（涡扇6）
涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上发展而来的——在普通人看来，涡扇发动机就像是由一个风扇和里面的核心机组成的。而高压压气机、主燃烧室、高压涡轮是是核心机的三大部件。高压压气机的作用是将空气源源不断的送进发动机，并将空气加压，使发动机获得充足的氧气，在将空气抽进发动机的同时，也会获得空气的反作用力，进而产生一小部分推力。主燃烧室高压空气和燃料混合燃烧的地方，产生的高温高压燃气一方面推动涡轮的运转，而涡轮通过轴承连接驱动风扇和高压压气机工作，另一方面高压燃气经过尾喷管喷出后产生推力。
与涡喷发动机不同，涡扇发动机还有一个概念，那就是涵道比。
涵道比是指涡扇发动机的风扇空气流量与核心机的空气流量的比值。也就是经过外涵道和内涵道的空气流量的比值。大涵道比涡扇发动机油耗低、噪声小，迎风面、被弹面、雷达反射面积偏大，因而适合做民航发动机。小涵道比涡扇发动机加力推力大，推重比大，迎风面、被弹面、雷达反射面积偏小，因而适合做战斗机发动机。
在上世纪中叶，由于涡扇发动机在性能上相对于涡喷发动机具有一定优势，加上铁幕拉开后严峻的国际局势，使西方国家开始着手涡扇发动机的研发。在1948年，英国就开始研发康维涡扇发动机，美国也采用比较成熟的涡喷发动机为核心机开发新的涡扇发动机。在通过156工程建立起自己的国防工业后，中国也在上世纪60年代开始涡扇发动机的研发。
涡扇6的研制项目代号为910工程，于1965年完成方案论证。历经三次上马，五次转移加工生产地，并最终因为J9和强6相继下马而夭折。截至1983年，总共生产四批10台试验机，完成300项零部件试验，试验时间3万2千多小时，整机试车334.1小时。
涡扇6的命运如此坎坷的原因有很多，比如研发经费严重不足，这点和欧美各国同时期研发的发动机做对比就一目了然了——美国F100研发耗资11亿美元；法国M53和英国RB199发动机研制经费分别为6.99亿和6.6亿元；而涡扇6在将近20年的时间里，累计使用研发资金1.2亿元人民币，资金严重不足大幅拖累了研发进度。再比如中国航空工业底子薄，过高的目标和相对薄弱的工业基础使涡扇6的研制困难重重。
技术指标不明确也对涡扇6的研发造成了很大影响。一会儿要求装备涡扇6的战机具有非常好的高空高速性能，实现速度3马赫，升限3万米。一会儿又要求突出亚音速、跨音速性能，要拥有很强中低空狗斗能力。这种技术指标要求也让工程师们无所适从。
（由于J9经过三次上马，三次下马，有多种方案，上图为J9的某一种方案模型，下图为网友根据模型制作的假想图）
一直以来，网络上一些声音竭力诋毁涡扇6，某门户网站的文章中甚至用“祸国殃民”来形容涡扇6。与此相反的是，涡扇6和涡扇10的总师张恩和却言，“涡扇6的下马，使得我们航空工业失去了一次缩短同西方差距的机会”。
就以涡扇6饱受诟病的可靠性来说，虽然直到涡扇6下马，它的稳定性和可靠性依然无法得到充分保障，但是这不是抹黑涡扇6的理由。事实上任何一个发动机的稳定性和可靠性都是一点一滴的改进获得的，特别是在长期使用过程中不断发现问题，分析问题，解决问题。即便以美国的技术实力，F100发动机在交付部队使用后，造成多起机毁人亡事故，直接导致F15成为机库女皇，F16大量停飞。为了提升发动机的可靠性，美国用了整整10年时间。可以说，一款成熟的航空发动机是靠资金、时间、人才和试飞员的生命堆砌而成的。1984年的涡扇6缺的就是在使用中排除故障的机会——生产更多的试验机，更长的试车时间，小批量生产后不断改进、排障，正如F100在1974年至1984年间完成的事情——用10年时间提升稳定性和可靠性。
从结果上看，即便最后涡扇6下马，中国也通过研发涡扇6获益良多，不仅锻炼了人才、培养了自己的研发队伍，还攻克了发动机启动、喘振、振动、高温等114项关键技术，其中有30多项获部、省以上“科技成果奖”，航空发动机高温轴承等3项获“全国科技大会奖”。
在新技术方面，取得了跨音速风扇、气冷高温涡轮、平行进气燃烧室、弹性支承、挤压油膜轴承等技术突破。
新材料方面，取得了钛合金、高温合金、石墨封严等15中新材料技术成果。
新工艺方面，取得了气冷空心涡轮叶片、钛合金长叶片模锻、薄盘和细长轴加工等17项技术突破。
在附件方面，取得了高能电嘴、气芯加力燃油泵等9种新型附件技术成果。
......
