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1993年12月12日，昆仑进入试飞，装配歼8C战斗机进行试验。为了保证首飞，面对当时压气机喘振裕度不够，高压压气机和低压压气机工作不匹配的情况，特别是试车时，在中低转速下，经过多级增压的高速气流，在高压压气机那里不能顺畅通过，出现“喘振”现象的难关。经过反复讨论，昆仑的总师严成忠采纳了“两步走”方案：用“放气”方案保首飞；用“不放气”方案保定型。即第一步在高压压气机上设计“放气”装置，防止“喘振”，先保证“昆仑”首飞上天，为第二步解决“不放气”赢得时间，创造条件。经请示上级主管机关，方案获得批准。
进入空中试飞后，随着试验环境的改变，试验项目的增加和试验难度的不断加大，以及我们对发动机研制规律认识方面的不足，发动机先后出现了管路渗漏油 、空中滑油消耗量大、舱温高等问题。以后随着飞行包线范围的扩大，又出现了部分加力脉动、加力点火成功率低、高空大速度飞行喘振停车、高空小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。
与次同时，606所还按国军标的要求作了几百项试验，如滑油中断试验、电源故障试验、超温试验、输油管路着火试验，吞入大气中液态水试验等，都比实际飞行使用的条件苛刻。不少试验在我国是首次进行，甚至连试验设备都没有，只能先从设计试验设备入手，接着制造、调试，有的仅设备调试工作就要花好几年时间。设备调试完成后，要进行试验，但国内也不掌握试验技术，而国外严格保密，在资料上不可能查到，所以还要进行试验技术的研究。有的试验开始前就经过2~3年的先期准备。所以原型机研制就拖的时间比较长。就拿滑油中断试验来说，国军标的要求是最高转速时滑油中断30秒，发动机不出现任何损坏 ，而实际要做到这点是相当难的。俄罗斯的AL31F也只能做到中断17秒，最终606人还是成功了。 再譬如说，为了达到拆后机身不拆承力环和机尾罩的维修性要求，昆仑的尾喷管必须比WP13要小，这就增加了难度，但我们还是做到了。由此昆仑发动机的单位迎风面积推力增加到了12200千克力/平方米。
然而，“昆仑”试飞接近尾声时遇到了新的麻烦。１９９７年底在高空大马赫数试飞中，发动机出现喘振停车故障。总部机关成立以严成忠为组长的联合攻关组。严成忠仔细查阅分析数以千计的试飞数据，从纷繁复杂的数百条曲线和壁面静压分布中，找出了末激波的位置，确定了进气道的工作状态，计算出了进气道与发动机的调整量。在联合攻关组会上，他详细分析了故障现象、物理本质和原因，并提出了具体排故措施。但部分同志有疑虑。为了尽快统一认识，决定首先对“昆仑”进行喷水逼喘试验，进一步验证发动机的喘振裕度。１９９８年新年前夕，严成忠飞回沈阳。他办的第一件事就是组织力量日夜赶班设计和制造喷水逼喘试验设备，从设计、加工到安装调试结束，原来说需要３个月，结果只用１８天。
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2001年5月21日，昆仑发动机在624所SB101高空台上完成了最后一次高原起动试验，从而为昆仑发动机在北京CS101台、IJYIAM u…4台和624 SB101台先后10次高空台摸底和考核试验划上了一个圆满的句号。2001年6月30日，昆仑发动机在606所A103台完成了QT150小时定型试验的最后一次终校试车，从而为昆仑发动机全面完成“合同”和“型号规范”规定的256项定型考核试验又划上了一个具有历史意义的圆满句号。2001年8月21日，昆仑发动机配装歼八某型飞机总计飞行了658个架次、929个发动机工作小时之后，昆仑…533发动机在歼八某型…01架飞机上完成航定委批准的《昆仑涡轮喷气发动机设计定型试飞大纲》及空军提出的“补充功能检查”试飞科目规定的内容，至此，昆仑发动机设计定型试飞任务也己圆满完成。
