Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020) - 4
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮轴发动机
第 9 章 涡轮轴发动机
早期的直升机装备的是航空活塞动力装置。燃气涡轮发动机问世以后，由于其推力/功
率大，推重比/功重比大的优点，涡喷和涡桨发动机得到快速发展。由于燃气涡轮发动机的
涡轮具有强大的功率输出，20 世纪 50 年代在涡喷和涡桨发动机的基础上，成功研制出了用
于直升机的涡轮轴发动机（简称涡轴发动机）。
涡轴发动机相对于其它类型的燃气涡轮发动机，在低速飞行时有更好的经济性好；而相
对于活塞发动机，由于输出功率大且功重比大，因此涡轴发动机除了被广泛应用于直升机外，
还用作为舰船、机车、坦克等的动力装置，以及地面发电设备。
目前涡轴发动机通常通过动力涡轮（自由涡轮）轴输出功率，以带动外界负荷。
发动机在直升机上的安装。一般地，发动机安装在飞机主减速器（MGB: Main Gearbox）
后面，如图 9-1 所示。发动机通过离合器（也称自由轮）驱动主减速器。
图 9-1 涡轴发动机在飞机上的安装
9.1 涡轴发动机的结构
目前使用中的涡轴发动机通常为自由涡轮式，即自由涡轮与燃气发生器没有机械联系，
它们之间只有气动联系。工作中，发动机的输出功率大小是由燃气发生器的工作状态所决定，
自由涡轮（即旋翼）转速保持不变。组成涡轴发动机的主要部件有：进气装置、燃气发生器、
动力涡轮、排气装置和减速器，如图 9-2 所示。涡轴发动机还有各种相关的系统以保证发动
机的正常工作，它们是燃油及控制系统、滑油系统、空气系统、测量与指示系统、起动与点
火系统、电气系统等。
进气装置的作用是确保将清洁的空气顺利引入发动机，进气装置中有防尘、防冰装置；
燃气发生器是涡轴发动机的核心部件，其功用是产生高温、高压燃气，并使燃气在燃气
发生器涡轮（也称高压涡轮）中膨胀，将一部分可用的燃气热能转换为机械功，用于带动压
气机及发动机附件。此外，向动力涡轮提供能量，因此燃气发生器决定了发动机功率输出的
大小。燃气发生器的主要部件有：压气机、燃烧室和高压涡轮。由于离心式压气机具有单级
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涡轮轴发动机
增压比高的特点，因此涡轴发动机设计中，对增压比不高的压气机多采用单级离心式压气机
（见图 9-2），而对增压比要求更高的压气机，在设计中会采用轴流-离心混合式压气机结构
（见图 9-3）。燃烧室常用的结构有环形折流式（见图 9-2）以及环形回流式（见图 9-3）等。
主供油喷嘴有甩油盘（见图 9-2）和蒸发管式。
图 9-2 涡轴发动机结构示意图 1
图 9-3 涡轴发动机结构示意图 2
动力涡轮（或自由涡轮）的功用是使燃气在动力涡轮中进一步膨胀，将燃气的全部的可
用热能转换成机械功，用于带动旋翼、尾桨和飞机附件。
为了使涡轴发动机输出较大功率，动力涡轮的设计转速很高（可达近 40000 RPM），而
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涡轮轴发动机
直升机的旋翼转速很低（一般最高只有 400 RPM 左右），所以需经多级减速才能实现功率的
传递和旋翼的工作要求，如艾利森 250-C20B 涡轴发动机总的减速比高达 1：84.5。通常分
为体内减速器（简称体减）（也称为机内减速器）和主减速器（简称主减）。其中，体减是发
动机内的一个部件；主减作为直升机的一个部件，它将发动机与旋翼连接起来。因此结构上
动力涡轮（自由涡轮）经减速器、功率输出轴与主减相连。
减速器（体减）的功用是使功率输出轴转速降低，使功率输出轴转速满足飞机的要求。
即便于旋翼和尾桨的工作。
排气装置是使膨胀后的燃气顺利地排出发动机，它几乎不产生推力。有的发动机排气装
置中还装有热交换器和消音器，提高热利用率和降低噪音。
9.2 涡轴发动机的工作
9.2.1 涡轴发动机的工作原理
涡轴发动机的工作时，外界的空气从进气装置进入发动机；在压气机中受到压缩，空气
的压力提高、温度升高；然后在燃烧室中与燃油混合、燃烧，形成高温、高压的燃气；燃气
在燃气发生器涡轮和动力涡轮中膨胀，将全部的可用燃气热量转换成机械功，燃气发生器涡
轮带动压气机和发动机附件，而动力涡轮输出机械功给飞机负载。
图 9-4 涡轴发动机工作时气流参数的变化
事实上，为了提高发动机的热效率，设计上燃气在涡轮中已膨胀充分，涡轮出口燃气静
压已接近或低于大气压力，所以涡轴发动机的排气管道通常设计为扩散状。燃气在排气管中
减速扩压，使燃气在排气装置出口处静压等于外界大气压力，以使做功后的燃气能够顺利地
排出发动机。燃气排出发动机的速度较低，它几乎不产生推力，因而涡轴发动机的排气管口
可以按照飞机的整体要求确定其位置和排气方向。
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涡轮轴发动机
9.2.2 涡轴发动机的工作特点
1. 发动机几乎将所有燃气可用能量通过动力涡轮输出机械功
为了使发动机输出更大的功率，燃气在涡轴发动机涡轮中过度膨胀，将几乎全部的可用
能量通过动力涡轮输出，再经减速器带动旋翼和尾桨，发动机排气基本上不产生推力。所以，
涡轴发动机基本上已演变成热机。
2. 发动机经济性好
由于直升机飞行速度一般都在低速范围(Ma<0.3)，同时设计上发动机的排气速度较低，
气体离速损失很小，所以推进效率高，经济性好。目前大功率的涡轴发动机的经济性已与航
空活塞发动机相当。
3. 发动机的工作环境较为恶劣
直升机一般执行低空、短程飞行任务。一方面是当直升机在起飞、爬高和悬停时，发动
机经常处在大功率状态，且状态多变，使发动机热循环次数增加，机件寿命消耗快；另一方
面是直升机经常在野外频繁起降，而且飞行高度较低，发动机容易受到外来物（如：鸟类、
海水和砂石等）的侵袭。
为了确保涡轴发动机工作的可靠性，涡轴发动机对机件的设计寿命有更高要求，另外要
求压气机有较强的抗外来物和抗侵蚀能力。
4. 应用广泛
由于涡轴发动机基本上已演变成了热机，因此动力涡轮轴输出的功率可以用来带动其它
载运工具或地面装置的动力。较其他热机（如：汽油机、柴油机等），涡轴发动机（尤其是
大功率的发动机）在功率质量比、转子振动、起动性和加速性、发动机噪声、使用寿命及维
护性能等诸方面有明显的优势。所以除直升机外，涡轴发动机在非航空领域也得到广泛应用，
如可作为舰船、坦克、机车的动力装置；可用于发电设备、石油及天然气输送设备等。
涡轴发动机相对于活塞发动机而言也存在一些缺点：如制造成本较高；小功率的发动机
经济性不好等。但由于涡轴发动机在性能上的明显优势，已占直升机动力装置的统治地位，
同时在非航空领域也得到广泛应用，发展前景广阔。
9.2.3 涡轴发动机的燃油及控制系统
1. 控制的基本原则
直升机对发动机的基本要求：在所有工作状况下保持旋翼的转速 NR 不变，并对发动机
和直升机提供安全保护，如最大扭矩限制，最大、最小燃气发生器转速限制，涡轮前温度
TET 限制，，多发构型的发动机还设计有动力涡轮超转保护和负载匹配等等。
为了实现保持旋翼（即动力涡轮）转速不变这一目标，控制系统通过计量供入燃烧室的
燃油流量来控制燃气发生器的转速，从而使发动机提供飞机所要求的功率，同时使发动机工
作在安全限制范围内。如图 9-5 所示。
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图 9-5 发动机控制规律
2. 涡轴发动机控制系统
直升机驾驶舱中对发动机操纵与运输机的有所不同。例如对于小松鼠 AS350 B3e 直升机
来说，它有总距杆、飞行/慢车选择转动环（位于总距杆上）、起动/停车选择开关。总距杆
给出飞机的功率要求；飞行/慢车选择转动环进行发动机飞行状态或慢车状态转换；起动/
