一般来说，涡轮前温度越高，单位体积燃气的能量越大，发动机做功能力越强，燃机效率更高，推重比越大。数据显示涡轮前温度每提高100℃，在发动机尺寸不变的条件下，推重比可以增加10%。经过几十年的发展，先进航空发动机的涡轮前温度已经从早期的1200开提升至2000开左右。

涡轮前温度受到叶片材料性能的制约，叶片的耐高温性能越强，涡轮前温度就可以设计得越高，从而提高发动机的推力和热效率。20世纪60～80年代，涡轮前温度平均每年能提高15开，其中材料改进的贡献在7开，接近50%。21世纪以来，新材料在涡轮前温度提升的贡献已经达到78%，这些新材料主要包括单晶高温合金、粉末高温合金、陶瓷基复合材料等。

21世纪以来，涡轮前温度以每年平均20开的速度增加，而金属耐高温程度仅以每年约8开的速度增加，两者间的缺口必须依靠先进的航空发动机冷却系统来实现，如气膜冷却技术。通过喷入冷气，借助高温燃气的压力和摩擦让其黏附在壁面附近，形成一个较低的冷气膜，将壁面与高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或壁面火焰对壁面的辐射热量，从而对壁面起到良好的保护作用。此外，叶片空心冷却和热障涂层等技术对改善涡轮叶片冷却特性也有较好的效果。