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。
在现代工业领域，航空发动机无疑是技术难度最高、最费钱的。从喷气式战斗机出现至今已有80年历史，但能够成功造出优秀发动机的国家不超过一手之数。