停车选择开关实施发动机起动或停车。总距杆给出发动机的功率要求。发动机实际发出的功
率由控制系统自动地确定。发动机操纵杆/开关如图 9-6 所示。
控制系统工作原理如图 9-7 所示。系统包含有 N2 转速控制器、N1 预置器、N1 转速控制
器、N1 限制器、燃油流量 WF 限制器、计量活门、对多发飞机系统还设有功率匹配。
1）旋翼恒速
N2 控制器接受要求的 N2*值和实际的 N2 转速值（即旋翼转速 NR），N2 控制器将实际
的 N2 与要求的 N2*比较，当实际 N2 转速与要求的 N2*转速不一致时，N2 控制器输出要求
的 N1*值。例如，飞行过程中当上提总距杆，旋翼的总距增大，由于发动机工作状态没有改
变，此时发动机的输出功率小于飞机要求的功率，旋翼的转速 NR(即 N2)会下降，即 N2 小
于 N2*，N2 控制器给出要求的 N1*，比原来的 N1*更大,以来增大实际的 N1，来提高发动机
输出功率从而满足飞机的要求。若总距杆下放，过程则完全相反。
图 9-6 发动机的操纵
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图 9-7 控制系统工作原理图
N1*限制器判断要求的 N1*是否在安全限制范围内，以保证 N1*在规定的最大和最小值
之间。N1 控制器将实际的 N1 与要求的 N1*进行比较，计算确定要求的供入燃烧室的燃油流
量要求值 WF*。例如，若实际的 N1 小于要求的 N1*，N1 控制器给出更大的燃油流量要求
WF*。反之减少燃油流量。
WF*限制器保证要求的燃油流量 WF*是否在规定的范围内，以确保发动机的安全。然后
控制器根据要求的 WF*通过计量活门向燃烧室供油（通过改变计量活门的位置）。
N1 预置器感受总距杆的位置，当移动总距杆时，快速地给出一个粗略的 N1*要求值，
以缩短系统调节的过渡过程时间，以确保发动机功率的快速反应，使 NR 的波动范围更小，
而更平稳。
2）功率匹配/负载分配
对于多发飞机，由多台发动机共同驱动旋翼，例如图 9-8 所示的 Bell 214 双发直升机，
如果每台发动机的功率输出不等，这对输出功率大的发动机的强度与寿命消耗是不利的，为
此希望每台发动机的输出功率相同，这就是所谓的功率匹配。功率匹配的原理：为了使每台
发动机输出相同的功率，由发动机控制系统比较多台发动机功率输出，当它们输出功率不一
致时，通过增大功率输出小的发动机的功率输出，最后使每台发动机的功率输出相同，这也
称为匹配最大原理。以双发直升机为例，功率匹配的实施是：控制系统将两台发动机的输出
扭矩做比较。输出扭矩大的发动机不做改变，增加输出扭矩小的发动机的燃油流量，增大其
输出扭矩直到与输出扭矩大的发动机输出扭矩相等。
图 9-7 所示中，当功率匹配模块感受到发动机的功率输出不一致时，会使功率输出小的
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发动机给出增大 N1*值指令。
图 9-8 贝尔 214 双发直升机控制系统简图
3）发动机的安全保护装置
控制系统除了保持旋翼恒速不变外，还提供发动机安全保护，如：超温保护、超扭保护
和超转保护等功能。一旦发动机临近超限或出现超限，控制系统发出减少供油量指令，以防
止发动机超限或从超限状态退出。
超扭保护：为保护直升机功率传送机构，每台发动机都设计有扭矩限制功能，以防止超
扭而损坏飞机功率传送机构。如果扭矩超限，将同时减少发动机的燃油流量以减少输出扭矩。
对于多发直升机，发动机控制系统还具有自由涡轮（动力涡轮）超转保护器，防止自由
涡轮轴断裂而导致自由涡轮超转。一旦出现自由涡轮转速超过规定值，控制系统将使发动机
自动停车。
超温保护：限制排气温度（或燃气发生器出口温度），以保持涡轮温度不超限。
3. 涡轴发动机燃油与控制系统
直升机发动机燃油与控制系统的发展经历了从早期的机械液压控制器到目前的全权限
数字电子控制（FADEC: Full Authority Digital Electronic Control），技术在不断地进
步。FADEC 控制实现的功能越来越多，控制的精度也越来越高，使得发动机的性能得到了充
分地发挥，同时控制系统的可靠性也不断提高。图 9-9 给出了一种带电子自动备份的全权限
数字电子控制系统的组成示意图。系统由电子控制器（ECU：Engine Electronic Control
Unit）、泵和计量装置组件（也称为液压机械装置 HMU：Hydro-Mechanical Unit）、油箱（含
起动油泵）、传感器、燃油活门组件、燃油喷油系统和自动备份装置所组成。
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图 9-9 发动机燃油与控制系统基本组成
电子控制器设计目前采用双通道结构，大大地提高了控制器的可靠性。电子控制器包含
输入模块、计算模块、输出模块、存储模块等。电子控制器接受控制指令（即：飞行员指令）
和传感器信号，完成发动机的起动/停车控制、稳态控制、加/减速控制、安全保护、发动机
状态监视与故障诊断，并提供维护信息等功能。
泵和计量装置组件包含低压油泵、油滤、高压油泵和计量装置。计量装置响应电子控制
器的指令，确定计量活门的开度，向发动机提供适量的燃油。
燃油活门组件实现起动喷嘴和主供油之间的燃油分配。
传感器向电子控制器提供有关的测量参数信号。燃油活门组件实现燃油分配，保证发动
机起动供油和正常工作供油。
自动备份装置是一模拟电子装置，它独立于电子控制器（EEC）。当自动控制功能失效时，
电子控制器将计量活门“冻结”在故障前位置，并启动自动备份装置。自动备份装置感受旋
翼转速（即动力涡轮转速）来改变供油量以保持旋翼转速不变，从而实现对发动机的控制。
备份控制模式下，发动机没有自动保护功能，飞行员应监视发动机的工作，避免发动机超转、
超扭和超温。
9.3 典型涡轴发动机的维护
9.3.1 涡轴发动机的单元体结构
目前涡轴发动机设计上采用模块化（也称单元体）设计，单元体设计的发动机在外场不
需要复杂的工具就可更换单元体，并且更换后也不需要调试发动机（例如法国赛峰直升机发
动机公司生产的阿赫耶 2 发动机）就可以保证发动机的性能。这大大提高了发动机的可维护
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涡轮轴发动机
性和使用率。
图 9-10 所示为某型涡轴发动机的单元体构成示意图。
图 9-10 某型涡轴发动机单元体结构示意图
该发动机分为 5 个单元体。它们分别是：功率传送轴和附件齿轮箱（模块 1）、轴流压
气机（模块 2）、燃气发生器高压部分（模块 3）、动力涡轮（模块 4）和减速器（模块 5）。
每个模块及发动机均有自己的标识牌。
9.3.2 涡轴发动机的维护
现代航空发动机维护采用了以可靠性为中心的维修。目前涡轴发动机的设计融入了现代
维护理念，如模块化设计、附件的良好可达性、快速拆装结构、视情维护等等，因而使发动
机具有良好的可维护性。
尽管与大型航空发动机维护类似的，直升机的涡轴发动机维护也分为四个等级，但具体
的工作内容却与大型航空发动机不相一致，它有其自身的特点。例如赛峰直升机发动机公司
将其生产的涡轴发动机的维护分为：一级航线维护（1st line maintenance）、二级航线维
护（2nd line maintenance）、三级航线维护（3rd line maintenance）和四级航线维护（4th
line maintenance）四个等级。
一级航线维护指发动机安装在飞机上所进行的所有维护工作。其主要工作内容有：预防
性维护（preventive maintenance）和修复性维护（也称为排故）。预防性维护目的是预防
故障的发生。它包括勤务检查（servicing inspection）和定检（scheduled inspection）
