PW F119发动机
前面我们在讨论我国WS15发动机性能时，讨论区有人说F119已经提高到17.3吨的推力了。这个其实就是尬吹，因为美弟的F119发动机自定型后从来就没有改进过性能。其军用推力就是105KN，加力推力就是155.7KN。在官方网站上至今还是这个数，也就是35000磅，算下来就是155.7KN，从来就没有变过。那么为什么有人说F119的加力推力提高到了17.3吨呢？我们查到唯一的信息来源就是一个台湾人写的一本书，介绍俄罗斯SU57战斗机的，在书中偶尔提及F119的推力可能提高到17.3吨了。但是这本书也没说清楚信息来源是哪里，而且这本书的观点比较主观，所以这个17.3吨的数据有点经不起推敲。至于说F119加力推力提高到18吨，那就更扯了。
17.3吨的加力推力数据实际上并不靠谱
那么17.3吨这个推力是不是有存在的可能呢？要说有一定的可能性，那就是这个推力是发动机台架试验取得的数据，处于发动机可用推力之外。很多人一谈到发动机推力就只会看加力推力数据，谁的推力大谁就先进。还有人更搞笑，甚至拿战斗机的发动机和民用大涵道比发动机比推力大小，说GE90发动机推力五六十吨，技术遥遥领先，我们五十年都不一定追得上。但是需要明白，发动机的推力大小不是一个固定的数字，而是随着飞高度和速度会变化的。即使是同样的油门大小，随着飞行高度的提高，发动机推力会下降。而且涵道比越大，推力下降速度越快。而且发动机的推力也会随着速度增加而增加。因为随着速度的增加，会产生一定的冲压效应，也就是被兜进发动机的空气会大幅增加。
132KN太行发动机的推力曲线
我们就以我国太行发动机为例，上图是132KN太行发动机的推力曲线。可以看到在0高度下，也就是海平面高度，太行发动机的台架试验推力能达到160KN，这个推力甚至能超过F119标称的155.7KN的加力推力。但是这个推力不是一个可用的推力。因为这是单独测试发动机得来的试验数据。但是发动机一旦装上飞机，就会增加很多限制性因素，比如飞机的动压。如果在低空飞行速度过快，因为大气比较稠密，飞行产生的动压很大，能够让飞机解体。
如果过多增加飞机结构强度来对抗动压，会付出结构重量过大的代价。所以实际上战斗机在低空飞行，速度通常不会超过1500公里每小时。以歼十为例，其低空最大飞行速度只有1450公里每小时左右，而这样的速度在战斗机中已经算是非常快的了。要想减少动压的影响就要往高处飞，但这样发动机的推力就会变小，也就是说台架试验的最大推力其实在现实中是实现不了的。
PW官方的F119加力推力数据至今还是35000磅 也就是155.7KN
这就意味着，台架试验能够达到的最大推力，有很大一部分区间其实在飞机上是无法实现的。所以发动机加力推力的标称数据，其实不是发动机自己能够达到的最大推力，而是在一个可以实现的有限范围内的数字。也就是说发动机的加力推力其实并没有大家想象的那么重要。对于F119也是一样的，F119的台架试验最大推力有可能能够达到17.3吨，但是实际装机使用时是达不到的。所以F119的标称加力推力就是155.7KN。而太行发动机的132KN的标称加力推力其实是0.6马赫下的海平面推力。
PW的F135发动机
说到F119发动机，后续还是有发展的，那就是出了一个改型。但是这已经不是F119改进性能了，只能算改型了。那就是F135发动机，加力推力提高到了191.3KN，但是涵道比也提高到了0.57。高速性能变得很差，不过因为是装备在F35上的，所以也无所谓。因为F35基本上就没有认真考虑过超音速机动性，所以只是针对跨音速性能进行了优化。这和我们的WS15要追求超音速巡航能力和超音速机动性的情况是完全不同的。WS15的涵道比比较小，在0.3左右，最低有可能达到0.25。所以WS15在高空的推力下降应该是比较小的。
