涡桨5
国产涡桨发动机的发展方向剖析
国产涡桨发动机的发展方向剖析【摘要】自中国第一台涡轮螺旋桨发动机——WJ5于1965年试制成功以来,国产涡桨发动机历经风风雨雨快40余年,发动机的研制和生产技术取得了巨大的进步。
纵观我国航空器的设计和研发基本都走同样的路线:引进—仿制—吸收—改进—自主研发的过程,航空发动机当然也不例外。
至今已经形成了涡桨5、涡桨6、涡桨9等一系列涡轮螺旋桨发动机,在国产运-7、运-8和运-12等运输机上广泛运用,笔者从我国现有的技术水平和飞机生产需求方面分析国产涡桨发动机的发展趋势。
【关键词】涡桨发动机;发展;方向涡桨-6系列发动机是我国涡轮螺旋桨发动机的典型代表,是中国株洲南方航空动力公司生产,现已经诞生出WJ6、WJ6C、WJ6D、WJ6E等多个型号,在我国某型飞机上装备,其单台功率达到4250当量马力,是我国目前生产的功率最大的涡轮螺旋桨航空发动机。
涡桨-5发动机是我国涡桨发动机的另一代表,由哈尔滨120厂生产,衍生出WJ5、WJ5A、WJ5B、WJ5AI和WJ5E等系列型号,主要装备于我国Y-7型系列飞机和SH-5型飞机上,单台可达2790当量马力。
涡桨-9发动机是株洲南方航空动力公司在原涡轴8A基础上改型而来,用于国产Y12飞机,代替进口的加普惠PT-6A型发动机,输出功率约为500kw。
随着飞机改型研发的不断深入,对发动机提出的要求也不断增加,如:要求提供更多供电输出,提升起飞功率,降低油耗,提高可靠性,提高“三防”性能,满足未来电传集成要求等等,对国产发动机提出了更高要求,促使发动机跟进改型。
我国的Y7系列飞机和SH5型号飞机使用WJ5系列型号发动机,新舟60系列飞机和Y12飞机则是我国的出口型飞机,它们分别采用加普惠公司的PW-127J 发动机和PT6A-27型发动机,是国外涡桨发动机在国产飞机上的应用代表。
纵观国外航空发动机发展过程和我国涡桨发动机的现状,飞机发展的需要,很容易发现国产发动机的特点,看出国产涡桨发动机的发展必然趋势。
中国全部国产航空发动机的型号及参数
涡喷-5涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。
涡喷-5是一种离心式、单转子、带加力式航空发动机,属于第一代喷气发动机。
首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定,开始投入批量生产。
截至1985年涡喷-5系列发动机停产,沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台,主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。
涡喷-5发动机的研制成功,标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代,成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。
涡喷-5发动机净重989公斤,最大推力状态26千牛(2650公斤),加力状态推力37千牛(3800公斤)涡喷-5系列主要有以下改型:涡喷-5甲:沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机,命名为涡喷-5甲。
1963年开始转到西安航空发动机公司生产,1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车,8月投入批生产,用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。
涡喷-5乙:西安航空发动机公司于1966年试制成功,用于米格-15比斯飞机。
涡喷-5丙:西安航空发动机公司于1976年试制成功,用于米格-17飞机。
涡喷-5丁:西安航空发动机公司于1965年试制成功,用于歼教-5飞机。
涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制PA-9B喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。
涡喷-6于1959年7月定型,是中国首型超音速航空发动机,属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。
1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器(北航高歌发明)成功应用于涡喷-6的改进型,彻底解决了PA-9B所固有的振荡燃烧现象。
涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机,总产量高达29316台,主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机,目前仍有相当数量在役。
最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷6甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能:直径:0.6686 米、长度:2.91 米、净重:708.1公斤空气流量:43.3 公斤/秒转速:11150 转/分增压比:7.14涡轮前温度:870摄氏度耗油率:1.63公斤/公斤/小时推力:3187公斤推重比:4.59WP-6为我国首型超音速航空发动机。
