太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。太行发动机的研制始于上世纪八十年代末，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时18年。太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。太行发动机由中国606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。采用大推力涵比及全自动数字化控制系统，最大推力为13200公斤。目前主要用于装备中国第三代高性能歼-10战斗机和歼-11B战斗机
。
武器性能
简介编辑本段
2005年12月28日，在我国大中型航空发动机的摇篮———中国一航沈阳发动机设计研究所，诞生了我国自行设计研制、具有自主知识产权的第一台大推力涡轮风扇发动机——太行发动机。正像诗中描绘的那样，“将登太行雪满山”，现实中研制“太行”的难度更是超乎想象
在第八届珠海航展上展出的太行发动机
，以张恩和为总设计师的“太行”研制团队，历经18载艰苦攻关，突破了数十项核心技术和关键技术，攻克了200多个重大障碍和技术难题，终于在世纪之初研制出了先进的航空动力，一颗强健的“中国心”。
在第八届珠海航展上展出的太行发动机太行，号称"天下之脊"，中国第一台大推力涡轮风扇发动机取名太行，其意义不言自明。
依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等
在第八届珠海航展上展出的太行发动机
型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。
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在第八届珠海航展上展出的太行发动机
研制编辑本段
改革开放的大潮使航空发动机事业重新焕发了生机。1986年1月，经邓小平同志批示，肯定了发动机行业老专家发展涡扇发动机的建议。于是一航动力所与兄弟单位一起，开始了新一代大推力涡扇发动机－"太行"发动机的研制。
"太行"发动机不是为研制而研制，是我国国防建设急切而重大的需要。毫不夸张地说，事关我国某两型先进战斗机的生死，"一发配两型天大的事"。
1987年至1993年，在原国防科工委和空军的大力支持下，经过6年多的艰苦奋斗，一航动力所克服了基础薄弱、条件不足等重重困难，完成了"太行"验证机阶段的研制工作，并拟配装我国自行研制的某新型战斗机，使其从技术状态转入原型机研制状态。值得说明的是，但凡发动机的研制，一般要经过技术储备与攻关－材料部件生产－装配－金属样机－验证机－地面试车－飞行台试验－装机试飞－寿
太行发动机的地面试车照片
命长试－定型这些阶段。然而，在当时技术情况下要用"太行"发动机配装新型飞机试飞有很大风险，因为新型飞机尚未定型，又为单发设计，而且发动机装飞机试飞前，除必须进行大量地面试车考核外，还需要经过飞行台试验才行。当时，国内仅有的飞行试验台寿命已经到期，飞行包线也太小。九十年代初期，通过进一步引进合作，新型飞机有了国外成熟的发动机配装试飞。可问题是："太行"发动机如何找到合适的飞行平台进行领先试飞？"太行"发动机总设计师、一航动力所副所长张恩和经历过涡扇6发动机整个研制过程，涡扇6下马后又曾领导一航动力所的民品开发工作，强烈的忧患意识使他感到选择合适的试飞平台十分重要，否则失去装机对象，悲剧会重演！
太行发动机的地面试车照片
二十世纪九十年代初，我国从国外引进了一批先进飞机直接装备了部队，为降低配装飞机的研制风险，张恩和适时地提出了"太行"发动机以国外飞机为平台的领先试飞方案。1993年3月，一航动力所向中国航空工业总公司申请了一架我国引进的飞机作为飞行平台对"太行"发动机进行领先试飞。
太行发动机
太行发动机1995年6月7日，时任副总参谋长的曹刚川在传达中央军委的重要决定时说："太行发动机一是配新型歼击机，二是作某型飞机的后继动力。所以，太行发动机的成败和周期，不但关系到新歼，也关系到引进的飞机有没有成效。因此，太行发动机是两种飞机成败的关键。空军下一步建设就立足这个发动机了，两只脚都踩在一条船上了，各级领导都非常重视。……"曹刚川语出惊人，他不是危言耸听。"太行"发动机如果研制成功，这是一个双赢的结果，如果研制失败……大家心里都清楚。
1997年"太行"发动机进入了最艰难的突击阶段，是决定命运的关键时刻，由于要与飞机配套，飞机不能改或者只能作简单的改动，主要技术问题都要通过发动机匹配来解决。在金属样机设计之前，时任一航动力所所长海宜德、总师张恩和带领科研人员来到一航沈阳所与时任所长刘春义、
太行发动机和它的总设计师张恩和
总师李明等进行技术协调，从气动和结构两个方面论证"太行"发动机酣装选定飞机的问题。由于发动机主体尺寸比飞机原发动机大，滑油箱超限、滑油率超限、加力喷口调节器超限，道道难题摆在一航动力所人面前。为了尽快解决问题，总师张恩和天天跟在装配厂房，指挥大家把发动机的外涵道放在装配厂房的地上，一件一件往上摆附件。
太行发动机和它的总设计师张恩和
为了满足设训要求与指标，总体设计室进行了改进外部设计工作，三次带队到空军调研，多次更改方案。最后成功解决了加力筒体转5度、加力点火器超限、后机匣改装、重新安排外部管路与附件等难题。国外用了6个回合才能完成的设计任务，我们的设计师在2到3个回合内设计出图，完成了装入飞机的总体方案。1998年9月，配装飞机的全尺寸金属样机制造和装配工作如期完成，仅用1个半小时装飞机成功，进一步证明了"太行"发动机可与飞机相匹配，为胜利研制奠定了坚实基础。
立项
