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YS-11 採用官公庁
海上自衛隊は1967年（昭和42年）から1973年（昭和48年）にかけて前部が人員（40席）、後部が貨物の混載輸送機YS-11Mを導入した。1・2号機はYS-11-100をベースにした機体だが、3・4号機はYS-11A-300・400をベースにしており、最大離陸重量が増加した。この2機はYS-11M-Aとして区別される 。また、1970年（昭和45年）から機上作業練習機YS-11T-Aを6機導入した。2009年（平成21年）9月、4機のうち1機が事故により用途廃止になるのを皮切りに順次引退が開始され、2014年（平成26年）12月26日、アメリカ海軍から中古のC-130R（アメリカ海軍が保管している中古のKC-130R空中給油機をアメリカ国内で動作可能状態に再生して、空中給油機能を取り外した機体）6機を後継機とし、最後まで残っていた2機の退役を持って全機用途廃止となった。整備マニュアルは独自に作成した物を利用していたという。一時期、後継機としてATR 72、DHC-8 Q400、C-130J等が挙げられたが、その後白紙になっていた。
YS-11の退役に伴い、海上自衛隊の職域から機上通信員が無くなった。
YS-11M
YS-11 採用官公庁
YS-11-100の海上自衛隊輸送機。海上自衛隊唯一の輸送機で、全国の海自航空基地を定期・不定期で結んでおり、硫黄島や南鳥島へ物資を輸送する『小笠原定期』に向かう際は座席半分を取り払って貨物スペースを拡大する。
改造点は、貨物輸送のため床を強化、室内運搬装置の設置、胴体後部に大型カーゴドアを増設した。機内は60m3か最大容積8m3までの貨物を搭載できる。2機。
YS-11M-A
YS-11A-400と300/600の海上自衛隊輸送機。-400は内装では特にMとの違いはないが、YS-11Aであることから基本性能が異なる。300/600は前方が貨物室、後方が客室である。-400 1機、300/600 1機の計2機。
YS-11T-A
海上自衛隊の機上作業訓練機。対潜哨戒機に搭乗する乗務員を養成する機体で、胴体下部に巨大レドームを設置し、低高度任務が多いことから与圧室を廃し、空調は機器の冷却に使用されている。このため夏場は蒸し風呂となり、気圧差で耳が慣れるのに時間がかかるなど特有の問題を抱える。補助電力装置 (APU) を搭載して電源としている。
YS-11 採用官公庁
当初はP-2JやPS-1の乗員を育成するため、哨戒機器もP-2Jの物を用意した。後にP-3Cが導入されると、T-Aの機器も合わせて更新された。2011年（平成23年）5月31日、全機用途廃止となった。これにより同年6月1日、第205教育航空隊は解隊した。
配備基地
海上保安庁では、1965年（昭和40年）のマリアナ海域漁船集団遭難事件により、多数の船員を救助できなかった痛手を教訓とし、「行動半径700海里において2.5時間の低空捜索能力を有する」長距離捜索救難機を導入することになった。採用されたYS-11Aは洋上での長距離飛行に備え、航法通信設備、六分儀、偏流計などの装備を追加、また、胴体後部には直径800mmの球形見張り窓（バブルウィンドウ）と横向き見張り窓、胴体下面にはシーマーカーなど標識投下装置2本、救命いかだなど物資投下口も設置された。翼内バグタンクのほかに815L入り胴体タンクを3個追加し、1,300kmの空域を低空で2時間半捜索できるようになった。LA701は尾部に磁気観測ヘッドを納めた強化プラスチック製の磁気探査装置ブームが装備されており、水路の地磁気と真方位、磁方位を定期観測していた。
YS-11 採用官公庁
1969年（昭和44年）3月20日、羽田航空基地にLA701号機が導入され、同年には根室沖で発生した船舶火災事件で15名の救出に成功するなど、早くも航空救難に活躍した。1971年（昭和46年）11月にはLA702号機が就役し、2機体制となった。その後、新海洋秩序による排他的経済水域の設定に伴う業務拡大で、1977年（昭和57年）度に全日空の中古リース機を3機購入し直し、羽田・千歳・那覇に5機が配備され、日本の領海をカバーする体制が完備された。千歳と那覇の4機には1991年（平成3年）5月に「おじろ」「しゅれい」の名が付けられたものの、羽田のLA701だけは名称がなかったが、1995年（平成7年）5月に「ブルーイレブン」と名づけられた。2000年（平成12年）からは「JAPAN COAST GUARD」のロゴ、次いでマスコットの「うみまる」シールも貼られた。
海上保安庁のYS-11Aは、救難や航路監視、領海警備、海底火山の観測などのほかにも、羽田所属機は特殊救難隊の空輸や南鳥島・硫黄島ロランC局の職員の送迎や物資運搬に、千歳所属機は冬季の流氷観測にも運用された。特に千歳所属機は、1990年（平成2年）にサハリンで大火傷を負った少年コンスタンティン・スコロプイシュヌイの北海道への救急搬送に用いられたほか、2度にわたるロシアへの緊急支援物資輸送に用いられた。「ブルーイレブン」はヨット捜索救助と中国密航船発見の功から、2度の長官表彰を受けた。
老朽化により2009年（平成21年）2月から解役が始まり、09年12月には「おじろ2号」が解役。最後まで残った「ブルーイレブン」も、42年間の総飛行時間は2万3,000時間以上に達していた上に、航空法の改正で改造が必要なことから、2011年（平成23年）1月13日に解役。退役した機体は、部品取り用に航空自衛隊に提供された。後継機には、2006年（平成18年）11月に、ボンバルディアのDHC-8 Q300海保仕様機を3機発注した。2009年（平成21年）から導入が始まり2011年（平成23年）1月にはYS-11を全機退役させた。
運輸省（現国土交通省）航空局では飛行検査機として採用され、管制保安部に配属となった。前方右側の貨物扉を廃止、機体上面に短波・高周波アンテナ、2本のUHFアンテナ、後方下面にTACANアンテナ、2個のマーカーアンテナ、補助動力装置 (APU) の吸排気口増設などの改造が行われ、キャビンは前方に各種無線機器、自動操縦装置関係機器、オーディオ機器が置かれた作業室、後方を8名が搭乗できる客室とした。最初は機首部分と垂直尾翼、主翼先端が蛍光オレンジ色に塗られていたが、後に全身モノトーンホワイトと細帯に変更された。元東亜の2084（JA8709）は、後に飛行検査情報システム（AFIS）と空中衝突防止装置（TCAS）を搭載していたが、老朽化のために2006年（平成18年）12月22日に全機引退した。
