研發背景
八十年代初期，中國航空研究院606所（中國航空工業第一集團公司瀋陽發動機設計研究所）因70年代上馬的殲9、殲13、強6、大型運輸機等項目的紛紛下馬，與之配套的研髮長達二十年的渦扇六系列發動機也因無裝配對象被迫下馬，令人扼腕，而此時中國在航空動力方面與世界已開發國家的差距拉到二十年之上。面對中國航空界的嚴峻局面，國家於八十年代中期決定發展新一代大推力渦扇發動機，這就是渦扇10系列發動機。渦扇10（WS-10）工程於1987年10月立項，當時是考慮為殲10配套的發動機。以中國當時的技術，要獨立自主地研製一種先進的高推重比、高推力的渦扇發動機應是相當不容易的。
渦扇10立項後就開始了核心機的改進工作，1987年，開始進入驗證機研製階段，1993年完成。1992年10月驗證機在086號飛行台上開始試驗，97年開始型號研製(飛行前試驗階段)，考慮將其作為殲11和殲10兩種戰機的動力，並申請了一架蘇27作為試飛平台。可以說，這是一個極具風險的選擇，我國的兩種主力戰鬥機動力的寶都壓在太行發動機的身上，一旦失敗，對我國的國防和發動機發展都將造成無法彌補的損失。97年進入發動機與型號匹配的突擊階段。2000年10月624所高空台具有了大推力發動機的試驗能力，隨後開始型號的高空台試驗，型號裝機首飛是在2001年7月，2002年6月裝單台太行發動機的蘇27試飛台進行了首飛，取得階段性成果，2003年12月裝兩台WS10A的殲11A首飛，03-04年間WS10A開始試裝殲10戰鬥機。2005年5月11日開始定型持久試車，2005年11月10日通過長久初始壽命試車，05年12月28日完成定型審查考核。WS10A的渦輪前溫度已從原有WS10的1747K提高到1800K，推重比也由原來的7.5提高到8左右，推力也由132KN提高到138KN，達到了90年代的世界先進水平。歷經20年研製出來的太行發動機，在中國當時的經濟環境和技術環境下是非常不容易的，但是仍然存在可靠性問題，需要不斷改進。前幾年太行的重點目標是：03年針對重點型號減重開展的“減重年”；04年為確保重點型號的定型而進行的“排故年”；05年為提高和完善設計質量而開展的“細節年”；06年為進一步完善設計、提高設計質量而進行的“精化年”。太行的各項性能還在不斷的完善之中，以後還會有進一步的提高。
技術細節
渦扇10/10A是一種採用三級風扇，九級整流，一級高壓，一級低壓共十二級，單級高效高功高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結構結構的大推力高推重比低涵道比先進發動機。黎明在研製該發動機機時成功地採用了跨音速風扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風扇轉子，鈦合金精鑄中介機匣；擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴散隨口，高壓機匣處理以及整機單元體設計等先進技術。
在太行的早期型上，其高壓渦輪葉片採用的是DZ125定向凝固合金，但定型批產估計會採用DD6單晶合金，渦輪盤早期型套用的是GH4169高溫合金，如今已經開始套用FGH95粉末冶金。高低壓渦輪採用對轉結構，這在第三代發動機上是極其罕見的，美國也只是在第四代發動機F119（F/A-22“猛禽”戰鬥機所使用的發動機）上開始採用了對轉結構，這種設計能減少飛機作機動飛行時作用於發動機機匣上的載荷，使機匣可以作得輕些；還可以省去低壓渦輪導向器，使發動機零件數、長度、重量均減少。
太行的最大推力在138KN，推比8，渦前溫度1800K，這么高的渦前溫度在三代發動機中也是少見的。涵道比0.78，風扇是3級軸流式，可變彎度進口導葉，壓比3.4。壓氣機採用9級軸流式高壓壓氣機（壓比12，絕熱效率85），高壓壓氣機0～3級靜葉可調，5級後放氣，燃燒室是短環形帶氣動霧化噴嘴，高壓渦輪是1級軸流式，低壓渦輪是2級軸流式，加力燃燒室是V形加徑向混合型火焰穩定器，尾噴管是收斂－擴張可調噴管控制系統，這是我國首次在發動機上採用這種噴管，估計以後會換裝我國自己的全向推力矢量噴管(AVEN)。發動機控制系統早期型採用電子數模混合控制系統，後期將採用電子全權數字控制系統（FADEC），支承系統為高壓轉子為1-0-1，低壓轉子為1-1-1。從國際發動機的情況來看，航空發動機基本分成三大類，即小推力發動機，推力一般在3000公斤以下；中推力發動機，推力一般在6000-9000公斤；大推力發動機，推力一般在11000公斤-15000公斤，渦扇10無疑是大推力級發動機。
研發歷程
