谈这个问题前，先要解释几个预先的观点。
1、我把当时国际包括国内的可用于客机/货机/轰炸机等所需要用的大涵道比涡扇发动机按推力划分了几个等级。
8-10吨级的涡扇发动机，称为中推涡扇发动机，10-15~16吨的为大推涡扇发动机，20吨及其以上为超大推涡扇发动机。
2、而这些各种等级的发动机中我认为最重要的是10-15~16吨的大推涡扇发动机，尤其是12~13吨级，因为这个推力量级的大涵道涡扇发动机应用是最广泛的。
到2015年为止中国共进口了2600架客机，运10相关经济数据，其中占比最大的机型是双发窄体中短程客机，按照民航的统计，大约占总数的70%，就是A320和波音737这个等级的客机，也就是起码有1800架是这样的飞机，双发就是3600台，还不包括替换的，这个是很大的数目。
此外军用领域里，这个量级的发动机也应用广泛，像伊尔76或者运20这样的大型运输机可以装4台，而轰6K这种轰炸机可以装2台，当然像可以由普通客机改装的加油机和其它特种机，使用这种量级的涡扇发动机更普遍。
3、在这些发动机有很多指标，而中其中最主要的指标是油耗率，对于民用来说燃油效率就是经济效益，而对于军用来说燃油效率就是战斗力。当然到具体情况上来讲，还要跟价格、安装条件和获取难度等等来选择发动机。
对于军用涡扇发动机一般油耗率指标只有一个，但是对于大涵道涡扇发动机的油耗率有不同的指标，有起飞油耗率，低空巡航油耗率，还有万米高空巡航油耗率等等，其中最重要的油耗率指标是万米高空巡航油耗率指标，因为客机运输机轰炸机等在飞行中主要飞行状态是在这个阶段，所以这个阶段的飞行油耗率是最重要的。
由于一般发动机推力各不相同，各飞行阶段的推力也各不相同，所以要比较的方便，一般是使用平均油耗率，写作公斤/公斤力/小时，就是每公斤推力每小时耗多少公斤的油，对于英制国家来说，这两个公斤要换成磅。
这里要说明的是大涵道涡扇发动机，当在地面或者低空时平均油耗率低，但是推力大，而在高空时平均油耗率高一些，但是推力比地面小了好几倍，综合算起来，在地面和低空时单台发动机油耗远大于在高空的状态下的油耗。比如：经典的JT3D发动机，在地面起飞状态平均油耗率是0.53，地面最大推力是8吨，而在万米高空的平均油耗率是0.80~0.83，而此时最大推力只有2吨多，在地面或者低空的单台发动机油耗比在高空中大一倍都不止。一般情况下，如果未说明的情况下，这里的平均油耗率指得就是万米高空巡航平均油耗率。
这里要说一下，某位反运10人士拿着运10的几次试飞的油耗数据来说运10的油耗高，其实是他根本就不懂客机正常航班的座公里油耗率是要在最佳的飞行高度和最佳飞行速度下的出来，而运10是在执行试飞任务不是正常航班运输，它不可能一直飞在最佳的飞行高度和最佳飞行速度上，因为它要飞各种各样的试飞科目，这种情况下运10的油耗数据比正常航班油耗高不是很正常的吗？运10的重量和尺寸，也只有对试飞和航班的区别毫无所知的人才会奇怪。
还有不同的发动机在不同工况下的油耗率数据可能完全不同，可能A在低空比B大，但是到了高空，反过来，B比A大。
比如：三叉戟用的斯贝512和波音707用的JT3D发动机，JT3D发动机是一代涡扇发动机，它结构比二代涡扇发动机的斯贝512简单，涡轮前温度比斯贝512低得多，但是由于其的涵道比远比斯贝512大得多，JT3D是1.4，而斯贝512只有0.7，不知道英国人为啥把斯贝512设计的只有这么小的涵道比，其它二代涡扇发动机的涵道比远比这个大。
在低空时，JT3D发动机的平均油耗率只是0.53，而斯贝512为0.62，我开始到处找不到JT3D发动机的高空平均油耗率数据，包括在美国人自己写的书里也没有，所以想当然以为到高空也是JT3D发动机的油耗率比斯贝512低，但最近才从不同渠道找到JT3D的两个巡航油耗率数据，0.8和0.83，到底哪一个，我也不知道，可能是JT3D的不同子型号之间的数据，0.83可能是JT3D的推力加大型JT3D-8A的数据，幸好这两个数据差别不大，大家凑合着看着吧，而斯贝512的高空油耗率数据是有的，0.77，这就比JT3D低了。
这也好理解，由于JT3D的涵道比大，在地面或者低空时，空气稠密度高，大扇叶一扇就能产生很大的推力，而在高空时，空气稀薄，大风扇扇不了多少推力，主要推力来在于中心推力，那么斯贝512的增压比高和涡轮前温度高的优势就体现出来了。
4、如何改进涡扇发动机的循环参数，有这么几种方向。
A、提高涡轮前温度：这是提升发动机推力的重要手段。在材料耐高温能力和涡轮叶片冷却技术允许的情况下，尽可能提升发动机涡轮前温度。涡轮前温度每提升100℃（摄氏度），该发动机的最大推力就可以提升近10%。比如：中国在60年代通过发明了空心涡轮叶片对涡喷7/R11发动机的改进，成功的提升了10%的推力。
B、增加涵道比：涵道比是指发动机外部涵道流量与内部涵道流量之比。增加涵道比可以提升发动机推力。例如，F-35战机所用的F-135发动机将涵道比增加到0.57之后，推力增加到了18吨（实验推力20.4吨）。但是这里要说明的是涵道比不能无限制增加，如果超过了发动机核心机的能力，整个发动机的参数反而下降，核心机太肉带不动大扇叶，当然扇不动大风了。
C、提高发动机核心机的进气量：这可以增加发动机核心机的空气流量，从而提高推力，同时增加带动风扇的能力。
D、增大风扇发动机的压比：压比是发动机压气机出口压力与入口压力之比。增大压气机压比可以提高发动机的效率和推力。
综上所述，通过上述方法可以有效地提高涡扇发动机的循环参数。
5、而除了提高涡轮前温度以外，这些改进方法都要改动发动机的主体结构，造成前部气流流场变化，而牵一发动全身造成各种问题，而中国当时的航空发动机设计人员没有能力应对这些。
我一直认为当时中国航空发动机设计人员对于喷气发动机的设计技术上是欠缺的，而中国生产技术能力比设计技术能力要好，也就是能按图仿制出某些二代发动机，没问题，如果再加上点中国自研的技术，很好，锦上添花百上加斤，但是让中国设计人员不是仿制而完全凭空设计出这样档次的发动机，却很有问题，就像涡喷13主要是仿制R13的，很好，而所谓自主设计而实质是拼装货的昆仑发动机，却很糟糕，长期不能稳定。
我认为当时要改进发动机稳妥的方式，1、要么是依赖于人家做好的现成的方案，2、要么邀请人家一起合作修改。