涡桨发动机技术发展综述
涡桨发动机技术发展综述摘要:本文概述了涡桨发动机的技术优势及其发展历程,基于目前的技术发展情况,分析了涡桨发动机未来的发展趋势,指出研制出可靠性更高、全寿命期成本更低的涡桨发动机是未来的发展趋势。
关键词:涡桨发动机;发展历程;未来趋势引言涡轮螺旋桨(简称涡桨)发动机是一种通过驱动螺旋桨产生拉力或推力的航空发动机,其一般应用于飞行中低速飞行的飞机,由于其主要依靠螺旋桨对空气做功产生推力或拉力,其不适用与高空高速飞机。
相对于航空活塞式发动机,涡轮螺旋桨发动机热力循环参数更高,其功重比更大,产生的振动更小、飞行速度更快;相对与涡喷和涡扇发动机,由于涡轮螺旋桨发动机螺旋桨的转速不宜过高,其结构上增加了减速器用以降低螺旋桨转速,同时由于螺旋桨具有更高的推进效率,故其耗油率更低、起飞推力更大。
正是由于涡轮螺旋桨发动机出色的经济性,其越来越受到各国的重视,是未来民用飞机、运输发动机及无人机的理想动力。
1发展历程到目前为止,根据发动机的性能指标,涡桨发动机的发展历程可大致分为四代。
第一代涡桨发动机是指上世纪70年代以前进行生产的,主要包括Dart、PT6A系列涡桨发动机、TPE331系列的早期型号、NK-4以及AI-20等型号的涡桨发动机;第二代涡桨发动机是指上世纪70年代末期到80年代初期研制生产的,主要包括PW100系列早期型号、CT7-5和TPE331-14/15等型号的涡桨发动机;第三代涡桨发动机是指上世纪90年代以后投入使用的涡桨发动机,主要包括AE2100、TPE351-20和PW150A涡桨发动机;第四代涡桨发动机指2011年以后投产的先进涡桨发动机TP400-D6。
1.1第一代涡桨发动机第一代涡桨发动机的热力循环参数相对较低,其具有结构简单的特点,但耗油率相对较高。
其压气机结构多种多样,囊括有轴流式、离心式和轴流+离心式组合等多种形式,其动力输出方式主要采用单转子涡轮输出方式,第一代涡桨发动机的总增压比在10以下,涡轮叶片基本采用非冷却叶片,涡轮前温度相对较低,一般在1300K以下,耗油率相对较高一般在0.35~0.41kg/(KW.h)之间。
项目二涡桨-5型发动机高压燃油泵拆装拆分配及终止竞赛的说明39
1
涡桨-5型发动机高压燃油泵拆装
竞赛成绩评定各项分数分配
及
终止竞赛的说明
该赛项总成绩120分,其中:
1、工卡阅读和工具准备: 7分;
2、在翼发动机部件拆卸前的准备: 9分;
3、导管的拆装: 41分;
4、高压燃油泵本体的拆装: 24分;
5、指定位置紧固件力矩测量与保险: 18分;
6、部件安装后的检查: 3分;
7、完成工作后现场清理: 6分;
8、职业素养与工作效率: 12分。
竞赛被终止的说明:
1、选手操作不正确或遗漏某项操作可能对安全造成影响;
2、选手在操作过程中违反操作程序或操作步骤严重不合理;
3、选手缺乏必要的操作基本知识或不清楚操作中的安全防护;
4、不服从裁判、扰乱赛场秩序、干扰其他参赛队比赛,情节特别严重,造成竞赛中止的;
5、裁判认为其他原因必须终止竞赛。
涡桨5发动机的改进和系列发展
高 了 近 50% .耗 油 率 降 低 大 约 9 5% 。 机 的 动 力 , 冉 有 体 积 小 重 量 轻 , 性 4年 ,共 发 出 中 文 设 计 围 纸 31214张 .
1985年 ,诚 型 发 动 机 成 为 国 内 同 行 业 能 好 , 转 速 高 、 新 工 艺 新 技 术 多 加 技 术 条 件 553套 约 lOO0万 字 。编 制 中
从 活 塞 式 到 涡 轮 化
涡 桨 5发 动 机 是 1966年 以 苏 制 AH一24涡 桨 发 动 机 为 原 型 机 测 绘 的 , 1968年 转 到 东 安 发 动 机 制 造 公 司 试 制 。
东 安 发 动 机 制 造 公 司 原 是 生 产 活 塞 式 发 动 机 的 老 厂 。 为 了 试 制 涡 桨 5 发 动 机 成 立 了 由 工 人 、 干 部 技 术 人 员 组 成的 =结 合攻 关 小 组, 针 对 试制 过程 中长 期 试 车 时 暴 露 出 的燃 烧 宣机 匣加 强 扳 裂 纹 , 传 动 锥 齿 轮剥 落, 排 气段 支 扳 座 裂 纹、 涡 轮 导 向器 石 墨块 封 严 橙 动 等 5大 故 障 , 组 织 各 方 力 量 进 行 攻 关 。 经过 一 年零 四个 月 的 日夜 奋战 , 终于 突破 了 这些 技 术 难 关 , 为 涡 桨 5发 动 机 的 设 计 定 型 打 下 了 摹 础 。
为 了 加 速 涡 桨 5设 计 定 型 步 伐 . 确 保 新发 动机 工 作 安 全 可 靠 , 公 司还 白筹 资 金, 新 建 、 扩 建 了 厂 房, 组 建 了 涡 轮 叶 片加 工 车 间, 添 置 了 各 种测 试 设 备和 检 测 手 段 , 先 后 进 行 了发 动 机 全 台性 能 测 试 、 高 温 超 转试 验 , 燃 烧 室 综 合 性 E试 车 叶 片 热 冲 击 试 验 、 涡 轮 转于 超 温 试 验 , 减 速 器超 负荷 试 验 等 十 几 项 可 靠 性 试 验 。
国外涡桨发动机的发展_周辉华
0 概述涡轮螺旋桨(简称涡桨)发动机是一种主要依靠螺旋桨产生的拉力或推力驱动飞机的航空动力装置,非常适合中等飞行速度(400~800km/h )的飞机使用。