八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因70年代上马的歼9、歼13、强6、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力
安装太行发动机的重型战斗机加力起飞
涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机（太行发动机）。涡扇10（WS-10）工程于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术，要独立自主地研制一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易的。
安装太行发动机的重型战斗机加力起飞
涡扇10立项后就开始了核心机的改进工作，1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。1992年10月验证机在086号飞行台上开始试验，97年开始型号研制(飞行前试验阶段)，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。
2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果，2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。
WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1710K提高到1747K，推重比也由原来的7.14提高到7.5左右，推力也由122KN提高到132KN，达到了90年代的世界先进水平。
历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，但是仍然存在可靠性问题，需要不断改进。
前几年太行的重点目标是：03年针对重点型号减重开展的“减重年”；04年为确保重点型号的定型而进行的“排故年”；05年为提高和完善设计质量而开展的“细节年”；06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的“精化年”。太行的各项性能还在不断的完善之中，以后还会有进一步的提高。
难度
回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的不仅是荣誉和光芒，而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关键。2003年，“太行”发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加
太行发动机细节
上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次“特情”。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。
太行发动机细节
在发动机的试制中，中国一航创造性地学习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，发挥国内各专业优势，多家企业组成国家联合队，协同攻关，成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。
攻关
涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级，单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣；挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压
2006年珠海航展上亮相的太行发动机宣传图
机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。
2006年珠海航展上亮相的太行发动机宣传图
在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119（F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机）上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。
太行的最大推力在132KN，推比7.5，涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。
涵道比0.78，风扇是3
太行发动机（尾喷口）
级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机0～3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛－扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看，航空发动机基本分成三大类，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤，涡扇10无疑是大推力级发动机。
太行性能数据与外国主力战机的发动机对比
太行发动机（尾喷口）
太行性能数据与外国主力战机的发动机对比
总设计师编辑本段
张恩和，男，1939年生，航空发动机专家，太行发动机总设计师。
简历 1965年毕业于哈尔滨工业大学发动机设计专业的张恩和来到沈阳发动机设计研究所从事设计工作。入所十几年，张恩和在发动机总体室参与了多个发动机型号的研制和攻关，在自己的岗位上做
太行发动机总设计师张恩和