航空局では後継機としてボンバルディアBD-700、サーブ2000、ボンバルディアDHC-8 Q300を採用した。1998年に引退した2003（JA8610）は量産初号機（通称「ひとまる」）であり、1999年から記念機として運輸省・文部省（いずれも当時の名称）、国立科学博物館、JALの協力によって東京国際空港内で年間約900万円かけて動態保存されていた。2007年には日本機械学会によって機械遺産に、2008年4月には日本航空協会によって重要航空遺産に認定されている。しかしその後の検討により動態保存を断念し、2020年1月に解体の上茨城県筑西市の民間施設に移設された。
上述の通り、エアロラボインターナショナルが2014年12月に航空局から機体を落札し、レストアを実施して再飛行を目指している。
戦争賠償の一環でYS-11A 2179号機（登録番号：JA8785）をフィリピン航空局が購入した（登録番号：PI-67後にRP-77）。1976年からはフィリピン空軍に移籍し、1993年まで701/251特別輸送飛行隊で政府専用機として運用された。2002年からはフィリピン空軍航空博物館で屋外展示されている。
YS-11 記録
YS-11は以下の記録を持っている。
エアーニッポンで使用していたYS-11は、1997年（平成9年）に定時離陸率99.6 - 99.8%、日本エアコミューターで運航されていたYS-11も2004年（平成16年）に定時出発率91.8%を達成している。これは世界の最新鋭飛行機でもなかなか達成できないものである。
日本エアコミューターで使用されていた登録番号JA8717（製造番号2092）の機体は、登録されたのが1969年（昭和44年）2月で、2006年（平成18年）9月11日までの総飛行時間は71,220時間47分、総飛行サイクルは72,359回と世界一の記録となっており、このことからもYS-11の頑丈さがわかる。また、この機体は一時日本航空に当時の日本国内航空（JDA）から乗務員を含むウエット・リースされて唯一日本航空のフルカラーとなり、福岡 - 釜山線を1969年4月1日から一年間の定期国際線運航を行った唯一の機体である。因みに日本航空はYS-11を保有したことはなかったが、2例だけYS-11で運航を行っていた。いずれもJDAからウエット・チャーターであり、日本航空が運航した夜間郵便専用機としての運航とこの国際線定期運航であった。
YS-11 記録
2004年（平成16年）9月には、台風により伊丹空港で垂直尾翼の方向舵や補助翼が脱落するなどの被害を受け、かなり大掛かりな修理が必要になった。これが他の機体であればそのまま部品取りにしていたところであるが、8717の実績と歴史的価値によって修理が決行され、ラインには同年10月に復帰した。この機体は2006年（平成18年）9月11日、YS-11の日としている最後の日に、奄美 - 鹿児島線のチャーター便を最後に、37年もの間一度の事故も起こすことなく有終の美を飾った後、9月12日に羽田へフェリーされフィリピンのアボイティズ航空へ売却されたのち、フィリピンでは部品供出機となり、現在はマニラ空港にある航空学校敷地内に主翼をカットされた状態で展示されている。
YS-11 静態保存機
退役したYS-11の一部は日本国内各地の博物館などに寄贈され、静態保存され展示されている。
みちのく北方漁船博物館に展示されていた機体（登録番号：JA8809）は、元日本エアコミューターの機体だったが、日本エアシステムの塗装で展示されていた。現在は解体され現存していない。
1988年1月10日に事故を起こした機体（登録番号：JA8662）の前頭部コクピット付近のみのカットボディは電車とバスの博物館のフライトシミュレータとして、胴体部分は鳥取市国道9号線沿いの店舗事務所等として、それぞれ東亜国内航空塗装で使用されている。
また、日本国外でも民間旅客会社や政府機関で運用されていた機体が展示されていることがある。
元エアーニッポン機
岐阜県各務原市 岐阜かかみがはら航空宇宙博物館（展示開始 1996年）
埼玉県所沢市 西武新宿線航空公園駅東口駅前広場 元登録番号JA8732で、量産第101号機。（管理は所沢航空発祥記念館）（展示開始 1997年）
香川県高松市香南町 さぬきこどもの国（展示開始 1998年）
佐賀県佐賀郡川副町 佐賀空港 （展示開始 1998年）
兵庫県豊岡市 但馬空港 （展示開始 1999年）
YS-11 大衆的評価
総生産数は決して多くはないが、日本の高度経済成長期を象徴する存在の一つとしてのノスタルジーや、武骨な構造・独特のエンジン音などを持つ個性的な機体として、日本には多くのファンがいる。
日本国内の航空専門誌では「日本の名機」「日本初の名国産機」などとも評しているが、実際にはエンジンを始めとして計器類などパーツのほとんどは海外製で、重量過大や操縦性の問題といった未熟さを指摘する意見もある。
鉄道雑誌では同じ1964年東京オリンピックの前後にデビューした日本の乗り物として、陸の新幹線0系電車と対をなす存在として語られることがある。両者にはかつて軍用機製造に携わっていた人々によって作られた（YS-11については同じ航空分野のため自然な経過であるが、新幹線については三木忠直や松平精らのエピソードが著名）、という共通点がある。
YS-11 仕様
出典: イカロスMook 旅客機年鑑、前間孝則著「YS-11 国産旅客機を創った男たち」
YS-11 登場作品
日本航空機製造により、3本の記録映画が製作されている。現在フィルムは製作プロダクション等が所蔵しているが、目にする機会はきわめて少ない。作品中では「わいえすじゅういち」の呼称が使われている。
なお、『YS-11 新しい日本の翼』『YS-11 そのすぐれた性能』は2004年9月にチャンネルNECOで放送されている。
この項目ではそれらと、その一部を使用し、現在入手可能なANAのドキュメンタリーも紹介する。
『YS-11の誕生』
1962年・日本映画新社製作・カラー・10分。YS-11の製造から、試作1号機の初飛行までを描いた作品。
『YS-11 新しい日本の翼』
1963年・日本映画新社製作・カラー・32分。YS-11の製造から、試作1号機の初飛行までを描いた作品。『YS-11の誕生』に新たな映像素材を加えて再編集したもの。初飛行をしたYSの上反角の小ささがこの映像からもわかる。2015年11月現在、科学映像館によってYouTube にて無料配信されている。
『YS-11 そのすぐれた性能』
1966年・日本映画新社製作・カラー・22分。日本貿易振興会（JETRO）と共同で、YS-11の日本国外プロモーションを兼ねて製作された作品。片発離着陸の様子や、日本国外向け機体の製造の様子も見ることができる。
YS-11 登場作品
