没想到随手写的答案居然被编辑推荐了，很高兴看到这么多人对发动机相关的知识感兴趣。先进航空发动机的设计和制造是一个非常复杂的系统工程，我只能尽力多给大家分享一些知识，也希望能有专业人士给大家做更好的科普。
航空发动机虽然会被人称为工业皇冠上的明珠，但是其本身并没有什么神奇的地方，也不存在不可逾越的障碍。美英发动机技术先进首先是因为起步早，还在二战之后的几十年里持续投入海量的资源，有着一流的人才长期耕耘，经历过无数的失败，才创造出这样的工业奇迹，为人类翱翔蓝天插上了强壮的翅膀。
因此，我们现阶段在航发领域的落后是非常正常的，如果仅靠国家微薄的投入（相比美英）和短时间的积累，就在航发领域能比肩美英，甚至超越，反而是违反工程常识的。工程实践是没有捷径可言的，必须扎扎实实的一步一个脚印走下去。人家之前做过的预研，走过的弯路，栽过的跟头都是宝贵经验，如果我们花费足够的时间和精力，不吃几次亏，是不可能达到相同的水平。国家也只是近几年才开始大幅提升对航发领域的关注和投资，这也仅仅是补课而已。从这种角度看，我们国家现在的航发水平其实已经值得欣慰了。
互联网、金融是社会经济发展的能力倍增器，但是制造业才是根本。现在靠宣传奉献精神去吸引人才是很荒唐的，希望航发等高端制造业领域从业人员的薪资水平能体现这些产业的重要程度，吸引更多的人进入相关行业。这种高端制造业需要大量人力物力去维持，一旦落后就很追上先进水平了。
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0316增加一部分内容
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航空发动机是一个极端复杂的系统 ，我接触过一些关于先进航发涡轮叶片的知识， 只就这一小部分内容跟大家分享一下 ，有什么不对的欢迎探讨。放张GP7000的图，显示一下系统的复杂程度（2170*1620应该可以点开看细节）。
就我个人来看，我认为航空发动机是研发制造难度最大最顶级的现代工业造物。因为追求的是发动机在极为有限的空间内和极端恶劣条件下（高温高压高应力）保证长期的、稳定的、极端的性能。 衡量人类文明水平的一个标志就是利用能量的水平，航发在极为有限的空间内实现了较高水平能量的稳定释放（燃气燃烧）和转化（推动涡轮风扇等旋转，产生推力）。
如很多答主所说，航发上用的东西，一方面要求 优异的性能 ，一方面还要保证 长时使用的 稳定性和安全性 。火箭、导弹上的部件也是在极端条件下使用，但是往往只需要保证能用几百秒就可以了。而民航采用的先进航发往往要使用上万小时（虽然有翻修过程），在整个过程中不仅不能发生任何问题，还要保证性能稳定。否则，可能造成几百人罹难的惨剧。这几方面的要求就把先进航发的设计研发制造门槛提高到地球上仅几个国家能生产的地步。
别的领域不是很懂行，就大概介绍一下航发的原理、结构，主要说一些材料方面的吧。航发为了提高性能和减重，里面有大量的空心结构，设计和加工非常困难。
现在的航空发动机有离心式和轴流式，现在主要都是轴流式，所以我就只介绍这部分。在空客、波音上面安装的是涡轮风扇（涡扇）式发动机。它的原理并不复杂： 空气从最前面的风扇处入后，分为两路，一路直接从外涵道排出，产生推力，一路进入压气机 （两路空气流量之比被称为涵道比） ；经多级压气机风扇的压缩，产生部分推力，气体体积减小，压力升高，继续流入燃烧室； 燃烧室内点燃燃油和压缩空气的混合物，气体加热膨胀做功（产生推力），推动涡轮旋转（产生阻力）； 涡轮通过转轴带动风扇和压气机转动，继续吸入并压缩空气；燃气推动涡轮旋转之后排出，产生部分推力。
涡轮和压气机以及风扇是连在一或两根同心轴上的（RR搞过3根同心轴套一起，感谢评论中@GRIT朋友的提醒），高 / 中 / 低压涡轮分别带动高压压气机 / 低压气机 / 风扇转动，燃烧室后面多级涡轮就像滤网一样，把燃气中的能量「滤」下来转化成推力。下图为典型的三转子发动机示意图。这样的设计结构复杂，但是可以使风扇、低压压气机和高压压气机都运行中最理想的转速上，提高效率和性能。高压压气机，燃烧室和涡轮一般被称为发动机的核心机。
