中国航空动力的发展史上曾有过这样一个悲呛的实例！一代人化了16年的时间才完成了一追赶世界的苦心成果而正当它决心成长为捍卫祖国蓝天的核心时国家却也无力将它养大！只能看它被甩弃夭折！它就是涡扇6
在1964年5月，中国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。同年10月，两所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WP－7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机（歼－9），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WS－6。1965年9月，涡扇－6完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。但由于“特殊时期”得严重冲击，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，涡扇－6性能达到设计指标。1982年10月，通过24小时飞行前规定试车。整机试车共334小时。八十年代后，国家政策转向经济建设为主，压缩军事投入，与涡扇－6配套的歼－9型战斗机下马，涡扇－6失去适用对象，缺乏进一步投资，于1984年停止研制。
涡扇－6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。
结构和系统
进气口轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。
风扇3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，
压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承
着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供
回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强
刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。
中介机匣位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支
板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装
有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣
固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定
着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。
高压
压气机11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为
9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算
转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面
内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级
转子的材料为耐热合金GX8。
燃烧室环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接
点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分
为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。
高压涡轮2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带冠。涡轮
机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1
级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。
低压涡轮2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构
成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导
向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材
料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。
加力
燃烧室平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构
的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。
在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径
向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵各3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保
证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。
尾喷管简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。
控制系统电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控
制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器
F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨
胀比变化规律[P6=P3*f(πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制
压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关；N1－T5限制器F36－F18。所有的油泵和控制器均
为沈阳航空发动机研究所研制的。
滑油系统为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵
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