『BLUE ON BLUE THE WORLD OF ANA サヨナラ YS-11オリンピア』
1992年・SPEビジュアルワークス製作・カラー・43分。ANAが運用していたYS-11オリンピアの飛行映像、メカニズム紹介、および前記映像の一部を使用。ワイパーの稼動状況もみることができる。
『ゴルゴ13』
第397話『黄昏のカシミール』（SPコミックス138巻）に登場。フィリピンからカシミールへのフライトで、ゲリラの対空砲火をかわしながら超低空飛行で奥地の山村へ向かう。
主脚を3軸に増強、コックピットにブローニングM2重機関銃（12.7ミリ機関銃）を装備、着陸用のパラシュートを装備するなど大幅な改造が加えられている。
『タイムスリップ大戦争』
19××年（昭和5×年）の日本列島が約30年前の1941年にタイムスリップした中、日本の使節を日本統治時代の朝鮮と満洲国に輸送する。後に勃発した戦争では爆撃機に改造され、クラークフィールド飛行場や米海軍機動部隊への攻撃に使用される。
『ジェットでGO!2』
隠し機体として登場する。ゲーム内のパイロットモードで獲得できるマイルというポイントが5万マイルに到達することで解放される。1969年4月より日本国内航空から1970年4月までの一年の間に当時の日本航空にウェットリースされた際の塗装で登場する。
登場機体は、JAL YS-11A-217/JA8717「あそ」製造番号：2092（1969年2月19日登録）
ジェットエンジン
ジェットエンジン（英語: jet engine）とは、噴流（ジェット）を生成し、その反作用を推進に利用する熱機関である。多くの場合、外部から取り入れた空気で燃料を燃焼させる事で大量の噴流を生成する。ジェットの生成エネルギーには、取り込んだ空気に含まれる酸素と燃料との化学反応（燃焼）の熱エネルギーが利用される。狭義には、空気吸い込み型の噴流エンジンだけを指す。また、主に航空機（固定翼機、回転翼機）やミサイルの推進機関または動力源として使用される。
ジェット推進は、噴流の反作用により推進力を得る。具体的には、噴流が生み出す運動量変化による反作用（反動）としての力がダクトノズルやプラグノズルに伝わり、推進力が生成される。なお、ジェット推進と同様の噴流が最終的に生成されるものであっても、熱力学的に噴流を生成していないもの、例えばプロペラやファン推力などは、通常はジェット推進には含めない。プロペラやファンは、直接的には回転翼による揚力を推力としている。
ジェットエンジン
ジェット推進を利用している熱機関であっても、ジェット推進を利用しているエンジン全てがジェットエンジンと認識されているわけではなく、外部から取り込んだ空気を利用しないもの（典型的には、ロケットエンジン）は、通俗的にはジェットエンジンに含められていない。ジェットエンジンとロケットエンジンは、用途とメカニズムが異なる。具体的には、ジェットエンジンは、推進のためのジェット噴流を生成するために外部から空気を取り入れる必要があるのに対し、ロケットエンジンは酸化剤を搭載して噴出ガスの反動で進むため、宇宙空間でも使用可能である点が強調される。また、ジェットエンジンは吸気側の噴流も推進力に利用する一方、ロケットエンジンの燃焼器より前に噴流は全くない。そのため両者は構造も大気中の効率も大幅に異なり、区別して扱われる。
現代の実用ジェットエンジンでは、噴流の持続的な生成にガスタービン原動機を使っているものが多い。タービンとはラテン語の「回転するもの」という語源から来た連続回転機のことであり、連続的にガスジェットを生成できることが大きなメリットである。また、同原動機の登場により回転翼推力とジェット推力の複合出力エンジンも実現できるようになり、そこでは様々な最適化が可能なことから、多数の形式が生まれた。
さらに、ジェットエンジンは熱機関の分類（すなわち「内燃機関」か「外燃機関」か）からも独立した概念である。つまり、実用化されたジェットエンジンは基本的には内燃機関で分類されるものであったが、実用化されていないものの、原子力ジェットエンジンのような純粋な外燃機関として分類されるジェットエンジンも存在しうる。
ジェットエンジン 概要
広く実用されているジェットエンジン（ターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、ターボシャフト）は原動機にガスタービンエンジンを使用しているので、内燃機関としての仕組や熱機関としてのサイクルもそれに準じている。すなわち作業流体・酸化剤として外部から取り込んだ空気を圧縮機で加圧し、燃料（主にケロシン）と混合してブレイトンサイクルの下に連続的に燃焼させ、その燃焼ガスによるジェットの反動そのものを推力として利用したり、羽根車（タービン）を用いて回転力を生成しプロペラやファンの揚力に変換し推進力にする。そして回転力の一部は圧縮機を回転させる動力となり、自体の持続運転に使われる。
ガスタービンエンジンは（レシプロエンジンの間欠燃焼と異なり）連続燃焼による連続回転機であるため、連続的なジェットガス生成用の原動機としても最適であった。もしジェットエンジンを間欠燃焼で作るとレシプロエンジンを原動機に使うまでもなくパルスジェットを実現できる。
ジェットエンジン 概要
上記ガスタービン型の航空用エンジンに加え、エアブリージングエンジン（作業流体および酸化剤として空気を吸入・排出する内燃機関の総称でレシプロエンジンも含む）の内、なんらかの方法で空気を圧縮して燃料と混合し、燃焼後に高速の排気流を得て推力とする機関（ラムジェット、パルスジェット、モータージェットなど）もジェットエンジンとして言及される。このうち圧縮機やタービンを用いず燃焼ガスをそのまま出力として利用するラムジェットとパルスジェットはガスタービンエンジンに対してダクトエンジンに分類されることもある。タービンの入り口温度が限界に達しているために、今より高効率、超高速ジェットエンジンを目指す手段として再び注目されている。
ジェット推進とジェットエンジンは同義語ではないため、空気燃焼以外でジェットを生み、その反動を利用する推進装置のロケット（非エアブリージングエンジン）や水中翼船用のウォータージェットなどはジェットエンジンとして言及されない場合が多い。また、発電や船舶の動力として航空用ガスタービンエンジンが転用される事例も多いが、それらは回転力を利用するだけなのでジェットエンジンとは呼ばれない（単にガスタービンもしくはターボシャフトと記載される）。
航空機の操縦士や整備士の資格では、ターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、ターボシャフトを『タービン』に分類している。