与航空活塞式发动机相比,涡桨发动机具有功重比大、迎风面积小、振动小等优点,特别是随着飞行高度的增加,其性能更为优越;与涡轮喷气和涡扇发动机相比,它又具有耗油率低、起飞推力大等优点。
涡桨发动机的这些特点对于往返于中小型机场甚至简易机场的短、中程运输飞机和通用飞机来说是非常适宜的。
自20世纪50年代起,世界各国纷纷发展了以涡桨发动机和涡扇发动机为动力的中型运输机,其后因涡桨发动机高速性能不理想,市场逐渐被涡扇发动机挤占。
近年来,由于燃油价格飙升,涡桨飞机的经济性优势更为凸显出来,同时随着螺旋桨设计、制造技术的进步,涡桨飞机在高亚声速国外涡桨发动机的发展摘 要:以航空发动机的技术性能为重点,通过对比、分析涡桨发动机的发展历程、发展现状,发展途径和发展计划,预测其未来的技术发展趋势并整理出成功的发展经验,为我国涡桨发动机的发展提供参考。
Abstract: Focusing on the technical performance characteristics of aero-engine,this article analyzes the development status, approach,trend,experience of turbo-propeller engines, and provides reference for the turbo-propeller engine research.关键词:涡桨发动机;发展现状;发展途径;发展趋势;发展经验Keywords: turbo-propeller engine ;development status ;development approach ;development trend ;development experienceThe Development Prospect of Turbo -Propeller Engines周辉华/中航工业航空动力机械研究所飞行时的推进效率大大提高,涡桨飞机重新受到军民用户的青睐,其市场开始逐渐复苏,涡桨发动机也被誉为“明天的绿色动力”、“支线飞机的脊梁”。
级《航空发动机原理》期末考试复习
航空发动机原理复习一、单项选择题共20题每题2分共40分1.以下哪个是衡量发动机经济性的性能参数 A ..A EPRB FFC SFCD EGT2.涡轮风扇发动机的涵道比是 D ..A流过发动机的空气流量与流过内涵道的空气流量之比B流过发动机的空气流量与流过外涵的空气流量之比C流过内涵道的空气流量与流过外涵道的空气流量之比D流过外涵道的空气流量与流过内涵道的空气流量之比3.高涵道比涡扇发动机是指涵道比大于等于 C .A 2B 3C 4D 54.涵道比为4的燃气涡轮风扇发动机外涵产生的推力约占总C ..A20% B40% C80% D90%5.涡桨发动机的喷管产生的推力约占总推力的 BA.85-90%B.10-15%C.25%D. 06.涡桨发动机使用减速器的主要优点是: CA能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速B螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加C可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高D在增大螺旋桨转速情况下;能增大发动机转速7.双转子发动机高压转子转速N2与低压转子转速Nl之间有 CA N2<NlB N2=NlC N2>Nl D设计者确定哪个大8.亚音速进气道是一个 A 的管道..A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D圆柱形9.亚音速进气道的气流通道面积是 D 的..A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D先扩张后收敛形10.气流流过亚音速进气道时; D ..A速度增加;温度和压力减小 B速度增加;压力增加;温度不变C速度增加;压力减小;温度增加 D速度减小;压力和温度增加11.在离心式压气机里两个起扩压作用的部件是 D ..A涡轮与压气机B压气机与歧管C叶片与膨胀器D叶轮与扩压器12.轴流式压气机的一级由 C 组成..A转子和静子 B扩压器和导气管 C工作叶轮和整流环 D工作叶轮和导向器13. 空气流过压气机工作叶轮时; 气流的 C ..A相对速度增加; 压力下降 B绝对速度增加; 压力下降C相对速度下降; 压力增加 D绝对速度下降; 压力增加14.空气流过压气机整流环时; 气流的 C ..A速度增加; 压力下降 B速度增加; 压力增加C速度下降; 压力增加 D速度下降; 压力下降15.压气机出口处的总压与压气机进口处的总压之比称为 A ..A发动机的增压比 B发动机的压力比C发动机的压缩比 D发动机的容积比16.轴流式压气机的增压比等于各级增压比 D ..A和 B商 C差 D乘积17.多级轴流式压气机环形气流通道从前到后 B ..A逐渐变大B逐渐变小C先变大后变小D先变小后变大18.轴流式压气机发生喘振的根本原因是 D ..A压气机的级数多 B压气机的效率高 C压气机的增压比低 D在大多数叶片上发生气流分离19.燃烧室燃烧后气体的压力 C ..A变大 B不变 C略变小 D不确定20.航空燃气涡轮发动机的燃烧室熄火的根本原因是 D ..A气体压力高 B气体温度低 C气体密度高 D余气系数超出了稳定燃烧的范围21.