航空发动机运行在极端环境下（高温、高压、高转速、高负荷），要求重量轻、体积小、可靠性高、经济性好，因而必须设计精巧、加工精密，这些都给材料和加工工艺提出了很高的要求。
核心机包括了推进系统中温度最高、压力最大、转速最高的组件，其研制成本和周期在航空发动机研制中占比较大，是航空发动机研制主要难点和关键技术最集中的部分。根据《核心机技术发展》数据，航空发动机研制过程中发生的 80%以上的技术问题都与核心机密切相关。
通过长期的实践摸索，目前“部件-核心机-验证机-型号”的航空发动机研制途径是世界各国普遍采取的方法。采用核心机在真实发动机工作环境下评估部件性能、部件间的匹配、总体技术性能指标等，可以充分暴露问题，攻下高温、高压和高气动机械负荷三关，减少后续工程发展时的技术风险，缩短工程发展周期，降低成本，提高可靠性。另外核心机的衍生系列化发展，可以降低新发动机研发的技术风险，缩短研制周期，提升零件的通用性，有利于降低设计、生产成本和维修费用。核心机衍生发展发动机产品的主要方式包括，核心机按比例缩放，或者在核心机基本几何参数保持不变的情况下，改变风扇或低压压气机的级数和直径、涡轮的冷却和材料等。
航空发动机的诞生过程是一个设计、制造、试验、修改、再制造、再试验的反复迭代过程，试验在航空发动机研制过程中起着举足轻重的作用。由于航空发动机的主要零部件工作在高温、高压和高转速的极端恶劣环境下，并且航空发动机的研制和发展是一项涉及到多学科的复杂的综合性系统工程，因此新型航空发动机的研制，从部件到整机都要通过设计-试制-试验的几个循环才能达到实用阶段，试验在航空发动机研制过程中起着举足轻重的作用。以研究设备和研究对象为标准，航空发动机试验包括零部件试验、整机地面试验、整机高空模拟试验、环境与吞咽试验和飞行试验五大类，后四类试验均为全台发动机的整机试验。
从世界航空发动机发展历程来看，燃气涡轮发动机仍将在较长时间内占据军民用航空动力的主导地位，为了有效应对航空运输需求的快速增长、能源消耗和环境压力以及新军事变革的需求，航空发动机技术不断持续发展，新构型和新概念将不断推出。
2.1 变循环发动机
变循环发动机通过改变一些部件的几何形状、尺寸或位置，来调节增压比、涡轮前温度、涵道比等热力循环参数，改变发动机循环工作模式，使发动机能够适应不同的任务需求或更宽的工作范围。双外涵道变循环发动机通过改变特定部件的构型，使其在起飞和亚音速飞行时采用双涵道涡扇工作模式，在爬升/加速和超音速飞行时采用单涵涡喷模式，从而保持不同工况下性能良好，典型型号有F120发动机。自适应变循环发动机（ACE）是在传统双外涵道变循环发动机的基础上增加第三涵道，通过打开关闭不同涵道可以形成四种工作模式，具有更强的循环调节能力和任务适应性。
2.2 多（全）电发动机
自 20 世纪 80 年代开始兴起的多电/全电发动机技术，采用电力系统部分甚至全部取代飞机/发动机的液压、气源和机械系统，取消了传统的接触式滚动轴承、滑油系统、功率提取轴、减速器和相关机械作动附件，从而简化发动机结构设计、减小迎风面积、降低系统质量，改善发动机的可靠性、维修性和经济性。
2.3 齿轮传动
