作为飞行器的“心脏”，航空发动机是技术高度集成和高附加值的科技产品，集中体现了一个国家的工业技术水平，被誉为现代工业皇冠上的明珠。经过几代航空人艰苦卓越的奋斗，我国航空发动机工业取得了一系列令人瞩目的成就，为我国国防事业发展和国民经济建设做出了重要的贡献。
目前，复合材料已成为与金属材料、高分子材料、无机非金属材料并列的四大材料体系之一。一个国家的复合材料工业水平已经成为衡量其科技与经济实力的主要标志之一。先进复合材料是国家安全和国民经济具有竞争优势的源泉。
复合材料具有比强度高、比模量大、耐高温、抗疲劳性能好、可设计性强等独有的优越性能，不仅在机械、化工、能源、交通、建筑等行业中得以广泛应用，而且也成为航空航天、船舶等高技术领域的备受青睐的明星材料之一。
复合材料在涡轮发动机上的应用
由于具有密度小、比强度高和耐高温等固有特性，复合材料在航空涡轮发动机上应用的范围越来越广且比例越来越大，使航空涡轮发动机向“非金属发动机”或“全复合材料发动机”方向发展。
美国针对航空发动机实施的IHPTET 和VAATE 计划，以及欧洲实施的ACME 和AMET 计划，均将复合材料在航空发动机上的应用列为重点内容予以验证和突破，包括：风扇宽弦复合材料叶片、纤维增强树脂基复合材料机匣、350℃ 热塑性复合材料中介机匣、SiC长纤钛基复合材料的叶环、叶鼓和低压涡轮轴、陶瓷基复合材料全环燃烧室、CMC 碳化硅复合材料浮壁燃烧室、CMC 碳化硅复合材料涡轮导向器、CMC 和C/C 复合材料涡轮转子等相关结构，由此可见，复合材料在航空发动机上的大量使用己成为必然。
在NASA N+3 先进发动机项目中， GE 公司对将于2030~2035 年投入运营的高效安静小型商用飞机所需的发动机进行了预研。
在NASA N+3 先进发动机项目中，除整体碳纤维风扇导向器/前机匣、复合材料风扇叶片和复合材料风扇机匣外，复合材料的应用还包含：复合材料附件机匣、新一代陶瓷基复合材料燃烧室、新一代陶瓷基复合材料高压涡轮导向器叶片、新一代陶瓷基复合材料高压涡轮叶片、新一代陶瓷基复合材料有围低压涡轮叶片、陶瓷基复合材料高压涡轮支撑罩环和整流罩等，以及全复合材料整体发动机短舱。图1显示了NASA N+3 先进发动机项目中先进新材料应用情况。
图1 NASA N+3 先进发动机项目中复合材料应用情况
1） 树脂基复合材料
凭借比强度高、比模量高、耐疲劳与耐腐蚀性好、阻噪能力强的优点，树脂基复合材料采用耐高温树脂（聚酰亚胺）制造，工作温度可达250~350℃ ，用作发动机冷端部件，主要是在发动机的外涵道机匣、风扇机匣、进气机匣、风扇静子和转子叶片、压气机叶片、包容机匣以及发动机短舱、反推力装置等部件上得到广泛应用。如在美国F404 、F101 、RB211 等发动机的复合材料外涵道整流罩或外涵道机匣及我国某发动机的复合材料外涵机匣等上都已广泛应用
F119 发动机的碳纤维增强的聚酰亚胺基复合材料外涵机匣采用Dow-UT 公司研发的先进树脂传递模塑（RTM） 成型法制造，外环、内毂、叶型支板模塑成一整体，通道表面光滑且满足尺寸要求，工作温度为316℃ ，质量减轻15% ~20% ，成本降低30%~35% 。该技术可以制造形状复杂的进气机匣，其所有外部气流通道的表面粗糙度、最终尺寸精度可与经机械加工的钛合金进气机匣相媲美，并可使进气机匣减少零件总数和取消许多劳动密集的装配工序，因而可以大幅度减轻结构质量和降低成本。