轴流式涡轮的一级由 A 组成的..A导向器和工作叶轮 B整流器和工作叶轮 C扩压器和工作叶轮 D静子和转子22.燃气涡轮喷气发动机的涡轮中; 两个相邻叶片间的通道是 B形的..A圆柱 B收敛 C扩张 D缩扩23.燃气涡轮喷气发动机中; 燃气流过涡轮导向器时 C ..A速度下降; 压力提高 B速度下降; 压力下降C速度提高; 压力下降 D速度提高; 压力提高24. 空气流过轴流式涡轮的工作叶轮时; 气流的 A ..A相对速度增加; 压力下降 B绝对速度增加; 压力下降C相对速度下降; 压力增加 D绝对速度下降; 压力增加25.多级轴流式涡轮气流通道从前到后是 A 的..A逐渐变大B逐渐变小C先变大后变小D先变小后变大26.在燃气涡轮喷气发动机中; 轴流式压气机的级数 C 涡轮的级数..A等于 B小于 C大于 D不等于27.燃气涡轮喷气发动机中涡轮叶片比压气机叶片 A ..A厚; 且弯曲程度大 B薄; 且弯曲程度小C薄; 且弯曲程度大 D厚; 且弯曲程度小28.亚音速喷管是由 C 组成的..A排气管和整流锥 B整流锥和喷口 C中介管和喷口 D导流器和旋流器29.亚音速喷管的气流通道面积是 D 的..A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D先扩张后收敛形30.气流流过亚音速喷管时; A ..A速度增加;温度和压力减小 B速度增加;压力增加 ;温度不变C速度增加;压力减小;温度增加 D速度减小;压力和温度增加31.1903年12月7日;莱特兄弟驾驶 D 成功实现载人动力飞行;开启了人类航空新纪元..A热气球 B飞艇 C载人滑翔机 D“飞行者1号”飞机32.下列发动机中不属于民用机常用发动机的是 D ..A涡喷发动机 B涡扇发动机 C涡桨发动机 D涡轴发动机33.从推力公式F=q ma c9-c0+A9p9-p0可以看出 B ..A上式正确地反映了作用在发动机内外表面作用力的合力B上式忽略了燃油流量C上式已经考虑了发动机的附加阻力D上式中假定燃气在尾喷管中完全膨胀34.下列有关进气道的说法错误的是 DA分为亚音速进气道和超音速进气道两类B气流的流动损失应尽可能小C冲压比越高;空气压力提高越大D气流通道是一直扩张的35.亚音速气流流过收敛形管道时;其 AA速度增加;压力下降 B速度减小;压力下降C速度减小;压力增加 D速度增加;压力增加36.空气流过压气机时; 对压气机作用力的方向是 A ..A向前的 B向后的 C向上的 D向下的37.下列各部件不属于推进器的是 C ..A.螺旋桨B.风扇C.尾喷管D.涡轮38.整台燃气涡轮喷气发动机中静压的最高点出现在 CA.压气机的进口B.涡轮出口C.扩压器的出口D.燃烧室的出口39.在离心式压气机里两个起扩压作用的部件是什么 D ..A涡轮与压气机B压气机与歧管C叶片与膨胀器D叶轮与扩压器40.轴流式压气机的主要优点是 B ..A单级增压比高B迎风面积小;总增压比大C构造简单D喘振裕度大41.涡轮风扇发动机的涵道比是 D ..A流过发动机的空气流量与流过内涵道的空气流量之比B流过发动机的空气流量与流过外涵的空气流量之比C流过内涵道的空气流量与流过外涵道的空气流量之比D流过外涵道的空气流量与流过内涵道的空气流量之比42.航空燃气涡轮发动机的燃烧室熄火的根本原因是 D ..A气体压力高 B气体温度低C气体密度高 D余气系数超出了稳定燃烧的范围43.在燃气涡轮喷气发动机中; 轴流式压气机的级数 C 涡轮的级数.. A等于 B小于 C大于 D不等于44.涡轮喷气发动机的涡轮中; 两个相邻叶片间的通道是 B 形的..A圆柱 B收敛 C扩张 D缩扩45.燃气涡轮喷气发动机涡轮落压比是 C ..A.涡轮进口处的静压与出口处的总压之比B.涡轮进口处的静压与出口处的静压之比C.涡轮进口处的总压与出口处的总压之比D.涡轮进口处的总压与出口处的静压之比46.航空燃气涡轮发动机中涡轮的功用是 A ..A使燃气膨胀; 输出功去带动压气机和附件B给燃油增压; 提高燃油的雾化程度C压缩空气;提高空气的压力D控制发动机的转速47.亚音速喷管是由 C 组成的..A排气管和喷口 B整流锥和喷口C中介管和喷口 D导流器和旋流器48.下列方案中既能保持较大的发动机推力;又能提高推进效率的最佳方案是 C ..A增加供油量;提供更多的能量B减小涵道比;增大通过核心机的气流流量C加大喷射气流质量;降低喷射气流速度D不断提高飞行速度49.当压气机的实际流量系数大于流量系数的设计值时;空气流过工作叶轮时;会在叶片的 A 处发生气流分离..A.叶盆B.叶背C.叶根D.叶尖50.下列说法错误的是 C ..A多尼尔328JET飞机发动机是普惠加拿大公司提供的B PW306B发动机是高涵道比涡扇发动机C PW306B发动机拥有5级轴流式压气机D涡桨五发动机的减速器安装在发动机的前部二、简答题共7题共48 分1.航空发动机推力是如何产生的答:气体流过发动机时;气体受压、受热后;总是力图向四周自由膨胀;而且由于发动机内壁及部件作用迫使气流沿给定通道流动;最终从喷管喷出..由排气加速产生;根据牛顿第三定律;相互作用的两物体作用力与反作用力大小相等;方向相反..气体必然施加向前的反作用力即推力..2.写出涡喷发动机的推力的表达式;说明表达式中各符号的含义和单位答:R=qmaC5-C飞+P5-PA5R——发动机推力N qma——发动机空气质量流量kg/sC 5——喷气速度m/s C飞——飞行速度m/s P5——喷口处静压paP 0——大气压力pa A5——喷口处截面积m23.