回顧20年來的風雨歷程，不辱使命的廣大參研人員用智慧和信心換來的這張通行證上，閃爍的不僅是榮譽和光芒，而且還帶有苦澀和悲壯。20世紀90年代以前，一航動力所航空發動機試車台非常簡陋，每次試車啟動發動機，轟鳴的響聲震耳欲聾，周圍幾里地都能聽得到，參試人員只好用棉團塞住耳朵。儘管這樣，加力試車的時候，轟鳴聲仍讓人難以忍受，強烈的噪音對身體刺激可想而知。當年經歷過那種環境的試車人，有的患了心臟病，有的耳膜穿孔，但他們從來沒有抱怨。也正是有了這些老航空人，我們的航空發動機事業才得以發展壯大。
太行發動機的廣大參研人員刻苦鑽研,屢克難關，先後攻克了幾十項重大技術關鍵。2003年，“太行”發動機研製工作進入決戰決勝階段。由於對發動機研製規律的認識和把握上還有不小差距，加上質量管理和工作作風等方面存在一些問題，導致研製工作幾度陷入困境。先後經受了兩次大的考驗：一次是發動機在試車時，發生了高壓壓氣機四級盤破裂事故；第二次是在高空台模擬試驗和調整試飛中，先後暴露出一些技術問題，如高空小錶速發動機加速慢等。飛機在2003年8月下旬至9月上旬的試飛中，5個起落出現3次“特情”。2004年夏天，太行發動機在進行規定試飛時，發生髮動機空中停車，雖然最後安全返回，但使太行發動機機研製陷入被動。 606所與行業內外的專家共同分析排故對策，並進一步做好故障研究和故障分析工作，先後完成17份故障計算、研究、分析報告，最後恢復了太行發動機的定型試飛。解決了如地面喘振、空中異常響聲、試車溫度異常和小發提前脫開等試飛中遇到的多種技術問題。
在發動機的試製中，中國一航創造性地學習和套用國外先進經驗，打破了過去一廠一機的管理模式，發揮國內各專業優勢，多家企業組成國家聯合隊，協同攻關，成功套用了百種新材料、新工藝。發動機材料已接近或達到國際先進水平。先進新材料占整機重量超過50%。包括先進鈦合金、先進高溫合金以及在國產發動機上第一次採用的高比強-高溫樹脂基複合材料。
在太行發動機研製過程中採用的新技術有：
1）三級風扇為帶進氣可變彎度導向葉片的跨音速氣動設計，採用懸臂支承，不帶進氣變彎度導向葉片；超塑成型擴散連線的進氣機匣，是國內該項設計技術的全新突破；
2）兩級低壓渦輪為複合傾斜彎扭的三維氣動設計，低壓渦輪兩級導向葉片均為空心、三聯整體無餘量精鑄結構，與高壓渦輪對轉，其效率達到當今國際先進水平。
3) 太行的空心葉片，606所集中國內最優秀的設計、材料、工藝、加工、檢測等方面的專家組成了“國家隊”，經過8年的潛心研究、試驗，終於掌握了這種被譽為現代航空發動機“王冠上的明珠” 的尖端技術。借鑑了國際上先進的氣膜冷卻技術，大膽採用了複合氣冷空心渦輪葉片。它不僅包括先進的設計技術、高溫材料技術，還包括定向凝固技術、無餘量精鑄技術、五坐標數控打孔技術、磨粒流光整技術、無損檢測技術、冷卻試驗技術、高溫塗層技術。
4）“太行”發動機複合材料外涵機匣是複合材料技術在國內航空發動機上的第一次套用。是國外第四代發動機技術，填補了國內航空發動機技術的空白；複合材料外涵機匣比鈦板焊接結構的外涵機匣重量減輕30%，而且比強度、比剛度更高，疲勞壽命更長，更耐腐蝕。
5）加力燃燒室為“平行進氣”式，工作範圍寬，重量輕，流體損失小，採用分區分壓供油方案，保證了在發動機工作包線內的可靠點火和穩定；
6）第Ⅳ級和Ⅷ級高壓壓氣靜子葉片，在國內首次實現了高溫合金葉片的冷輥軋。研製成功的GH4169合金Ⅳ級至Ⅷ級靜子葉片冷輥軋填補了國內高溫合金葉片冷輥軋技術的空白。2004年12月底完成攻關，在國際上處於領先地位。但是GH4169合金壓氣機、渦輪盤件，目前仍然存在盤件性能富裕度小，個別情況盤件的性能、組織無法滿足標準要求; 新工藝、新結構需要持續改進。
7）尾噴口為全程無級可調收斂擴散噴口設計，填補了國內的空白。不過收擴噴口精鑄件平均合格率僅為54%，尚需進一步提高。
8）太行”航空發動機渦輪後機匣電子束焊接，無論是工藝安排還是零件交付質量都無可挑剔。
9）將納米氧化鋯技術套用於熱障塗層，給“太行”發動機高壓渦輪導向葉片以及低壓一、二級導向葉片穿上了一層性能優良穩定的“保護衣”，達到了世界熱障塗層技術套用的最前沿。2005年5月，完成該技術工程化，在“太行”發動機葉片上套用。2005年8月，用納米氧化鋯熱障塗層技術噴塗的高壓渦輪導向葉片解決了燒蝕問題，順利通過了“太行”發動機長期試車考核。
10）首次採用整體鑄造鈦合金中介機匣；其技術難題最終由北京航空材料研究院解決。
11）“太行”發動機試驗初期所用的控制系統是數字電調系統，但其在穩定性、可靠性和抗干擾性等方面還不夠成熟，因此改為機械液壓方案，1998年12月，該方案裝機試車，經過嚴格的考核驗證，能保證發動機可靠工作。原來的數字電調方案則改為第二案，待發展成熟後再取代機械液壓控制方案。
12）在“太行”發動機原型機研製階段，高壓渦輪盤採用了粉末冶金的新材料，但由於國內相關技術尚未完全成熟，從定型批這種材料被換掉。
截至2015年底，410廠已向海軍、空軍交付渦扇10發動機不少於400餘台，被用於J11B、J11D、J16等機型，裝備了不少於5個航空團。雖然經歷了磕磕碰碰，但截至目前，沒有一架搭載渦扇10發動機的戰機因發動機故障墜毀。