惠普公司在经济可承受的树脂基复合材料研究计划（后转至JSF 研究计划）下的推进系统可承受的复合材料研究项目（ACP） ，与Dow-UT 公司合作采用先进RTM 工艺制造风扇进口结构和风扇出口机匣。现在，为F119 发动机研制的复合材料风扇进口机匣已完成相关验证。经验证，与钛合金的机匣相比较，费用降低了32% ，质量减轻了44% 。
通用电气公司吸取了GE36UDF 发动机风扇叶片的研制经验，采用树脂基复合材料制造的单级大直径（3 .43m） 宽弦实心复合材料风扇叶片。GE90 发动机风扇叶片（图2） 的叶身和叶根均采用赫克塞尔（Hexcel） 公司的8551-7 高强度抗损伤结构用增韧改性环氧树脂作为基体材料，用IM7 高强度、大伸长、中模量碳纤维作为增强体，制造成被称为“大力神”的IM7/8551-7 碳纤维增强环氧树脂复合材料预浸料。再由400 层预浸料带从叶根到叶尖采用铺层逐渐减薄的铺层方式制成风扇叶片。为了提高叶片抗大鸟撞击的能力，将钛合金薄片用3MRAF191 胶黏在叶片前缘上，在叶尖与后缘处用凯芙拉细线进行缝合，这种结构不仅可以分散外物撞击能量，还可以防止复合材料在叶片转动时发生脱层。
图2 GE90 复合材料风扇叶片
复合材料的使用，大大减轻了风扇组件的质量。该风扇采用低叶尖速度、弹性变形吸收冲击能量并重新分布、叶根在榫槽中偏摆减缓冲击和局部包裹钛合金的办法成功地保证了风扇叶片的抗外物打击性能；采用涂覆聚氨酯抗腐蚀涂层和使用特殊丝线缝合复材脱层部位等方式提高了风扇叶片的抗腐蚀性能。
波音787 用的GEnx 发动机风扇机匣采用7.62mm厚的三维织物以±60℃方式编织，并在边角及弯曲处与工维织物混编在一起。编织采用自动化工艺，织物绕一风扇机匣工具编织成平面状回在中部编织厚层作为风扇叶片的包容层，从而取消了铝合金机匣上用的凯芙拉垫。织物一经铺成，便从机匣外引入树脂。
GEnx 风扇叶片设计方法与GE90-115B 相同，但叶片数量降到18 片（GE90-115B 为22片），直径为2.82m 的风扇又进一步降低了噪声。由于尖锐边缘的复合材料有磨损的趋向，在叶片的前缘、叶尖及后缘增加了可以更换的钛金属包覆层。这种叶片边缘也可以将外物打伤能量分散到风扇复合材料中去。复合材料风扇的使用除减重外，叶片数量的减少还可减少空气阻力、降低噪声（比CF6 降低30%）。由于复合材料本身具有耐腐蚀、耐疲劳的特性， GE公司认为复合材料风扇叶片在使用中可以免维护。由于复合材料叶片受到外物撞击后，易于破碎成几块，在吸收撞击能量的同时，还降低了对风扇机匣和包容环的撞击程度，这使得复合材料叶片在减轻自身质量的同时，还减轻了风扇包容系统、风扇盘以及整个转子系统的质量。另外，复合材料叶片还在抗颤振等方面优于金属叶片，更利于实现大涵道比，进而达到降低泊耗和提高效率的目的。
法国斯奈克玛（Snecma） 发动机公司采用编织复合材料和树脂传递模塑（RTM） 技术最新研制的LEAP-X 发动机同样采用碳纤维复合材料制造的18 片风扇叶片，其数量比CFM56-5C 减少一半，是CFM56-7B 的3/4。1.8m 直径的叶片采用三维编织、树脂传递模塑技术制造，可以给每架飞机减轻超过450kg的质量。
国内为设计高推重比发动机，也正积极开展先进复合材料的理论与研究，并取得了一定的成绩。1972 年北京航空制造工程研究所以中等强度碳纤维为增强体，以648 环氧树脂为基体研制出某型发动机风扇叶片，质量是钛的56% ，榫头拉断强度为设计值的5 倍；由于振动阻尼系数为钛叶片的5 倍，因而可以省去阻尼凸台。某涡扇系列发动机中，已经广泛采用先进树脂基复合材料T300/KH304 和T300/BMP316 等制造复合材料外涵机匣，整体叶盘（外缘）缠绕结构等。在下一代高推重比发动机中，先进树脂基复合材料将进一步用于制造风扇机匣、叶片，乃至低压压气机机匣部件。
