1. 航空发动机WS一18哪家公司生产
ws15太行发动机成熟也标志着中国航空发动机工业掌握了对转涡轮技术。
这个技术也是WS-15发动机关键技术，从这个角度来讲WS-15应该为期不远，国产航空发动机春天已经到来。
太行发动机采用了对转举足涡轮设计
国产太行发动机是中国在上世纪80年代研制第三代涡扇发动机。它在技术上参考了CFM56发动机核心机，因此外界认为国产太行发动机与美国F110涡扇发动机相当或者相近。不过从相关资料来看，太行发动机利用后发优势，采用了对称涡轮设计，这个设计是第四代涡扇发动机典型设计，例如F119涡扇发动机就采用了对转涡轮，而F110涡扇发动机则采用同转涡轮设计，技术要比后太行发动机落后。
2. WS15航空发动机
J20是我国第一款服役的隐身双发战斗机，WS15是专为J20配套的国产航空发动机，WS15目前尚未投入使用，正在试制阶段。目前J20使用的航空发动机是国产WS10，前期J20主要使用俄式发动机。航空发动机号称工业上的明珠，制造难度大，只有美俄英法中乌少数国家能独立开发。
3. 航空发动机ws10
太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。由中国航空研究院606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。太行，号称"天下之脊"，中国第一台大推力涡轮风扇发动机取名太行，其意义不言自明。
太行发动机于1978年预研，1987年立项，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时27年。
太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。采用大推力涵比及数字电子控制系统，推力达到12000KGF-14000KGF（公斤力9.8N/Kg）。
目前主要用于装备中国第三代高性能歼-11B战斗机。
4. 中国航空发动机ws20
ws20推力在17.5~20吨左右。
涡扇-20（WS-20），是一款推力范围为13000至16000千克力(kgf)的大涵道比涡扇发动机。这款发动机就是中国以“太行”发动机为基础，自行研制的涡扇-20大涵道比涡扇发动机。
该发动机将主要用于运-20大型运输机，未来，还可作为大型客机、新型双发中型运输机、 第二代远程反潜巡逻机的主要动力。
5. 中国航空ws15发动机
ws15的全面研制工作始于2000年初，技术验证机在2006年5月试车成功，2011年完成验证机交付，2013年完成设计定型试验，2014年生产型发动机定型。
6. 航空发动机ws19
涡扇19发动机参数:
涡扇发动机-19使用3级风扇，7级高压气体，双壁环形燃烧室，单级高压涡轮机，单级低压涡轮机，并可使用推力矢量。技术。在歼-31之前设计的俄罗斯RD-33系列发动机完全被废弃。
涡扇发动机-19是一种新型发动机，推重比为11，推力为11吨或更高。
7. ws15是哪个公司生产的航空发动机
WS-15全称涡扇15“峨眉” 涡扇发动机，是为我国第五代战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机，主要用于第五代双发隐身战斗机歼-20。由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制，在2006年5月首次台架运转试车成功。
加力推力：161865-181373N
中间推力：10522daN
加力耗油率：1.98kg/daN/h
中间耗油率：0.67kg/daN/h
推重比：9.7-10.87
空气流量：138kg/s
涵道比：0.25
总增压比：30.5
涡轮进口温度：1850K
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1633.7kg。
按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、整体加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度全权数字电子控制系统。发动机由10个单元体组成。
结构系统
进气口：
进气口采用全钛结构环形进气机匣，带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰。
风扇：
风扇采用3级轴流式宽弦实心钛合金风扇叶片，第1级风扇叶片采用宽弦设计，风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计。
高压压气机：
高压压气机采用6级轴流设计，增压比7.16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级定子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构，采用三维流技术设计。定子部分进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体，用长螺栓前与第3级盘连在一起。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣，设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。
燃烧室：
燃烧室采用短环燃烧室，火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却，火焰筒为整体双层浮壁结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴，燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮：
高压涡轮采用单级轴流式，采用国内第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式，不带冠，采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第三代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。
低压涡轮：
低压涡轮采用单级轴流式，与高压转子对转，空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承。
加力燃烧室：
加力燃烧室采用整体式，采用径向火焰稳定器，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却，加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换。
尾喷管：
尾喷管采用全程可调收敛、扩张三元矢量喷管—在俯仰方向可作±10°偏转。从+10°到-10°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。
控制系统：
控制系统采用推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。