（google image找了一张新的图片，更容易理解。
这是典型的3转子发动机。颜色相同的部分是通过轴连在一起的。后面的紫色的是高压涡轮，往后依次是中压和低压涡轮）
先从最前面开始，简单讲讲风扇部分：
马赫数较低的阶段，涡扇发动机效率高，见下图。常见的民航发动机都是大涵道比发动机，主要由风扇提供推力，燃油效率较高。 可以简单的这么认为：涵道比越大，风扇提供的推力比例越大，发动机的推力越大，也越省油（大家可以看到现在发动机直径越来越大，叶片越来越长。 美国C-17发动机PW2040涵道比是6，推力是18吨； 我国运20试飞配的D30发动机的涵道比2.42，推力12.5吨。。。）。
（Rolls-Royce）
早期的风扇是窄弦风扇，由实心钛合金锻造而成，为了提高风扇叶片的强度和抗振动性能，还在叶片上设计了凸肩，一圈叶片的凸肩组成一个加强环。放一个PW2000（跟PW2040一系列的）的图，凸肩组成的加强环见箭头处，现在大家坐飞机应该看不到这种发动机了吧。
但是，实心叶片加凸肩的设计，降低了风扇的气动效率低，叶片质量过大，这种叶片不适合更大推力发动机对风扇叶片的要求。现在采用的都是RR率先研发的 无 凸肩 宽弦空心风扇叶片 ，这种叶片是两层钛合金中间加上了一种蜂窝状结构。采用这种设计，
风扇转子叶片数量减少了1/3；转子重量减轻了10%~30%；蜂窝芯结构还可改善叶片的减振特性；与带阻尼凸肩的窄弦风扇叶片相比，叶栅通道面积加大，喘振裕度变宽，效率提高，寿命增加。RR公司在第一代宽弦叶片的基础上，于1994年研究成功第二代宽弦空心风扇叶片。这种……风扇叶片芯部采用建筑上所用的三角形桁架结构，取代了第一代宽弦风扇叶片的内部蜂窝芯板。这种三角形桁架结构不仅轻质，而且能承力，每片叶片重量比蜂窝芯叶片轻15%。该种叶片已经用于波音777和A330的Trent发动机上。该发动机风扇直径为2.79m，叶尖速度为457m/s，每片宽弦叶片重量仅9kg！
引自 侯冠群, 尚波生. "宽弦风扇叶片技术的发展." 国际航空 12 (2002): 45-47.
两种结构的空心风扇叶片（李惠莲, et al. "大涵道比宽弦风扇叶片连接结构设计及分析研究." 航空科学技术 5 (2011): 33-36.）
通过在叶片两层钛合金之间夹一层蜂窝状结构或桁架结构，同时满足了强度和重量的需求。此外，风扇叶尖的速度已超过了音速，为了提高叶片的性能和加大风扇与压气机的喘振裕度，业界还对风扇的形状进行了改进，设计了如第一张图 GP7000那样形状异常复杂的 掠形叶片。 降低了气流相对速度，提高风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶片效率进一步提高了3%~5%，空气流量增加3%~10%。
大家都知道，钛合金在常温下强度高，塑性差。现在， 一片风扇叶片的长度已经长约1.5m 。 要用传统工艺把钛合金加工成这样形状复杂的空心结构简直是丧心病狂！ 所以，RR采用了超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺，把钛合金加热到同步满足钛合金超塑性和可以进行扩散连接的温度区间（好像是900℃以上）， 一次性完成三层夹心结构的扩散焊接和塑性加工过程，制备出形状复杂的空心风扇叶片。 这种工艺是非常了不起的，不仅制备出形状复杂的空心钛合金叶片，还大幅提高了效率。为了进一步减重和提升强度，最新的叶片已经是表面包覆钛合金的复合材料了。
GE90-115B最大推力约56.9吨，大部分推力（比例记不清了，好像80%以上，有谁知道麻烦跟我说一下）由22片风扇叶片产生，平均每片叶片至少产生了2吨以上的推力！(一辆迈腾才1.5吨啊。)
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航发和燃气轮机的做功过程是布雷顿循环，如下图。
涡轮机做功的 布雷顿循环过程 。