2） 金属基复合材料
凭借密度小（有的仅为镍基合金的1/2） 、比刚度和比强度高、耐温性好等优点，碳化硅纤维增强的钛基复合材料在压气机叶片、整体叶环、盘、轴、机匣、传动杆等部件上已经得到了广泛应用。美国的F100 发动机用硼纤维/铝复合材料制作压气机叶片，不但可省掉钛叶片需要的防颤振罩，增加空气动力效率，且可减少叶片数量，提高叶尖速度和降低成本。
3） 陶瓷基复合材料
目前主要的陶瓷基复合材料产品是以SiC 或C 纤维增强的SiC 和SiN 基复合材料。凭借密度较小（仅为高温合金的1/4~1/3） 、力学性能较高、耐磨性及耐腐蚀性好等优点，陶瓷基复合材料，尤其是纤维增强陶瓷基复合材料，已经开始应用于发动机高温静止部件（如喷嘴、火焰稳定器、燃烧室火焰筒、燃烧室和内外衬等） ，并正在尝试应用于涡轮转子叶片、涡轮导流叶片等部件上。其中， SiC/C 复合材料整体涡轮叶盘和CMC-SiC 涡轮导向叶片（图3） ，不冷却或简单冷却，可提高涡轮前使用温度，降低结构质量并提高寿命。
图3 SiC/C 复合材料整体涡轮叶盘和CMC-SiC 涡轮导向叶片
复合材料在导弹和火箭发动机上的应用
以碳纤维复合材料为代表的先进复合材料的发展推动了航天整体技术的发展。碳纤维复合材料主要应用于导弹弹头、弹体箭体和发动机壳体的结构部件和卫星主体结构承力件上，碳/碳和碳/酚醛是弹头端头和发动机喷管喉衬及耐烧蚀部件等重要防热材料， C/C 最早用作其喷管喉衬，并由二维、三向发展到四向及更多向编织。碳纤维复合材料在美国侏儒、民兵、三叉戟等战略导弹上均己成熟应用，美国、日本、法国的固体发动机壳体主要采用碳纤维复合材料，如美国三叉戟-2 导弹、战斧式巡航导弹、大力神-4 火箭、法国的阿里安-2火箭改型、日本的M-5 火箭等发动机壳体，其中使用量最大的是美国赫克里斯公司生产的抗拉强度为5.3GPa 的IM-7 碳纤维，性能最高的是东丽T-800 纤维，抗拉强度5.65GPa、杨氏模量300GPa。
俄罗斯海上导弹系统中的佼佼者是“圆锤”（布拉瓦）型潜艇发射导弹，该导弹发射机动性好，同时拥有海基和陆基两种打击版本，可以携带6~10 枚分导式核弹头，配备在海军“台风”级，以及未来新型“北风之神”级核潜艇上，可以突破敌方导弹防御系统，有效摧毁全球任何地方的敌方目标。这些新型导弹的发动机喷管及大面积防热层均使用黏胶基碳纤维增强的酚醛复合材料。
目前为解决固体火箭发动机结构承载问题，美国和法国正在进行陶瓷纤维混合碳纤维而编织的多向（6 向）基质、以热稳定氧化物为基体填充的陶瓷复合材料。SiC 陶瓷制成的喉衬、内衬已进行多次点火试验。今天作为火箭锥体候选材料的有A12 03 、Zr02 、Th02 等陶瓷，而火箭尾喷管和燃烧室采用的高温结构材料有SiC 、石墨、高温陶瓷涂层等。
我国各类战略和战术导弹上也大量采用碳纤维复合材料作为发动机喷管、整流罩防热材料。我国20 世纪90 年代后期开展了纤维增强复合材料材料壳体的研究，进行了T300CFRP 固体火箭发动机壳体的基础试验、壳体结构强度试验、点火试车等全程考核中完成了12K-T700-CFRP 壳体结构强度试验，开展了T800 碳纤维CFRP 多种壳体的预研试验。