要想学到关于发动机设计的知识，另一种航空发动机的发展路径（以英法为师），要么自己琢磨，那花的时间和钱海了去，要么跟着老师学，这个可遇不可求，比如：得到苏联崩溃后前苏联地区混乱时期得有这个机会，有机会也得有钱，上世纪90年代尽管中国认识到了这个问题，挤出资金搞了双引工程，但是由于中国钱少，主要是外汇少，（花大量的外汇去进口客机小汽车奢侈品太浪费了）运10相关经济数据，你给人民币，人家也不认呀，好的东西好人才大头都给西方人捞取了，哪怕是韩国当年也捞了不少，西方捞了苏联的科学家就是不用，留着看大门，也不放。平时的机会也就斯贝工程里一些英国专家的只言片语，斯贝涡扇9工程的一些信息汇总，那也太过零碎了。
6、大涵道涡扇发动机在经过改进后，其参数可以有很大变化，尤其是平均耗油率指标，在经过改进后，其指标可能逼近甚至超过下一代涡扇发动机的早期产品，比如：苏俄的二代发动机改型D-30KP-3的平均耗油率为0.643，比早期的三代风扇发动机CFM56-2A的0.683还低7.5%，所以讲大涵道涡扇发动机的耗油率指标需要说清楚子型号，否则很难进行说明和比较。
接下来就转入正文，让我们看看当时中国能搞到哪些大涵道涡扇发动机？
涡扇8发动机
首先，来看看涡扇8，涡扇8就是仿制JT3D-3，推力是8165公斤，就技术来说是比较简单的，凭中国当时的技术能力肯定能搞定的，运十的配套发动机涡扇8是当时国内可以制造的，这里就不累述了。
但是这个发动机当时在国际上已经算比较老旧的了，但是由于其设计的还不错，涵道比设计的很大（当时），所以其油耗率跟当时80年代初主流的二代涡扇发动机对比起来，（当时三代大涵道涡扇发动机还比较少），差别还不大，还能凑合着用一用，比如：领导层要引进麦道飞机项目，上飞所写得反对引进麦道的材料里就指出，一封呼吁继续研制运10的信（部分），要引进的麦道82所使用的JT8D发动机并不比涡扇8/JT3D发动机好多少。
涡扇8/JT3D-3发动机油耗率只比麦道82上配的JT8D-217A型涡轮风扇发动机高5%，JT8D-217A的巡航平均耗油率为0.76，而涡扇8/JT3D-3发动机的巡航平均耗油率为0.80，同时比当时三代大涵道涡扇发动机CFM56的早期型号CFM56-2A的油耗率高15%，CFM56-2A的油耗率为0.683，主要它们的区别在于JT8D-217A的推力要比涡扇8/JT3D-3大不少，是9072公斤对8165公斤，而CFM56-2A为10700公斤。此外就是污染指标方面涡扇8/JT3D-3比较差，但当时以经济建设为中心，哪顾得上环保指标。
但是涡扇8/JT3D-3有几个问题存在，导致其适用期不长，90年前凑合着可以用一用，到了90年代后就会受到很大的限制，其中缺点最大的尤其是它的油耗率和推力。
尽管前面说油耗率跟二代涡扇发动机差别不大，那是跟80年代比，到90年代三代大涵道涡扇发动机普遍流行起来了，还有90年代幸存下来的少数二代涡扇发动机也都相当大的改进过了，而涡扇8/JT3D-3在90年代就不够看的了。
涡扇8/JT3D-3推力很尴尬，当时运10要想在民航市场上生存下去，肯定要改为双发中短程客机，运10的扩展性，但是涡扇8/JT3D-3推力只有8吨出头，太小了，就像我在上面说过的主流发动机推力档次，得在10-12~13吨左右。而如果涡扇8如果想改为军用的话，那么当时军用只有一种轰6还可以配，但是跟轰6原来涡喷8的9.5吨的推力相比还是差一些。而要搞运20级别的军用运输机，还是得要10-12~13吨级的发动机。
那么涡扇8能不能改呢，改肯定是能改的，怎么都能改，只是有一个问题，代价是什么？
首先就是用中国掌握的空心涡轮叶片技术来提高涡扇8的涡轮前温度，达到涡喷7乙的1015度，估计推力能增加到9-9.5吨左右，但是代价是寿命也随之急剧下跌，使用同样空心叶片技术的涡喷7涡喷13翻修寿命不过200-300小时而已，这样短的翻修寿命别说民用用不了，就是军用也不合适。
如果当时掌握了斯贝发动机的热端材料的技术，那倒是可以用改涡扇8并保持长寿命的，斯贝512的翻修寿命是7000小时，可斯贝工程长期拖延就是因为当时没有掌握相关的材料置备技术，斯贝工程为啥拖延了那么久？，所以说斯贝项目的停顿真的很误事。
就像前面我说的几种对涡扇发动机的改进方法中，当时中国能做的就只有提高涡扇8的涡轮前温度，其它几种改进方法都超过中国的能力。除非其它发动机强国对JT3D发动机有对应的改进型号，并且中国获取了这些改进型的图纸或者样品，按照这些已经有的改进型来改进没问题。
JT3D是非常老旧的型号，美国对于其的重大改进也就是一款JT3D-8A的推力增加型，增加一级低压压气机，推力增加到9.5吨。这个有对应的军方编号TF33-P7，装在B52和C141上，看看能不能搞到样品或者图纸，比如：越南战场上，或者在美国的废旧飞机停放场能不能捡到。这个如果能搞到倒是可以依葫芦画瓢搞一款推力增大型给轰6或者新建的大型运输机或者特种机用，毕竟比起涡喷8的耗油率来说，涡扇8还是好很多，尽管达不到轰6I的8000公里航程，但是7500公里应该还是有的，毕竟JT3D-8A的平均油耗率只比斯贝512高7%而已。
对于涡扇8/JT3D-3的改进也就到这里了，总的来说是没啥改头，花了大力气改不值得，如果有更好的机型的话，这个应该是逐步被放弃。
斯贝发动机
我在这里写斯贝发动机，而不是特指引进的斯贝202发动机，而是泛指斯贝的各种发展型，其实斯贝发动机是有很好的发动机，它有很好的发展性，可以做民用发动机，可以做燃气轮机等等，唯一的就是不适合做高空高速战斗机动力。而中方尽管只引进了斯贝202军用发动机，但是因为其实斯贝各型号之间技术是通用的，能造斯贝202也能造其它斯贝发动机。
中国上层对于斯贝引进工程本来是有清晰的目的的，就是要带动国内发动机工业的发展，但是到了后来由于形势的变化，反而偏离了这个目的，变成对于斯贝这个单一发动机的仿制要求，而本身斯贝202并不适合做战斗机动力，导致对其的需求降低，接着就不愿继续花钱对其后续的引进了，斯贝工程为啥拖延了那么久？，这个相当误事，造成很大的浪费。
我曾经听到过关于斯贝引进工程的这么一个消息，这个不保真，因为信源都找不到了。在斯贝工程引进时，当时英国罗罗公司的专家建议中方采购罗罗公司的半旧斯贝生产线，但中方没有听，觉得不划算，然后自己去满欧洲的找设备商谈判购买组成生产线的设备。
我认为比较可信，因为符合逻辑和常理，当时罗罗公司都把斯贝技术都卖了，连库存的斯贝发动机都卖给中方了，人家去玩三代发动机了，不想再搞斯贝这个二代发动机了，所以卖生产线很合理。