由于风扇直接由低压涡轮驱动，一般在风扇之后还装有压气机，但是风扇、压气机和低压涡轮的最佳转速差别较大，因而为达到发动机的总体设计要求，只得增加压气机和低压涡轮的级数，如果在低压涡轮、压气机和风扇之间装一个齿轮减速器，可以使各部分工作于最佳转速，减少涡轮级数。齿轮传动方案最早是由普惠公司运用在其中等推力发动机上（PW1000G），之后罗罗公司将齿轮传动运用在大推力发动机上，将世界上传输功率最大的齿轮箱嵌入三转子发动机，研发了“超扇”（UltraFan），通过引入齿轮传动系统，完全取消了现有的低压涡轮，涵道比提高到 15~20：1，总压比提高到 60~70：1，油耗和噪声均大幅下降。齿轮传动的难点在于航空发动机减速器的使用功率远远大于普通机械，而且一旦航空发动机推力过大，齿轮箱受力过大则容易变得不可靠。
2.4 桨扇发动机
桨扇发动机也称为开式转子发动机，是构型融合的经典范例，它既具有涡轮螺旋桨发动机耗油低优势，又具有涡扇发动机适于高速飞行的特点，集经济性和速度于一体，但由于桨扇发动机噪声、振动及减速器性能差，以及无外涵机匣带来的安全性问题，桨扇发动机尚未得到广泛应用，苏联研制的D27 桨扇发动机装配于安-70 中程军用运输机，这是目前唯一在役的桨扇发动机。
2.5 间冷回热发动机（IRA）
间冷回热是在普通高压压气机和低压压气机之间增加中间冷却，降低高压压气机进口温度，使其易于冷却；而在尾喷管中增加回热器，将排气中的部分热量送回到燃烧室进口的高压排气中，提升从压气机出来的空气温度。间冷回热技术通过增加压缩空气中间冷却和排气回热两个过程，提升了核心机热效率，减少了油耗，减排降噪。目前间冷回热技术已在地面和舰船燃气涡轮发动机上得到应用，但是如果用于航空发动机，换热器技术带来的收益尚不能弥补换热器过重带来的损失，换热器仍需要继续提升换热效率或者减轻重量。
2.6 高超音速组合发动机
高超音速飞行器飞行范围宽广，高度覆盖 0-40km 或者更高，飞行速度覆盖亚音速到高超音速，目前任何单一类型的发动机都无法在如此宽广的飞行包线内稳定可靠工作，必须发展先进的动力组合装置，将不同类型发动机的最高性能段集成于一种发动机，目前发展出的组合循环推进系统中，涡轮基组合循环（TBCC）和火箭基组合循环（RBCC）是最有希望的高超音速组合动力形式。 涡轮基组合循环系统（TBCC）又称为涡轮冲压组合发动机，包括串联式和并联式两种组合方式。串联式中涡轮发动机和冲压发动机前后同轴串置，通过控制导流叶片的开闭，达到在起飞和低速飞行时涡轮发动机工作，加速和高速飞行时冲压发动机工作，涡轮发动机和冲压发动机不能同时工作。并联式涡轮发动机加力燃烧室与冲压发动机燃烧室分开，两种发动机可同时或部分同时工作，但相比串联式存在结构复杂，空间尺寸大，与飞行器一体化设计困难等问题。
火箭基组合循环系统（RBCC）又称为火箭冲压组合发动机，通过将火箭发动机和吸气式发动机有机地组合在一起，可以在不同高度和速度范围内保持较高的推重比及比冲，大幅降低运输成本，是未来可重复使用天地往返运输和临近空间飞行器的最有潜力的动力方案之一。RBCC 发动机随着飞行速度的提高将分别经历引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态。
2.7 超音速强预冷发动机
实现高超音速飞行的另一种方案是强预冷。预冷是指将进入发动机的高温空气冷却到航空涡轮发动机能正常工作的温度，进而获得性能提升及扩展涡轮发动机的工作范围。英国喷气发动机公司REL在20世纪80 年代提出强预冷技术方案，并在 2012 年 11 月宣布该方案地面试验成功，并以这种方案为基础研发了弯刀（Scimitar）和佩刀（Sabre）两种强预冷发动机。弯刀发动机采用常规涡轮发动机加上强预冷系统，用于Ma=5 的高超音速飞机，佩刀发动机从原理方案看，是弯刀发动机与火箭发动机的组合，用于Skylon“云霄塔”航天飞行器。