勤务检查的主要工作内容有航前检查，两次飞行之间检查和每 15 个飞行小时或 7 天（以
先到者为准）检查。主要项目有滑油箱油量检查与补充，滑油系统、燃油系统泄漏目视检查、
发动机外部及附件的目视检查等。
定检按发动机维护手册规定的时间间隔（如每 25 飞行小时，300 飞行小时或 600 飞行
小时等等）完成发动机维护手册中规定的检查内容，如：点火系统检查、发动机燃烧室及涡
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涡轮轴发动机
轮的孔探检查、燃油油滤更换、滑油油滤更换，滑油磁堵检查、压气机磨蚀检查、为滑油光
谱分析进行滑油采样、发动机功率检查、发动机试车检查等等。
二级航线维护是发动机从飞机上卸下来在车间里进行的维护工作，它是修复性维护。主
要工作内容有：查找故障，更换模块和更换故障零/部件。
修复性维护的主要工作内容有：查找故障原因（部位）（可参考发动机排故手册
Troubleshooting Book），更换故障零/部件（航线可更换件 LRU: Line Replaceable Unit
或车间可更换件 SRU: Shop Replaceable Unit），或送大修厂修修理。
一级和二级航线维护所使用的主要技术文件有: 维护手册、服务通告（SB：Service
Bulletin )、服务信函（SL： Service Letter）、备件目录（SPC: Spare Part Catalogue）、
工具目录（TC: Tools Catalogue）等。
一级和二级航线维护可在外场实施，营运人的维护人员经相应等级的培训并合格就可从
事相应维护工作。
三级航线维护也称深度维护。由厂家授权的专门维修中心实施。主要工作内容是更换模
块内零件。所用的技术文件主要是维修技术指令。
四级航线维护称为大修。在大修厂或厂家授权的修理中心实施大修、修理或修复性维护。
所使用的技术文件主要为大修手册。
一级和二级航线维护的工作内容还包括：发动机时寿件管理、发动机或模块送修管理。
发动机时寿件管理，需要记录发动机时寿件的寿命消耗，计算其剩余寿命，并记录在发动机
履历本中，在剩余寿命消耗完以前更换所属模块，送维修中心或大修厂更换。发动机/模块
大修计划管理，在发动机履历本中记录发动机/模块的工作小时数，当发动机/模块达到其规
定大修间隔时间（TBO：Time Between Overhaul），将其送到大修厂或专门的修理中心进行
大修。
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涡轮螺旋桨发动机
第 10 章 涡轮螺旋桨发动机
涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机，由螺旋桨和燃气发生器组成，普遍应用于支线飞
机及通用飞机领域（ATR、庞巴迪、新舟系列等）。涡轮螺旋桨发动机和活塞式发动机相比，
具有重量轻、振动小等优点；与涡轮喷气和涡轮风扇发动机相比，则具有油耗低和起飞推力
大的优点。受螺旋桨性能的限制，涡桨发动机飞机飞行速度一般不超过 900km/h。因此，在
大型远程运输机上，涡轮螺旋桨发动机已为涡轮风扇发动机所取代，但在中、小型运输机和
通用飞机上仍有广泛应用。涡轮螺旋桨发动机靠动力涡轮把燃气发生器出口燃气中的大部分
可用能量转变为轴功率，用以驱动螺旋桨，燃气中剩下小部分可用能量（约 10%）在喷管中
转为气流动能，直接产生推力。由于螺旋桨转速较低，动力涡轮与螺旋桨之间设有减速器。
10.1 涡桨发动机的特点
10.1.1 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
图 10-1 典型 PW100 发动机截面图
由于涡桨发动机进、排气速度不高，进气道和喷管已退化为进气装置和排气装置。进气
装置的主要作用是确保空气顺利进入发动机，有的发动机进气装置中还有防尘、防冰装置；
排气装置的目的是使燃气顺利喷出发动机，同时也产生少量推力，有的发动机排气装置中还
装有热交换器和消音器。减速器位于螺旋桨与发动机功率输出轴之间，作用是使螺旋桨转速
低于涡轮功率输出轴转速，从而确保在发动机输出较大功率的同时，螺旋桨的效率较高；燃
气发生器是涡桨发动机的核心部件，作用是产生高温、高压燃气，便于在涡轮中膨胀。为了
将燃气绝大部分的可用能量通过涡轮传递给螺旋桨，涡桨发动机的涡轮都为多级涡轮，以确
保燃气在涡轮中充分膨胀，最后通过涡轮轴输出扭矩并经减速器减速后带动螺旋桨，产生推
115
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涡轮螺旋桨发动机
力。
涡桨发动机工作系统除一般燃气涡轮发动机的系统外，还必须包括螺旋桨转速调节器系
统和顺桨、回桨、反桨等控制装置，以确保螺旋桨的工作效率和飞机的飞行性能及飞行安全。
10.1.2 涡桨发动机的工作特点
1. 发动机推力主要来自螺旋桨拉力
涡桨发动机的螺旋桨的驱动力来自燃气发生器，将燃气发生器获得的机械能的 85%～
90%用来带动螺旋桨，只有少量 10%左右可用能量用来增加气体动能。
2. 发动机起飞推进力大，飞机起飞性能好
当发动机传递给螺旋桨的功率一定时，随着飞行速度的降低，螺旋桨拉力增加。
3. 在一定条件下，螺旋桨可产生较大负拉力，改善飞机着陆和中断起飞性能
当螺旋桨桨叶迎角为负迎角时，螺旋桨将产生负拉力。所以当飞机着陆时，可使螺旋桨
桨叶迎角变为负迎角，从而为飞机提供负拉力，有效缩短飞机滑跑距离，改善飞机着陆和中
断飞性能。
4. 发动机中、低速经济性好
当飞机中、低速飞行时，由于螺旋桨的工作效率高，同时，喷气速度低，离速损失小，
喷气推进效率高。当飞行速度过高（＞373mile/h）时，螺旋桨将产生较大的激波阻力，导
致螺旋桨效率急剧下降，发动机性能迅速变差。
5. 发动机功率的输出受到减速器负荷的限制
涡桨发动机工作时，由于发动机绝大部分的推进力是由动力涡轮经减速器传递给螺旋
桨，减速器的减速比可高达 1：15，减速器齿轮承受巨大的扭矩，负荷较重。所以减速器传
递的功率将受到减速器重量和尺寸的限制，进而使涡桨发动机的功率输出不可能无限制增
加。事实上，目前涡桨发动机减速器的质量已相当于压气机和涡轮的总和，减速器的工作寿
命直接影响到发动机的使用寿命。所以，涡桨发动机在使用中，应特别防止发动机超负荷使
用（尤其在冬季飞行时）。
由此可见，涡桨发动机不仅中、低速经济性好，而且对起飞、着陆机场的要求不高，最
适宜做中、低速支线运输飞机的动力装置。同时，因螺旋桨的噪声较大，对飞机的舒适性具
有一定影响。随着螺旋桨性能的改进，涡桨发动机的应用前景将更加广阔。
10.1.3
主要性能参数
涡桨发动机的主要性能参数较多，这里只介绍当量轴功率和当量燃油消耗率。
1. 当量轴功率（ESHP）
N
equ
在介绍当量轴功率前，先介绍以下几个基本概念：
1）发动机有效功率
N
e
发动机用来带动螺旋桨的功率。
116
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涡轮螺旋桨发动机
2）螺旋桨轴功率
N
S
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
N
N
（10-1)
S
e m
式中
——减速器的机械效率，一般为 0.97～0.98。
m
涡桨发动机螺旋桨轴功率还可以通过下面的公式来计算
N
KMn
（10-2)
S
B
式中 K ——发动机结构常数；
M ——减速器传递的扭矩；
n
——螺旋桨转速。
B
所以，当螺旋桨轴功率一定时，螺旋桨转速越低，减速器传递的扭矩越高。对具体的
发动机，为了防止减速器齿轮的过度磨损，确保发动机使用寿命，必须对发动机扭矩进行限
制，飞行中不允许超过扭矩的限制值。如 PT6A-61 发动机，发动机最大扭矩限制在 2230 lb·ft