出了突出的成绩。中国一航航空报国杰出贡献奖、航空报国科技尖兵、国防科学技术进步奖特等奖、香港何梁何利基金科学与技术进步奖；获得全国五一劳动奖章、全国杰出专业技术人才称号，多次航空航天部一等功。
太行发动机总设计师张恩和
1981年，42岁的张恩和成为当时国家公费派出的第一批访问学者，开始了两年在美国纽约理工学院研修航空机械工程专业的经历。
1983年11月，从国外回来的张恩和继续在发动机总体室担任结构组组长，从事一线的科研工作。1985年起，升任为副所长的张恩和担任“运七”飞机用涡桨五甲1发动机降油耗工程的总设计师，在与国外技术专家的配合下，张总领导团队，实现了降油9.4%的目标，获得国内适航证并装“运七”飞机投入航线使用。张恩和荣立部级一等功，获得金质奖章。
由于在军机和民品领域的突出成绩，1987年太行发动机正式立项时，张恩和被任命为行政副总指挥。1991年，他正式担任“太行”发动机总设计师。2005年12月28日，太行发动机通过设计定型审查。2006年3月，发动机正式定型。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上实现了从中等推力到大推力，从涡喷到涡扇，从第二代到第三代的三大历史性跨越，使我军武器装备跃上一个新台阶，是我国航空工业发展最具标志性的重大成果之一。
2007年，太行发动机工程荣获国防科学技术进步奖特等奖。当年10月，张恩和获香港何梁何利基金科学与技术进步奖，然而他却毅然将20万港元的奖金全部捐赠给研究所的青年科技创新基金，鼓励青年一代激情进取、勇于创新。
成果编辑本段
2007年1月,配装WS-10“太行”发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越；从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越；从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。
太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且，在“太行”的研制过程中，厂方严格执行参照“美军标制”定的国家军用标准，发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机，要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的“心脏病”将得到全面解决。
“太行”诞生的过程也是锻造中国研发航空动力顶尖人才的过程，我国开始拥有了一支能够独立研制大推力航空发动机的人才队伍和创新梯队，对于中国航空动力事业来说，“太行”只是一个起点。
新技术
在太行发动机研制过程中采用的新技术:
1）三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计，采用悬臂支承，不带进气变弯度导向叶片；超塑成型扩散连接的进气机匣，是国内该项设计技术的全新突破；
2）两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计，低压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转，其效率达到当今国际先进水平。
3) 太行的空心叶片，606所集中国内最优秀的设计、材料、工艺、加工、检测等方面的专家组成了“国家队”，经过8年的潜心研究、试验，终于掌握了这种被誉为现代航空发动机“王冠上的明珠” 的尖端技术。借鉴了国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨
在第七届珠海航展上展出的太行发动机
粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。
在第七届珠海航展上展出的太行发动机4）“太行”发动机复合材料外涵机匣是复合材料技术在国内航空发动机上的第一次应用。是国外第四代发动机技术，填补了国内航空发动机技术的空白；复合材料外涵机匣比钛板焊接结构的外涵机匣重量减轻30%，而且比强度、比刚度更高，疲劳寿命更长，更耐腐蚀。
5）加力燃烧室为“平行进气”式，工作范围宽，重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；
6）第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。2004年12月底完成攻关，在国际上处于领先地位。
7）尾喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计，填补了国内的空白。不过收扩喷口精铸件平均合格率仅为54%，尚需进一步提高。
8）“太行”航空发动机涡轮后机匣电子束焊接，无论是工艺安排还是零件交付质量都无可挑剔。
9）将纳米氧化锆技术应用于热障涂层，给“太行”发动机高压涡轮导向叶片以及低压
在第八届珠海航展展出的太行发动机
一、二级导向叶片穿上了一层性能优良稳定的“保护衣”，达到了世界热障涂层技术应用的最前沿。2005年5月，完成该技术工程化，在“太行”发动机叶片上应用。2005年8月，用纳米氧化锆热障涂层技术喷涂的高压涡轮导向叶片解决了烧蚀问题，顺利通过了“太行”发动机长期试车考核。
在第八届珠海航展展出的太行发动机
10）首次采用整体铸造钛合金中介机匣；其技术难题最终由北京航空材料研究院解决。
11）“太行”发动机试验初期所用的控制系统是数字电调系统，但其在稳定性、可靠性和抗干扰性等方面还不够成熟，因此改为机械液压方案，1998年12月，该方案装机试车，经过严格的考核验证，能保证发动机可靠工作。原来的数字电调方案则改为第二案，待发展成熟后再取代机械液压控制方案。