布雷顿循环由压气机中的等熵压缩、燃烧器的等压加热、透平的等熵膨胀和通向大气的等压排热四个过程组成的理想热力循环。其中压气机是完成这个循环最开始的步骤，简单的说就是把空气压缩到20~50个大气压，为燃烧室中的等压加热过程做提供压缩工质。
压气机是航发的核心部件。为了燃烧室中定压加热过程的稳定进行，压气机要在各种复杂环境下提供稳定的压缩气流。避免因气流不稳定造成燃烧不稳、喘振，甚至引起发动机钛火。此外，在保证稳定工作的前提下，压气机要提供尽可能高的压缩比，提高发动机的性能。
现在主流的压气机是轴流式压气机（相应的还有离心式），被应用于各种客机军机的发动机。每级风扇的压缩效果都不高，采用多级风扇协同作用，最终达到较高的压缩比。
压气机采用转子+静子的结构，上图中蓝色和橙色部分分别为低压压气机和高压压气机的转子部分。而它们边上的白色部分为静子。压气机中转子通过旋转压缩气流，静子起到调整气流的作用（后面再提）。
压气机的设计和制造涉及了众多部门，这就是麻烦的开始——搞气动的为了提高效率，增压压比，设计出他们的最优方案；搞结构的会发现，这种这结构在强度上不一定可行啊，回头再修改设计再校核强度。多次返工之后，再给我们搞材料的，我们往往会发现，你们提的这些材料服役要求实在太苛刻的，没办法，只能重头研发新材料，新工艺，要不就是重新修改设计。等到新材料新工艺搞出来了，最后甩给搞制造的。他们会发现各种稀奇古怪的构件和复杂的加工方案，肯定又是一阵头大。。。
为了提高效率，压气机的转子的叶尖要尽可能贴近机匣而又要避免和机匣接触。在后面的涡轮部分第一张图中可以看到，压气机通常的工作温度为室温~6XX℃，转速为10000~20000RPM。
剩下的等等啊。。
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涡轮部分：
（来自Rolls-Royce）
大家最常听到的就是航空发动机涡轮叶片相关的报道。如图所示，航发里面涡轮叶片是工作环境最恶劣的部件了。同时还要以10000~20000RPM转速旋转，承担非常高的离心应力（密度8.x~9.x，比较重，铜的密度是8.9）。所以，最容易出问题（变形、断裂、烧蚀、氧化等等）。我在北航陈光老师的【航空发动机结构设计分析】里看到过： A380配的Trent 900发动机高压涡轮叶片有70片，每片产生近600kW的功率。（迈腾1.8TSI发动机功率118k W，保时捷cayman2.5T发动机功率268kW，你们感受下航发的功率密度。 ）
研究表明：燃气进口温度每提高55℃，在尺寸不变的情况下，推力提升10%！ 为了提高热效率，希望燃气温度尽可能高。所以导致涡轮叶片工作温度能超过1600℃，已经远高于叶片材料本身的承载温度了（1000~1100℃）。
高温下，材料在离心应力作用下会发生蠕变。简单地说，材料发生蠕变的过程就像把一块低温下冻硬的橡皮泥加热再用手拉它，橡皮泥会慢慢边长。这样会使叶片伸长跟机匣摩擦，导致断裂（传说中的甩飞刀）。（材料还会在使用中发生疲劳，可能导致疲劳断裂，也会危及安全。疲劳牵涉到整机设计问题，而且疲劳比蠕变更复杂。）
为了能在这么高温的温度下稳定工作现在，涡轮叶片一般采用镍基高温合金制造。因为镍基高温合金的蠕变抗力最好。另一方面，镍基合金还有一些有利于高温蠕变抗性的显微组织结构，高温会导致这些显微结构发生退化，影响性能，这个太专业了就不细说了。为了提升材料的蠕变抗力，人们又在合金里面添加了大量元素。其中部分元素价格高昂，如铼（4.7W/kg）、钌（1.1W/kg）、钽等。为了研发性能优异的单晶高温合金，需要进行海量的设计和实验以及几十年的积累。
随着航空发动机的发展，为了应对越来越高的涡轮前温度，学术界和工业界合作，先后发展了多代高温合金（董志国, 王鸣, 李晓欣, 等. 航空发动机涡轮叶片材料的应用与发展[C]. 第十二届中国高温合金年会论文集, 2011.）
第二代镍基单晶高温合金被用在推比为9~10的先进航空发动机上（装备台风战机的EJ200和装备F-22的F119）。