燃烧室内气流如何分股流动;两股气流作用分别是什么一股→火焰筒中心→参加燃烧25%答:压气机→①冷却火焰筒和机匣二股→火焰筒机匣区→冷却②燃气降温→涡轮75%③补充燃烧4.轴流式压气机的增压原理是什么;并解释此增压原理答:利用扩散增压原理来提高空气压力的..叶轮和整流环的叶片通道都是呈扩散状;空气流过叶轮叶栅时;由于通道扩散;相对速度逐渐减小;压力逐渐升高;同时温度也相应升高..空气流过整流环叶栅时;由于通道扩散;速度减小;压力、温度升高..5.压气机喘振的定义、发生的原因和条件是什么;防喘措施有哪些答:定义:由于压气机进口空气流量骤然减小而引起的气流沿压气机轴向发生低频高振幅的振荡现象..原因:气流分离;这种分离是由于压气机工作状态严重偏离了设计工作状态而引起的.. 条件:①发动机转速低于设计值过多②压气机进口总温T*1过高③压气机进口空气流量骤然减小防喘措施:①压气机中间级放气②调节静子叶片的安装角③双转子或三转子结构6.用中、英文分别写出四种燃气涡轮发动机及其五大组成部件答:涡喷发动机turbojet engine 涡扇发动机turbofan engine涡桨发动机turboprop engine 涡轴发动机turboshaft engine进气道inlet 压气机compressor 燃烧室combustion chamber涡轮turbine 喷管nozzle7.与涡喷发动机相比;涡扇发动机有什么特点答:①参与产生推力的空气流量大②发动机有效效率高③发动机推进效率较高④起飞、复飞推力大⑤喷气噪音低8.涡喷发动机的理想循环由绝热压缩、等压加热、绝热膨胀和等压放热四个热力过程组成;这些热力过程的完成部件和具体内容是什么答:热力循环进气道 0-1线绝热压缩压气机 1-2线绝热压缩燃烧室 2-3线等压加热涡轮 3-4线绝热膨胀喷管 4-5线绝热膨胀大气 5-0线等压放热9.已知气流流过压气机叶轮和整流环时压力和速度变化如图所示;试解释原因答:①工作叶轮:W1>W2扩散增压P1<P2C1<C2叶轮做功T1<T2②整流环:C2>C3扩散增压P2<P3T2<T3→摩擦生热10.燃烧室根据结构的不同可分为哪三类它们各有什么特点答:单管、联管、环管单管燃烧室:空间利用率低;燃烧室出口气体参数分布不均;但便于拆换;在早期的燃气涡轮发动机上使用较多..环管燃烧室:空间利用率高;燃烧室出口气体流场均匀;点火性能好;但拆换困难;在目前的燃气涡轮发动机上得到广泛应用..联管燃烧室也称环管形燃烧室:性能介于单管和环管之间;目前有的燃气涡轮发动机采取这种结构..11.涡轮间隙控制的目的是什么如何实现答:目的是使叶片叶尖和机匣既不接触而且间隙最佳;方法是控制涡轮机匣的膨胀量与叶片不同温度下的伸长量一致;为此引入风扇或压气机不同级的空气进入涡轮罩支撑..13.试根据下列两图分析空速和高度对推力的影响..答:V飞↑→ C5-C飞↓→F↓冲压影响进气流量↑ F↑空速影响小于冲压影响→F↑P↑→C5↑T↓ρ↑qma↑F↑H<3600ft时;H↑ F↓P↓ρ↓qma↓F↓↓H>3600ft时;H↑T不变处于同温层F↓12.试分析下图所示某发动机结构简图;在图中用文字和箭头标示出各转子止推支点和中介支点;并指出各转子支承方案是什么。
飞机动力装置维修理论考试复习
《飞机动力装置维修一》复习一、单项选择题(共20题,每题2分,共40分)1.发动机的推力公式的推导主要运用了()。
A能量方程B动量方程C连续方程D伯努力定理2. 分析流过发动机进气道和尾喷管的流速与截面积的变化关系的变化主要运用()。
A能量方程B动量方程C连续方程D伯努力定理3.分析流过发动机进气道和尾喷管的流速与压力的变化关系主要运用()。
A能量方程B动量方程C连续方程D伯努力定理4.下列说法错误的是()。
A总温高说明气体的总能量高B总压高说明气体的做功能力高C静止状态下,气体总参数与其静参数相等D气体总参数总是大于其相应的静参数5.亚音速气流流过收敛形管道时,其A速度增加,压力下降B速度减小,压力下降C速度减小,压力增加D速度增加,压力增6. 亚音速气流流过扩张形管道时,其A速度增加,压力下降B速度减小,压力增加C速度减小,压力下降D速度增加,压力增加7. 航空燃气涡轮发动机分为()。
A离心式和轴流式两种类型B吸气式和增压式两种类型C冲击式和反力式两种类型D"涡喷, 涡桨, 涡扇和涡轴四种类型8. "空气流过压气机时, 对压气机作用力的方向是()。
"A向前的B向后的C向上的D向下的9 .燃气涡轮喷气发动机推力的法定计量单位是()。
A公斤B焦耳C牛顿D千瓦10.整台燃气涡轮喷气发动机中静压的最高点出现在()。
A压气机的进口B压气机的出口C燃烧室的进口D燃烧室的出口11. 整台燃气涡轮喷气发动机中总压的最高点出现在()A压气机的进口B压气机的出口C燃烧室的进口D燃烧室的出口12.燃气涡轮喷气发动机出口处的静温一定()大气温度。
A低于B等于C高于D等于标准13.下列各部件不属于推进器的是()。