12）在“太行”发动机原型机研制阶段，高压涡轮盘采用了粉末冶金的新材料，但由于国内相关技术尚未完全成熟，从定型批这种材料被换掉。
亮相
国产太行发动机再次在珠海航展亮相。
2010年11月18日，国产太行发动机在第8届中国国际航空航天博览会中国航空馆展厅中展出。2006年11月4日，太行发动机就曾在第七届珠海航展展出。
一直以来，大推力发动机一直是中国航空工业发展的心头之患，此次展出的国产太行发动机最大推力达12.5吨，是一款与AL-31F同级的大推力军用涡扇发动机，2012年已批量生产，装备歼11B重型战斗机。
太行发动机的成功研制和使用，意味着中国在航空动力领域具备独立自主的研发和生产能力，而以太行为基础的系列动力装置可用于为中国大型运输机、客机以及军舰提供动力。
M0
涡扇10的性能编辑本段
G7
空气进量 118kg/sec，
涡轮前温度为1747k，
涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：
高、低转子的转速分转别是16.2 kr/min，13 kr/min，
涵道比0.78，
增压比32，323 m/s和334 m/s，
空流量M=100 kg/s，
主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s，2.85 kg/s，
最大推力76.2kn，
加力最大推力132kn，
涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
附录编辑本段
名词解析
1〕推重比：发动机推力与重量之比。是反映发动机性能的最重要指标之一。
2〕空气流量：单位时间里流过的空气质量，单位是：公斤/秒。
3)单位耗油率:产生1牛顿或十牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油量。
4)涡轮前温度:燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度。提高涡轮前温度，某种程度上可以提高发动机性能，涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平。
5)增压比:发动机进口和发动机出口的压力比，第三代发动机的增压比一般在20～30左右，提高发动机增压比可以提高发动机性能，但也会带来喘振裕度低的问题。
中国一航
中国一航（中国航空工业第一集团）是我国领先的飞机制造集团公司，主要产品有军、民用飞机，空空导弹和地空导弹，机载设备，航空发动机，燃气轮机等。中国一航为中国军队提供了90%的航空武器装备，累计生产了20多种型号15000余架飞机，20多种5万余台航空发动机，万余枚各类导弹。
涡扇发动机原理
涡扇发动机是喷气发动机的一个分支,从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟.从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已.然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来.涡扇发动机这个"小弟弟"仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝.
这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。在尾部喷管膨胀的气流大部分冲击后面的低压涡轮，做功变成旋转的机械能，从输出轴传递向前，来驱动前面的风扇，前面的风扇驱动空气从外涵道喷出，这才是发动机主要的推力来源。它的尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右。由于尾部喷管气流已经对低压涡轮做功，热量降低了，速度也降低了，再喷入大气也带来部分推力，算是废物利用。
由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。
涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。
我国跻身航空发动机5大常任理事国
俄罗斯航空发动机终身院士法沃尔斯基说过这样的话：“所有飞行器上的东西，它们都是提高阻力增加重量的，唯独发动机是提高动力的。只要发动机好，绑上一块木板也能飞起来。”正是这个让木板也能飞起来的发动机，作为飞机的“心脏”。在被誉为工业之花的航空工业领域中，犹如皇冠上那颗最璀璨的明珠。
从加拿大、巴西到中国，全球大大小小飞机制造厂很多，但民用航空发动机基本上只能从美国、西欧国家购买。一代发动机决定了一代飞机。世界上为数极少的能够自主研制飞机发动机的国家，历来严格限制此项技术的转移。美国国防部十大严格保密行业中，航空发动机占第二位。
中航工业集团航空发动机研究院院长张键说，我国航空发动机工业起步晚，欧美起步于上世纪30年代，而我们国家起步于上世纪50年代初，相关研究条件也是渐渐完善，最重要的是航空发动机的研制是建立在整个国家的工业基础和科研水平之上，这一点达不到，发动机制造便无从谈起。
改革开放以来，随着我国国力的提高，航空发动机制造业也是突飞猛进，就在2000年左右，我国的发动机制造水平离欧美国家差距还非常大，而10年后，我们已经拥有了昆仑、秦岭和太行等型号的航空发动机产品，特别是太行发动机的诞生，让中国成为继美、英、法、俄之后的第5大发动机常任理事国。
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