以第二代镍基单晶高温合金CSMX-4的成分为例：铬6.5；钴9.0；钼0.6；钨6.0；钽6.5；铼3.0；铝5.6；钛1.0；铪0.1，镍61.8。每个元素都有重要的作用：有的元素能在高温下提高蠕变抗力，有的稳定合金的显微组织结构，有的提高抗氧化性（高温燃气会使金属氧化腐蚀），有的可以提高承温能力。可以看到，合金成分非常非常复杂，需要大量试验才能找到最优或者接近最优的配比，达到最好的综合性能。
此外，在自然冷却情况下，合金都是由一个一个小颗粒组成的，那些小颗粒被称为晶粒（晶体颗粒），晶粒之间的边界叫晶界。晶界在高温下是薄弱环节，所以先进航发都采用消除晶界的单晶叶片。也就是说整个叶片是一颗完整的晶粒，这就对冷却和制造工艺提出了很高的要求。制造工艺图就不发了，对大数人没意义，其实网上也能找到示意图。
（来自Rolls-Royce）
材料承载温度的极限和在航发中使用温度（涡轮前温度）的缺口，就需要依靠先进冷却技术来补足。图右下部分SC cast alloys指的就是铸造单晶合金，其左边的DS是指定向凝固。看看材料的承载温度，再看看航发的涡轮前温度（trent800配属B777，trent900配属A380），是不是感觉很绝望呢 （Reed R C. The superalloys: fundamentals and applications[M]. Cambridge university press, 2008.）
当然，就算这样，不考虑氧化烧蚀， 一个「裸」叶片的承载温度最多也就1000℃上下， 为了达到1300~1700℃的承温要求，还要在叶片内部设计制造非常复杂气体冷却通道和冷却孔。把压气机里面几百度的「低温气体」从叶片内部引出来，从叶片表面的孔洞里面喷出来，形成一道气膜，隔绝高温燃气和相对低温的叶片。这就是气膜冷却技术。发个空心叶片的演进的示意图。大家注意，这个空心叶片是整体铸造出来的，可以想象难度有多大。这个东西的外壁厚度是 0.5~1.x mm （可以想象制造的难度之高和承载的应力之大）。
随着航空发动机涡轮前温度的不断提升，原有的单通道空心冷却叶片的冷却效果已经不能满足需求，于是后来有发展了更先进更复杂的多通道多路冷却方案。国外有人在搞双层空心壁冷却叶片，简单的说就是双层夹板加中空的结构，进一步提升冷却效率。那就更复杂了。每一次冷却方案的优化都对涡轮叶片的设计和制造提出了极大的考验！
（来自Rolls-Royce）
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更新一部分关于空心涡轮叶片的内容。 国内最早做出空心涡轮叶片的是 师昌绪先生 的团队。上世纪60年代，美国已经制造出了空心涡轮叶片。我国了解到国外已经开始采用空心涡轮叶片，要求科研机构研发自己的空心涡轮叶片。但是，当时完全没有这方面的资料只能自己摸索。师先生的团队后来探索出来的方法是往铸件里面放置石英管做型芯材料，最终解决了这个工程难题。 降低了叶片表面温度约100℃ （每一代镍基单晶高温合金仅在前一代的基础上，提高材料约30℃的承温能力，100℃完全是重大突破）！使中国成为继美国之后在世界上第二个采用铸造空心涡轮叶片的国家！
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空心叶片在铸造完成后还要进行电火花打孔或者激光打孔，在叶片表面打出密集的冷气孔洞。现在倾向于采用更先进的激光打孔。这些孔洞的大小和排布都是精心设计的，能最大程度降低叶片表面温度。
在铸造好的叶片上打孔（侵删）
空心叶片表面的冷却孔（这张图网上随便找的。有个切开后能显示内部结构的Al31图片往这里放不合适，凑合看吧，应该不难理解）
手头没有合适的图片，从网上找了一张示意图，帮助理解气膜冷却，侵删。气孔中的「低温气流」在叶片表面形成一层低温膜，保护叶片。
然而，这还不够填补材料承载温度和使用温度之间的缺口。在叶片上，还要再涂一层热障涂层，继续为合金屏蔽温度过高的燃气。 0.5mm左右的涂层能使叶片温度降低100~2xx℃。 通过诸多领域专家学者的通力合作，才能使涡轮叶片在远高于熔化温度（熔化温度是个范围，~1400℃。合金在低于熔化温度时就会软化，无法使用。一般最多能在0.8~0.85Tm使用，Tm为熔点）下稳定使用，这简直就是一件工程奇迹。