航空用エンジンには定期点検が義務づけられているが、複雑な形状の部品が入り組んでいるため内部の検査には内視鏡が必要となり、補修にも熟練工が手作業であたるなど非常に手間がかかる。
ジェットエンジン 開発の歴史
ライト兄弟が1903年に初めて飛行に成功した時から第二次世界大戦頃まで、飛行機の推進装置の主流はレシプロエンジンとプロペラの組み合わせであった。飛行機の軍事的価値が高まるに従い、より高速で上昇性能も優れた機体が希求されるようになったが、レシプロエンジンの構造的制約からくる出力の頭打ちとプロペラ推進の空力的な限界により、機体の性能向上にも陰りが見え始めていた。そのような潮流の中で新しい航空機用推進機関が検討されるようになり、1930年代にはイギリスやナチス・ドイツを中心として本格的な研究・開発が始められた。この時期に今日ロケットやジェットエンジンとして知られる噴流推進機関の基本形が考案されることとなり、ガスタービン型のジェットエンジン（ターボジェットエンジン）開発も同時に始まっている。圧縮機とタービンを備えたガスタービンの概念そのものは1791年にイギリスのジョン・バーバー によってすでに提出されていたが、それから100年以上経った1903年になってノルウェーの技術者エギディアス・エリング (Ægidius Elling) が初めて実動させることに成功した。主な課題はタービン出力から圧縮機を回転させることにあった。また、以後のガスタービン実用化に際しては耐熱合金の開発や、熱膨張によるタービンブレードの亀裂を克服する必要があった。
ジェットエンジン 開発の歴史
ガスタービン型ジェットエンジン研究の初期にはタービン出力のみで圧縮機を回転させることが難しかったため、折衷案としてレシプロエンジンによる圧縮機駆動を行うモータージェットも考案された。この形式を採用した代表的な機体は1940年に初飛行したイタリアのカプロニ・カンピーニ N.1である。当時はファシスト党のプロパガンダの影響もあってプロペラのない先進的な飛行機として注目されたが、性能は通常のレシプロ機に及ばず、ジェット流により得られる推力も微々たるものであった。なお、カプロニ・カンピーニに先立ってルーマニアのアンリ・コアンダが製作したコアンダ=1910というモータージェット機が存在し、第二次世界大戦中には日本や旧ソ連でいくつかのモータージェット機開発が見られたが、結果的に後の技術史へ大きな影響を与えることはなかった。
ジェットエンジン 開発の歴史
現代につながるジェットエンジンは、イギリス空軍の技術士官フランク・ホイットルとドイツの技術者ハンス・フォン・オハインがそれぞれ独立に考え出したターボジェットエンジンである。ホイットルは1920年代からジェットエンジンの研究を始め、1937年4月にパワージェットと呼ばれるターボジェットを完成させた。ホイットルのチームがジェットエンジンの実験を最初に行なったとき、燃料の供給を止めた後に燃料が逆流して溢れ出し、それが燃え尽きるまでエンジンが止まらずパニックになりそうになったというエピソードが残っている。一方、オハインは当時の航空機業界の大物だったエルンスト・ハインケルに招聘され、ハインケルで1936年からジェット推進機関の研究を始めた。そうしてオハインが水素燃料式のHeS 1を経て完成させたHeS 3はHe178に搭載され、同機は1939年8月に世界初のターボジェットエンジンによる飛行を成し遂げた。またホイットルが開発に参加したターボジェット機グロスター E.28/39はHe178に約2年遅れて1941年5月に本格的な飛行を行っている。
ジェットエンジン 開発の歴史
こうして第二次世界大戦後半にはドイツ、イギリス、アメリカでジェットエンジンを搭載した航空機が次々に開発された。ドイツではハインケル以外の航空機メーカーでもターボジェットエンジンが完成し、ユンカースやBMWは軸流式圧縮機を備えたターボジェットを製造した（なおHe178やE.28/39は信頼性は高いが圧縮率の低い遠心式圧縮機を採用していた）。製造されたエンジンは世界初のジェット戦闘機であるMe262や世界初のジェット爆撃機であるAr234等に搭載され大戦末期に実際に運用されている。また、パルスジェット推進のV1飛行爆弾が実戦投入され、ラムジェットを用いた奇抜な兵器（トリープフリューゲルやアレクサンダー・リピッシュが設計したP.13aなど）もいくつか計画された。アメリカ、イギリスでは遠心式圧縮機を備えたジェットエンジンが実用化され、グロスター ミーティアをはじめとしたジェット戦闘機開発が進んだ。戦後、ドイツで製造・計画されたジェット推進の軍用機はアメリカや旧ソ連で徹底的に研究され、各国が独自に進めてきた技術研究と相まってジェットエンジンを爆発的に普及させた。戦時中の日本でもドイツのBMW 003を参考に軸流圧縮式ターボジェットのネ20が完成し、試作ジェット攻撃機橘花の飛行を成功させたが実戦には間に合わなかった。
ジェットエンジン 原理
ガスタービン型のジェットエンジンの場合、熱力学的にはブレイトンサイクルに従う。ブレイトンサイクルは断熱圧縮、吸熱・等圧膨張、断熱膨張、放熱・等圧圧縮の4プロセスからなるが、その特性から燃焼（吸熱）を行う時点の圧力が高いほど取り出せる仕事量は増大する。よってジェットエンジンでは燃焼前に空気を十分に圧縮することが重要となる。なおガスタービン以外のジェットエンジンが従う理論サイクルはブレイトンサイクルではないが、一般的に似たようなサイクルであり、やはり圧縮の方式が成否を分ける。
レシプロエンジンでは爆燃が間欠的に行われるが、ジェットエンジンでは（パルスジェットを除いて）燃焼は連続的に行われる。まず、吸入口から取り込まれた空気は圧縮機によって大気圧の数十倍（現行のエンジンでは約30倍）まで圧縮される。圧縮された空気は燃焼室内において燃料と混合・燃焼されて高温・高圧の燃焼ガスとなる。燃焼ガスはエンジンから排出される前にタービンを回転させる。タービンの回転は圧縮機へ伝わり、連続的に空気を吸入・圧縮するための動力になる。燃焼ガスはそのまま推力となるか、タービンもしくはその後段に設置された追加タービン（フリータービンとも）を回転させ軸出力として取り出される。なお、ブレイトンサイクルの吸熱・等圧膨張過程は燃焼室内での燃焼に対応し、断熱膨張過程はタービンおよび排気口におけるガスの膨張に対応している。
ジェットエンジン 原理
ジェット推進もプロペラ推進と同様に空気の運動量を変化させたことによる反作用として機体を前進させる。ジェットエンジンあるいはプロペラ回転面を仮想的な円盤と仮定した、単純化したモデルを考えてみる。この円盤を通過する流体によって得られる推力 T は、その大きさが空気に与えられる運動量変化（力積）を単位時間当たりにしたものの大きさに等しく、またその向きは正反対となる。このため、当該円盤が吸いこんだ空気の質量（質量流量）を単位時間あたり ·m、円盤への流入空気速度（≒飛行速度）を V、円盤から十分離れた下流における気体の排出速度を V∞ とすると、推力 T は次のように書ける。
