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 涡轮风扇发动机
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。
后来在涡扇-6 的基础上发展了涡扇6改进型。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。在外廓尺寸与涡扇-6 相同和质量减轻 100千 克的条件下，设计状态的加力推力提高了 13.2%，推重比提高 18.9%。随后的涡扇-6 改准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了涡扇-6 改方案在技术上是可行的。
1975 年 3 月 26 日，国务院国防工办下达了《关于进一步论证歼-13 飞机方案的通知》。其中指出，歼-13 前几个方案的航程、作战半径、盘旋半径等数据较低，要求再用涡扇6发动机的动力作方案，突出飞机中、低空性能，进一步论证，以便提出几个方案便于三结合加以比较。按照要求，沈阳飞机设计研究所在继续完成第一轮选型风洞试验和高低速吹风的同时，上报了装涡喷-6 丙发动机方案的战术技术指标所需的文件资料连同时进行了歼-13 的课题研究。8 月 25 日~26 日到空军航空兵某师进行了调查，31 日向辽宁省工办呈报了两个方案的全部文件，包括研制规划和部队调查意见。
1976 年 1 月 26 日，空军上报了对歼-6 后继机——歼-13——的主要战术技术要求。同年 4 月 24 日，国务院、中央军委常规装备领导小组下达了《关于歼-6 后继机主要战术技术要求的批复》：“原则同意所提歼-6 后继机的主要战术技术要求。请国防工办将此机列入重点研制计划，尽快组织有关单位进行三结合的战术技术论证，尽早提出研制方案报批”。此外，还对设计指导思想、飞机主要性能和战术技术要求、武器火控系统以及装备、维护等等，提出了明确的要求。据此，沈阳飞机设计研究所于 5 月 10 日即呈报了《歼-13 飞机方案论证补充之——设计方案及动力选择》的报告，继续对总体方案和各系统的方案进行了论证。
1976 年 9 月，三机部在沈阳召开了歼-6 后继机武器火控系统座谈会，通知和空、海军、四机部、五机部以及有关厂，所，部门座谈讨论，初步确定了歼-6 后继机的武器，火控系统配置方案。1976 年 11 月的一次会议上，又对机载电子设备进行了讨论。
在方案论证，审查过程中，自 1973 年起，进行了多种气动布局的风洞试验，达 3,000 多次；自 1974 年起，对 20 多种机翼结构设计方案进行了强度和气动弹性计算；自 1975 年下厂征求工艺员和工人的意见，对方案进行了调整和修改；1976 年以来，又和 621，625 所以及冶金部工厂进行了材料选用和工艺方案的讨论。
1977 年 6 月 1 日至 11 日，三机部在北京召开了歼-13 飞机论证会。国家计委，国防工办，总参装备部，空军，海军，航定委，一，四，五机部，冶金，石油，轻工部，建材总局等 71 个单位 256 名代表参加了会议，其中王震也参加了会议。会议认真审查方案之后认为“飞机的总体方案是先进可行的，经过努力是可以实现的。”
然而一年后，一件突如其来的礼物，某种程度上改变了歼-13 飞机的命运。
相关资料：歼-13
笔者大约十年前的作品，当时应该是刚会 UVW 贴图坐标吧 ^_^b 怀念一下
201 0复刻的，也许以后还要复刻^_^b 看资料的发掘情况
相关资料：歼-13
作为歼-6 后继机的歼-13 格斗歼击机，最核心的主导思想就是：要轻，要突出机动性，不追求高空高速性能，能够大批量生产接替歼-6。为了尽可能提高飞机的机动性，沈阳飞机设计研究所开展了大量的飞机气动布局研究。 歼-13 飞机在近十年的气动布局研究中，进行了系列的理论计算和高低速风洞试验，累计风洞试验达一万多次。除进行各种方案的机翼、平尾、垂尾、两侧进气和腹部进气的机身等选型外，还针对高机动的要求，进行了多方面的专题研究。例如：为提高亚音速机动性，试验了 8 种前后缘机动襟翼，取得了明显的气动力效益，并得出较佳的机动襟翼调节规律；同时还进行了前缘襟翼铰链力矩和压力分布试验，取得了可供系统设计使用的铰链力矩数据。为研究大迎角下的全机气动特性及其改善措施，进行了多达 24 种边条选型试验；腹部进气道方案的高低速试验与大迎角试验、机翼抖振特性试验、全机低速大迎角试验等。
经过大量的试验比较。最后歼-13 确定采用了带前缘机动襟翼的边条机翼，进气道则用腹部进气形式。
之所以采用边条机翼布局，也是出于提高飞机机动性方面考虑。边条翼是 20 世纪 50 年代中期出现的一种新型机翼。这种边条翼是在中等后掠角的机翼根部前缘处，加装一后掠角很大的细长翼所形成的复合机翼，称为边条翼。在边条翼中，原后掠翼称为基本翼，附加的细长前翼部分称为边条。目前很多第三代强调高机动的战斗机采用了这种机翼。
边条翼的气动特点是，在亚、跨音速范围内，当迎角不大时，气流就从边条前缘分离，形成一个稳定的前缘脱体涡，在前缘脱体涡的诱导作用下，不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加，还使外翼段的气流受到控制，在一定的迎角范围内不发生无规则的分离，从而提高了机翼的临界迎角和抖振边界，保证飞机具有良好的亚、跨音速气动特性。在超音速状态下，由于加装边条后，使内翼段部分的相对厚度变小，机翼的等效后掠角增大，可明显降低激波阻力。另外，边条的存在，还可使飞机在跨音速和超音速飞行时的全机焦点后移量减小，导致飞机的配平阻力降低。因此，这种机翼也具有良好的超音速气动特性。边条翼的缺点是，在小迎角范围内，其升阻特性不如无边条的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲线随迎角的变化呈非线性。由于涡升力的存在，导致飞机焦点前移，造成俯仰力矩的非线性变化，甚至可能造成无法抑制的上仰失速。要想利用传统的机械-液压操纵系统进行控制是个不小的难题。并且边条面积越大，俯仰力矩的非线性变化也越剧烈。