“昆仑”发动机在设计过程中，为了保证在空气流量、外廓尺寸、重量〃三不变〃的情况下，提高发动机性能必须采用先进技术。如选择比现役发动机高的热力循环参数，总增压比和涡轮前温度大幅度提高；带气动雾化喷嘴的环形燃烧室；复合式定向凝固无余量精铸气冷涡轮叶片，压气机高扩稳增益技术；大功率附件传动机匣；数字防喘控制技术、涡轮排气温度电子控制技术等等，在保证发动机性能大幅度提高的同时，还有高的可靠性。此外，在新材料 、新工艺的运用以及试验、检验等多方面技术都有新的突破。相比WP13，其压比从9提高到14，低压压气机级数由3增加到4，高压压气机由5级增加到7级，从压比可以看出昆仑接近于R25，也是我国发动机从低压比向高压比发展的一个跨越，在防喘方面，昆仑采用了压气机高扩稳增益技术和数字防喘技术，燃烧室由环管形变为环形并带有气动雾化喷嘴，另外昆仑的涡轮进口温度也达到1450K以上的水平，这对材料也提出了更高的要求，因而涡轮叶片采用了定向凝固材料，并采用了复合式无余量精铸工艺。
2002年的珠海航展上。AVCI1又推出了昆仑发动机的最新改型昆仑2发动机，昆仑2在低压压气机部分采用了三元流技术，昆仑2验证机的推力达到了7。8吨，昆仑2的单位迎风面积推力达到了13000千克力/平方米，在国内外，这个数据也是少见的。而单位迎风面积推力直接关系到推力和阻力的比，单位迎风面积推力越大，推力和阻力的比也就越大，飞机的平飞速度和加速性越好，作战性能和机动性就越好。据严成忠所言，由于昆仑2的转数相比昆仑还可以有2％的增长，因此至少还可以再增大200千克的推力，由此8吨级的昆仑2是完全可以预期的，利用昆仑发动机的核心机和低压压气机放大改进型，可以派生发展一种高性能、低成本的小涵道比加力涡扇发动机。其最大状态起飞推力可达83KN以上，其中间状态推力为55KN推力级。它适用于新的轻型歼击机，其不加力型则可用于教练/攻击机。 昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。
另外我们不妨用印度的卡佛里发动机比较一下，印度研制真正意义上的军用涡喷发动机始于1977年，当时是GTX…37…14U加力式涡轮喷气发动机，有3级低压压气机和7级高压压气机，分别由单级高、低压涡轮驱动。不加力推力和加力推力分别为4448daN和6427daN。后来，在GTX…37…14U核心机的基础上研制一种GTX…37…14UB加力式涡轮风扇发动机，涵道比为0。215，加力推力8896daN。但由于迎风面积大，未被LCA选中。GTX…35是一种先进的涡轮喷气发动机，有5级高压压气机、环形燃烧室和进口温度更高的涡轮。但因耗油率太高而又未被选中。最后，从1989年3月开始研制GTX35…VS涡轮风扇发动机，又称Kaveri，1991年初核心机上台试验，1992年中全台发动机试车。据印度人士估计，GTX…35VS的研制费用将高达15～30亿美元，美国专家的估计更高，需30～40亿美元。由于资金缺乏等种种因素，目前，发动机研制进展缓慢。估计装本国发动机的LCA要在2007年才能试飞，LCA将先用F404发动机进行飞行试验。如果发动机进度进一步拖延，头50架LCA将都用F404发动机，进而就有可能导致所有的LCA都采用外国发动机。
从上读者不难看出GTX－37－14U涡喷发动机和WP13的推力大小相当，而GTX－37－14UB的涵道比其实称为放气比比较合适，其外涵道的气流对增大推力并没什么意义，主要是给喷管降温，基本属于放气式涡喷发动机，如果WP13稍加改进成为涡扇，完全可以达到他的推力，事实上我国确实也有过这种想法。再看GTX35－VS发动机，其风扇和压气机的总级数为9级，而昆仑的高低压气机为11级，而总压比是卡佛里高，显然卡佛里在这方面是领先了，其单级压比远远超过了昆仑，卡佛里发动机的高低压涡轮初期采用定向凝固材料，这方面也和昆仑类似，但它后期将采用单晶材料，无疑又进了一步，可以说卡佛里从性能上来说是十分先进的，但发动机毕竟不是先进技术的堆砌，没有扎实的功底，有再好的想法也终