ジェットエンジン 原理
プロペラ推進では主に質量流量 ·m を大きくすることで推力を発生させる。すなわちプロペラを大型化したりブレード数を増やしたりして推力 T の増強を図る。これは、プロペラブレードと機速の合成速度が音速を超えると衝撃波が発生することで効率が著しく落ちるためである。その結果、通常のプロペラを装備した機体の速度は 700–800 km/h が上限となる。これに対し、上式で気流速度差 V∞ − V を大きくする（排気流を高速にする）ことでも T を増すことが可能であり、これに基づいて考案されたのがジェット推進である。ジェット推進でも回転物体（圧縮機やタービン）は存在するが、ダクトやブレードの形状を工夫することで衝撃波が抑えられるのでプロペラ推進の場合に生じかねない衝撃波による悪影響を防ぐことができ、実際にその発想がブレークスルーとなった。
ちなみに、機速 V が増加すると次第に V∞ − V が小さくなっていくが、その一方で流入する質量流量（単位時間あたりに流入する空気の質量）·m が増加するので、V∞ − V が極端に小さくない限り、互いの効果が相殺されて推力 T はほぼ一定に保たれる（この点は機速によらずほぼ一定出力 P を仮定するレシプロエンジンと異なる）。
ジェットエンジン 原理
なお、効率面で補足すると、ジェット推進では気体に与えられる運動エネルギーの割合が大きくなり、パワーロスは一般的に大きくなる。ここで、推進効率は、プロペラ推進ではプロペラ効率とも呼ばれ、設計の指針とされるパラメータである。このパラメータは特に出力が限られたレシプロ機では重要視されたが、ジェット推進で同様の効率を計算するとプロペラ推進の場合より低くなりがちである。ただし、V∞ − V が小さくなるほど気体に与えられる運動エネルギーの割合が低下して推進効率が増加するので、一般的にジェット機（特にターボジェット）は高速時のほうが燃費が良い。この観点では、それほど高速を必要としない用途には、純粋なターボジェットは排気速度が高すぎるともいえ、効率の改善を図るために、現代のほとんどの航空機用エンジンでは、ターボプロップやターボファンのようにプロペラやファンを採用し、排気速度を高めすぎずに質量流量 ·m を増大させる手法も併用されている。
ジェットエンジン 原理
ピストンエンジンやエンジン構造がジェットエンジンとほぼ同じターボプロップ・エンジン、ターボシャフト・エンジンなどは、出力を軸出力で取り出すため、出力の単位は軸馬力（SHP）が使用されるが、ジェットエンジンの出力の単位はスラスト（推力）で表され、単位は重量ポンド（lbf）または重量キログラム（kgf）またはニュートン（N）で表され、ジェットエンジンが発生する有効なスラストを正味スラスト Fn（kgf または lbf）と言う。また、航空機では正味スラストの測定が困難であるため、タービン出口の全圧と圧縮機入口の全圧との比で、正味スラストとほぼ直線的に比例するEPR（エンジン圧力比）を使用しており、操縦室の計器盤にその値を表示することで、正味スラストの値がほぼ分かるようになっている。
正味スラスト Fn は、以下のようになる。
ターボジェットエンジンの場合
ここで、
Wa は吸入空気流量（kg/s または lb/s）
Wf は燃料流量（kg/s または lb/s）
g は重力加速度（9.8 m/s2 または 32.2 ft/s2）
Va は飛行速度（m/sまたはft/s）
Vj は排気ガス速度（m/s または ft/s）
Aj は（ジェット・エンジン出口面積（ft2 または m2）
Pam は大気圧（kgf/m2 または lbf/ft2）
Psj はジェット・ノズル出口静圧（kgf/m2 または lbf/ft2）
である。
ターボファンエンジンの場合
ここで、
Wf はエンジン本体に流入する燃料流量（kg/sまたは lb/s）
Wfp はエンジン本体に流入する1次空気流量（kg/sまたは lb/s）
Vjp はエンジン本体から排出される1次空気排気速度（m/s または ft/s）
Waf はファンに流入する2次空気流量（kg/s または lb/s）
Vjf はファンから排出される2次空気排気速度（m/s または ft/s）
である。
ジェットエンジン エンジン各部の名称と構造
エンジンの吸気口からの空気を回転しながら圧縮する圧縮機、圧縮機からの圧縮空気に燃料を噴射して高温・高圧の燃焼ガスを発生させる燃焼室、燃焼室からの高温・高圧の燃焼ガスを受けて回転するタービンの3つで構成されており、タービンは前方にある圧縮機に軸を介して繋がっており、そのため、圧縮機はタービンと一緒に回転する構造となっている。
ターボジェットエンジンまたはターボファンエンジンの主要構成部分の圧縮機・燃焼室・タービンからなる部分をガスゼネレータまたはコア・エンジンと呼ぶことがある。
ジェットエンジンは、エンジンの整備性を良くするため、エンジン本体がモジュール構造と呼ばれる、いくつかのセクション単位に分割が可能な構造となっており、必要に応じて欠陥のあるモジュールを交換するだけで修理が容易な構造となっている。そのため各モジュールは完全な互換性がある。そのため、エンジンの外部から位置の指定や確認ができるように、エンジンのケース外側にあるフランジには、エンジン本体の最前部から後方に向かってアルファベット順にフランジ名称が識別のために付けられている。
ジェットエンジン エンジン各部の名称と構造
ジェットエンジンは直接高温の燃焼にさらされる燃焼室・タービン・排気ノズルの各セクションを纏めてホット・セクションと呼び、空気入口・ファン・圧縮機・アクセサリードライブ・ファンのからの空気だけが通るバイパスの各セクションを纏めてコールド・セクションと呼んでいる。ホット・セクションでは高温による大きな熱応力を受けるため、構成部品に耐熱性の優れた材料が使用されており、整備でも部品の寿命や劣化の配慮が必要となってくる。
ジェットエンジン エンジン各部の名称と構造