这些技术成果为中国之后的国产发动机研发夯实了基础。
最后，我们再来看涡扇6的性能。涡扇6加力推力12.2吨，军用推力7.27吨，推重比5.93。加力油耗2.26千克/千克（推力）·小时，最大军用推力油耗0.68千克/千克（推力）·小时。最大空气流量为155千克/秒，涡前温度为1077摄氏度，推重比5.93。以涡扇6为基础的改进型涡扇6G在发动机体积保持不变的情况下，减少重量，将加力推力提升到13.8吨，最大军用推力提升到8.56吨，加力油耗2.30千克/千克（推力）·小时，最大军用推力油耗0.78千克/千克（推力）·小时，推重比为7.05。
我们以俄罗斯AL31F做参展，AL31F发动机加力推力为12.2吨，军用推力7.6吨，加力油耗2.00千克/千克（推力）·小时，最大军用推力油耗0.795千克/千克（推力）·小时，涡前温度1392摄氏度，推重比为8.1（俄标）。就性能参数而言，虽然在个别指标上涡扇6G的纸面数据和AL31F依然有差距，但就纸面参数来说，涡扇6G是可以迈入三代大推力涡轮风扇发动机的行列的。
这里介绍下这些指标的含义。军用推力是指发动机在最大转速的时候的推力，此时不使用加力燃烧室。加力推力指的是指在使用加力燃烧室时发动机的推力，加力推力一般比军用推力大50%—80%。涡轮前温度指的是燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度，提高涡轮前温度也是提高发动机性能的方法之一，法国的M88-2就曾依靠新材料减轻重量和强行提高涡前温度来提升发动机性能。空气流量指的是单位时间里流过的空气质量。推重比是指发动机推力与重量之比，这是反映发动机综合性能的重要指标，各国推重比计算方式不同，同一款发动机采用中标、法标来计算，推重比会偏低一些，如果采用俄标计算的话，推重比会略高一些。举例来说，俄罗斯AL31F发动机，根据俄标计算推重比超过8，但根据美标计算则为7.1，根据法标计算，推重比还不到7，因此，涡扇6G推重比达到7.05，已经是很不错的成绩了。
诚然，这仅仅是纸面数据，而非实际性能，在涡扇6已经夭折的情况下，已经无法用实践去证明涡扇6是否真能通过10年时间去完善成熟，更无法去揣测其实际性能了。在涡扇6已经逝去30余年，涡扇10已经守卫祖国的领空之时，606所、410厂已经用实际行动展现了自己的决心和能力，就让一切争议和评说雨打风吹去吧。
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j-20可不是只是装了这种大推力发动机，j-20的综合气动布局比我们之前的战机有很大的气动优势和隐身优势。八波束的隐身设计+低超音速阻力+超音速和亚音速兼顾的气动设计，再加上及其优良的雷达，火控，航电，操纵系统，再配上一台大推力，高推重比，小涵道比的ws-15发动机，其综合性能估计超过F-22很多。
j-20的原配发动机ws-15，不仅仅是推力大，而且推重比高达10一级，要想让j-20名副其实的超巡，除了飞机的超音速的激波阻力要小外，发动机的涵道比一般要求不能超过0.4，是名副其实的小涵道比，大推重比，大推力的发动机才行。
ws-15是我国自行研制的新型发动机，推重比10，加力推力在160千牛级别，涵道比小于0.3现正在研制和试飞阶段，估计2年内就能装机和j-20一起试飞，现在试飞的j-20用的是ws-10B-2，是ws-10B的一种特殊的改进型号。
真正的超音速巡航的战斗机不只要推重比高，还要飞机的超音速阻力要小，发动机的涵道比也要小于0.4.
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