A.螺旋桨B.风扇C.尾喷管D.涡轮14.使用螺旋桨减速器的主要优点是:( )A能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速B螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加C可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高D在增大螺旋桨转速情况下,能增大发动机转速15.双转子压气机高压转速N2与低压转速Nl之间有AN2<Nl BN2=Nl CN2>Nl D由设计者确定哪个大16.亚音速进气道内气体流动的速度变化为:A流速减小,静压增加B流速先减小,静压增加,在经过进气整流锥界面后,流速再稍微增加,静压降低C进气道流道是一直扩张的,因为进气道又称为扩压器D进气道流道是一收敛形函道17.轴流式涡轮中, 两个相邻叶片间的通道是()形的。
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-7WJ5A SH-5WJ5B Y-7/Y-7HWJ5AI/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。
发动机构造第7章 发动机总体结构
7.2.2 柔性联轴器 这种联轴器在压气机,涡轮两个转子的轴线不同 心时,仍能保证良好的工作。也就是说允许涡轮转子 轴相对于压气机轴有一定的偏斜角。
图7-16 柔性联轴器允许两轴线有一定的偏斜角
一、四支点用的浮动式套齿联轴器
图7-2 浮动套齿联轴器
二、带有球形接头的套齿联轴器
图7-17 涡喷8发动机联轴器
三、带有半球形接头的套齿联轴器
图7-18 涡喷6发动机联轴器
四、具有浮动球形垫圈的套齿联轴器
图7-19 涡喷7发动机低压转子联轴器
五、涡桨5发动机的联轴器
图7-20 涡桨5发动机的联轴器
六、斯贝发动机低压转子联轴器
图7-21 斯贝发动机低压转子联轴器
第7.3节 支承结构
发动机的转子通过支承结构支承于发动机承力 构件上,并将转子的各种负荷传递到承力机匣上。 支承结构包括轴承、对轴承进行冷却与润滑的滑油 供入及回油结构、防止滑油漏入气流通道以及防止 高温气体漏入轴承腔室的封严装置等。
图7-26 涡喷6发动机后支点结构
图7-27 JT3D发动机高压涡轮支点结构
四、中介支点结构 中介支点介于高压轴(外轴)与低压轴(内轴) 之间,径向空间小,轴承的滑油供人及回油、封严均 较困难。如果是止推支点(即滚珠轴承),装配也较 困难。前用于中介支点的轴承,其直径系列均较普通 支点的系列轻一级左右。例如普通支点采用了特轻系 列的滚棒轴承,则用于中介支点时,应采用超轻系列, 用于普通中点的滚珠轴承一般采用轻系列,而用于中 介支点的滚珠轴承则要使用特轻系列。
1. 涡喷7发动机低压压气机后中介支点 涡喷7发动机低压转子的中、后支点均系中介支 点, 2 支点的供油、回油方式基本类似。图 7-28 为中 支点(即低压压气机后支点)的结构图。
飞机涡轮螺旋桨发动机—典型涡桨发动机
涡桨发动机十分适合用于起飞重量大,要求经济性,同时对最点
PW127J 发动机的主要特点如下: 1)2750 轴马力 2)单元体:涡轮机、减速齿轮箱 3)双转子压气机(低压叶轮和高压叶轮) 4)自由涡轮(动力涡轮与高、低压转子分离,启动容易;可变的螺旋桨速度) 5)三轴(高压转子轴、低压转子轴和动力涡轮轴) 6)直流式(前端进气,后端排气) 7)回流式燃烧室(使发动机变得更短、更轻) 8)用功率杆PLA 位置来控制功率 9)装有机械安全备用装置的数字电子式燃油调节系统 10)具有功率储备(有10%功率储备) 11)自动顺桨系统(在飞机起飞时,如果有一台发动机失效,可以使失效发动机自动顺 桨,从而减轻飞行员工作量) 12)电子式扭矩测量系统 13)发动机转向(从尾喷管向前看): 螺旋桨和动力涡轮顺时针 高压转子顺时针 低压转子逆时针
二、 站位
三、 安装边
四、 轴承
五、 涡桨发动机的操作
典型涡桨发动机维护介绍
一、典型涡桨发动机单元体及主要附件识别 1、冷段
2. 热段
二、定期检查/维修间隔
1. 概述 定期检查/维修间隔包括发动机内部和外部零件的目视检查和孔探仪检查、特定维修检查、任务和大修 寿命限制。这是一个飞机的非指定方案。
2. 定期检查/维修间隔 发动机由两个组件组成:减速齿轮箱和涡轮机。他们有着不同的序列号。操作者可在分离检查/恢复间 隔上选择维护整个发动机或单个组件。无论哪一个在最后出现,初始间隔是指从出厂、大修或组件翻修 后的累计时间。
TOP10:全球十款推力最大的战斗机发动机
TOP10:全球十款推力最大的战斗机发动机在众多的战斗机涡扇发动机型号中,以推力为主要指标,并参考是否批量装机和原发原创技术是否大于50%等因素排列此榜。
仅供参考,如有疑问实属正常:第1名:F135-PW-100厂商:普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)最大推力:43,000 lbf(190kN)装机:F-35A“闪电II”注:空军和海军的F135-PW-100和400基本算一款;陆战队的F135-PW-600可算另一款,F-35B在悬停时,F135-PW-600的输出功率为28000轴马力,可以说也是世界上最强大的涡桨发动机。
