航空发动机的包容要求最早出现在1965年美国联邦航空条例第33部分（FAR33部）中的33.19条款，考虑到非包容事故对飞行安全的严重威胁，条款中特别增加了对转子叶片失效的包容性要求，即明确提出“压气机和涡轮转子机匣的设计必须对因转子叶片失效而引起的破坏具有包容性”。1987年，中国参考FAR33部编写的《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》（GJB 242—1987）首次提出了包容性的要求：在最大允许瞬态转速下，压气机或涡轮叶片在叶身与榫头转接部位断裂时，发动机应能完全包容。此外，发动机还应包容由单个叶片损坏所打掉的全部零件。1998年2月，中国民航局发布的《航空发动机适航规定》33.94条“叶片包容性和转子不平衡试验”，则首次提出了包容试验。

航空发动机包容试验要求在下列每一事故后发动机能包容损坏件：①在以最大允许转速运转期间，最危险的压气机或风扇的一个叶片失效。该叶片失效必须出现在盘上最外层的固定榫槽处：或对于整体叶盘转子，叶片必须至少缺损80%。②在以最大允许转速运转期间，最危险的涡轮叶片失效。该叶片失效必须出现在盘上最外部的固定榫槽处；或对于整体叶盘转子，该叶片必须至少缺损80%。必须根据涡轮叶片的重量和其邻近的涡轮机匣在与最大允许转速运转相关的温度和压力下的强度确定该最危险的涡轮叶片。

由于发动机整机包容试验具有破坏性，试验后发动机报废，因此试验耗资巨大。为确保试验一次成功，包容试验一般采用基础试验—部件试验—整机试验的试验验证过程。

基础试验包括高应变率下材料力学性能试验和打靶试验，用于初步确定包容性数值仿真分析模型中机匣的破坏准则。一般采用冲击拉伸试验装置测量高应变率下材料力学性能试验，采用固定高速气炮开展打靶试验。在完成基础试验获得数据后，开展机匣设计和加工，并在部件试验台上开展单盘叶片的机匣包容试验，用以验证机匣包容性工程设计方法。

整个发动机所有风扇、压气机或涡轮叶片中，风扇叶片断裂时产生的爆裂能最大，产生后果也最严重。因此需要开展整机状态下的风扇叶片飞脱试验，验证航空发动机风扇机匣的包容性和发动机转子的安全性。航空发动机包容试验方法未来的发展方向是仿真试验，通过真实试验积累的数据，建立包容试验仿真试验器。