以下。
3）螺旋桨的推进功率
N
B
螺旋桨的拉力推动飞机前进所做的功率，即
N
pV
（10-3)
B
fly
式中 p ——螺旋桨拉力；
V
——飞行速度（与发动机零站位处的气流速度 c0 大小相等，方向相反，
fly
Vfly=c0）。
4）螺旋桨效率B
螺旋桨推进功率与螺旋桨轴功率之比，即
N
B
（10-4)
B
NS
所以，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。
由于涡桨发动机的推进力来自螺旋桨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
FV
N
=N
fly
（10-5)
equ
S
75
B
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涡轮螺旋桨发动机
式中
N
——当量轴功率（hp）；
equ
N
——螺旋桨自身轴功率（hp）；
S
B
——螺旋桨效率；
F ——喷气推力(daN)；
V
——飞行速度(m/s)。
fly
例 某涡桨发动机，飞行速度为 300 kn，螺旋桨轴功率为 720 hp，同时产生 130 lb 的
推力，若螺旋桨效率为 0.8，求此时发动机的当量轴功率。
解 已知：
V
=300 kn=154.3 m/s；
N
=720 hp；F=130 lb=59 daN；B
= 0.8。
fly
S
FV
fly
59154.3
当量轴功率：
N
=N
720
872
hp
equ
S
75
750.8
B
当发动机在地面工作时，飞行速度为零，发动机推进功率为零，所以，此时无法利用
式（10-5)来计算发动机当量轴功率大小。由实验得知，发动机在地面工作时，螺旋桨要产
生 1 kgf 的拉力，螺旋桨需要 0.83～0.91 hp 的轴功率，利用此换算系数，就可以得出发动机
当量轴功率，用公式表示为
N
=N
KF
（10-6)
equ,0
S,0
0
式中
N
——飞行速度为零时的当量轴功率；
equ
,0
N
——飞行速度为零时，螺旋桨的轴功率；
S,0
F
——飞行速度为零时，发动机的喷气推力。
0
K —— 取值 0.83～0.91，称为马力折合系数，单位为 hp/daN，其值随螺旋桨的型
别不同而变化。
例 在试车台上试验某涡桨发动机时，测得螺旋桨轴功率为 2 655 hp，喷气推力
F
0
=271 daN，取马力折合系数为 0.90，求此时发动机当量轴功率。
解 当量轴功率
N
=N
+KF
2655 0.90 271 2899
hp
equ,0
S,0
0
2. 当量燃油消耗率
sfc
equ
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。
10.2 典型减速齿轮箱
齿轮减速器是航空发动机驱动螺旋桨必不可少的部件，它是涡桨发动机传动系统的重要
118
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮螺旋桨发动机
组成部分。它的一端与发动机转子或动力涡轮相连，另一端与螺旋桨相接（见图 10-1）。为
了使涡轮的工作效率高，外廓尺寸小，转速必须很高，一般在 6000r/min～18000 r/min。
而螺旋桨的最有利转速则比较低，一般螺旋桨的转速为 800r/min～1200 r/min。航空发动
机减速器的作用是使两个转速不同的部件相互匹配，分别在各自的最佳转速工作，并能高效
率地传递功率。（图 10-2）所示是 PW127J 发动机减速齿轮箱，为二级偏置式减速齿轮箱，
总减速比为 16.67:1。
1. 目的
将动力涡轮的转速（NPT20000rpm）减至适合螺旋桨工作的转速（NP1200rpm），驱动相
应附件。
2. 描述
二级偏置式减速齿轮箱，经第二级减速后有 4 个附件驱动输出轴。位于第一级和第二级
减速之间，设有电子扭矩测量系统。
图 10-2 PW127J 减速齿轮箱
3. 部件安装
减速齿轮箱上安装的外部附件以及在 100%NP 时附件的传动转速，见表 10-1。
表 10-1 外部附件及其转速
序号
附件名称
转速（rpm）
转向
备注
1
交流发电机
14634
顺时针
从驱动端看
2
超速调节器
5446
逆时针
共用一个传动轴
3
PCU 泵
5446
逆时针
119
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涡轮螺旋桨发动机
4
PCU
1200
顺时针
5
液压泵
6020
顺时针
螺旋桨转速传感
6
器
7
扭矩传感器
两件
8
电动顺桨泵
9
金属屑探测器
两件
10
螺旋桨
1200
顺时针
10.3 典型的涡桨发动机
涡桨发动机十分适合用于起飞重量大，要求经济性，同时对最大速度要求不高的大型固
定翼飞机使用。比如国内的运-8、运-9 运输机、MA60 和 MA600 飞机，欧洲的 AM400 中型运
输机，俄罗斯的图-95 轰炸机和安-12 飞机用的都是涡桨发动机。PW127J 发动机是自由涡轮
式双转子涡轮螺旋桨发动机（见图 10-3），是我国国产支线 MA60 和 MA600 飞机的动力装置。
PW127J 发动机由 2 级离心式压气机、有 14 个气动喷嘴的环形回流式燃烧室、2 级轴流式动
力涡轮、2 级轴流式自由涡轮、减速器等五大部件组成。减速器为 2 级减速，输出转速 1200
r/min。发动机的主要特点是采用 2 级双转子离心式压气机、分别由各自的涡轮驱动，高压
涡轮和低压涡轮均为单级轴流式。
图 10-3 PW127J 发动机剖面图
PW127J 发动机的主要性能参数为：起飞功率为 2750 SHP，正常起飞功率为 2475 SHP，
最大连续功率为 2750 SHP，最大爬升功率为 2192 SHP，最大巡航功率为 2132 SHP。
120
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涡轮螺旋桨发动机
10.3.1 特点
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，起动容易；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式电子燃油调节系统
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，可以使失效发动机螺旋桨
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
10.3.2 站位
发动机主通道各特征截面编号称为站位（见图 10-4），以便于参数记录和叙述，现列表
如下（以 PW124B 为例）：
图 10-4 PW127J 发动机站位
121
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涡轮螺旋桨发动机
表 10-2 PW124B 发动机在国际标准大气海平面状态 2400SHP 时的参数
10.3.3 安装边
PW127J 发动机安装边如图 10-5 所示：
现场级分离
B - 减速齿轮箱至前进气机匣；
C - 前进气机匣至后进气机匣；
仅在大修时分离
D - 后进气机匣至低压扩压机匣；
E - 低压扩压机匣至压气机中介机匣；
F - 压气机中介机匣至燃气发生器机匣；
热段检查时分离
K - 燃气发生器机匣至涡轮支撑机匣。
图 10-5 PW127J 发动机安装边
10.3.4 轴承
轴承，支撑主要旋转部件如图 10-6 所示。
122
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涡轮螺旋桨发动机
图 10-6 PW127J 发动机轴承
滚珠轴承：吸收轴向和径向载荷。
滚棒轴承：仅吸收径向载荷且允许轴向膨胀延伸。
