涡桨5

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***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***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