150微米（头发直径约80~100微米）的TBC（Thermal Barrier Coating, 热障涂层）使叶片表面温度降低170℃（ Karaoglanli A C, Ogawa K, Turk A, et al. Thermal shock and cycling behavior of thermal barrier coatings (TBCs) used in gas turbines[J]. Progress in Gas Turbine Performance, 2014: 978-953. ）
我只看过少量TBC的资料，尽我所能大概讲讲。完整的TBC系统一般是由金属基体层、抗氧化连接层（TGO）和ZrO2加少量起稳定作用的Y2O3的陶瓷层组成。由于是把涂层涂覆在金属基体上，需要考虑涂层的 附着力 ， 对金属基体显微组织稳定性的影响 以及 涂层与金属因热膨胀系数差异而可能导致的剥落问题等等。这已经是叶片金属材料之外的另一个学科领域了。
给叶片涂涂层（
Progressive Surface systems for shot peening, grit blasting, waterjet stripping, thermal spray, 2014）
在本世纪初，说一个单晶叶片的价格超过同重量的黄金是不夸张的。根据不同情况，军用航发可能2~3级涡轮（F110:1+2,F119:1+1）；民航更多（trent 900: 1+1+5，GE90:2+6）,一个涡轮要装一整圈叶片（注意：这里说的主要是前面一级的高压涡轮叶片。后面低压涡轮叶片对材料性能的需求会有所降低，相对成本能降很多，要不然航发的价格还要高得多)，大家可以算笔账。而且，这个宝贝的成品率还特别低。
仅仅一个涡轮叶片就如此复杂，要求如此之高。先进航发还有压气机、燃烧室、排气系统、传动系统、燃油系统、控制系统等等不同的子系统。发动机对部件的加工精度要求极高，每一子系统的设计和制造都能把一个强国挡在大门外。而把各个子系统整合起来就又是一个大学问了。
大家公认德国和日本科技工业发达，但是在先进航发（尤其是先进大推力民用、军用航发）方面，他们都没有什么让人印象深刻的成就。这也就是五大国有资格玩、能玩得起的玩具。
先就这样吧，困了，写不动了。
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我对上面部分答主的回答有不同看法，想讨论一下。
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@玉树挡风给的图片是压气机和风扇，其实它们承载的温度并不高。当然，对设计和制造的要求一点也不低
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@飞翔KIWI太专业的就不讨论了，也没人感兴趣。首先，先进航发的涡轮叶片（之前的表述不准确，感谢评论中@夏天 知友的提醒）基本排除铁了（机匣和传动轴和涡轮盘会用到），基本全是镍基合金（高压涡轮叶片主要为单晶，中/低压涡轮叶片可采用定向凝固和多晶合金）。铁基合金高温下组织不够稳定，抗氧化性较差，高温强度不足，这限制了应用。一般600~800℃使用。
（来自Rolls-Royce）
军用涡扇（战斗机）涵道比较小，更接近涡喷；为了追求性能和减重简化结构，涡轮部分往往是1级高压加1~2级低压涡轮，导致尾部喷出气体的温度较高。
对于GE-90这样的商用大涵道比涡扇，燃油效率是非常重要的指标。它主要由最前面的风扇向后推动空气产生推力，核心机排出燃气产生推力其实很少。燃气主要作用是推动涡轮，带动风扇；并不是排出燃气越高，推力越大。商用涡扇可能是trent 900: 1+1+5，GE90:2+6的配置，通过高低压涡轮层层吸收燃气能量，降低最终排气的温度，使燃油燃烧释放的能量更多的被转化为发动机推力。经
@毕伍荣建议，再加一句「降低排气温度和速度以减少损失，民用大涵道比发动机是增加涵道比，增加涡轮提取的功，以分给更多的工质」