我认为这个旧斯贝生产线应该买，首先钱和时间，肯定比另外买新设备去重组生产线省，当时斯贝项目中设备款占了大头，花了近10亿美元，然而后来因为斯贝项目中间下马，导致很多高级加工设备长期得不到应用，造成很大浪费。如果当时能够买英国人的二手斯贝生产线，必然能节省很多钱，然后用这些节省的钱来买斯贝项目需要用到的第三方技术，尤其是材料技术，可能早就够了，早就实现斯贝发动机的全国产化了。
其实购买罗罗的二手斯贝生产线上，我最看中的主要还不是省钱，而是建立与英国罗罗公司的某种合作关系，因为斯贝实际扩展性很强的发动机，如果罗罗的生产线专卖给了中国，那么罗罗公司之后要搞什么斯贝的扩展性，很容易想到找中方合作，或是代工相当部分的零件，或是大家一起合作干，而在合作过程中，中方可以学到很多。
我上面说过各量级大涵道涡扇发动机中，最重要就是10-12~13吨的大推力涡扇发动机，这个市场容量最大。
其实我觉得罗罗公司在6-70年代死磕RB211这款超大推涡扇发动机，是选错战略目标，它应该选择跟CFM56同一量级的大推力涡扇发动机。当然谁也没有前后眼，英国当时已经衰落了，并不能像美苏一样什么量级的涡扇发动机都搞。英国只能选择一种搞，他们选择了超大推，放弃了大推，可是到了80年代看清形势了的英国人，忙不迭加入了国际航空发动机公司，一起搞了对标CFM56的三代大推力涡扇V2500。
罗罗公司肯定眼馋这块市场的利益，黑眼珠最见不得白花花的银子，这就是中方与罗罗合作的基础。罗罗是拒绝过跟中国一起改进发动机，那是因为没有足够的利益，因为当时中方只愿意给罗罗技术咨询费。中国国内民航市场广阔，光大推力涡扇发动机就有3600台以上的市场，中方完全依托这个市场来跟罗罗谈合作。
比如：采取合资的方式，罗罗提供新发动机的设计，中方来实行试验和生产，然后国内民用市场起码是可以保证，这个保底的利益就很大。 其实当时中国手里的斯贝发动机，就有可以经过改进达到准三代大涵道涡扇发动机的潜质，当然前提是先完成斯贝发动机的仿制。关于如何加快斯贝项目，在前面已经有论述，这里只说一下完全可以做到。
这里分析一下，如何对斯贝发动机改进，以达到准三代大涵道涡扇发动机的水平。
我这里先介绍一下斯贝555和它的改进型泰式发动机的情况，以作为佐证斯贝512改进后能达到什么样的水平。
斯贝555尽管型号上跟斯贝512很接近，但是它不是斯贝512的改型，而是斯贝512的缩小型，当然不是光缩小就可以了，而是又进行了一定的改动，它的涵道比比斯贝512要大不少，为1，斯贝512为0.7，所以其空气流量比斯贝555相差无几，推力也达到了4.4吨，但是其油耗率不太好看，只达到0.815。
泰式发动机是罗罗公司在斯贝555上换下了原来的风扇，装上了罗罗的超大推RB211的缩小的部件，主要是风扇和低压压气机，这体现了罗罗公司在发动机设计上深厚的底蕴，中国设计人员拼凑出昆仑发动机就不行，而罗罗拼凑出的泰却很好。泰670的推力达到了8吨，其涵道比增加到3.20，其空气流量达到239公斤，而斯贝555只有90公斤，泰的涡轮前温度比斯贝发动机提高并不多，只有1097度，泰式发动机的平均油耗率达到了0.693，已经接近了早期三代机的水平，CFM56-2A为0.683。
而转过来看斯贝512发动机（中国引进的斯贝202的民用版）本身看上去推力不大，只有5吨多，看上去跟斯贝555差不多，但是其实是因为它的涵道比被设计小了，只有0.7，斯贝512实际上是大推的底子，如果斯贝512的涵道比扩张到跟JT3D一样的1.4，推力应该达到甚至超过JT3D的8吨推力。
斯贝的有一个改型叫TF41，尽管它是一个军用发动机，但是它没有无加力的，而且它的涵道比比斯贝512还稍微大了一点0.04，基本可以认为两者相当，其实也可以做民用发动机用。它是在斯贝512的基础上将5级风扇改为了2级风扇另外3级风扇被截短改成了低压压气机，本来斯贝是没有低压压气机的，然后减去了一级高压压气机，增压比提高到21（斯贝512是19），空气流量增加到119公斤（斯贝512是93公斤），这个相当于大幅增加了核心机的动力，为以后可以推动更大的风扇做好了准备，并且提高了涡轮前温度到了1155度，这样TF41-A-2的推力就扩张到了6.8吨，而斯贝512的推力不过5.17吨。
按照斯贝555到泰670的改进情况看，斯贝512按同样方式改进的话，在TF41-A-2的6.8吨推力上翻倍的话，斯贝改进型的推力可以达到12~13吨，其平均油耗率可以达到0.65甚至可以更低，因为本来斯贝512的0.77就比斯贝555的0.815低很多。而这个数值已经超过了早期CFM56的水平，逼近了中期CFM56-5A的0.58的耗油率水平。这个完全可以达到，苏俄的二代涡扇发动机改型D-30KP-3的耗油率已经达到了0.643，而它的增压比还没有斯贝高只有17.7，斯贝512是19，它的涡轮前温度也高的有限，其是1095度，而斯贝512是1067度。
这样一个斯贝大改发动机，一般是发动机难点的高压高温段本来就是斯贝发动机一部分，是设定应该搞定的部分。
而另外一个难点是大尺寸风扇的问题，当初罗罗在RB211项目上的拖延主要就源于此，罗罗先认为用复合材料制造RB211的风扇可以达到强度要求，可是实际上复合材料制造的RB211风扇并没有通过飞鸡炮的测试，罗罗不得不倒回去，用钛合金制造RB211的超大风扇叶片，但是实心的钛合金超大风扇叶片太重，又想法改成空心风扇叶片，可钛合金比较硬，怎么加工这个空心叶片当时是个难题，当然之后完全解决了。
但是在这个斯贝大改发动机上其实没有那么难，因为这个上面用的风扇叶片不是原版的RB211风扇叶片，只是它的缩小版，本来尺寸小了，很多难题就迎刃而解了。实在不行可以先要求英方加工好叶片，然后送到中国来安装上发动机，反正这个不是个问题。
综上所述，在斯贝大改的基础上搞一款新型的大推力涡扇发动机，我认为斯贝完全有这个基础和能力，它能被改进到性能逼近三代大推力涡扇发动机的能力，同时由于又是在中国生产的，它的价格将相对于国外发动机低很多，这样竞争力也就有了。
英国航空杂志《飞行国际》1992年第二期中，中航技负责产品出口的副总经理王大伟对外方记者称，中方可以生产高品质的大飞机部件，可以以美国和欧洲同类产品价格的20%提供。当然大飞机部件不完全说明整机的情况，但也部分说明了问题。
