涡扇6于1964年10月开始进行初步设计，1966年完成了全部图纸设计。1966年初开始由沈阳航空发动机厂进行样机试制，1969年完成了2台试验机的制造工作。涡扇6的初步调试在1968年就已开始，整个调试工作包括运转试车、性能调试、持久试车、高空台及飞行台试验、国家定型试验等5部分。在5年多的运转调试期间，先后解决了压气机部件性能差和高压压气机喘振裕度小的问题．起动及中转速喘振等故障。1974年，发动机达到了10096转速，进入高转速运转试车。但此时又出现了高压转子振动大、高转速喘振和涡轮前温度超过设计值等问题。1979年11月，所出现的各种问题相继被解决，发动机实现了高转速长时间稳定运转。
1980年，涡扇6开始进入性能摸底试验阶段，试验中所得到的最大推力、耗油率均达到或超过了设计指标，1981年进行了加力燃烧室试验，发动机加力推力达到了123.5千牛，达到了加力状态的设计性能。1973年，由于歼9飞机的设计指标进行了修改，性能有了进一步的提升（达到了双25，即升限2.5万米，速度2.5马赫），加之为满足1976年上马的歼13飞机的研制需要，1980年又拟定了对涡扇6发动机的改型方案，即涡扇6Ｇ。改进工作主要是在保持原发动机外形尺寸不变的情况下，将发动机的最大推力增加到138.2千牛，最大推力提高到83.3千牛，推重比提高到7.0，性能比涡扇6有了很大的提高，并且在可靠性、维护性及耗油率方面保持不变。1982年2月，首台涡扇6G进行了地面试验，实测其最大推力和加力推力均达到预期指标，可以进行实机飞行试验，为其进一步发展铺平了道路。
涡扇6G和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但气压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与涡扇6相同和质量减轻100千克的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。子1982年2月进行了涡扇6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了涡扇6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振。涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低。喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1970年，还针对运9发展的需要，发展了涡扇6甲（即910甲）型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
然而，在80代初期，由子空军装备体制发生变化，歼9和强6飞机计划相继下马，作为其配套动力的涡扇6失去了使用对象。1983年7月，涡扇6发动机的研制工作全部中止，1984年初，研制计划被取消。这一种性能优秀且很有发展前途的涡扇发动机再次被取消研制，使我国又一次与涡扇发动机失之交臂，再次错过了缩短与世界先进水平差距的机会。涡扇6在研发过程中，研制出了15种新材料。8种新型附件．采用了17种新型加工工艺、建立了许多实验和配套设施。具有里程碑式的意义．
运9的客货舱为3个气密段，有单独的气密、空调系统。机身内装有344个座椅，机身圆窗口左右共44个，应急舱门11个，客舱门3个，侧大货舱门1个。前客舱有座椅17个，床铺2张，工作台3个，盥洗室1间，还有衣帽间，视频柜各1个。5人制驾驶舱，设有23－2型双联23毫米尾炮系统和尾炮射击员。主操纵系统为硬式和混合式操纵，并有电动，液压操纵。运送人员时，最多可设299－344个座椅；运送伞兵时可载员250人；运载装备时，可同时运载3辆伞兵战斗车；运送伤员时座舱内部改装100副支撑担架后可改为救护机型，可运送100名重伤员。50名轻伤员、10名随机医护人员。最大运载重量50－52吨。
空运时，装有２台电动绞车，单台拉力1.5吨，货舱上部装1台小型电动起重机，地板设有系留装置。空投时，装有滚棒装置，可空投1/4/6米规格的空投平台。空降时，设有250套跳伞钢索等设备。
