发动机工作时，由于经常起动、加速、减速、停车以及其他条件的影响，会使涡轮各部件承受复杂的循环载荷作用，使得叶片经受大量弹性应力循环，最终引起高周疲劳、低周疲劳或热疲劳，使得涡轮叶片断裂。 涡轮叶片由于其形状的不规则，叶片中存在应力集中部位。尽管在设计中往往会采取一系列措施加以避免，但实际上，超应力仍然是造成涡轮叶片断裂的一个原因。 高温环境下，蠕变断裂是涡轮叶片主要的失效形式之一。随着涡轮后燃气温度从20世纪50年代的1150K增加到现在的2000K，蠕变将导致叶片的塑性变形过大甚至产生蠕变断裂。 腐蚀来自于叶片所受的高温燃气。高温燃气对叶片的腐蚀既包括冲刷造成的腐蚀，也包括高温燃气对金属叶片的氧化腐蚀。腐蚀会降低叶片的性能，当腐蚀达到一定程度，叶片材料性能不能满足要求时，就会发生断裂。
叶片的断裂除此还和材料和制造手段有一定的关系。先进航空发动机制造技术是一个国家科技工业水平和综合实力的重要标志，其技术进步与涡轮叶片制造技术的发展密不可分。为了提高航空发动机的推力，美国、欧洲与俄罗斯的大推力航空发动机全都采用了单晶高温合金叶片。在单晶高温合金材料和单晶叶片制造技术方面，我国与发达国家相比存在较大差距，航空发动机的动力、寿命与可靠性亟待提高。下面小编介绍一下叶片的材料和主要制造技术。航空发动机选材图解说明
变形高温合金发展有50多年的历史，高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加，材料性能持续提高，但热加工性能下降；加入昂贵的合金元素钴之后，可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。
铬镍变形高温合金叶片
变形高温合金叶片的生产是将热轧棒经过模锻或辊压成形的。 - 换模具，模锻叶身，通常分粗锻、精锻两道工序。模锻时，一般要在模腔内壁喷涂硫化钼，减少模具与材料接触面阻力，以利于金属变形流动；
- GH4220合金生产的叶片，在试车中容易发生“掉晶”现象；这是在热应力反复作用下，导致晶粒松动，直至剥落。
叶片是航空发动机关键零件它的制造量占整机制造量的三分之一左右。航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。 随着数控机床的出现，叶片制造工艺发生重大变化，采用精密数控加工技术加工的叶片精度高，制造周期短，国内一般6～12个月（半精加工）；国外一般3~6个月（无余量加工）。
半个多世纪来，铸造涡轮叶片的承温能力从1940s年代的750℃左右提高到1990s年代的1700℃左右，应该说，这一巨大成就是叶片合金、铸造工艺、叶片设计和加工以及表面涂层各方面共同发展所作出的共同贡献。 下图为铸造高温合金叶片，北京航空材料研究所、钢铁研究总院、沈阳金属所是铸造高温合金的研制单位。
研制新型航空发动机是铸造高温合金发展的强大动力，而熔铸工艺的不断进步则是铸造高温台金发展的坚强后盾。回顾过去的半个世纪，对于高温合金发展起着重要作用的熔铸工艺的革新有许多，而其中三个事件最为重要：真空熔炼技术的发明、熔模铸造工艺的发展和定向凝固技术的崛起。 真空熔炼技术。真空熔炼可显著降低高温合盒中有害于力学性能的杂质和气体含量，而且可以精确控制合金成分．使合金性能稳定。熔模铸造工艺。国内外熔模铸造技术的发展使铸造叶片不断进步，从最初的实心叶片到空心叶片，从有加工余量叶片到无余量叶片，再到定向(单晶)空心无余量叶片，叶片的外形和内腔也越来越复杂；空心气冷叶片的出现既减轻了叶片重量，又提高了叶片的承温能力。 