战斗机发动机也就是涡扇发动机，涡扇发动机有高温区和低温区。
高温区是“燃烧室”至“尾喷管”这一段区间，低温区是指“风扇”至“燃烧室”之前这一区间。常说的“涡前温度”就是高压涡轮导向叶片前面的温度，这个地方的温度是最高的，高达1100℃——1900℃。而尾喷管处的温度一般在500℃——800℃之间。
为了使涡扇发动机各个部件能够应对不同温度处的考验，就必须使用不同的材料来制造。涡轮叶片一般使用单晶耐高耐高温材料制造，燃烧室和尾喷管一般使用阻燃钛合金制造。随着对战斗机性能要求的提高，涡扇发动机的推力也必须提升。而提升发动机推力的因素无非就是提高涡前温度，增大涵道比等等。但是当今的四代机对超音速性能要求极高，大涵道比的发动机不利于超音速性能。
一般说来，涡前温度每提高100℃，发动机推力就增加20%——25%，热效率就提高8%。
所以说，世界各个军事强国大都是通过提高涡前温度的方式来提升涡扇发动机推力，以满足战斗机对发动机推力的要求。
各先进涡扇发动机的涡前温度如下:XF9-1发动机的涡前温度为1826℃，F135发动机的涡前温度在1800℃左右，F119发动机的涡前温度为1703℃，涡扇-10发动机的涡前温度为1473℃，M88发动机的涡前温度为1577℃，F110系列发动机的涡前温度为1181℃，AL-31F发动机的涡前温度为1391℃，EJ-200发动机的涡前温度为1529℃。
由此可见，第三代涡扇发动机的涡前温度在1700℃以下，而第四代涡扇发动机的涡前温度在1700℃以上。算起来，第四代发动机的涡前温度比第三代发动机的涡前温度提高了300℃——400℃，推力增大了40多千牛。
为了使涡轮叶片能够承受的温度越来越高，就使用了单晶耐高温合金作为涡轮叶片的主要材料。目前来说，单晶耐高温合金已经发展了五代，而投入实用化的是第三代。美国的有CMSX-10，我国的有DD409，日本的有TMS-75，这三国的第三代单晶耐高温合金的性能基本在同一层次。
事实上，单晶耐高温合金的性能基本上已经发掘殆尽了，想要提高其在更高温度下的抗疲劳寿命，抗蠕变性能，强度是难上加难。
所以说，也在研发陶瓷基复合材料，碳碳复合材料以代替当今的单晶耐高温合金。虽说这两种材料的耐高温性能极强，但是其较脆的弱点，也是限制其在涡扇发动机上大规模使用的重要原因。
现如今，在单晶耐高温合金还在发挥大量使用的环境下。开发新型材料显得尤为重要，毕竟未来的战机对速度的要求会更高，同时也需要推力更大的发动机。
