国内读者或许对上面列举的例子不会有太多的感受，但对于国内因发动机原因导致飞行器迟迟不能装备部队，或者干脆夭折的例子，恐怕无不有切肤之痛。例如：
歼轰-7 战斗轰炸机于 1998 年定型之际，该机使用的“斯贝”发动机的国产化工作已经停顿多年。直到 1999 年因该机表现良好需要升级改进，有关方面才意识到该机根本没有发动机可用，不得不着手“斯贝”的国产化。然而远水不解近渴，又不得不从英国购买其库存的二手“斯贝”。直到 2003 年，已被称为“秦岭”的国产化“斯贝”终于设计定型。如若不然，“飞豹”将因为引进的“斯贝”发动机的荒废而影响其发展前景。
应巴基斯坦要求研制的“枭龙”战斗机的前身超七，原打算在歼-7M 基础上设计一种单发的轻型战斗机。一开始巴方就基本锁定美国通用电气公司的 F404，期间也有考虑普•惠公司的 PW1216 或罗•罗公司的 RB199 发动机。由于种种原因，与美国的合作计划流产。后来在俄罗斯米高扬设计局的参与下，在选择了克里莫夫的 RD93 发动机后，才使这一项目不致因为无合适的动力装置而夭折。至于歼-10 战斗机，这个被无数国人引以为傲的第三代战斗机，在国产的“太行”发动机生产定型之前，只能依赖俄罗斯的 AL-31 发动机。
不仅如此，我国在 20 世纪 80 年代以后研制的 K-8、L-15、运-12、“新舟”、新运-8、新型直升机等诸型号，根本就没有国产发动机可用。就在去年，被视作为大型飞机专项热身的 ARJ-21，却因美国发动机生产商的缘故而推迟了首飞。假如美国停止供应 CF34 发动机，武直-10 的命运就可能降临到“翔凤”的头上……
2.由发动机决定飞机的发展道路符合中国国情。一个国家在航空工业初始阶段，发动机技术及其产业在整个航空工业体系内就更显重要。即使在航空工业高度发达的今天，航空发动机的影响力仍未减小。因此，在飞机的发展模式选择方面，最好是先有发动机再有飞机。如此，不仅可以大大降低风险，还可加快飞机的研制步伐。事实上，在航空工业发达的国家，在研制一种新型飞机、直升机时，往往会有现成的发动机可资利用，或者相关技术已经储备多年。
航空发动机既然一贯是我航空工业的瓶颈，也是决定我国大飞机专项成败的最为关键的因素，因此在计划大型飞机专项的时候，应当把发动机作为大飞机项目最先考虑的事项——无论是进口还是自行研制，事先均要把动力装置选好，即一定要在发动机基础上确定大型客机的概念和发展道路。如若不然，为大型飞机配套的高涵道比涡扇发动机一旦研制失败，飞机机体再先进，也不可能上天（在没有外援的情况下）。
因此，坚持由发动机决定飞机的发展道路，不仅是考察国内外航空历史得出的必然结论，也是依据我国航空工业现状的正确抉择。从我国航空工业的实际情况看，有了合适的高涵道比涡扇发动机以后，大型客机项目也就成功了一半！
二、我国已经具备了研制双发窄体客机和四发宽体客机的技术基础
（一）我国航空发动机研发现状
虽然从整体上看，我国的航空发动机研发能力比较落后，但近年来，我国在小涵道比军用涡扇发动机和涡喷发动机方面取得了突飞猛进的成果。
在国产化的“秦岭”发动机尚未定型之际，中国燃气涡轮研究院与西安航空发动机公司开始共同研制“斯贝”的改进型。新发动机在保持“斯贝”MK202 发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对“斯贝”原型机进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了 M53P2 发动机的技术水平。
西安 430 厂斯贝 MK202 通过 150 小时持久试车时合影（第 2 排左第 4 人为我国航空发动机奠基人之一吴大观）
秦岭发动机是从英国罗•罗公司引进生产专利的双转子内外涵混合加力式斯贝 MK202 涡轮风扇发动机的国产化型号，是飞豹系列飞机选用的动力装置
我国第一台具有自主知识产权、自行设计的涡喷 14“昆仑”高性能双转子加力涡轮喷气发动机于 1997 年底试制成功，并于 2002 年 7 月设计定型。研制单位经过数年奋战，数万小时的零部件试验，数千小时的整机试车，先后排除了发动机振动过大、涡轮导向叶片烧蚀、火焰筒裂纹等上百个技术故障，顺利通过了国内新研制发动机第一次进行的转子超转与破裂、低循环疲劳等部件试验和整机试车考核等。设计人员借鉴国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了被誉为“王冠上的明珠”的复合气冷空心涡轮叶片。它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。经过 8 年的研究、改进、试验、再改进、再试验，终于掌握了这项尖端技术。
昆仑发动机是轴流式双转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，属第二代发动机。昆仑发动机是我国第一个全面贯彻国军标，严格按照型号规范自行设计研制，具有完全的自主知识产权。从八十年代初开始研制，历时 18 年，克服了重重困难，攻克了几十项重大技术关键，解决了地面试验和空中试飞中暴露的上百个问题，按研制任务书、型号规范的规定及上级增补的试验要求，全面完成了地面考核试验和空中试飞任务。2002 年 7 月 10 日，国家正式批准昆仑发动机设计定型
2005 年 12 月设计定型的涡扇 10“太行”发动机，是一种大推力高推重比小涵道比先进发动机。“太行”发动机在设计上，注重维修性品质，采用单元体结构设计，并设置了齐全的状态监控手段。在几大关键部件的重大设计中，选用了数十项有预研基础的新技术、新材料和新工艺，将预先研究成果与型号研制相结合，攻克了多个技术难关，在不断增长工程经验的同时，掌握了国际先进的设计技术。例如：三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计；两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计；低压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转，其效率达到当今国际的先进水平；在国内航空发动机上的首次应用的复合材料外涵机匣；“平行进气”式加力燃烧室，工作范围宽，重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；尾喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计。“太行”的制造工艺与 F100、AL-31F 相似，十分先进：外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制 F414 相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金等。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余量精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐 5,000 次热冲击试验无裂纹发生。该发动机的涡轮叶片虽然是定向结晶的 DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。据信，“太行”的改进型涡轮前温度已经达到 1,800K，推力可能接近 F110-GE-134 为 155 千牛，如果在太行基本型上继续发展，推比达到 9.5 左右也不是没有可能。“太行”发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用全权数字式电子控制系统（FADEC）。