表 10-3 转子支撑方案
旋转部件
高压转子
低压转子
动力涡轮轴
3 号滚珠
1 号滚珠
4 号滚珠
轴承
2 号滚棒
5 号滚棒
6 号滚棒
7 号滚棒
旋转
顺时针
逆时针
顺时针
轴载荷
向前
向前
向后
10.3.5 涡桨发动机的操作
PW127J 发动机是一个通过两级减速齿轮箱驱动螺旋桨的涡轮发动机。三个主要旋转部
件组成发动机的心脏，分别为低压压气机和低压涡轮，高压压气机和高压涡轮，两级动力涡
轮和动力涡轮轴。三个旋转部件未连接在一起，以不同的速度和相反的方向进行旋转。这种
设计被称之为“自由涡轮发动机”。这种结构允许飞行员独立于压气机的速度来变换螺旋桨
的速度。起动时仅需起动高压转子，起动力矩小，由安装在附件齿轮箱上的起动机来起动。
机械式燃油控制器安装在附件齿轮箱上，根据动力要求和飞行条件调节流向燃油喷嘴的燃油
流量。机械式燃油控制器（MFCU）由电气、油压、气动和机械活门等组成，它在发动机整个
工作包线范围内调节燃油流量，该控制器为保证发动机电子控制器（EEC）和人工工作模式
的基础。通过功率杆角度（PLA）、状态杆角度（CLA）、螺旋桨控制器(PCU)和座舱操纵系统
相连。
机械式燃油控制器上装有两个摇臂，一个功率摇臂和一个状态摇臂分别用连杆与螺旋桨
控制器上的功率摇臂和状态摇臂相连。驾驶舱中的功率杆和状态杆通过钢索和软轴分别与功
率摇臂和状态摇臂相连。功率杆用于在最大负拉力和最大拉力之间调节发动机的功率，状态
123
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涡轮螺旋桨发动机
杆用于在最大转速和最小转速之间调节螺旋桨转速，使螺旋桨顺桨，使发动机断油停车。与
功率杆相连的还有一个功率杆角度传感器(RVDT)，将功率杆角度输入发动机电子控制器
（EEC）中。在正常和手动方式，MFCU 计量供给发动机的燃油流量，同时向燃油引射泵提供
动流（见图 10-7）。
图 10-7 机械式燃油控制器
安装在减速齿轮箱上的螺旋桨控制器（PCU）根据功率需求、飞行员的速度选择和飞行
条件，通过改变桨叶角度来控制螺旋桨的速度。螺旋桨的几种常见工作状态。
调速状态——即状态杆在调速范围内任一位置，螺旋桨就在其对应转速下恒速转动。当
发动机功率不变，状态杆从最小转速位置推至最大转速位置。螺旋桨控制器的调速器将改变
桨叶角使之减小，使螺旋桨加速。当螺旋桨转速增加到最大转速时，达到稳定状态。状态杆
收至最小转速位置，将导致与上述相反的作用，这将使桨叶角增加。螺旋桨转速减小直到最
小转速，达到稳定状态。当状态杆位置不变，发动机功率变化时，螺旋桨控制器的调速器将
改变桨叶角以维持螺旋桨转速不变。功率增加—NP 上升—桨距增加—桨叶角变大，NP 下降。
功率减小，工作情况相反，使桨叶角变小。
进场着陆状态——为了使拉力减至最小而使飞机顺利着陆，当螺旋桨处于欠速状态，螺
旋桨的实际转速较低，这种方式用于进场、着陆全过程。
飞机着陆滑跑状态——飞机着陆接地后，功率杆立即越过飞行慢车止动卡槽，置于飞行
慢车与最大反桨之间。螺旋桨的桨叶角直接由功率杆凸轮来控制。拉力和负拉力的大小也是
由功率杆从地面慢车位置后拉，负拉力增大，直到最大反桨，负拉力最大。
顺桨状态——在空中或地面使螺旋桨处于顺桨状态，空中使失效发动机的螺旋桨阻力最
小，地面用于发动机停车状态。
超速状态——作为螺旋桨转速的超速保护系统，防止螺旋桨超速。螺旋桨超速调节器由
发动机制造厂提供，安装在发动机减速齿轮箱上，对螺旋桨控制系统是一个附加的安全装置，
仅作为备份系统，防止发动机和螺旋桨严重超速。
124
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮螺旋桨发动机
10.4 典型涡桨发动机单元体及维护介绍
10.4.1 典型涡桨发动机单元体及主要附件识别
1. 冷段
目的：提供正确的空气流量，并进行必要的增压以满足不同的需要（见图 10-8）。
图 10-8 PW127J 进气和压气机段
组成：
——前进气机匣；
——压气机中介机匣；
——后进气机匣；
——附件齿轮箱；
——滑油箱放气活门；
——低压叶轮；
——P2.5 单向活门；
——低压叶轮罩；
——高压叶轮罩；
——低压扩压器机匣；
125
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮螺旋桨发动机
——高压叶轮；
——低压扩压管；
——燃气发生器机匣。
（1）增压比
低压压气机 5.65:1
高压压气机 2.6:1
总增压比
5.65×2.6=14.7
（2）前进气机匣
将涡轮机与减速齿轮箱连接；
用减速齿轮箱滑油回油防冰。
（3）后进气机匣
为附件齿轮箱、滑油箱及滑油泵提供安装位置通过 1 号和 2 号轴承支撑动力涡轮轴。
在左侧有孔探仪检查口和压气机清洗口；P1.8（进气道总压）感压通道；叶轮罩放气口。
安装在机匣上的有：
——1 个 T1.8 总温探头；
——2 个高压转速传感器（NH1、NH2）；
——接线盒；
——微调电阻。
（4）低压压气机
由 3 号轴承支撑；
单独平衡；
在 3 号轴承螺帽上测量低压转速（NL）；
逆时针旋转（顺航向）。
操作：空气通过进气机匣进入涡轮机，低压叶轮使空气加速。空气由低压扩散机匣进入
低压扩散管，低压扩散管增加气体的压力并将压缩空气导入中介机匣。高压叶轮再次使空气
加速，空气通过内部高压扩散管时，气体压力增加，并引导压缩空气进入燃气发生器机匣。
2. 热段
目的：通过点燃压缩空气和燃油产生燃烧能量，将燃烧能量转化为旋转力，驱动压气机
和螺旋桨（见图 10-9、10-10）。
图 10-9 PW127J 热端部件工作流程
126
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮螺旋桨发动机
图 10-10 PW127J 燃烧室和涡轮段
组成：
——燃烧室
——高压涡轮
——低压涡轮
——动力涡轮。
操作：发动机热段部件有燃气发生器的部件。离开燃烧室的热膨胀气体由高压涡轮叶片
环导向高压涡轮叶片，由低压涡轮叶片环导向低压涡轮叶片。这些气体穿过动力涡轮叶片环，
撞击动力涡轮叶片。涡轮机通过动力涡轮轴和减速齿轮箱转动螺旋桨。
排气管道将动力涡轮中的气体排到大气中。
10.4.2 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。
A. 发动机维修方法：
注：门限周期是进行组件检查的规定时间，它必须考虑飞行周期、飞行时间等，并只提
供给固定门限检查周期(硬时限)程序。
127
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮螺旋桨发动机
( 1 ) 利用率较高飞机(每年超过 1200 h )的发动机定时维修
( a ) 发动机可按照 P&WC 公司推荐的维修方案在固定的门限检查周期进行检查。
( b ) 使用者可根据 P&WC 公司推荐的大纲，编制属于自已的专用方案，并在固定的门
限检查周期，对发动机进行维修。使用者应对其专用方案负责，该方案可以包括进一步的大
修和 HSI (热段部件检查)时限，并由当地适航当局批准。
( c ) 发动机附件应该被监控，撤消门限取决于使用者的经验。
( 2 ) 利用率较低飞机(每年少于 1200 h )的发动机定时维修
( a ) 利用率低的飞机必须符合定期检查、维修任务、次数和大修寿命限制。
( b ) 发动机附件应该被监控，撤消门限取决于使用者的经验。
( 3 ) 视情维修方案
( a ) 对于 PWl27J ( BSl018 )发动机：
1
发动机可按相应的视情维修方案维修，该方案由使用者依据 P&WC 公司的建议编制
出来的。使用者应该拥有一个由他们当地适航当局批准的专用大纲；
2
视情维修方案( OCP )由 P&WC 公司推荐，它包括定期检查、维修任务和次数。如果