关于从西方外购发动机
当时中国可以采购的西方合适的民用大涵道涡扇发动机，比如CFM56，V2500，RB211等，我认为中国引进并应用到自己的大客机项目上不是问题。因为当时西方只是对中国的军事领域进行限制，而对于中国民用领域并没有感觉到威胁，也就谈不上限制和禁运。
CFM56是70年代设计的产品，在80年代初CFM56-2A的平均油耗率0.683，到90年代的中期改型为CFM56-5C的平均油耗率为0.577，之后改进越发艰难，改进幅度越发小了，这个很正常，越往下越难改，到了目前C919采用的LEAP-X1C发动机，它是CFM56的升级版，平均油耗率也不过是0.52~0.53而已。
价格上早期CFM56-2A为310万美元，中期CFM56-5A为440万美元，CFM56-5C为495万美元。
在CFM56出现后，市场上没有与之对应的三代涡扇发动机，所以CFM56就大杀四方，其它公司都看了眼馋，所以由美国普拉特惠特尼(PW)、英国罗尔斯罗伊斯(RR)、日本航空发动机公司(JAZC)、德国MTU和意大利菲亚特组成了国际航空发动机公司（IAE），专门开发针对CFM56发动机的竞争品V2500。
V2500于85年12月开始研制，90年交付，动作很快的，其实刚交付时V2500参数优于CFM56的早期型号的，其V2500-A1平均油耗率为0.592，当时也不是没有打开局面，是有很多客户选用的，比如空客的A320，麦道的麦道90等等。
CFM56的生产商CFM国际公司感觉受到威胁，加快了对CFM56的改进型的开发，后来的CFM56-5A，-5D，-7A的参数都赶上甚至超过了V2500的水平，而国际航空发动机公司对于V2500的改进却比较缓慢，V2500-D5，-A5等产品的参数改进较小，尤其又碰上主要客户麦道公司被波音吞并，所以现在V2500产品已经边缘化了。
这两种发动机，中方可以采用用于本国的大飞机项目，但是也仅仅限于民用领域。
至于RB211等超大推涡扇发动机，其实中国当时的需求很小，因为民用领域中国的大飞机很难获取国际适航证，所以就不会开发大型远程客机，只会开发用于国内飞行的中短程客机，那么对于与大型远程客机配套的超大推涡扇发动机是没有需求的，军用领域是有需求的，但是西方也不会卖。
苏俄发动机
苏俄发动机的各参数都逼近了西方发动机的同类水平，但是有一个关键参数一直比较差，就是使用寿命。当然苏联以及之后的俄罗斯都尽力在改进这方面，但是总的来说还是差一点，西方的民用涡扇发动机一般的翻修寿命是10000-15000小时，而苏俄的大涵道涡扇发动机一般是几千小时。但是由于后来苏联崩溃后，俄罗斯经济一直不太好，货币经常大贬值，相对于国外同类发动机来说，按美元计价还是很有竞争力的。
一般说来苏俄大涵道涡扇发动机对于中国来说，还是主要用于军用，民用的可能性比较小。
D-30KP-2，这个发动机是苏联第一种大涵道涡扇发动机D-30K的改进型，这个D-30K编号看起来跟D-30很像，但是根本不是D-30的改型，这两者差别很大。中国大量购买这种发动机用于轰6K，运20的早期型号也是这个。
D-30KP-2的参数，推力为12吨，涡轮前温度为1137度，平均油耗率0.705，已经逼近了西方三代涡扇发动机的早期型号，其翻修寿命为2000总寿命为6500小时。这个用于民用不行，用于军用还可以。
D-30KP-3是D-30KP-2的改进型，它大幅增加了涵道比，从2.2到了3.6，推力为13吨，涡轮前温度降低到1095度，其寿命肯定比-2型大幅增长，但是没有查到数据，其平均油耗率为0.643，已经低于了CFM56-2A的0.683的水平。
PS-90A，这个是在苏联时期就是重点型号，号称是要达到西方同类三代大涵道涡扇发动机的水平，研发这台发动机的现在俄罗斯彼尔姆航空发动机科研生产联合体，因为苏联崩溃时穷困潦倒，被美国通用公司仅仅用1亿美元就参了股。PS-90A推力为16吨，平均耗油率为0.607，号称翻修寿命为8000小时，但是经客户使用后，发现远远达不到，有些甚至1000小时都达不到。
只能重新改进，改进款PS-90A-76，是说要用于伊尔76的改进，其是先降低了涡轮前温度，同时升级了热端的材料，推力降低到了14.5吨，平均油耗率达到0.595，涵道比4.6，增压比为29.2，涡轮前温度为1302度。经过这些改进，翻修寿命的确达到了8000小时的水平，进一步改进后，达到了视情况维护的水平，这是目前俄罗斯最好的一台发动机。
D-18T，这是跟英国的RB211一样是三转子的超大推涡扇发动机，是用于安124和安225的动力。推力是23吨，涡轮前温度为1227度，涵道比5.6，增压比27.5，平均油耗率0.581。唯一的缺点是翻修寿命低了点，只有1000小时总寿命6000小时，但是用于军用和特种运输也够了。
当时苏联还在时，研发D-18T的进步设计局还打算发展D-18T的改进型D-18TM，推力增加到29.5吨， 油耗率等指标也有一定的改进。但是紧接着苏联崩溃，进步设计局被分给了乌克兰，而乌克兰可不像俄罗斯还有一颗大国的雄心，还能在困难时期挤出钱来坚持重点型号PS-90A的发展，乌克兰是干脆摆烂，把票选政治的各种丑陋表现无疑。乌克兰的政客们只顾着争权夺利，根本不关心国家的发展，平可夫在克里米亚危机时采访乌克兰，赫然惊讶的发现，乌克兰空军的米格29的机尾上居然仍然是前苏联的标志，这已经离苏联崩溃过去了20多年了。
在这种情况下，进步设计局连生存都有问题，哪有财力搞什么D-18TM的改进工作，也得亏D-18T的寿命比较短，现存的几百台D-18T的翻修和保养也仅够进步设计局苟延残喘的了。这里说一下，之前比较有名的马达西奇公司跟进步设计局是上下游的关系，进步设计局负责研发，马达西奇公司负责制造。
D-18T的耗油率相当低，已经达到了西方三代大涵道涡扇发动机的中期水平，这个民用没啥用，寿命太短了，但对于当时中国的军用比较有用，可以大幅提升军用机的航程，比如大型加油机和各种大型特种机的航程。要知道涡扇8的耗油率是0.8~0.83，D-30KP-2的油耗率是0.705，分别比D-18T分别高近40%到20%，就是说简单换个发动机就可以增加航程40%到20%，更不要说计划中D-18T的改进型。
在进步设计局困顿的时期，中国应该有机会加入它们，不论是加入它们的设计局的股份，还是参与D-18T的改进型工作，都有很大的好处。
