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20世纪50、60年代，年轻的共和国正蹒跚起步，百业待兴，在战争的硝烟中建立起来的航空工业基础薄弱。航空发动机作为典型的技术密集和高附加值的高科技产品，长期以来一直是我国航空工业的难点。中国一航动力所从1961年建所之初就致力于研制先进的航空发动机，当时涡扇发动机是世界上最先进的。同志们在条件艰苦，困难重重的情况下，只能按照时任总参谋长罗瑞卿"摸着石头过河"的办法，开始着手研制。经过20年的努力，相当于国外二代发动机水平的涡扇6，历经"三下四上五转移"，初步达到成熟阶段。由于配装的强-6下马，涡扇6发动机失去了使用对象，不得不终止研制。
WS6涡扇发动机结构
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力：12220～13830daN；加力：12220～13830daN
现 状 完成飞行前规定试车后，停止研制
产 量 截至1983年，共生产10台试验机
用 途 涡扇6 歼击机
涡扇6G 歼击机
涡扇6甲 运输机
研制情况
1964年5月，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。1964年10月，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WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，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WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间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，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1984年停止研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它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。
涡扇6在 研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要 部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的 工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年，在WS6的基础上发展了涡扇6改 进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进 口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高 18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机， 因而未能立项研制。
1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
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后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油
泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。
起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。
点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥
表面加温。
技术数据
最大加力推力(daN)
WS6 12220
WS6G 13830
中间推力(daN)
WS6 7130
WS6G 8385
WS6甲 10169
加力耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 2.3045
WS6G 2.338
中间耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 0.6342
WS6G 0.7850
WS6甲 0.6000
推重比
WS6 5.93
WS6G 7.05
WS6甲 4.69
空气流量(kg/s)
WS6 155.0
WS6G 151.2
WS6甲 274.5
涵道比
WS6 1.0
WS6G 0.633
WS6甲 1.74
总增压比
WS6 14.60
WS6G 17.50
WS6甲 19.72
涡轮进口温度(℃)
WS6 1077
WS6G 1207
WS6甲 1107
最大直径(mm)
WS6 1370
WS6G 1370
WS6甲 1460
长度(mm)
WS6 5645
WS6G 4654
WS6甲 3080
质量(kg)
WS6 2100
WS6G 2000
WS6甲 2210
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