一台发动机是新的或者大修后运转时间为零小时，那么这台发动机适用视情维修方案，该方
案也适用服役中的发动机，在确认服役中的发动机适用视情维修方案之前，在第 B. 节中列
出了专用的检查和必须要进行的检查。在到达使用者正常定时门限检查间隔( TBO )之前，
如果还不到 500 h ，那么发动机就不改变维修大纲。
( 4 ) 发动机附件应该被监控，撤消门限取决于使用者的经验。
( 5 ) 发动机／组件软时限和硬时限的定义如下：
( a ) 软时限
l 发动机／组件的软时限定义为推荐那些按照经过批准的视情维修方案进行发动机维
护的用户，在发动机／组件完全恢复之前所执行的经济最小检查间隔。当一个组件到达所规
定的软时限时，不需要从飞机上拆下发动机。
2
当发动机从飞机上拆下，且发动机／组件已超过软时限时，恢复发动机／组件则认
为是经济实惠的。
( b ) 硬时限
1
发动机／组件的硬时限定义为对于未执行下列工作的用户，在发动机／组件进行大
修之间执行的由加拿大交通部批准的的最大检查间隔：
· 按照经过批准的视情维修方案维护发动机；
或者
· 由当地权威机构给用户的机群批准改进的维护方案。
128
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮螺旋桨发动机
B. 服役中发动机的视情维修方案符合性要求
（ 1 ）需要的特殊检验和检查
（ a ）新发动机或大修以后最多 500 h 。
1
不需要特殊检验或检查。
（ b ）在 500 h 与批准的发动机大修寿命一半之间。
1
低压( LP )转子的孔探仪检查。
2
金属屑探测器功能检查。
3
滑油滤检验和滤纸检查。
4
当执行步骤 2 和 3 时，发现一些碎屑时进行光谱分析。
5
燃油滤检验／清洗。
6
T6 系统检查。
7
功率保证。如果发动机已经不用发动机状态趋势监控( ECTM ®)，那么要求涡轮间温
度( ITT )／ T6 有 10 ℃( 20 ℉)的最小裕度。如果新发动机或经过翻修的发动机处于
ECTM ®之下，那么只能在功率保证限制之内，如果超过限制值或者裕度(如果适用)少于最小
值。
8
发动机外部检查包括：
· 减速齿轮箱和前、后进气机匣的腐蚀情况；
· 滑油一燃油加热器的涂敷层、滑油和燃油导管、低压扩散段导管和引气管的状态。
· 所有附件包括 EEC (发动机电子控制)、 AFU (自动顺桨装置)、点火和导线线束等
的状态和定位。
9
燃油喷嘴的详细检查
注：如果燃油喷嘴已经被更换，或者在以前的一个 1000 FH 之内已经进行了检查，那
么现在就不需要检查了。
10
点火塞的详细检查。
（ c ）超过批准的发动机大修寿命一半，并且距离被批准的发动机大修寿命最少还有
500 h 。
1
对于工作在 500 h 和批准的发动机大修寿命一半之间的发动机要进行全面的检验
和检查。
2
热段部件检查( HSI )。除非发动机状态趋势监控( ECTM ®)能够准确地工作，同时
没有观察到不可接受的性能变坏情况，或者自从进行热段部件检查以后的时间少于批准的发
动机大修寿命的一半。
129
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
涡轮螺旋桨发动机
3
附件齿轮箱的孔探仪检查，塔式传动轴伞齿轮的目视或孔探仪检查。
4
高压涡轮导向叶片，叶片和燃烧室的孔探仪检查。
（ d ）距批准的发动机大修寿命的余留时间少于 500 h 。
1
发动机完成大修之后，该发动机才能使用视情维修方案。
130
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
螺旋桨
第 11 章 螺旋桨
螺旋桨安装在活塞发动机或者涡桨发动机上。螺旋桨由桨毂组件、桨叶组成。桨叶安装
在桨毂上,桨毂前面安装具有整流功能的毂帽。桨毂安装在发动机输出轴上，将发动机输出的
机械能转化成飞机向前飞行的动力（图11-1）。有的飞机落地后还可以利用桨叶反桨产生较大
的负拉力，起到制动的作用，以缩短飞机着陆后的滑跑距离。
图 11-1 螺旋桨实物
11.1 名词术语
螺旋桨至少包括2个桨叶，桨叶通过叶根安装到桨毂上。叶根又叫桨叶轴,安装于桨毂内。
桨叶最接近桨毂的比较厚的部分称为叶柄。离桨毂最远的部分称为叶尖，一般定义为最外侧6
英寸桨叶。桨叶旋转迎风面叫做前缘，旋转背风面叫做后缘。桨毂组件将螺旋桨安装在发动
机减速器输出轴上(图11-2)。
图 11-2 桨毂和桨叶
每个桨叶作为旋转的翼型产生前向的拉力或推力。桨叶突起弧度较大的一面称为叶背，
类似于机翼的上表面；突起弧度较小的一面称为叶面，类似于机翼的下表面。桨叶任一剖面
131
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
螺旋桨
前缘和后缘之间的连线称为弦线。
螺旋桨旋转平面和任一桨叶剖面弦线构成的夹角称为桨叶角φ(图11-3)。桨叶角随半径
增大逐渐减小，在叶尖处最小，其变化规律是影响桨工作性能最主要的因素，通常以特定站
位桨叶角值代表该桨桨叶角。桨叶角的大小将影响螺旋桨旋转一周所排出的空气量的多少,
桨叶角大,螺旋桨旋转一周排出的空气量多,使螺旋桨的负荷变大；桨叶角小,螺旋桨旋转一周
排出的空气量少,使螺旋桨的负荷变小。变距螺旋桨中,增大桨叶角叫变大距,减小桨叶角叫变
小距。
图 11-3 螺旋桨桨叶
为识别沿螺旋桨桨叶长度方向特定的部位，螺旋桨以桨毂中心作为参照点（0站位）、以
英寸为单位定义桨叶站位，作为离桨毂中心的指定距离的参考位置（图11-4）。
螺旋桨由发动机输出轴驱动，不同站位的角速度相同，但是切线速度与站位成正比。为
补偿沿螺旋桨桨叶的速度差，桨叶每小段给定不同的角度。桨叶角从桨毂到叶尖逐渐减小称
为桨距分配，因此螺旋桨桨叶形成扭转的三维形状。桨叶的扭转沿桨叶长度的大部分提供基
本不变的迎角。除叶片扭转外，大多数螺旋桨接近桨毂用较厚的低速翼型，接近翼尖用较薄
的高速翼型。这样同叶片扭转组合，允许螺旋桨沿着桨叶整个长度产生相对不变的拉力。
图11-4 螺旋桨站位
132
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
螺旋桨
严格的意义上，螺旋桨桨距是指螺旋桨转动一圈纵向前进的理论距离。桨距和桨叶角描
述两个不同的概念，然而它们是密切相关的。说一个螺旋桨有固定的桨距，实际上意味螺旋
桨桨叶给定在固定的桨叶角上。桨距和桨叶角存在下述关系，即（11-1）式中：
H——桨距；
R——螺旋桨特征截面半径；
——特征截面的桨叶角。
几何桨距定义为螺旋桨通过不可压缩介质转一圈前进的距离，没有任何效率损失。所以，
桨叶角大，则几何桨距大。几何桨距是从距离桨毂中心至叶尖长度的75％站位点测量的。有
效桨距是指螺旋桨转一圈实际前进的距离。飞机在地面静止时，有效桨距为0；巡航状态时，
有效桨距最大。几何桨距和有效桨距之间的差值称为滑流（滑距）。飞行速度的大小则取决于
螺旋桨的有效桨距和转速。
例如：螺旋桨的几何桨距为50英寸，理论上转一圈它应向前运动50英寸。然而，如果飞
机实际向前运动仅35英寸，有效桨距是35英寸和螺旋桨效率是70％。在这种情况下，滑流代
表15英寸或30％的效率损失。实际上，大多数螺旋桨效率是50％～87％。
滑流的大小说明了螺旋桨在工作过程中，对流过它的介质的压缩程度，即螺旋桨对流过
它的介质的作用力(气动力)的大小，当然，也是介质对螺旋桨的反作用力的大小，该反作用
力在发动机轴向方向的分力就是螺旋桨产生的拉力，所以拉力的大小取决于滑流的大小（图
11-5
。
图 11-5 几何桨距和有效桨距
螺旋桨产生拉力或者推力的原理类似于机翼产生升力原理，主要是气动拉力和叶型拉
力。气动拉力是当空气以相对速度流过桨叶时，将空气压缩，使发动机一侧叶面的气动压力
大于叶背压力产生拉力；叶形拉力是空气流过桨叶的叶背时，流速增大，压力降低；空气流