ジェットエンジンの軸に使用されている軸受は、軸方向と径方向の荷重を受ける玉軸受と径方向の荷重を受けるころ軸受があり、圧縮機やタービン・ローターでは前者が、それ以外の場所では高温による熱膨張を避けるために後者が使用されている。また、エンジンの振動を減少させるために、軸受外輪と軸受支持部との間に適当な隙間を開けて、そこに圧力油膜を形成して、軸受部の支持剛性を下げて共振点をずらし、振動を吸収させて振動の振幅の60-80%を減衰可能としたオイル・ダンプト・ベアリングまたはスクイズ・フィルム・ベアリングと呼ばれる油膜支持式軸受構造も採用されている。エンジン運転中では軸受部に高速回転による高荷重や高温度を受けているので、エンジン滑油系統からの高圧油による強制潤滑冷却を受けているが、軸受外部の滑油漏れ防止のためと外部から高温のガスが滑油に入り込まないようにシールが装着されており、黒鉛製のリングを軸のローターのリング溝に軸方向へ並べる形に入れて軸のステーターと共に側面と外周面でシールするカーボン・リング・シール、黒鉛製のリングを軸のステーターのリング溝に入れ、その側面を軸のローターに当てる形とし、軸方向の側面をシールするカーボン・フェイス・シールがタービン軸受に使用されており、軸のローターとステーターの間に金属製のナイフエッジを設けて、その部分を低圧とし、それにより圧縮機からの高圧空気を導くことで、滑油が外部に漏れないようにしたラビリンス・シールが圧縮機軸受に使用されている。また、ジェットエンジン本体での軸受の数は構造により異なるが、軸受の位置においての名称は、ジェットエンジン本体前方から後方にかけて最初の1番目をNo.1とし、次の2番目をNo.2とした順序で呼ばれている。
ジェットエンジンは、内部で連続燃焼を行うため、ホット・セクションの中心部は非常に高温となり、構造材料の耐久性の維持や滑油の炭化防止のため冷却が必要となる。冷却は圧縮機からの抽気（ブリードエア）による空気で行われるが、冷却空気の温度は、高すぎると冷却効果がなく、低すぎると構造材料に熱応力歪を発生させて材質の劣化を招くため、冷却場所の温度に応じて適度な温度差で行われなければならない。一般では、高圧圧縮機のローターやその軸受部のシールの圧力維持には、低圧圧縮機からの抽気による空気が使用され、燃焼室・タービン入口部のタービンノズルガイドベーン・タービン動翼・タービンディスクの高温部には高圧圧縮機からの抽気による空気で行われる。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
ガスタービン型のジェットエンジンは主に圧縮機、燃焼室、タービン、回転軸およびそれらの周りの吸・排気口やナセルから構成される。さらにそれらに加えて搭載機の用途に応じた特殊な装置・機構が付随することもある。以下でそれぞれの構成要素を説明する。
ジェットエンジンに流入する空気はまず吸気口（エアインテーク、またはエアインレット）を通り、吸気ダクトを通過する。吸気口はベンチュリ状の構造を利用して流入空気の動圧を静圧に変換し、流速を減じる役割を担う（ベルヌーイの定理の応用）。流速をマッハ0.5程度まで下げて圧縮機の回転による衝撃波の発生を防ぎ、同時に空気を圧縮する効果を得る。ただし、流速が亜音速（音速以下）か超音速かでベンチュリの果たす役割が逆転するため、亜音速機と超音速機では使用する吸気口が異なる。吸気口はエンジン・ナセルの一部となるのが一般的であり、エンジンメーカーが製造する。機体外板が吸気口の一部となる場合や、吸気ダクトが機体内部となる場合は、機体メーカーが作る。
ダイバージェントダクト (divergent duct)
亜音速機ではエンジン内部に向かってダクト径が広がっていくダイバージェントダクトが用いられる。亜音速流体にベルヌーイの定理を適用すると、ダクト径の広がりと共に動圧（流れによる圧力）が低下し、その分静圧（流れのないときの圧力）が増加するためである。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
コンバージェント・ダイバージェントダクト (convergent divergent duct)
超音速機にはダクトの中間部がくびれたコンバージェント・ダイバージェントダクトが用いられる。これは超音速流ではダクト径の変化と動圧・静圧変化が亜音速の場合の逆になるからで、ダクトがすぼまっていくコンバージェント部で流速を音速程度まで減じ、その後に広がるダイバージェント部で亜音速流体の減速・圧縮効果を得ている。ただし、機速が音速に達するまでは全体をダイバージェントダクトとして用いる必要があるため、吸気口の形状を速度によって適宜変化させるための可変吸気口を備えている。可変吸気口のコンバージェント部に使われるのが可変円錐（ショックコーン、マッハコーン、エアロスパイク）と可変傾斜版（ランプ）である。可変ショックコーンは全体が前後に動き円錐斜面がコンバージェント部を形成する。可変ランプは傾斜版の角度を可変にしてコンバージェント部を形成する。超音速時のコンバージェント部での圧縮は、衝撃波を吸気口に集中して行われる。
フィルタ、セパレータ
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
回転翼機はホバリングなどを行うために前進運動だけの固定翼機よりも地上から巻き上げられる異物をエンジン内に吸入する可能性が高い。レシプロエンジンではエアクリーナーによって吸入空気をろ過していたが、ガスタービンエンジンでは吸入量が大きく別の機構が使われる。ターボシャフトエンジンでは、エアクリーナーに代ってパーティクル・セパレーターと呼ばれる装置によって異物を除去する。パーティクル・セパレーターの代表的なものに多数の小孔を備えたものがあり、孔の中の渦発生ベーンで空気の流れがねじられ、その遠心力で異物を分離し吸入空気から除去する仕組みを持つ。
吸気口を通過した空気は燃焼室へ送り込まれる前に圧縮機により加圧される。初期のジェットエンジンの圧縮率は大気圧の数倍という小さいものであったが、F-15に搭載されているF100では約30倍、ボーイング777に搭載されているGE90では約40倍という高圧を生み出している。ジェットエンジンに使われる圧縮機には遠心圧縮式と軸流圧縮式の2種類がある。通常、圧縮機は複数設けられ、その数は「段数」で数えられる。また、軸流圧縮機の後段に遠心圧縮機が設置されるような場合もある。
遠心圧縮式 (centrifugal compressor)
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
