前一篇文章说到，我国WS15已经进入批量生产装备阶段。当然发展到这个阶段，我国的军用涡扇发动机水平离世界最先进水平仍然是有差距的。美弟F135发动机的性能在F119的基础上又有了大幅提高，其加力推力已经提高到了191.3千牛，将近19.5吨。我国正在研制中的WS15发动机改进型加力推力在18.5吨左右。虽然跟美弟F135发动机相比还有差距，但已经没有到落后几十年的地步。

不过F135取得这么大推力也是有代价的，那就是其涵道比也提到了0.57，已经不适合追求超音速机动性的作战飞机。只能用在F35这类没有超音速巡航能力的战斗轰炸机上了。不过即使F135的推力达到了191.3千牛，F35的飞行速度仍然是不达标的。F35为了降低成本，采用了多型机共用机身设计。这样虽然可以实现大部分机身零部件通用，但各型飞机技术要求不同，技术上互相掣肘。其最大飞行速度只达到了1.6马赫，其垂直起落型号最大飞行速度甚至只有1.4马赫，这是美国系统整体设计水平的问题。至此美国的第四代发动机的潜力也所剩无几了，虽然后面还有继续改进的型号，但要想再上一个台阶就要看下一代发动机了。

目前能够在第六代战斗机动力上进行竞争的只剩下中美两国了。中美两国六代机的发动机采用的都是变循环发动机。也就是发动机能够在涡喷和涡扇两种工作模式下切换。那么中美两国的六代机动力都是什么水平呢？美弟发展了两个型号的变循环发动机参与六代机动力竞争。分别是通用公司的XA100和普惠公司的XA101。这两型发动机的推重比在12左右。从涡轮前进气温度来说，美弟变循环发动机的温度已经可以达到2400K左右。按说涡轮前进气温度每提高200度，推重比就可以提2。以此推算推重比应该能达到14，但是因为采用了变循环设计，所以发动机的结构变得复杂了。

我们看下通用公司变循环发动机的结构设计，三级风扇，七级高压压气机，两级高压涡轮，两级低压涡轮。基本结构为3722结构，而F119的结构是3611，结构不但没简化反倒复杂了不少。这样结构重量就增加了，所以推重比就只能达到12左右。虽然普惠公司有计划采用陶瓷基复合材料，将涡轮前进气温度进一步提升到2700K，但是目前陶瓷基复合材料在技术上还不是很成熟，不是很适合用在涡轮叶片上。在这一技术领域我国并不落后，今年元旦，我国也试飞了陶瓷基复合材料的涡轮盘。所以基本上可以肯定美弟六代机动力的推重比也就在12左右，最多也只能提高到13。

对我们来说，很早就开展了变循环发动机的预先技术研究。在WS10和WS15发动机的基础上研制了两型变循环发动机。不过这两个型号都不是正牌的六代机动力。我国正牌的六代机动力采用的是全新的核心机。2013年左右中科院院刊上刊登了一篇文章，提到了我国下一代涡扇发动机，其推重比为15。该发动机的核心机在2016年研制完成。参照我国研制WS15发动机的进度，2006年立项，2022年定型，研制周期是16年。不过因为到2006年高推核心机在高空台试验时参数并未完全达标，等参数指标完全达标已经到2009年年底了。所以如果WS15的研制从核心机达标开始算，研制周期应该是13年。以此类推，我国推比15一级的发动机研制成功应该是在2029年。这一年恰好就是美弟计划的六代机服役的时间点。

前面说过美弟第六代战斗机的变循环发动机推重比在12左右，最多不会超过13。这就意味着我国推比15一级发动机届时将领先美弟六代机发动机一代。我国推比15一级的发动机之所以能取得技术性能上的大幅提升，一个重要的原因是采用了新一代的压气机。该压气机为创新的对转压气机，也就是压气机相邻两排叶片的旋转方向是相反的。这样可以省掉压气机转子叶片间的所以有静子叶片，不但简化了结构节省了重量，还提高了压气机工作效率。正是因为压气效率的提高，对转压气机的级数也大幅度减少了。

当然这种新型压气机和通常所说的涡轮对转不是一个概念，涡轮对转只是高低转子的旋转方向相反，这样可以省掉高低压涡轮之间的一级导向叶片。高压转子和低压转子上的相邻叶片还是固定在一起的，旋转方向还是一样的。这和对转压气机是完全不一样的概念。

当然，十几年过去，我国的发动机研制水平又有了新的提高，研制周期有可能进一步缩短。WS15发动机是我国第一个从预先技术研究开始研制的发动机，走完了发动机研制的全部流程。有了前面的经验，随后的发动机型号研制速度有可能进一步提高。再加上近些年计算机仿真、人工智能、协同设计技术的发展。我国推比15一级发动机的研制周期可能会大幅缩短，有可能能赶上我国六代机的服役。至于我国六代机的研制进度，歼20设计总师杨伟曾提到过一个时间点，那就是2025年。至于到2025年，我国六代机是首飞还是服役，杨伟没有明说。但是可以肯定，到2030年左右，我国的军用涡扇发动机会追上当时美弟的技术水平，并实现领先一代的技术优势。