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标  题: 中国航空发动机
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标  题: 中国航空发动机全集 
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中国航空发动机全集 
中武论坛 

涡扇6 
(WS6)  WS6涡扇发动机结构牌　　号　涡扇6 
用　　途　军用涡扇发动机 
类　　型　涡轮风扇发动机 
国　　家　中国 
厂　　商　沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司 
生产现状　完成飞行前规定试车后，停止研制 
装机对象　涡扇6　　歼击机 
　　　　　涡扇6G　 歼击机 
　　　　　涡扇6甲　运输机 

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。 
　　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。 
　　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。 
　　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。 
　　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。 



涡扇9 
(WS9)  WS9涡轮风扇发动机结构牌　　号　涡扇9 
用　　途　军用涡扇发动机 
类　　型　涡轮风扇发动机 
国　　家　中国 
厂　　商　西安航空发动机公司 
生产现状　用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产
装机对象　歼击轰炸机 

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。 
　　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。 
　　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。 
　　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。 
　　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。 
　　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。 



涡喷8 
(WP8)  涡喷8涡轮喷气发动机结构牌　　号　涡喷8 
用　　途　军用涡喷发动机 
类　　型　涡轮喷气发动机 
国　　家　中国 
厂　　商　西安航空发动机公司 
生产现状　生产 
装机对象　H-6和H-6J 

研制情况 

　　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。 
　　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。 
　　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。 
　　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。 



涡喷6 
(WP6) 牌　　号　涡喷6 
用　　途　军用涡喷发动机 
类　　型　涡轮喷气发动机 
国　　家　中国 
厂　　商　沈阳黎明发动机制造公司/成都发动机公司 
生产现状　生产 
装机对象　歼-6、强-5 

研制情况 

　　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。 

　　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。 
　　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。 



涡喷7系列 
(WP7 Series)  涡喷7甲涡轮喷气发动机结构牌　　号　涡喷7系列 
用　　途　军用涡喷发动机 
类　　型　涡轮喷气发动机 
国　　家　中国 
厂　　商　贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司 
生产现状　生产 
装机对象　涡喷7　　　　　　　　歼-7 
　　　　　涡喷7甲　　　　　　　歼-8 白天型 
　　　　　涡喷7乙　　　　　　　歼-7Ⅱ 
　　　　　涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ　歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型 

研制情况 

　　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。 
　　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。 
　　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。 

　　涡喷7系列主要有以下改型： 
　　涡喷7　　　　原型，已停产。 
　　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 
　　　　　　　　 区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。 
　　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 
　　　　　　　　 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 
　　　　　　　　 问题。现已停产。 
　　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。 
　　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。 



涡喷13 
(WP13)  涡喷13F涡轮喷气发动机结构牌　　号　涡喷13 
用　　途　军用涡喷发动机 
类　　型　涡轮喷气发动机 
国　　家　中国 
厂　　商　沈阳黎明发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司 
生产现状　生产 
装机对象　WP13　　　　J-7Ⅲ飞机 
　　　　　WP13AⅡ　　 J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02) 
　　　　　WP13F　　　 J-7E 
　　　　　WP13FI　　　J-7Ⅲ　A/J-7D 

研制情况 

　　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。 
　　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
。 
　　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。 

　　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。 
　　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。 

　　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。 

　　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。 



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*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*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。
 


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。 



涡轴8 
(WZ8)  WZ8A涡轮轴发动机结构牌　　号　涡轴8 
用　　途　军用/民用涡轴发动机 
类　　型　涡轮轴发动机 
国　　家　中国 
厂　　商　南方航空动力机械公司 
生产现状　批生产 
装机对象　WZ8　　　直9双发直升机 
　　　　　WZ8A　　 直9A双发直升机 
　　　　　WZ8D　　 直11军、民两用单发直升机 
　　　　　WZ8E　　 直9C舰载反潜双发直升机 

研制情况 

　　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。 
　　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%。 
　　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。 
　　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。 



涡桨9 
(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。 


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