美国Howmet公司等用于细晶铸造制造叶片等转动件，常用合金为：In792、Mar-M247和In713C合金；导向叶片等静止件则多用IN718C、PWA1472、Rene220、及R55合金。 我国单晶高温合金材料的瓶颈问题主要体现在三个方面：一是合金中有害杂质元素O、N、S等含量高；二是合金中易烧损元素成分范围波动大；三是可控杂质元素个数少。单晶高温合金叶片制造技术的瓶颈问题主要体现在叶片制造工艺基础研究薄弱，复杂结构单晶叶片合格率较低上。单晶叶片制造工艺流程复杂，涉及冶炼、铸造、模具设计、型壳型芯、单晶生长、化学脱芯、热处理、无损检测、机加、焊接、表面涂层等几十个工艺环节，如果这些工艺过程的基础研究不到位，单晶叶片制造过程中就会不可避免地出现杂晶、小角晶界、取向偏离、界面反应、热裂纹、再结晶、显微疏松、夹杂、铸瘤、欠铸等冶金缺陷。由于缺少对单晶铸造缺陷形成机制的深入认识，长期以来我国一直不能制定出有效的缺陷控制措施。
目前，Ti6Al4V和Ti6Al2Sn4Zr2Mo及其他钛合金，是超塑性成形叶片等最为常用的钛合金。 我国耐热钛合金开发和应用方面也落后于其他发达国家，英国的600℃高温钛合金IMI834已正式应用于多种航空发动机，美国的Ti-1100也开始用于T55-712 改型发动机，而我国用于制造压气机盘、叶片的高温钛合金尚正在研制当中。其它像纤维增强钛基复合材料、抗燃烧钛合金、Ti-Al金属间化合物等虽都立项开展研究，但离实际应用还有一个过程。
早在1970s，钛合金超塑性成形技术就在美国军用飞机和欧洲协和飞机中得到了应用。在随后的十年中，又开发了军用飞机骨架和发动机用新型超塑性钛合金和铝合金。在军用飞机及先进的民用涡扇发动机叶片等，均用超塑性成形技术制造，并采用扩散连接组装。
美国通用公司生产的GE90-115B发动机，叶身是碳纤维聚合物材料，叶片边缘是钛合金材料，共有涡扇叶片22片，单重30~50磅，总重2000磅。能够提供最好的推重比，是目前最大的飞机喷气发动机叶片，用于波音777飞机，2010年9月在美国纽约现代艺术馆展出。 
美国通用公司生产的GE90-115B发动机涡扇叶片 尽管高温合金用于飞机发动机叶片已经50多年了，这些材料有优异的机械性能，材料研究人员，仍然在改进其性能，使设计工程师能够发展研制可在更高温度下工作的、效率更高的喷气发动机。不过，一种新型的金属间化合物材料正在浮现，它有可能彻底替代高温合金。 这是因为高温合金在高温工作下时会生成一种γ相，研究表明，这种相是使材料具有高温强度、抗蠕变性能和耐高温氧化的主要原因。因此，人们开始了金属间化合物材料的研究。金属间化合物，密度只有高温合金一半，至少可以用于低压分段，用于取代高温合金。 英国罗尔斯-罗伊斯公司，在1999年，申请了一项γ相钛铝金属间化合物专利，该材料是由伯明翰大学承担研制的。这种材料可以满足未来军用和民用发动机性能目标的要求，可以用于制造从压缩机至燃烧室的部件，包括叶片。这种合金的牌号，由罗尔斯-罗伊斯公司定为: Ti-45-2-2-XD。 
铝化钛金属间化合物叶片 2010年，美国通用公司、精密铸件公司等申请了一项由NASA支持的航空工业技术项目（AITP），通过验证和评定钛铝金属间化合物（TiAl，Ti-47Al-2Nb-2Cr，原子分数）以及现在用于低压涡轮叶片的高温合金，使其投入工业生产中，上图所示为铝化钛金属间化合物叶片（伽马钛合金）。与镍基高温合金相比，TiAl金属间化合物的耐冲击性能较差；将通过疲劳试验等，将技术风险降至最低。