第2名:F119-PW-100厂商:普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)最大推力:35,000 lbf (156 kN) 装机:F-22“猛禽”第3名:AL-41F1厂商:UEC-土星最大推力:33,000 lbf (147 kN) 装机:SU-57第4名:F110-GE-132厂商:通用电气最大推力:32,500 lbf (142 kN) 装机:F-16、F-15E/K/SG/SA 第5名:AL-31FN/41F1S厂商:UEC-礼炮最大推力:30,200-31,900 lbf(127-142kN )装机:SU-27、SU-30、SU-34、SU-35、J-10、J-11 第6名:F100-PW-229EEP(增强引擎包)厂商:普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)最大推力:29,160 lbf (129 kN)装机:F-16、F-15E第7名:F414EE(增强引擎)厂商:通用电气最大推力:26,000 lbf(116 kN)装机:F/A-18E/F“超级大黄蜂”、EA-18G“咆哮者”第8名:EJ-200厂商:欧洲喷气涡轮最大推力:20,200 lbf (90 kN)装机:EF-2000“台风”第9名:RD-33MK厂商:克里莫夫最大推力:20,000 lbf (88 kN )装机:米格-29K、米格-35、JF-17“枭龙”第10名:M88-2厂商:赛峰集团斯奈克玛最大推力:16,900 lbf (75 kN)装机:达索“阵风”。
飞机发动机拆装调试与维修赛项规程
2017年全国职业院校技能大赛高职组“飞机发动机拆装调试与维修”赛项规程一、赛项名称赛项编号:GZ-2017019赛项名称:飞机发动机拆装调试与维修英语翻译:Dismantling, Assembling, Adjustment and Reparation of Plane Engines赛项组别:高职组赛项归属产业:交通运输\装备制造二、竞赛目的通过竞赛,展示高职院校航空维修类专业教学改革成果,检验学生飞机发动机基本维修技能、规范化操作能力以及航空维修职业操守水平,引领和促进航空类高职院校维修专业教学改革,推动提升高职院校航空维修类专业人才培养水平。
三、竞赛内容(一)竞赛内容本赛项基于飞机发动机的可维修性、可考核性与维修标准化等因素,本着公平、公正、公开的原则,确定“飞机发动机拆装调试与维修”为本次比赛项目。
竞赛内容包括:活塞-5型发动机汽缸、活塞和气门组件的拆装与调试;涡桨-5型发动机高压燃油泵拆装;基于CFM56系列发动机的区域标准线路施工三个项目。
1.项目一活塞-5型发动机汽缸、活塞和气门组件的拆装与调试该项目在车间进行,重点考核参赛者拆装、测量、调校的基本技能和操作的规范性。
主要工作包括发动机汽缸活塞组件的拆卸、气门间隙的调整、汽缸活塞组件及气门摇臂组件的测量和装配。
项目一(40%):主要竞赛内容:(1)工卡阅读和工具准备;(2)发动机汽缸活塞组件的拆卸;(3)发动机气门组件的拆卸;(4)发动机汽缸活塞组件、气门摇臂组件的测量;(5)发动机气门摇臂组件、汽缸活塞组件的装配;(6)发动机气门间隙的调整;(7)指定位置紧固件保险。
项目一包含的知识点和技能点:(1)外场和车间的安全防护;(2)安全操作知识,包括工作中用电、滑油等方面的注意事项;(3)常用工具和量具的使用;(4)量具、工具的保养和管理,车间器材的使用;(5)计量器具的有效期及识别;(6)常用手工工具的选择和使用;(7)精密工具的操作和使用;(8)紧固件拆装和保险。
无人机动力系统理论知识精选全文
可编辑修改精选全文完整版无人机动力系统理论知识无人机使用的动力装置主要有活塞发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、冲压发动机、火箭发动机。
那么,下面是店铺为大家整理的无人机动力系统理论知识,欢迎大家阅读浏览。
无人机动力系统航空器的发动机以及保证发动机正常工作所必需的系统和附件的总称无人机使用的动力装置主要有活塞发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、冲压发动机、火箭发动机。
电动机等。
目前主流的民用无人机采用的动力系统通常为活塞式发动机和电动机两种。
活塞式活塞式发动机也叫复式发动机,由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成主要结构。
活塞式发动机属于内燃机,它通过燃料在气缸内的燃烧,讲热能转变为机械能。
活塞式发动机系统一般由发动机本体、进气系统、增压器、点火系统、燃油系统、启动系统、润滑系统以及排气系统构成。
1.进气系统进气系统是活塞式发动机的动脉,为发动机提供燃烧做功所需的清洁空气和燃料,并且油气的混合也是在这里完成。
活塞式发动机进气系统的作用是:将外部空气和燃油混合,然后把油气混合物送到发生然手的`气缸。
外部空气从发动机罩前部的进气口进入进气系统。
这个进气口通常会包含一个阻止灰尘和其他外部物体进入的空气过滤器。
小型活塞式发动机通常使用两种类型的进气系统:(1)汽化器系统汽化器本质上是一根管子。
管子中有一个可调节板,称作节流板,它控制着通过管子的气流量。
管子中有一点较窄,称作文丘里管,在此窄道中气体流速变快,压力变小。
该摘到中有一个小孔,称作喷嘴,汽化器通过它在低压时吸入燃料。
(2)燃油喷射系统燃油喷射系统即电子燃油喷射控制系统,以一个电子控制装置为控制中心,利用安装在发动机不同部位上的各种传感器,测得发动机的各种工作参数,按照在电脑中设定的控制程序,通过控制喷油器,精准地控制喷油量,使发动机在各种工况下都能获得最佳浓度的混合气。