流入空気を羽根車（インペラー、impeller）によってエンジン回転軸の遠心方向に90°偏向させ、その遠心力と圧縮機出口に設置されたディフューザーで空気の速度エネルギーを圧力エネルギーに変換することで空気圧力を高める方式である（インペラーとディフューザーの組を1段と数える）。その後高められた加圧空気はマニホールドから燃焼室に送られる。製作が容易で安価であり、構造が簡単で1段当りの圧力比が高く、比較的効率が高い、丈夫で異物の吸入に強い、安全運転範囲が広い、回転数がある程度変動しても効率が落ちないといった利点があり、小出力ならば軸流圧縮式に比べて軽量化が可能である。このような特徴からオハインやホイットルが製作した初期のターボジェットはこのタイプの圧縮機を使用している。ただし、軸流式と組み合わせなければ段数を増やすことが難しく、圧縮比を大きくするためにインペラーの直径を増すと前面投影面積が大きくなる（機体に搭載した場合空気抵抗が増加する）という欠点を持つ。したがって今日の航空機用大推力エンジンにはほとんど用いられない。しかしながら、中型輸送機用ターボプロップや中・小型ヘリコプター用ターボシャフトなどの比較的低出力のエンジンには、その構造の単純さ故に今なお使われている（その場合、軸流式との組み合わせであることも多い）。また、ホンダジェットに搭載されたターボファンエンジンHF120の高圧圧縮機（最終段の圧縮機）にもチタン合金製の遠心式圧縮機が使用されている。ちなみに航空用レシプロエンジンのスーパーチャージャーもインペラーとディフューザーを備える遠心圧縮式である。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
軸流圧縮機は回転軸と平行方向に空気流路を持つ圧縮機である。大きくわけて、圧縮機ロータ（Compressor Rotor）と圧縮機ステータ（Compressor Stator）の2つの主要部品から構成されている。圧縮機ロータと圧縮機ステータはそれぞれの各段の動翼と静翼が交互になるように設置されており、軸方向の後方に進むにつれて、通路断面積が小さくなっている。また、軸流圧縮機では一列の動翼と一列の静翼の組み合わせを段（Stage）と呼んでおり、これがいくつあるかで「段数」と呼んでいる。流入空気は圧縮機ローターが回転することで動翼と静翼によって空気流の拡散作用により空気圧力の増加が得られて、何段もの動翼と静翼を通過させることで次第に体積が減少して高圧となっていくが、拡散作用で減少した流入空気の速度は回転する動翼により回復するようになっている。大量の空気が処理できること、圧縮機の効率が高く多段化が容易であるため高圧力比を得られる、エンジン直径を小さくすることができる利点があるが、構造が複雑で製作費が高く、異物の吸入で動翼や静翼が損傷を受けるほか、圧力比が回転数と流入空気温度の変化で大きく影響を受ける欠点を持つ。これは、軸流圧縮機の空気流路断面積が圧縮機効率が最高となる設計点に合わせて固定されているためである。動翼（ブレード）と静翼（ベーン）の製作にはコストがかかり、特に動翼はディスクに片端支持のみで固定されるため加工精度いかんでブレードによるフラッターを起こしやすいという欠点がある。このフラッターは静翼の角度を調節することである程度まで対応できるが、回転数は限られる。近年の大型、高出力ターボジェット、ターボファン、ターボシャフトのほとんどはこの軸流圧縮式を用いている。小型のものでは圧縮機の後段の動翼・静翼が小さくなり製造が困難となる。加工精度も高いものでないと空力的悪影響を引き起こし、設計時に想定した要求性能を到達させるのが困難なので、最終段のみ遠心式とする場合もある。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
圧縮機ロータは、円盤状のディスク（Compressor Disk）の円周に動翼（Rotor Blade）を取り付けたブレード・アンド・ディスク（Blade and Disk）を回転軸方向に何段も重ねて一体化させたものであり、構造としては、ブレード・アンド・ディスクをスペーサー（Spacer）を使用して重ね合わせた後に、タイロッド（Tie-rod）とハブ（Hub）とで一緒に結合した構造が一般的であり、ブレード・アンド・ディスクとスペーサーを一体構造とし、タイロッドを使用せずに、ボルトを使用して結合した構造のウイング・ディスク（Wing Disk）や何段ものディスクとスペーサーを一体化して、それに動翼を取り付けた構造のドラム・ローター（Drum Rotor）がある。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
圧縮機ステータは、圧縮機外側ケースに静翼（Stator Vane）と静翼の支持構造を回転軸方向に何段も重ねて取り付けたものであり、静翼の支持構造としては、固定式ステータ・ベーン構造と可変式ステータ・ベーン構造の2つがある。固定式ステータ・ベーン構造とは、内側はインナ・シュラウド（Inner Shroud）と外側はアウタ・シュラウド（Outer Shroud）と呼ぶ大小2つのリングの間に固定された静翼を取り付けたベーン・アンド・シュラウド（Vane and Shroud）と呼ばれる構造を、圧縮機外側ケースの内面にロータ回転軸方向に何段も取り付けられている。可変式ステータ・ベーン構造とは、内側の支持リンクと外側の圧縮機外側ケースとの間に回転軸を取り付けた静翼があり、回転軸は、圧縮機外側ケースに設けられた孔を介して外部に取り付けられた作動アームと作動リンクで構成された可変ベーン機構と繋がっており、それにより静翼を動かす構造であり、それがロータ回転軸方向に何段も取り付けてられており、エンジンの回転数に応じて可変ベーン機構により静翼の取り付け角度が変わるようになっている。これは、軸流圧縮機において圧力比を高めるためには、段数を増やす必要があるのだが、段数を増やすと安全運転範囲が狭くなり、ストールと呼ばれる動翼の失速現象が頻繁に発生して、始動性や加速性が低下するためであり、軸流式圧縮機の前段部の数段を可変式ステータ・ベーン構造にすることで、ストールを防止するとともに、圧力比をより高めることができる。ほかにも、ストールを防止や圧力比をより高める方法としては、タービンで圧縮機を駆動する1軸式から低圧タービンで低圧圧縮機を駆動し、高圧タービンで高圧圧縮機を駆動する2軸式とした多軸エンジンの採用や、軸流圧縮機の中段や後段部に抽気弁を取り付け、それが始動時や低出力運転時に自動的に開いて、圧縮された空気がこの弁を介して外気に放出されることでストールを防止する抽気がある。また、圧縮機の高圧部から取り出した抽気の空気（ブリードエア）は、防氷や空調、燃焼室に直接火炎が触れることを防いだり、タービンなどの冷却に利用される。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
圧縮機の後方に位置し、圧縮機出口と燃焼室との間をつないでいる。ディフューザー (Diffuser) は、圧縮機で圧縮された空気の流れを燃焼室で利用するのに適した速度まで落とすため、末広がりのダイバージェント・ダクト形状になっている。圧縮機から送られた空気の速度エネルギーが静圧に変換されるため、ディフューザー出口ではエンジン中でも最も圧力が高くなっている。