1、我把当时国际包括国内的可用于客机/货机/轰炸机等所需要用的大涵道比涡扇发动机按推力划分了几个等级。
8-10吨级的涡扇发动机，称为中推涡扇发动机，10-15~16吨的为大推涡扇发动机，20吨及其以上为超大推涡扇发动机。
2、而这些各种等级的发动机中我认为最重要的是10-15~16吨的大推涡扇发动机，尤其是12~13吨级，因为这个推力量级的大涵道涡扇发动机应用是最广泛的。
到2015年为止中国共进口了2600架客机，运10相关经济数据，其中占比最大的机型是双发窄体中短程客机，按照民航的统计，大约占总数的70%，就是A320和波音737这个等级的客机，也就是起码有1800架是这样的飞机，双发就是3600台，还不包括替换的，这个是很大的数目。
此外军用领域里，这个量级的发动机也应用广泛，像伊尔76或者运20这样的大型运输机可以装4台，而轰6K这种轰炸机可以装2台，当然像可以由普通客机改装的加油机和其它特种机，使用这种量级的涡扇发动机更普遍。
3、在这些发动机有很多指标，而中其中最主要的指标是油耗率，对于民用来说燃油效率就是经济效益，而对于军用来说燃油效率就是战斗力。当然到具体情况上来讲，还要跟价格、安装条件和获取难度等等来选择发动机。
对于军用涡扇发动机一般油耗率指标只有一个，但是对于大涵道涡扇发动机的油耗率有不同的指标，有起飞油耗率，低空巡航油耗率，还有万米高空巡航油耗率等等，其中最重要的油耗率指标是万米高空巡航油耗率指标，因为客机运输机轰炸机等在飞行中主要飞行状态是在这个阶段，所以这个阶段的飞行油耗率是最重要的。
由于一般发动机推力各不相同，各飞行阶段的推力也各不相同，所以要比较的方便，一般是使用平均油耗率，写作公斤/公斤力/小时，就是每公斤推力每小时耗多少公斤的油，对于英制国家来说，这两个公斤要换成磅。
这里要说明的是大涵道涡扇发动机，当在地面或者低空时平均油耗率低，但是推力大，而在高空时平均油耗率高一些，但是推力比地面小了好几倍，综合算起来，在地面和低空时单台发动机油耗远大于在高空的状态下的油耗。比如：经典的JT3D发动机，在地面起飞状态平均油耗率是0.53，地面最大推力是8吨，而在万米高空的平均油耗率是0.80~0.83，而此时最大推力只有2吨多，在地面或者低空的单台发动机油耗比在高空中大一倍都不止。一般情况下，如果未说明的情况下，这里的平均油耗率指得就是万米高空巡航平均油耗率。
这里要说一下，某位反运10人士拿着运10的几次试飞的油耗数据来说运10的油耗高，其实是他根本就不懂客机正常航班的座公里油耗率是要在最佳的飞行高度和最佳飞行速度下的出来，而运10是在执行试飞任务不是正常航班运输，它不可能一直飞在最佳的飞行高度和最佳飞行速度上，因为它要飞各种各样的试飞科目，这种情况下运10的油耗数据比正常航班油耗高不是很正常的吗？运10的重量和尺寸，也只有对试飞和航班的区别毫无所知的人才会奇怪。
还有不同的发动机在不同工况下的油耗率数据可能完全不同，可能A在低空比B大，但是到了高空，反过来，B比A大。
比如：三叉戟用的斯贝512和波音707用的JT3D发动机，JT3D发动机是一代涡扇发动机，它结构比二代涡扇发动机的斯贝512简单，涡轮前温度比斯贝512低得多，但是由于其的涵道比远比斯贝512大得多，JT3D是1.4，而斯贝512只有0.7，不知道英国人为啥把斯贝512设计的只有这么小的涵道比，其它二代涡扇发动机的涵道比远比这个大。
在低空时，JT3D发动机的平均油耗率只是0.53，而斯贝512为0.62，我开始到处找不到JT3D发动机的高空平均油耗率数据，包括在美国人自己写的书里也没有，所以想当然以为到高空也是JT3D发动机的油耗率比斯贝512低，但最近才从不同渠道找到JT3D的两个巡航油耗率数据，0.8和0.83，到底哪一个，我也不知道，可能是JT3D的不同子型号之间的数据，0.83可能是JT3D的推力加大型JT3D-8A的数据，幸好这两个数据差别不大，大家凑合着看着吧，而斯贝512的高空油耗率数据是有的，0.77，这就比JT3D低了。
这也好理解，由于JT3D的涵道比大，在地面或者低空时，空气稠密度高，大扇叶一扇就能产生很大的推力，而在高空时，空气稀薄，大风扇扇不了多少推力，主要推力来在于中心推力，那么斯贝512的增压比高和涡轮前温度高的优势就体现出来了。
4、如何改进涡扇发动机的循环参数，有这么几种方向。
A、提高涡轮前温度：这是提升发动机推力的重要手段。在材料耐高温能力和涡轮叶片冷却技术允许的情况下，尽可能提升发动机涡轮前温度。涡轮前温度每提升100℃（摄氏度），该发动机的最大推力就可以提升近10%。比如：中国在60年代通过发明了空心涡轮叶片对涡喷7/R11发动机的改进，成功的提升了10%的推力。
B、增加涵道比：涵道比是指发动机外部涵道流量与内部涵道流量之比。增加涵道比可以提升发动机推力。例如，F-35战机所用的F-135发动机将涵道比增加到0.57之后，推力增加到了18吨（实验推力20.4吨）。但是这里要说明的是涵道比不能无限制增加，如果超过了发动机核心机的能力，整个发动机的参数反而下降，核心机太肉带不动大扇叶，当然扇不动大风了。
C、提高发动机核心机的进气量：这可以增加发动机核心机的空气流量，从而提高推力，同时增加带动风扇的能力。
D、增大风扇发动机的压比：压比是发动机压气机出口压力与入口压力之比。增大压气机压比可以提高发动机的效率和推力。
综上所述，通过上述方法可以有效地提高涡扇发动机的循环参数。
5、而除了提高涡轮前温度以外，这些改进方法都要改动发动机的主体结构，造成前部气流流场变化，而牵一发动全身造成各种问题，而中国当时的航空发动机设计人员没有能力应对这些。
我一直认为当时中国航空发动机设计人员对于喷气发动机的设计技术上是欠缺的，而中国生产技术能力比设计技术能力要好，也就是能按图仿制出某些二代发动机，没问题，如果再加上点中国自研的技术，很好，锦上添花百上加斤，但是让中国设计人员不是仿制而完全凭空设计出这样档次的发动机，却很有问题，就像涡喷13主要是仿制R13的，很好，而所谓自主设计而实质是拼装货的昆仑发动机，却很糟糕，长期不能稳定。
我认为当时要改进发动机稳妥的方式，1、要么是依赖于人家做好的现成的方案，2、要么邀请人家一起合作修改。