2.增压器增压器是一种用于活塞式发动机的辅助装置。
新型重油微型涡桨发动机首飞测试
新型重油微型涡桨发动机首飞测试
经过多年的创新和紧张的工程设计,“虎鲨”(Tigershark)中型无人机装配第一台“帝王”(Monarch)5微型涡桨发动机在纽约州罗马格里菲斯国际机场开展了首次飞行测试。
“帝王”(Monarch)5微型涡桨发动机测试视频“帝王”5由无人机涡轮发动机公司研制,是一种新型涡轮螺旋桨发动机,旨在为中型军用和民用无人机提供可靠、高效、安全的重油燃料推进系统,正准备取代活塞发动机。
未来几年,商用无人机市场繁荣发展,特别是随着法规的完善,大型无人机将在医疗救援和货物运输领域广泛应用,发动机技术的进步将推动商用无人机的市场增长。
无人机涡轮公司期望新型“帝王”5发动机满足无人机的安全性,提高续航时间和可靠性。
图“帝王”5微型涡桨发动机
诸多中型无人机以汽油发动机为动力,这种汽油发动机噪音大、可靠性低、功率小。
而新型“帝王”5推进系统噪音更低,更容易维修和具有更高的可靠性。
这次飞行测试验证了无人机涡轮公司微型涡桨发动机的技术,该公司正在与商业和军事合作伙伴开展合作,围绕“帝王”5推进系统开发载人无人机的动力设计,“帝王”5发动机将
有助于推动城市空中交通和国防工业发展。
图装配“帝王”5发动机的“虎鲨”无人机。
涡桨五发动机拆卸总纲
涡桨五发动机拆卸总纲1)拆除减速器,使用减速器吊棒将减速器分离。
2)使用弹性轴固定工装固定压气机转子。
3)拆除尾喷与涡轮,导向器,涡轮轴,并拿下压气机的后轴承螺母。
4)使用弹性轴工装拆除弹性轴。
5)使用吊传动工装将发动机垂直吊到架子上并用螺母固定。
6)使用吊传动工装拆除附件传动机匣。
7)拆除前轴承及前轴承螺母,并将压气机吊子安装到压气机转子上。
8)拆除压气机机匣。
9)用压气机吊子将压气机吊起后就能看见燃烧室。
发动机分解与装配工作单WJ5发动机压气机拆卸与安装工作单注意:⏹压气机机匣上的螺母有分别,上下不同,下面的带孔,安装时不放垫片,上面的为12号六角螺母,安装时要垫片。
⏹压气机机匣上中间的螺母穿的顺序都是从压气机机匣有字的一方往另一方穿。
(有字的一方为左方)。
⏹压气机前后轴承螺母的安装都是一半一半来,有先后顺序,后轴承螺母不要安装的太紧。
⏹压气机机匣安装是注意其在发动机上的上下位置,卡进去时不要卡到工作环上。
WJ5发动机涡轮拆卸工作单WJ5发动机拆卸工作单(本体)涡桨五发动机安装总纲1)使用压气机吊子将压气机转子安装到燃烧室上面。
2)安装压气机的机匣并用螺钉固定。
3)安装压气机前轴承螺母和前轴承。
4)安装附件传动机匣并用螺母固定。
5)安装吊传动工装,并松开燃烧室下面的固定螺钉,将发动机垂直吊起。
6)将发动机安装到发动机的固定小车上,并拧紧螺钉加以固定。
7)将发动机摇至水平,安装上弹性轴。
8)使用弹性轴固定轴固定工装固定压气机转子。
9)安装后轴承螺母。
(一半一半来)10)安装高导、涡轮轴、各级导向器及涡轮。
11)安装上减速器并用螺母固定。
12)安装上尾喷管。
WJ5发动机安装工作单(本体)WJ5发动机涡轮安装工作单注意:⏹安装高导时要注意对准零位,二级涡轮安装使用的工装(空心圆拄体)相对一级涡轮较小,三级涡轮直接用螺母拧紧即可。
⏹单封严环需要对准零位,缺口朝上,拧紧的螺母是专用的黄铜螺母,拧时要按紧单封严环。
飞机发动机维护—涡桨发动机
3)螺旋桨的推进功率NB 螺旋桨的拉力推动飞机前进所做的功率,即
式中 p ——螺旋桨拉力; Vfly ——飞行速度
4)螺旋桨效率ηB 螺旋桨推进功率与螺旋桨轴功率之比,即
发动机提供给螺旋桨的轴功率并不能全部用来产生推进功率,存在的损 失有桨叶的摩擦损失、激波损失(一定条件下存在)和离速损失。在飞 行使用中,螺旋桨效率主要随桨叶迎角和飞行速度变化。
三、主要性能参数
1)发动机有效功率Ne 发动机用来带动螺旋桨的功率。
2)螺旋桨轴功率Ns 发动机经减速器传递给螺旋桨的功率。它与发动机有效功率的关系为
式中 ηm ——减速器的机械效率,一般为0.97~0.98。
涡桨发动机螺旋桨轴功率还可以通过下面的公式来计算
式中
K ——发动机结构常数; M ——减速器传递的扭矩;
5) 当量轴功率(拉力和少量的喷气推力,为了 全面描述涡桨发动机输出的功率,假设喷气的推进功率是由螺旋桨产生 的,并且折合为螺旋桨轴功率,此折合轴功率与螺旋桨自身轴功率之和 就定义为当量轴功率,用公式表示为:
6) 当量燃油消耗率sfcequ 发动机每产生1 hp的当量轴功率,在1h内所消耗的燃油量,称当量
燃油消耗率。它在一定条件下描述了涡桨发动机的经济性。
涡桨发动机起飞当量燃油消耗率为:0.20~0.28 kg/(hp·h),可以 看出已接近航空活塞发动机的经济性。
10.1 涡桨发动机的特点 10.2 典型的涡桨发动机 10.3 典型减速齿轮箱 10.4 典型涡桨发动机单元体及维护介绍
10.1 涡桨发动机的特点
一、涡桨发动机的构造特点
典型涡桨发动机包括:螺旋桨、减速器、进气装置、燃气发生器、 动力(自由)涡轮和排气装置。
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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
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。