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涡喷-8型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国产大推力燃气涡轮喷气发动机，适装机型为轰-6型轰炸机。
РД-3М发动机是五十年代末比较先进的一种大推力涡轮喷气发动机，最大推力为93千牛(9500公斤力)，相当于涡喷5和涡喷6发动机的3倍多 。成批生产这样的大推力发动机，需要配备几百台精密、专用、大型设备和专用试验设备。每生产一台发动机，需消耗高级高温合金15吨、有色金属9.5吨。发动机的涡轮盘毛坯要用万吨级的水压机锻制。大推力发动机的制造，反映了一个国家的国力和工业基础。当时世界上只有少数国家能成批生产这类航空发动机。
1958年，为配合轰6飞机的试制，决定由哈尔滨、沈阳和西安三个航空发动机厂采取"三家抬"的办法，联合试制涡喷8发动机。1961年航空工业缩短战线，试制工作暂时停止。1963年决定由西安航空发动机厂一家承担试制任务。1967年1月8日，完成了300小时国家交付长期试车，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，并提高其可靠性，在Ⅰ批结构的基础上，又研制了800小时结构的涡喷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400小时，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500小时。1979年1月，根据外场使用情况，又将首翻期寿命延为600小时;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800小时。
涡喷-8发动机在生产、使用之初就出现了一些可靠性、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，曾一度使轰-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，使发动机的可靠性和维修性得到了改善。
涡喷-8的投产，中国有了国产的大推力航空发动机，建成了自己的大推力航空发动机制造厂，中程轰炸机有了可靠的动力装置，这是中国航空发动机制造业的一项重大进展。
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运8发动机支架撑杆压稳试验研究
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针对运8飞机发动机支架的上中撑杆，对存在不同初始弯曲度和局部压痕的圆管作轴向压载稳定性试验，试验中采用实时的应力增长速率分析法，在撑杆材料的弹性变形范围内，准确测定各撑杆的压载临界失稳载荷。
康明斯电喷柴油发动机原理
康明斯电喷柴油发动机原理
康明斯电喷柴油发动机原理
涡轮风扇发动机：为了提高热传递效率，涡扇发动机不直接把气体排出，而是通过内涵道推动风扇转动，风扇转动产生的气体推动飞机飞行。涡扇发动机优点：省油。相对缺点是：速度没有涡喷快，
所以，一般应用于民航飞机，比如：波音747 737等和空客A380等民用飞机。
涡轮螺旋桨发动机：为了更好提高热效率，工程师就必须再加大风扇直径，风扇直径大到飞机发动机内放不下，没办法再把风扇放外面，这样就形成了涡桨发动。也可以说涡桨发动机就是大涵道比的涡扇发动机。只是发动机转速太高必须有个齿轮箱来减速，这样才能让大风扇转速降下来，让风扇的风力带动飞机飞行。涡桨发动机优点：省油、维修简单。缺点是：飞行速度会更慢。
涡桨发动机主要应用于军用运输机，如：C-130大力神运输机、安-22运输机。
其实，这三款发动机的核心原理都差不多，只是根据燃油经济、实际用途不同分成三种结构。最难加工的永远是叶片，提高叶片寿命就等于提高航空发动机的寿命，这点上我国还有很长时间的路要走。
压气机
由1级轴流级和1级离心级组成。跨音速轴流叶轮和超音速离心叶轮均采用TC4钛合金锻件经数控切削加工而成，叶片及轮盘为整体式结构。轴流级整流器内、外环及双排整流叶片精铸成一整体，离心级径向及轴向扩压器为一焊接组件。设计转速51000转/分钟，绝热效率0.782。
燃烧室
离心甩油折流式环形。起动喷嘴及低压高能电嘴装于燃烧室前部。火焰筒采用钴基GH188及镍基GH625合金板材经冲压焊接而成，内、外壁上用电子束打出13000个直径0.5～0.6mm小孔从而形成全气膜冷却。燃油先经喷射油道内6个孔道进行预分配后进入甩油盘，再经其上12个孔道甩入火焰筒主燃区。由于甩油压力极高，燃油雾化质量好，故燃烧效率达0.99。总压恢复系数0.968。
燃气发生器
涡轮2级轴流式。不冷却。带枞树状密封型榫头的第1级转子叶片为定向凝固镍基DZ22合金精铸件，叶身采用低压等离子喷涂由Ni、Cr、Al、Co、Y、Ta等6种元素组成的涂料以提高其高温抗氧化性能。嵌入式第2级转子叶片采用仿NK15CATD精铸毛坯制成。两级涡轮盘均采用镍基GH500锻件，经机械加工而成。
自由涡轮
单级轴流式。用仿NC13Adbc合金精铸的转子叶片通过其枞树形榫头嵌入悬臂式自由涡轮盘上。自由涡轮导向器采用钴基及镍基的合金板材经冲压焊接而成。转速41586r/min。
减速器
2级简单圆柱斜齿轮减速。减速比为0.14428。减速器将自由涡轮转速41586r/min降至功率轴的转速6000转/分钟。减速齿轮采用仿E16NCD13锻件，经机加工而成。减速机匣采用耐高温的铸铝合金毛坯制成。
传动机匣
通过锥齿轮及圆柱齿轮系传动各转动附件。功率轴前支点置于附件传动机匣内。WZ8/WZ8A/WZ8E发动机通过功率轴向前输出全部轴功率，WZ8D则通过功率轴经自由涡轮到自由涡轮轴向前输出传动旋翼用的功率，同时向后输出传动尾桨用的功率。
排气装置
简单扩张式。WZ8及WZ8D排气装置轴线均为水平，但长短有别;WZ8A及WZ8E排气装置轴线向上翘约30°。
控制系统
对自由涡轮转速调节。机械液压式燃油控制。
燃油系统
包括装于直升机上的燃油箱、辅助增压泵和燃油滤以及装于发动机上的燃油调节器、超转放油活门、增压活门和甩油盘等。供油压力3432kPa。燃油牌号RP-1和RP-2。
滑油系统
由安装在直升机上的滑油箱、滑油散热器、滑油温度传感器及发动机上安装的滑油泵、滑油压力传感器、低压滑油压力开关、滑油滤、油滤堵塞指示器、测扭机构及磁堵等组成。供油压力500kPa。滑油耗量0.2kg/h。
起动系统
包括起动发电机、高能点火器、低压高能电嘴、起动喷嘴、起动供油电磁活门、起动放油活门和放气活门等。2100433B
为生产2～4t级直升机的动力装置，中国于1980年向法国711 公司购买了ArrieL1C、1C1涡轮轴发动机生产许可权，引进了该型发动机全套设计图纸、工艺、冶金、检测和装配、试车等技术资料。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。此后，中、法双方于1992年、1996年两次延长技术合同，先后引进了阿赫耶1D、1D1、1M、1M(1型发动机的技术专利，成功研制了涡轴8A、涡轴8D、涡轴8E、涡轴8F系列发动机 。
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150小时持久试车后交付。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（1000小时）及7000次低周疲劳试车；两台国产化发动机首飞100小时后于1992年11月通过了由解放军总参谋部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150小时持久试车考核，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，于1994年年底装机首飞。多用于直9系列直升机，中国军用直升机大都配置了此型发动机。
看完终于明白：涡扇、涡喷、涡桨 3款航空发动机的区别