要想学到关于发动机设计的知识，另一种航空发动机的发展路径（以英法为师），要么自己琢磨，那花的时间和钱海了去，要么跟着老师学，这个可遇不可求，比如：得到苏联崩溃后前苏联地区混乱时期得有这个机会，有机会也得有钱，上世纪90年代尽管中国认识到了这个问题，挤出资金搞了双引工程，但是由于中国钱少，主要是外汇少，（花大量的外汇去进口客机小汽车奢侈品太浪费了）运10相关经济数据，你给人民币，人家也不认呀，好的东西好人才大头都给西方人捞取了，哪怕是韩国当年也捞了不少，西方捞了苏联的科学家就是不用，留着看大门，也不放。平时的机会也就斯贝工程里一些英国专家的只言片语，斯贝涡扇9工程的一些信息汇总，那也太过零碎了。
6、大涵道涡扇发动机在经过改进后，其参数可以有很大变化，尤其是平均耗油率指标，在经过改进后，其指标可能逼近甚至超过下一代涡扇发动机的早期产品，比如：苏俄的二代发动机改型D-30KP-3的平均耗油率为0.643，比早期的三代风扇发动机CFM56-2A的0.683还低7.5%，所以讲大涵道涡扇发动机的耗油率指标需要说清楚子型号，否则很难进行说明和比较。
接下来就转入正文，让我们看看当时中国能搞到哪些大涵道涡扇发动机？
涡扇8发动机
首先，来看看涡扇8，涡扇8就是仿制JT3D-3，推力是8165公斤，就技术来说是比较简单的，凭中国当时的技术能力肯定能搞定的，运十的配套发动机涡扇8是当时国内可以制造的，这里就不累述了。
但是这个发动机当时在国际上已经算比较老旧的了，但是由于其设计的还不错，涵道比设计的很大（当时），所以其油耗率跟当时80年代初主流的二代涡扇发动机对比起来，（当时三代大涵道涡扇发动机还比较少），差别还不大，还能凑合着用一用，比如：领导层要引进麦道飞机项目，上飞所写得反对引进麦道的材料里就指出，一封呼吁继续研制运10的信（部分），要引进的麦道82所使用的JT8D发动机并不比涡扇8/JT3D发动机好多少。
涡扇8/JT3D-3发动机油耗率只比麦道82上配的JT8D-217A型涡轮风扇发动机高5%，JT8D-217A的巡航平均耗油率为0.76，而涡扇8/JT3D-3发动机的巡航平均耗油率为0.80，同时比当时三代大涵道涡扇发动机CFM56的早期型号CFM56-2A的油耗率高15%，CFM56-2A的油耗率为0.683，主要它们的区别在于JT8D-217A的推力要比涡扇8/JT3D-3大不少，是9072公斤对8165公斤，而CFM56-2A为10700公斤。此外就是污染指标方面涡扇8/JT3D-3比较差，但当时以经济建设为中心，哪顾得上环保指标。
但是涡扇8/JT3D-3有几个问题存在，导致其适用期不长，90年前凑合着可以用一用，到了90年代后就会受到很大的限制，其中缺点最大的尤其是它的油耗率和推力。
尽管前面说油耗率跟二代涡扇发动机差别不大，那是跟80年代比，到90年代三代大涵道涡扇发动机普遍流行起来了，还有90年代幸存下来的少数二代涡扇发动机也都相当大的改进过了，而涡扇8/JT3D-3在90年代就不够看的了。
涡扇8/JT3D-3推力很尴尬，当时运10要想在民航市场上生存下去，肯定要改为双发中短程客机，运10的扩展性，但是涡扇8/JT3D-3推力只有8吨出头，太小了，就像我在上面说过的主流发动机推力档次，得在10-12~13吨左右。而如果涡扇8如果想改为军用的话，那么当时军用只有一种轰6还可以配，但是跟轰6原来涡喷8的9.5吨的推力相比还是差一些。而要搞运20级别的军用运输机，还是得要10-12~13吨级的发动机。
那么涡扇8能不能改呢，改肯定是能改的，怎么都能改，只是有一个问题，代价是什么？
首先就是用中国掌握的空心涡轮叶片技术来提高涡扇8的涡轮前温度，达到涡喷7乙的1015度，估计推力能增加到9-9.5吨左右，但是代价是寿命也随之急剧下跌，使用同样空心叶片技术的涡喷7涡喷13翻修寿命不过200-300小时而已，这样短的翻修寿命别说民用用不了，就是军用也不合适。
如果当时掌握了斯贝发动机的热端材料的技术，那倒是可以用改涡扇8并保持长寿命的，斯贝512的翻修寿命是7000小时，可斯贝工程长期拖延就是因为当时没有掌握相关的材料置备技术，斯贝工程为啥拖延了那么久？，所以说斯贝项目的停顿真的很误事。
就像前面我说的几种对涡扇发动机的改进方法中，当时中国能做的就只有提高涡扇8的涡轮前温度，其它几种改进方法都超过中国的能力。除非其它发动机强国对JT3D发动机有对应的改进型号，并且中国获取了这些改进型的图纸或者样品，按照这些已经有的改进型来改进没问题。
JT3D是非常老旧的型号，美国对于其的重大改进也就是一款JT3D-8A的推力增加型，增加一级低压压气机，推力增加到9.5吨。这个有对应的军方编号TF33-P7，装在B52和C141上，看看能不能搞到样品或者图纸，比如：越南战场上，或者在美国的废旧飞机停放场能不能捡到。这个如果能搞到倒是可以依葫芦画瓢搞一款推力增大型给轰6或者新建的大型运输机或者特种机用，毕竟比起涡喷8的耗油率来说，涡扇8还是好很多，尽管达不到轰6I的8000公里航程，但是7500公里应该还是有的，毕竟JT3D-8A的平均油耗率只比斯贝512高7%而已。
对于涡扇8/JT3D-3的改进也就到这里了，总的来说是没啥改头，花了大力气改不值得，如果有更好的机型的话，这个应该是逐步被放弃。
斯贝发动机
我在这里写斯贝发动机，而不是特指引进的斯贝202发动机，而是泛指斯贝的各种发展型，其实斯贝发动机是有很好的发动机，它有很好的发展性，可以做民用发动机，可以做燃气轮机等等，唯一的就是不适合做高空高速战斗机动力。而中方尽管只引进了斯贝202军用发动机，但是因为其实斯贝各型号之间技术是通用的，能造斯贝202也能造其它斯贝发动机。
中国上层对于斯贝引进工程本来是有清晰的目的的，就是要带动国内发动机工业的发展，但是到了后来由于形势的变化，反而偏离了这个目的，变成对于斯贝这个单一发动机的仿制要求，而本身斯贝202并不适合做战斗机动力，导致对其的需求降低，接着就不愿继续花钱对其后续的引进了，斯贝工程为啥拖延了那么久？，这个相当误事，造成很大的浪费。
我曾经听到过关于斯贝引进工程的这么一个消息，这个不保真，因为信源都找不到了。在斯贝工程引进时，当时英国罗罗公司的专家建议中方采购罗罗公司的半旧斯贝生产线，但中方没有听，觉得不划算，然后自己去满欧洲的找设备商谈判购买组成生产线的设备。
我认为比较可信，因为符合逻辑和常理，当时罗罗公司都把斯贝技术都卖了，连库存的斯贝发动机都卖给中方了，人家去玩三代发动机了，不想再搞斯贝这个二代发动机了，所以卖生产线很合理。
