作为飞机的心脏，发动机的性能会直接影响飞机性能的各项指标，而*能体现发动机性能的参数之一就是推重比。现有推重比10一级的发动机涡轮进口温度达到了1800～2000K，而推重比15～20一级发动机涡轮进口温度将达到2100～2400K，这远远超过了发动机中高温合金材料的熔点温度。目前工艺成熟的发动机热端部件材料，只能满足推重比10一级发动机的设计要求，要发展更高推力的先进航空发动机，必须开展新型耐高温材料设计技术的研究。同时，还要解决航空发动机结构轻、持久性强、可靠性高等一系列问题，这就需要使用新型材料和工艺技术，特别在航空发动机热端部件上。

    目前，耐高温性能较好的陶瓷基复合材料技术已成为航空发动机制造的一个发展趋势。如何运用陶瓷基复合材料（CMC）提高航空发动机的结构效率并降低成本，是航空发动机制造面临的主要技术难题之一。陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件中的应用多见于国外报道。有资料显示，在航空发动机热端部件中引入陶瓷基复合材料后，可以使热端部件在高温环境中工作，并降低发动机冷却气体流量15%～25%，可有效提高发动机效率。在国内陶瓷基复合材料的研究虽然取得了一定成效，但在航空发动机热端部件中的应用研究才刚刚起步，尚未进入工程应用阶段。

    陶瓷基复合材料耐热温度很高，适应于航空发动机热端部件的高温环境要求，但国内陶瓷基复合材料的制备和成型工艺尚不够成熟，要在航空发动机热端部件中实际应用还有一定的难度。国内要在高推重比发动机热端部件上使用陶瓷基复合材料，必须加大陶瓷基复合材料在发动机热端部件应用的研究力度和进度，以使发动机热端部件能承受更高的工作温度、降低冷气消耗量、提高发动机效率、增强可靠性并延长发动机的寿命。