过桨叶的叶面时，流速降低,压力升高，在桨叶的前后桨面形成压力差。综上所述，螺旋桨旋
转时，在桨叶的叶背（螺旋桨桨叶前面）将会产生低压区，在桨叶的叶面（螺旋桨桨叶后面）
将会产生高压区。低压区同高压区间的压力差使螺旋桨产生了气动合力，气动合力轴线分量
133
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
螺旋桨
为拉力或者推力。同时，空气经过桨叶前缘时,气流受阻,流速减慢,压力提高；空气流近后缘
时,气流分离,形成涡流,压力下降，最终形成桨叶旋转阻力（图11-6）。
从宏观方面可以认为流过螺旋桨的空气对螺旋桨的作用力在发动机轴线方向的分力称
为螺旋桨的拉力。螺旋桨产生的拉力与螺旋桨在单位时间内的排气质量，排气速度和飞行速
度有关。当排气速度和飞行速度保持不变时，螺旋桨产生的拉力随着螺旋桨单位时间排气质
量的增大而增大。螺旋桨在单位时间内排气量的多少，取决于桨叶角和转速的大小。当螺旋
桨的转速保持不变时，桨叶角大，螺旋桨旋转一周排出的空气量多，则螺旋桨单位时间内排
气量多，拉力就大。当桨叶角保持不变时，螺旋桨的转速高，则螺旋桨单位时间内排气量多，
拉力就大。当螺旋桨单位时间排气质量和飞行速度保持不变时，螺旋桨产生的拉力随着排气
速度的增大而增大。
综上所述，螺旋桨产生拉力的大小取决于几个因素：桨叶迎角，螺旋桨转速和螺旋桨桨
叶翼型的形状。
图 11-6 空气流过螺旋桨综合示意图
螺旋桨的功率包括轴功率和推进功率。轴功率(SHP)是指输送到螺旋桨的功率。当量轴
功率(ESHP)仅适用于涡桨飞机，是在计算总的功率输出时，轴功率加上喷气推力的影响。由
于涡桨发动机通过旋转轴输出功率，在试车台上依据轴的转速和扭矩测量发动机产生的功率
(马力)。在静态条件下，输送到螺旋桨上1轴马力假定产生2.5磅推力。则此时：
ESHPSHPR
/
（11-2）
n(jet)
其中
R
表示喷气产生的推力。
n(jet)
134
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
螺旋桨
螺旋桨的推进功率是拉力和速度的乘积。它由发动机的有效功率转变而来，但是由于涡
流、摩擦、滑流等因素的存在，必然要损失部分功率，影响推进效率。
（11-3）
螺旋桨的效率是螺旋桨的推进功率和提供给螺旋桨的轴功率之比，如其它条件不变，螺
旋桨效率最佳的攻角是在2o～4o之间（图11-7）。攻角过大，桨叶将发生失速，推进效率急剧
下降。螺旋桨在原地工作时，速度为零，效率等于零。
（11-4）
图 11-7 螺旋桨效率与攻角的关系
11.2 螺旋桨原理
11.2.1 作用在螺旋桨上的力和力矩
螺旋桨会受到离心力、拉力、扭力、气动扭转力、离心力扭转力以及振动力等。
1. 离心力
作用在螺旋桨的力中，离心力引起最大的应力。离心力可以描述为拉桨叶离开桨毂的力
(图11-8)。离心力的大小与转速的平方、半径、质量成正比，桨叶尖部分受到的离心力最大。
为了减少离心力，叶尖部分一般都采用薄翼型，最新的螺旋桨采用复合材料减小离心力。桨
叶根部需要承受整个桨叶的离心力的合力。
2. 拉力弯曲力
拉力弯曲力试图将桨叶叶尖向前弯(图11-9)。螺旋桨桨叶产生的轴向拉力沿桨叶分布，
会产生一个弯曲力，使得桨叶在旋转产生拉力时会略微向前弯曲。
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螺旋桨
图 11-8 螺旋桨离心力
图 11-9 拉力弯曲力
3. 阻力弯曲力
螺旋桨旋转时会产生与旋转方向相反的空气阻力(图11-10)，这个力试图使螺旋桨沿旋
转相反方向弯曲。
图 11-10 阻力弯曲力
4. 气动扭转力
当螺旋桨桨叶产生拉力时，当气动合力位于螺旋桨转轴前部时气动力将产生变大距的力
矩，桨叶角有增大的趋势（图11-11)。当气动合力位于螺旋桨转轴的后部时则相反，桨叶角
有减小的趋势（图11-12）。因此，气动扭转力可被设计用于增加或减小螺旋桨的桨叶角。
5. 桨叶离心扭转力
桨叶旋转时，各部分都要产生离心力。如图11-12所示，因螺旋桨是扭转的，以前缘微
元体为例，其位于桨叶弦线的左侧，螺旋桨前缘微元体产生的离心力N在水平方向会有一个指
向左侧的分力，该力有使桨叶向旋转平面转动的趋势，而垂直方向分力因与螺旋桨旋转轴线
垂直，无法转动；后缘微元体可作类似分析，该处微元体也有使桨叶向旋转平面转动的趋势。
因此离心扭转力试图减小螺旋桨的桨叶角。桨叶离心扭转力大于起动扭转力，所以旋转桨叶
始终有变小距的趋势。
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螺旋桨
螺旋桨轴
螺旋桨轴
图 11-11
气动扭转力（变大距）
图11-12 气动扭转力（变小距）
6. 配重离心扭转力
有的变距螺旋桨在桨叶根部固定有配重，当螺旋桨旋转时，类比于桨叶离心力的分析方
法，配重产生的离心力将使螺旋桨变大距（图11-13）。配重离心力大于桨叶离心力，所以装
有配重的旋转桨叶有变大距的趋势。
图 11-13 离心扭转力
7. 振动力
当螺旋桨产生拉力时，由于存在气动和机械力，叶片发生振动。某些发动机螺旋桨组合
有能够发生严重的螺旋桨振动的临界范围。在这种情况下，临界范围在转速表上用红色的弧
指示。螺旋桨设计允许一定程度的振动力。
8. 力矩
发动机轴传输力矩驱动螺旋桨旋转。螺旋桨旋转时产生与旋转方向相反的阻力矩。当发
动机输出力矩大于阻力矩时，螺旋桨转速会增加；当发动机输出力矩小于阻力矩时，螺旋桨
转速会减小；当发动机输出力矩等于阻力矩时，螺旋桨转速会维持恒定不变。
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螺旋桨
11.2.2 桨叶迎角及其影响因素
桨叶迎角α(又称桨叶攻角)是桨叶弦线和合成速度的夹角，通常以特定站位桨叶迎角的
角值代表该桨叶迎角。相对气流的大小、方向取决于飞机的相对气流前进速度和螺旋桨的旋
转速度（图11-14）。
螺旋桨
合成速度
旋转速度
弦线
飞行速度
图11-14 桨叶攻角与桨叶角
图 11-15 飞机静止时相对风方向
图 11-16 飞机运动时相对风方向
当螺旋桨在静止的飞机上旋转，相对气流的方向与螺旋桨的旋转运动相反，桨叶迎角和
桨叶角是一样的（图11-15）。当飞机开始向前运动时，相对气流改变方向，因为除旋转运动
外，螺旋桨也向前运动。旋转和向前运动的组合产生相对气流不直接对着螺旋桨桨叶运动。
在这种情况下，桨叶迎角总是低于桨叶角（图11-16）。
影响桨叶迎角的因素有：桨叶角、飞机的飞行速度和螺旋桨的转速。当飞行速度和螺旋
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螺旋桨
桨的转速保持不变时,随着桨叶角的增大，桨叶迎角也增大。当桨叶角和螺旋桨的转速保持不
变时，随着飞行速度的增大，桨叶迎角减小。当桨叶角和飞行速度保持不变时，随着螺旋桨
的转速的增大，切向速度变大，所以桨叶迎角也变大。
11.2.3 螺旋桨的静平衡、动平衡、气动平衡
若要正确地发挥发动机和螺旋桨的性能，螺旋桨的平衡是关键。螺旋桨的平衡分为静平
衡、动平衡和气动平衡。
1. 静平衡
当螺旋桨的重心同它的转轴一致时，螺旋桨是静平衡的。
检查螺旋桨静平衡用刀刃法或悬挂法。两种静平衡方法中刀刃法较简单和更精确。检查
螺旋桨平衡前首先保证桨叶角全一样。螺旋桨应做水平和垂直平衡检查。对于两个桨叶的螺
旋桨组件，1号桨叶在垂直位置，然后重复另一桨叶在垂直位置。如果螺旋桨是垂直平衡的，
它将保持在垂直位置。如果存在垂直不平衡，螺旋桨将有静止在水平位置的趋势（图11-17）。
图11-17 垂直平衡检查
对两个桨叶的螺旋桨组件进行水平平衡检查时，如果是平衡的，它将保持在水平位置。
如果存在水平不平衡，一个桨叶将趋于向下移动，引起螺旋桨静止在垂直位置（图11-18）。
三叶螺旋桨的表平衡要求放置螺旋桨在3个基本的试验位置。正确平衡的三桨叶螺旋桨应当是