我认为这个旧斯贝生产线应该买，首先钱和时间，肯定比另外买新设备去重组生产线省，当时斯贝项目中设备款占了大头，花了近10亿美元，然而后来因为斯贝项目中间下马，导致很多高级加工设备长期得不到应用，造成很大浪费。如果当时能够买英国人的二手斯贝生产线，必然能节省很多钱，然后用这些节省的钱来买斯贝项目需要用到的第三方技术，尤其是材料技术，可能早就够了，早就实现斯贝发动机的全国产化了。
其实购买罗罗的二手斯贝生产线上，我最看中的主要还不是省钱，而是建立与英国罗罗公司的某种合作关系，因为斯贝实际扩展性很强的发动机，如果罗罗的生产线专卖给了中国，那么罗罗公司之后要搞什么斯贝的扩展性，很容易想到找中方合作，或是代工相当部分的零件，或是大家一起合作干，而在合作过程中，中方可以学到很多。
我上面说过各量级大涵道涡扇发动机中，最重要就是10-12~13吨的大推力涡扇发动机，这个市场容量最大。
其实我觉得罗罗公司在6-70年代死磕RB211这款超大推涡扇发动机，是选错战略目标，它应该选择跟CFM56同一量级的大推力涡扇发动机。当然谁也没有前后眼，英国当时已经衰落了，并不能像美苏一样什么量级的涡扇发动机都搞。英国只能选择一种搞，他们选择了超大推，放弃了大推，可是到了80年代看清形势了的英国人，忙不迭加入了国际航空发动机公司，一起搞了对标CFM56的三代大推力涡扇V2500。
罗罗公司肯定眼馋这块市场的利益，黑眼珠最见不得白花花的银子，这就是中方与罗罗合作的基础。罗罗是拒绝过跟中国一起改进发动机，那是因为没有足够的利益，因为当时中方只愿意给罗罗技术咨询费。中国国内民航市场广阔，光大推力涡扇发动机就有3600台以上的市场，中方完全依托这个市场来跟罗罗谈合作。
比如：采取合资的方式，罗罗提供新发动机的设计，中方来实行试验和生产，然后国内民用市场起码是可以保证，这个保底的利益就很大。 其实当时中国手里的斯贝发动机，就有可以经过改进达到准三代大涵道涡扇发动机的潜质，当然前提是先完成斯贝发动机的仿制。关于如何加快斯贝项目，在前面已经有论述，这里只说一下完全可以做到。
这里分析一下，如何对斯贝发动机改进，以达到准三代大涵道涡扇发动机的水平。
我这里先介绍一下斯贝555和它的改进型泰式发动机的情况，以作为佐证斯贝512改进后能达到什么样的水平。
斯贝555尽管型号上跟斯贝512很接近，但是它不是斯贝512的改型，而是斯贝512的缩小型，当然不是光缩小就可以了，而是又进行了一定的改动，它的涵道比比斯贝512要大不少，为1，斯贝512为0.7，所以其空气流量比斯贝555相差无几，推力也达到了4.4吨，但是其油耗率不太好看，只达到0.815。
泰式发动机是罗罗公司在斯贝555上换下了原来的风扇，装上了罗罗的超大推RB211的缩小的部件，主要是风扇和低压压气机，这体现了罗罗公司在发动机设计上深厚的底蕴，中国设计人员拼凑出昆仑发动机就不行，而罗罗拼凑出的泰却很好。泰670的推力达到了8吨，其涵道比增加到3.20，其空气流量达到239公斤，而斯贝555只有90公斤，泰的涡轮前温度比斯贝发动机提高并不多，只有1097度，泰式发动机的平均油耗率达到了0.693，已经接近了早期三代机的水平，CFM56-2A为0.683。
而转过来看斯贝512发动机（中国引进的斯贝202的民用版）本身看上去推力不大，只有5吨多，看上去跟斯贝555差不多，但是其实是因为它的涵道比被设计小了，只有0.7，斯贝512实际上是大推的底子，如果斯贝512的涵道比扩张到跟JT3D一样的1.4，推力应该达到甚至超过JT3D的8吨推力。
斯贝的有一个改型叫TF41，尽管它是一个军用发动机，但是它没有无加力的，而且它的涵道比比斯贝512还稍微大了一点0.04，基本可以认为两者相当，其实也可以做民用发动机用。它是在斯贝512的基础上将5级风扇改为了2级风扇另外3级风扇被截短改成了低压压气机，本来斯贝是没有低压压气机的，然后减去了一级高压压气机，增压比提高到21（斯贝512是19），空气流量增加到119公斤（斯贝512是93公斤），这个相当于大幅增加了核心机的动力，为以后可以推动更大的风扇做好了准备，并且提高了涡轮前温度到了1155度，这样TF41-A-2的推力就扩张到了6.8吨，而斯贝512的推力不过5.17吨。
按照斯贝555到泰670的改进情况看，斯贝512按同样方式改进的话，在TF41-A-2的6.8吨推力上翻倍的话，斯贝改进型的推力可以达到12~13吨，其平均油耗率可以达到0.65甚至可以更低，因为本来斯贝512的0.77就比斯贝555的0.815低很多。而这个数值已经超过了早期CFM56的水平，逼近了中期CFM56-5A的0.58的耗油率水平。这个完全可以达到，苏俄的二代涡扇发动机改型D-30KP-3的耗油率已经达到了0.643，而它的增压比还没有斯贝高只有17.7，斯贝512是19，它的涡轮前温度也高的有限，其是1095度，而斯贝512是1067度。
这样一个斯贝大改发动机，一般是发动机难点的高压高温段本来就是斯贝发动机一部分，是设定应该搞定的部分。
而另外一个难点是大尺寸风扇的问题，当初罗罗在RB211项目上的拖延主要就源于此，罗罗先认为用复合材料制造RB211的风扇可以达到强度要求，可是实际上复合材料制造的RB211风扇并没有通过飞鸡炮的测试，罗罗不得不倒回去，用钛合金制造RB211的超大风扇叶片，但是实心的钛合金超大风扇叶片太重，又想法改成空心风扇叶片，可钛合金比较硬，怎么加工这个空心叶片当时是个难题，当然之后完全解决了。
但是在这个斯贝大改发动机上其实没有那么难，因为这个上面用的风扇叶片不是原版的RB211风扇叶片，只是它的缩小版，本来尺寸小了，很多难题就迎刃而解了。实在不行可以先要求英方加工好叶片，然后送到中国来安装上发动机，反正这个不是个问题。
综上所述，在斯贝大改的基础上搞一款新型的大推力涡扇发动机，我认为斯贝完全有这个基础和能力，它能被改进到性能逼近三代大推力涡扇发动机的能力，同时由于又是在中国生产的，它的价格将相对于国外发动机低很多，这样竞争力也就有了。
英国航空杂志《飞行国际》1992年第二期中，中航技负责产品出口的副总经理王大伟对外方记者称，中方可以生产高品质的大飞机部件，可以以美国和欧洲同类产品价格的20%提供。当然大飞机部件不完全说明整机的情况，但也部分说明了问题。