在11公里的超音速巡航高度上，F119不开加力时只有62.5KN的推力。因为F135的涵道比比较大，所以其推力下降将更加明显。在11公里的超音速巡航高度上，WS15的不加力推力很有可能要比F135还要大。F135的标称加力推力超过WS15其实意义不大。所以比较发动机性能不要只会看军用推力、加力推力这两个数字是多大。还要看涵道比，发动机压比，涡轮前进气温度等很多参数。比较准确的评价是看发动机的性能曲线。
GE XA100变循环发动机
目前美弟为第六代战斗机研制了两种发动机，GE的XA100和PW的XA101。这两种发动机都属于变循环发动机，加力推力都超过20吨。推力数据并不确切，有说20吨的，有说22吨的，也有说24吨的。这可能就是有些人说F119推力要提高到22、24吨的消息来源。但这两种发动机的结构和F119发动机已经完全不一样，增加了双外涵道，涡轮前进气温度大幅提高，提到了2400K，涡轮的级数也变了。也就是说这两种发动机和F119基本上完全无关了，不存在所谓改进的关系。
目前这两种发动机都在研制过程中尚未定型。但是网上有很多人却非常热衷于拿着这些所谓22、24吨推力的数字和WS15发动机比推力大小。于是就是开始瞎扯WS15还落后美弟三十年、四十年等等。其实我国也在研制第六代战斗机配套的发动机，进度并不见得会落后于美弟。如果要比较，也只能拿XA100和XA101和我国未来的变循环发动机比性能，只有这样比较才是真正对标的型号。
PW的XA101变循环发动机
从目前公开的信息来看，我国的变循环发动机可能是推比15一级的发动机。而XA100和XA101的推重比都在12左右。也就是说如果没有意外，我国的变循环发动机会领先美弟一代的性能。因为目前XA100和XA101的涡轮前进气温度都是2400K。普惠甚至从吹嘘未来能把涡轮前进气温度提升到2700K，不过这就是明摆着的尬吹了。因为使用碳氢燃料的喷气式发动机在等压燃烧下能达到的最高理论温度也就是2300-2400K。前面我们也提到北航在去年年底也公开了2400K-CCA方案。也就是说我们也已经完全掌握涡轮前进气温度2400K的技术。
北航2400K-CCA方案发动机的超巡推力是103.9KN比F119的62.5KN大很多
需要说清楚的是，北航2400K-CCA方案推力似乎比XA100和XA101推力小了很多。这主要是因为2400K-CCA方案没有具体的装机背景，也就是说和实际应用的型号无关。其设计的参考核心机流量很小，远小于F119核心机的24.8公斤。所以发动机推力只是比F119大了17.97%，加力推力有183.68KN。虽然推力要比F119大，但是肯定低于XA100和XA101。我们真正用在六代机发动机上的核心机，流量至少是35公斤起步的，所以我国的变循环发动机推力一定会比XA100和XA101推力更大。
本来XA100和XA101把涡轮前进气温度提高到2400K，足以提高4个推重比。但是因为采用了变循环工作方式，增加了双外涵道，以及复杂的模式选择开关和涵道引射器等部件。导致发动机重量增加很多，所以XA100和XA101的推重比只能达到12左右，最多13个推重比。我国推比15一级发动机的性能比XA100和XA101领先了很多，领先的地方主要是压气机。和XA100和XA101采用的传统压气机不同，在推力15一级发动机上，我们采用的是对转压气机。单级压比大幅提高，一级可以代替以前的两级。所以对转压气机的级数要比XA100和XA101的压气机少很多。这就可以进一步提高发动机的推重比，实现推比15的目标。
所以说到底，我们目前的军用航空发动机技术水平在WS10C上就已经追平了美弟的F119发动机。WS15的性能也不比F135差，而在六代机配套的发动机上，我们将完成对美弟的彻底超越，并建立起领先的技术优势。