每个桨叶在6点钟位置时都没有转动的趋势（图11-19）。如果发现桨叶静不平衡，需要根据
螺旋桨厂家规定的步骤在规定的位置增加配重。
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螺旋桨
图11-18 水平平衡检查
图11-19 三桨叶螺旋桨静平衡
2. 动平衡
螺旋桨旋转轴线与惯性主轴重合即为动平衡。
当桨叶重心不在同一平面旋转时，螺旋桨是动不平衡的。换句话说，当转子部件的质量
分布在较长轴上时，虽然静平衡保障了总体质量中心在旋转轴上，但旋转轴线很可能不与惯
性主轴重合，即垂直于旋转轴线的各个截面质量中心不都在旋转轴上，这时会有振动力矩产
生，这时发动机出现动不平衡，超过一定的限度，也就会出现发动机抖动的现象。
3. 气动平衡
螺旋桨旋转轴线与桨叶拉力合力重合即为气动平衡。
螺旋桨的拉力合力取决于每一个桨叶的桨叶角、桨叶旋转轨迹和气动外形。如果每一个
桨叶的桨叶角、桨叶旋转轨迹和气动外形都一样，桨叶拉力合力与旋转轴线重合。当桨叶的
桨叶角不一致时，各桨叶所产生的拉力不一致，会产生动不平衡。桨叶旋转轨迹不在一个平
面时，各桨叶所产生的拉力不一致，会产生气动不平衡。桨叶气动外形不一样时，各桨叶所
产生的拉力不一致，也会产生气动不平衡。
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螺旋桨
11.2.4 螺旋桨的振动及测试
无论是对涡桨发动机还是活塞螺旋桨发动机，螺旋桨振动都将会使发动机的主要承力部
件产生疲劳裂纹的可能性加大。虽然发动机设计时允许一定程度的振动，但是基于安全性考
虑，螺旋桨振动一直是发动机使用和维护过程中的重点关注项目。螺旋桨振动可能由于不平
衡、桨叶角不合适或者螺旋桨的轨迹检查不合格等，不管是哪种原因，螺旋桨都会在整个转
速范围内振动，只是振动的强度可能会随着转速的变化而有所变化。如果发动机的振动集中
于某一个特定的较小的转速范围内（例如：2200-2350转/分），那么这类振动一般不是螺旋
桨的问题，而是发动机与螺旋桨的匹配不良所致。
如果怀疑螺旋桨的振动值过大，但是又不能明确断定故障的原因，那么如果条件允许，
理想的排故方法是更换另一副已知适航的螺旋桨，然后进行地面振动测试和试飞验证。一般
来说桨叶的抖动不是振动的主要来源。一旦发动机正常工作，强大的离心力会将桨叶牢牢地
拉紧固定于桨毂上，形成一个刚性的整体，使得桨叶振动的强度与幅度都很小。
螺旋桨振动超限的原因也有可能是螺旋桨的整流锥安装不当造成的。当发动机转动时，
可以明显看得出来整流锥的晃动。这种情况通常是由于整流锥前部支撑点垫片厚度不足或者
是整流锥有裂纹或者变形等情况造成的。
螺旋桨振动测试的方法是现场动平衡，要求螺旋桨、整流锥和相关设备装在飞机上进行
检测与配平。发动机运转在特定的一个或者几个转速时，动平衡测试仪通过安装在发动机指
定位置的加速度计和光学转速传感器分别测得发动机振动的即时加速度值和位置信息，综合
测定后给出不平衡的大小和位置。现代新型动平衡测试仪会给出螺旋桨配重调整量的参考信
息。
11.3 螺旋桨分类
11.3.1 木质、铝合金、复合材料螺旋桨
根据螺旋桨材料不同，可分为木质螺旋桨、铝合金螺旋桨和复合材料螺旋桨。
1. 木质螺旋桨
木质螺旋桨由许多经过精心挑选的硬木薄片叠加起来的，通常使用5～9层单独薄片，每
层厚度大约3/4英寸，并用防水树脂胶粘合在一起。桨叶材料干燥之后进行加工，使用型板和
台式分度器，以获得所有站位上正确的外形和桨叶角（图11-20）。加工成型的桨叶外表面还
要包上用蒙布做成的保护层。为了提高桨叶的抗击打能力，还在桨叶前缘和尖部包上金属蒙
皮（图11-21）。金属蒙皮通常是镀铅锡钢板、锰钛合金等，靠埋头木螺钉或铆钉固定到桨叶
上。螺钉的头部被焊固到金属蒙皮上，以防止松动，并且焊料被锉平到加工平滑的翼面。在
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螺旋桨
桨叶端部附近开有排水孔，以及时排出积聚在金属蒙皮和木料之间的水分。
图11-20 木质的定距螺旋桨组合件
图11-21 木质螺旋桨桨叶的金属包梢
2. 铝合金螺旋桨
铝合金螺旋桨的的外形和木质螺旋桨相似，只是其截面比较薄。早期许多金属螺旋桨是
由硬铝的锻件制造的，目前通常用铝合金铸造成型，并在表面进行阳极化处理。和木质定距
螺旋桨比较，铝合金定距螺旋桨具有重量轻，维修费用低的特点，并且很容易做成桨叶安装
角可在地面调整的形式（图11-22）。
3. 复合材料螺旋桨
复合材料结构因重量轻、结构强度高、刚度大、稳定性好、抗疲劳、减振、可设计等优
点，在螺旋桨制造中逐渐普及。复合材料主要有树脂基复合材料、金属基复合材料、金属间
化合物基复合材料和陶瓷基复合材料等四大类，螺旋桨主要采用树脂基复合材料。复合材料
螺旋桨桨叶多采用蒙皮＋芯材＋纵梁”的剖面结构形式，梁的存在能够提高桨叶的弯曲、扭
转刚度（图11-23）。
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图11-22 金属螺旋桨
图11-23 复合材料螺旋桨
11.3.2 定距螺旋桨、变距螺旋桨
按照桨距可分为固定桨距螺旋桨、地面可调桨距螺旋桨、恒速螺旋桨。
固定桨距螺旋桨。有低桨叶角的固定桨距螺旋桨常常称为爬升螺旋桨，为起飞和爬升提
供最好的性能；有高桨叶角的固定桨距螺旋桨常常称为巡航螺旋桨，更适宜高速巡航和高空
飞行。这种类型螺旋桨，最佳转速或空速的任何改变都会减少螺旋桨的效率。
可调桨距螺旋桨。地面可调桨距螺旋桨在飞行中桨叶角不能改变，在地面桨叶角可以改
变。可控桨距螺旋桨在螺旋桨旋转时桨叶角可被改变。这使桨叶角为特定的飞行状态提供最
好的性能。桨距位置的数目可被限制，如双位可控螺旋桨，或桨距的最小和最大给定之间几
何角度调节。
恒速螺旋桨。恒速螺旋桨有时称为自动螺旋桨，一旦驾驶员选择工作转速后，螺旋桨自
动调节桨叶角以保持选择的转速。用这种螺旋桨，桨距改变是由螺旋桨调速器控制的。典型
的调速器利用滑油压力控制桨距。恒速螺旋桨提供最大的效率。
11.4 调速器
11.4.1 调速器作用、组成与工作原理
恒速螺旋桨系统中螺旋桨桨叶角由调速器控制保持螺旋桨转速不变。调速器通过改变桨
叶角来改变旋转阻力矩。多数中、高性能飞机都使用恒速螺旋桨。螺旋桨调速器是一个转速
敏感部件，根据转速变化，通过滑油制进变距油路改变桨叶角，使螺旋桨的旋转力矩与阻力
矩平衡，控制螺旋桨转速。调速器分成3部分：头部、本体和基座。调速器头部包含飞重、转
速计弹簧、控制滑轮和转速计架等。调速器包含螺旋桨滑油流动控制机构：分油活门、滑油
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油路、释压活门。基座包含增压泵，泵的安装面，引导发动机滑油到泵和滑油从螺旋桨返回
发动机集油槽的油路（图11-24）。
分油活门的位置由连到传动轴端部的飞重作用力决定。当转速增加时，飞重向外张开，
分油活门抬高（图11-25）；当转速减小时，飞重向内收，分油活门降低（图11-26）。分油
活门的移动响应转速的改变，引导滑油流动调节桨叶角保持选定的转速。当转速向调速器给
定值一样时，调速器处于在目标转速状态(图11-27)。飞重的作用力由位于飞重上面的转速计
弹簧力克服。弹簧力由驾驶员通过变距杆调节。当希望高转速时，前推驾驶舱变距杆，向下
压缩转速计弹簧。增加的弹簧力使飞重向内，分油活门降低，引起桨叶角减小，螺旋桨负载
减轻，即变轻桨，发动机轴功率大于螺旋桨阻力功率，转速增加，直到飞重离心力克服转速
计弹簧力，分油活门回到中立位置，变距过程结束。
图 11-24 典型调速器的基本结构
图 11-25 调速器在超速状态
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