳，正奋翅于“航空报国，强军富民”的蓝天上！
八股
一种奋斗激情，一种超越勇气！
“一万年太久，只争朝夕”。南方公司加足了油、开足了马力，驶向发展的快车道 。
——“融入世界航空产业链”的宏大志向，加快了军品研制的步伐。公司坚持走国际合作之路，以涡轴和活塞系列发动机为平台，在与国际知名航空企业合资合作、联合开发、共享市场中，引进先进的航空发动机管理、制造技术，实现企业技术快速升级。某型号航空发动机经过九年精心培育，终于顺利实现设计定型，填补了国内5000马力涡桨发动机的空白。目前，公司肩负的某重点型号也进入最后节点的抢攻战。在国庆60周年阅兵活动中，多种型号的发动机将再次吸引世界的目光。
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——公司近60年来积蓄的整体实力，坚定了南方人必胜的信心。经过50多年的历程，公司已形成了中小发动机研发、制造、维修的一体化优势，在中小航空发动机领域已具有较强的品牌效应；公司产品涵盖了多种发动机类型，涡轴、涡桨、活塞已成为系列产品，技术辐射面宽；公司通过批生产、高新工程和重点型号研制，掌握了中小航空发动机的多项关键技术，锻炼集聚了一批优秀人才和一支献身航空发动机事业的员工队伍；对外合作具有一定的经验，与国际知名航空企业合作关系不断巩固，合作的领域不断扩大。
凤凰涅槃获重生，展翅高翔气凌云！
宏远的战略目标，清晰的战略地图，高昂的战斗激情，执着的极致追求，南方公司这只涅槃新生的凤凰，承载着几代航空人的光荣、梦想和追求，承载着公司的荣耀和希望，迎着新一轮的太阳，正奋翅于“航空报国，强军富民”的蓝天上！
回复 3# 坐怀不乱高起潜
谢谢，有图么，有图就更好了。
谢谢，有图么，有图就更好了。
wj-9素轴改桨,图片不好找.
版主：想知道我国涡浆发动机的现状和未来发展。
浅论我国航空涡扇发动机的研制现状
好想买一本有关中国海军的发展历程、现状、和未来展望发 ...
我国核电发展的现状和前景
从我国舰载直升机现状探讨未来战斗的需求
长风破浪会有时——展望我国未来的深空探测和太空地理发 ...
长风破浪会有时——展望我国未来的深空探测和太空地理发 ...
提一个思路，关于历史、现状和未来的
中国航空发动机的历史，现状和未来！--------摘自《陆海 ...
想知道为什么很多坛友喜欢黑C919和高铁这样的中国未来先 ...
想知道 涡轮喷气 和涡轮风扇 这两种发动机 的排气速度
有人能普及下我国重卡及船用等发动机的发展现状吗？