关于从西方外购发动机
当时中国可以采购的西方合适的民用大涵道涡扇发动机，比如CFM56，V2500，RB211等，我认为中国引进并应用到自己的大客机项目上不是问题。因为当时西方只是对中国的军事领域进行限制，而对于中国民用领域并没有感觉到威胁，也就谈不上限制和禁运。
CFM56是70年代设计的产品，在80年代初CFM56-2A的平均油耗率0.683，到90年代的中期改型为CFM56-5C的平均油耗率为0.577，之后改进越发艰难，改进幅度越发小了，这个很正常，越往下越难改，到了目前C919采用的LEAP-X1C发动机，它是CFM56的升级版，平均油耗率也不过是0.52~0.53而已。
价格上早期CFM56-2A为310万美元，中期CFM56-5A为440万美元，CFM56-5C为495万美元。
在CFM56出现后，市场上没有与之对应的三代涡扇发动机，所以CFM56就大杀四方，其它公司都看了眼馋，所以由美国普拉特惠特尼(PW)、英国罗尔斯罗伊斯(RR)、日本航空发动机公司(JAZC)、德国MTU和意大利菲亚特组成了国际航空发动机公司（IAE），专门开发针对CFM56发动机的竞争品V2500。
V2500于85年12月开始研制，90年交付，动作很快的，其实刚交付时V2500参数优于CFM56的早期型号的，其V2500-A1平均油耗率为0.592，当时也不是没有打开局面，是有很多客户选用的，比如空客的A320，麦道的麦道90等等。
CFM56的生产商CFM国际公司感觉受到威胁，加快了对CFM56的改进型的开发，后来的CFM56-5A，-5D，-7A的参数都赶上甚至超过了V2500的水平，而国际航空发动机公司对于V2500的改进却比较缓慢，V2500-D5，-A5等产品的参数改进较小，尤其又碰上主要客户麦道公司被波音吞并，所以现在V2500产品已经边缘化了。
这两种发动机，中方可以采用用于本国的大飞机项目，但是也仅仅限于民用领域。
至于RB211等超大推涡扇发动机，其实中国当时的需求很小，因为民用领域中国的大飞机很难获取国际适航证，所以就不会开发大型远程客机，只会开发用于国内飞行的中短程客机，那么对于与大型远程客机配套的超大推涡扇发动机是没有需求的，军用领域是有需求的，但是西方也不会卖。
苏俄发动机
苏俄发动机的各参数都逼近了西方发动机的同类水平，但是有一个关键参数一直比较差，就是使用寿命。当然苏联以及之后的俄罗斯都尽力在改进这方面，但是总的来说还是差一点，西方的民用涡扇发动机一般的翻修寿命是10000-15000小时，而苏俄的大涵道涡扇发动机一般是几千小时。但是由于后来苏联崩溃后，俄罗斯经济一直不太好，货币经常大贬值，相对于国外同类发动机来说，按美元计价还是很有竞争力的。
一般说来苏俄大涵道涡扇发动机对于中国来说，还是主要用于军用，民用的可能性比较小。
D-30KP-2，这个发动机是苏联第一种大涵道涡扇发动机D-30K的改进型，这个D-30K编号看起来跟D-30很像，但是根本不是D-30的改型，这两者差别很大。中国大量购买这种发动机用于轰6K，运20的早期型号也是这个。
D-30KP-2的参数，推力为12吨，涡轮前温度为1137度，平均油耗率0.705，已经逼近了西方三代涡扇发动机的早期型号，其翻修寿命为2000总寿命为6500小时。这个用于民用不行，用于军用还可以。
D-30KP-3是D-30KP-2的改进型，它大幅增加了涵道比，从2.2到了3.6，推力为13吨，涡轮前温度降低到1095度，其寿命肯定比-2型大幅增长，但是没有查到数据，其平均油耗率为0.643，已经低于了CFM56-2A的0.683的水平。
PS-90A，这个是在苏联时期就是重点型号，号称是要达到西方同类三代大涵道涡扇发动机的水平，研发这台发动机的现在俄罗斯彼尔姆航空发动机科研生产联合体，因为苏联崩溃时穷困潦倒，被美国通用公司仅仅用1亿美元就参了股。PS-90A推力为16吨，平均耗油率为0.607，号称翻修寿命为8000小时，但是经客户使用后，发现远远达不到，有些甚至1000小时都达不到。
只能重新改进，改进款PS-90A-76，是说要用于伊尔76的改进，其是先降低了涡轮前温度，同时升级了热端的材料，推力降低到了14.5吨，平均油耗率达到0.595，涵道比4.6，增压比为29.2，涡轮前温度为1302度。经过这些改进，翻修寿命的确达到了8000小时的水平，进一步改进后，达到了视情况维护的水平，这是目前俄罗斯最好的一台发动机。
D-18T，这是跟英国的RB211一样是三转子的超大推涡扇发动机，是用于安124和安225的动力。推力是23吨，涡轮前温度为1227度，涵道比5.6，增压比27.5，平均油耗率0.581。唯一的缺点是翻修寿命低了点，只有1000小时总寿命6000小时，但是用于军用和特种运输也够了。
当时苏联还在时，研发D-18T的进步设计局还打算发展D-18T的改进型D-18TM，推力增加到29.5吨， 油耗率等指标也有一定的改进。但是紧接着苏联崩溃，进步设计局被分给了乌克兰，而乌克兰可不像俄罗斯还有一颗大国的雄心，还能在困难时期挤出钱来坚持重点型号PS-90A的发展，乌克兰是干脆摆烂，把票选政治的各种丑陋表现无疑。乌克兰的政客们只顾着争权夺利，根本不关心国家的发展，平可夫在克里米亚危机时采访乌克兰，赫然惊讶的发现，乌克兰空军的米格29的机尾上居然仍然是前苏联的标志，这已经离苏联崩溃过去了20多年了。
在这种情况下，进步设计局连生存都有问题，哪有财力搞什么D-18TM的改进工作，也得亏D-18T的寿命比较短，现存的几百台D-18T的翻修和保养也仅够进步设计局苟延残喘的了。这里说一下，之前比较有名的马达西奇公司跟进步设计局是上下游的关系，进步设计局负责研发，马达西奇公司负责制造。
D-18T的耗油率相当低，已经达到了西方三代大涵道涡扇发动机的中期水平，这个民用没啥用，寿命太短了，但对于当时中国的军用比较有用，可以大幅提升军用机的航程，比如大型加油机和各种大型特种机的航程。要知道涡扇8的耗油率是0.8~0.83，D-30KP-2的油耗率是0.705，分别比D-18T分别高近40%到20%，就是说简单换个发动机就可以增加航程40%到20%，更不要说计划中D-18T的改进型。
在进步设计局困顿的时期，中国应该有机会加入它们，不论是加入它们的设计局的股份，还是参与D-18T的改进型工作，都有很大的好处。
