世界第四到第五，保守估计落后英美将近20年，但是雄心很大，目前全球唯一的全系列航发在研的国家。目前世界航发领域，美英航发第一集团地位难以撼动，美国普惠（PW：普拉特·惠特尼）、通用（GE：通用电气）和英国的罗罗（RR：罗尔斯·罗伊斯，又名劳斯莱斯）牢牢占据航发三甲的位置，难以撼动。同时这三家公司，加上由通用法国斯玛奈克出资组成的CFMI公司，罗罗+普惠+德国日本企业出资组成的IAE（国际航发公司），瓜分了世界民用航空发动机领域95%的市场。
第一排：通用电气、CFM公司、IAE公司。第二排：罗罗、普惠
军用航发领域，普惠公司在F-22的F119-PW-100发动机以及F-35的F135系列发动机（注：罗罗在F135发动机项目占40%）是目前军用大推力发动机的王者。罗尔斯·罗伊斯的EJ200发动机也是属于中等推力的第四代航空发动机水平，通用公司在军用航发领域稍微滞后，其最出色的作品是超级大黄蜂的F414-GE-400发动机，同样是推比10一级的中等推力航空发动机。目前航发领域，技术水平最高的属F-35的F135发动机，其不仅仅是20吨的推力，更重要的是设计和制造工艺集合了普惠和罗罗的精华于一身，例如整体式叶盘、不再需要定期检测和使用寿命的健康管理系统，还有模块化设计，例如最近普惠就宣布可以在生产中更换三个模块将推力释放到21吨级，并且省5%的油。
而在研项目上，罗罗通过兼并美国艾利逊发动机公司，组建罗罗北美公司，参与美国军用航空发动机研发，在美国空军实验室进行的代号为AETD的第六代航空发动机核心机技术研究中，通用和罗罗北美公司一起为一组，跟普惠进行竞争。第六代航空发动机，自适应可变循环发动机示意图。
而在第二集团中，俄罗斯目前遥遥领先，其在去年年底，终于推出了自己的第四代大推力航空发动机产品30（izdeliye 30）发动机，这款大推力航空里发动机已经在苏-57上进行成功试飞。根据俄罗斯礼炮发动机工厂的介绍，该发动机巡航推力为11吨，加力最大推力18吨，压缩比为6.7，空气流量为21-23KG/S。涡轮前的气温达到1950-2100K水平（F-22的F119发动机涡轮前温度为1970K，F-35的F135发动机涡轮前温度为2250K）。也可以说是达到了第四代航发的水准，成为第二个推出第四代大推力航空发动机的国家。产品30发动机
而相比较之下，法国是我们唯一可以对付的对手，虽然法国在民用航空发动机以及直升机的涡轴发动机方面优势非常明显，但是法国的军用航空发动机其实并不怎么样。法国当年与美国达成开放民用航空市场等协议，斯玛奈克公司跟通用电气公司出资组建GFM公司的时候，顺便获得了CFM-56的核心机技术，以此进行开发出M88发动机，但是M88发动机性能指标并不比同样核心机技术的F404发动机强多少，只不过整体更小更轻，顺便推力更小，为此法国现在是挤破脑汁想办法给M88增推，以平衡阵风升级后，体重增加带来的负面效果。M88发动机
而相比较下，我们当年通过偷偷拆发动机，偷偷借鉴CFM56核心机的结构，然后开始研制自己的第三代大推力航空发动机涡扇-10“太行”发动机，期间过程可以说是历经千辛万苦，九九八十一难，到现在终于实现了14吨最大推力，西方国家推比8一级，FADEC全权数字控制的太行B发动机（FWS-10B），跟欧美对比的话，相当于美国90年代中期的IPE92和2004年的F110-GE-132之间的水平，考虑到寿命方面跟其实在还是比不过，所以打折扣，20年差距还是有的。
从横向角度来讲，我们从90年代时期，撑死相当于西方国家60年代的航空发动机水平（斯贝MK202就是罗·罗在60年代中期研制的，而我们仿制的秦岭在90年代技术还远远达不到成熟）到现在缩短到20年，期间缩短的10年差距，已经是相当了不起了和辛苦了。
但是值得注意的是，我们发展航发的投入和决心，是当今世界最大的，可以说是当今世界上，唯一一个从大涵道比发动机、大推力航空发动机、中等推力发动机、小型航空发动机，全方位覆盖进行研发的国家。美国在研的大多都是民用发动机，但是军用航发美国把研究重点放在下一代上面。
而在未来，我们研制的重点，无疑是在涡扇-15“峨眉”和涡扇-17“岷山”之上，峨眉是属于第四代大推项目，为歼-20所配套，是国家的重中之重，计划是在2020年给歼-20装上，从2017年的央视纪录片《大国工匠》中公开曝光涡扇-15的消息来看，该发动机目前已经进入最后的冲刺阶段。
《大国工匠》中公开披露的涡扇-15。
就现在西方的航空发动机技术而言，所采用的是透平或涡轮技术，走的是高温路线，即燃烧室温度越高，其推力越大；涵道比越小，耗油率越高，反之亦然。
一般情况下，战斗机需要大推力、超音速巡航，其耗油率大点也可以接受，因此这类航空发动机一般采用小涵道比，同时燃烧室温度也要力争达到最高；但是对于商用机、运输机和轰炸机等，最重要的是航程要大、耗油率要低，推重比可以适当低点，因此这类航空发动机一般采用大涵道比，同时也不追求过高的燃烧室温度。
就其技术和制造难度，按照由易到难的程度分，包括如下四项：
首先是加工制造精度要求高，以此来确保涡轮的动平衡，特别是高温动平衡。
其次是为了尽可能地提高涡轮前温度，让涡轮能承受需要的气流温度，需要给涡轮叶片增加一层陶瓷隔热层，俗称“陶瓷外衣”。
其三是为了尽可能地提高涡轮前温度，让涡轮能承受需要的气流温度，需要在涡轮叶片内部加工制造微米级的气冷小孔，简称“气冷微孔”。
其四为了尽可能地提高涡轮前温度，让涡轮能承受需要的气流温度，其涡轮叶片材料需要唯一能适合航空发动机的金属铼材料，而且是一个叶片一个金属铼晶粒，俗称“单晶铼”。
就上述四项技术难度或技术瓶颈，我们国家只基本掌握前两项，即：加工精度和动平衡特别是高温动平衡基本满足要求；“陶瓷外衣”刚刚走出实验室，这两项技术与西方特别是美国还有一定差距，但差距不大。但是，我们国家对后两项技术，即：“气冷微孔”加工制造技术和“单晶铼”冶炼、精炼技术都还没有掌握。
因此，我们国家的航空发动机与现在的西方航空发动机至少还差两到三个代差。推力至少还差四分之三到一倍，耗油率至少还差50%，寿命至少还差四分之三。
但是，最新发明的喙轮全热动力发动机技术，用于航空发动机时走低温路线，燃烧室最高温度800℃，因此，上述技术难度中，除加工精度和动平衡、而且是低温动平衡要求需要保留外，其余三个高难度技术均不需要。其推力可超越F135至少四分之三，耗油率至少低于现行航发的20%，寿命至少比F135长一倍。