ジェットエンジンの燃料系統の構成は、エンジンの製造会社（メーカー）、エンジンの大小やエンジンの種類によって異なるが、ここでは、アメリカで製造された中・大型エンジンで使用されている燃料系統の構成を説明する。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
燃料は燃料タンク内部に設けられたブースタポンプで加圧された後に非常閉止弁を介して燃料系統に供給されており、燃料系統は基本的に主燃料ポンプ、燃料フィルター、燃料コントロール装置、PアンドDバルブ、燃料マニホールド、燃料ノズルで構成されており、燃料の流れとしては、主燃料ポンプ→燃料フィルター→燃料コントロール装置→PアンドDバルブ→燃料マニホールド→燃料ノズルとなっている。そのほかに、主燃料ポンプと燃料フィルターの間には、燃料の氷結防止のための燃料ヒーターが設けられており、燃料コントロール装置とPアンドDバルブの間には、エンジンの燃料を利用してエンジンの潤滑油の冷却を行う燃料・滑油冷却器と燃料流量を計測してそれを操縦室のエンジン計器盤に送信する燃料流量トランスミッタが設けられている。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
燃料コントロール装置（Fuel control unit）は出力レバーの動きや位置に応じて、エンジンに供給される燃料流量を制御する装置であり、出力レバーを急激に上げて加速または下げて減速すると、燃料流量は直ちに増加または減少するが、圧縮機ローターの慣性力により、加速時では、燃料と空気の混合気が濃くなり過ぎて、過濃火炎消失、タービン入口温度の上昇、圧縮機ローターのストールが起こりやすく、減速時では、燃料と空気の混合気が薄くなり過ぎて、過薄火炎消失が起こりやすくなるほか、加減速時に必要以上に燃料流量の増加や減少を抑制するとエンジンの加減速応答性が鈍くなる。そのため、燃料コントロール装置はそれらの起こる領域を避けながら燃料流量の調整を受け持つ機能を有しており、出力レバーの位置が一旦にセットされると、出力レバー位置・エンジン回転数・圧縮機入口温度・大気圧力・圧縮機出口圧力などの基本的入力信号を基に、大気の温度変化に関係なく、自動的に燃料流量を調整して、その位置でのタービン入口温度または回転数を一定に保つ機能も有している。
燃料ノズル（Fuel nozzle）は、後述する燃焼室の燃料室ライナに取付けられており、高圧に加圧された燃料を噴霧気化する噴霧式と1次空気とともに燃料が蒸発管の中を通ることで燃料が加熱蒸発して燃焼室内に吹き出す蒸発式があるが、一般的には前者が使用されている。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
燃料コントロール装置により、加圧され調整された燃料はコントロール装置と燃料室との間に設けられたPアンドDバルブ（P&D valve）により1次燃料と2次燃料に分配される。1次燃料は、燃料流量が少なく燃料圧力が低いため、エンジン始動時やアイドル運転時において使用され、燃料噴射ノズルでは、始動時での着火を容易にするため、小さいオリフィスから広い角度での噴射と霧化が行われる。2次燃料は、燃料流量が多く燃料圧力が高いため、出力が増加した時に使用され、燃料圧力が一定以上になるとPアンドDバルブに設けられた昇圧弁（Pバルブ）が開いて燃料が流れ、燃料噴射ノズルでは、燃焼室内で均一な燃焼が得られるように、比較的狭い角度での噴射が行われる。
分配された1次燃料と2次燃料は、燃焼室の外周に配置された燃料マニホールドを介して燃料ノズルとパイプで接続されており、燃料マニホールドは、1次燃料と2次燃料を別々のパイプに分けた構造と、1次燃料と2次燃料を同心円の2重パイプとした構造がある。また、
パイプの装着方式にも種類があり、ディフューザーのケース内部に装着した方式とディフューザーのケース外部に装着した方式とがあり、前者では、高温での燃料の炭化の防止のため、パイプの外周を耐熱材のヒート・シールドで覆うなどの処置をしている。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
空気の流れから見て圧縮機とディフューザーの後に位置している燃焼室 (Combustion Chamber) の役割は、取り込んだ空気流に熱エネルギーを与えることであり、燃料噴射による火炎を維持しながら適度の流入空気を取り込んで、空気と燃料をすばやく混合して燃焼させ、後に続くタービンや排気ノズルに高温ガスを送り出すことである。燃焼室は、入って来る空気と出て行く燃焼ガスの流れの方向が同じの直流型燃焼室と入って来る空気と出て行く燃焼ガスの流れの方向が逆の逆流型燃焼室があり、前者は中・大型エンジンで使用され、後者は燃焼室をタービン部の外周に置いたリヴァースフロー型燃焼室 (Reverse flow type combustion chamber) と呼ばれており、圧縮機とタービンに遠心式圧縮機とラジアル・タービンを使用した小型エンジンとターボシャフトエンジンで使用されている。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
燃焼室にはいくつか異なる形状が存在するが基本的には入れ子状の構造をしており、燃焼室の外形を構成する燃料室ケーシング、燃焼室の内側に円形に配置された燃料室ライナ (Liner)、燃料室ライナの内側に設置され燃料を送り噴射霧化する燃料ノズル、燃料室ライナ内の燃料と空気との混合気に点火させて燃焼させる点火栓で構成されている。燃料室ライナは多数の孔が開けられており、燃焼前の空気の層流で冷却されるように配置されている。なお、始動時に使用される点火栓は燃料噴射ノズルに近い4時と8時付近の2か所に設けられることが多い。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
燃料にはジェット燃料が使用され、その主体であるケロシンの理想的な空燃比は15対1であるが、実際に燃焼室の燃料室ライナに送り込まれる空気流量の全量と噴射される燃料の総空燃比（重量比）は40 - 120:1程度である。これでは、コアエンジン部分に取り込まれた空気のすべてを燃料と均質に混合すれば希薄すぎて燃焼できない。そのため、燃焼室ライナの前部では、燃料噴射ノズルの周囲のオリフィスの機能を持った旋回案内羽根（Swirler, スワラー） から、14 - 18:1程度の混合比になるように空気流量の25%程だけが燃焼室ライナで囲われた燃焼領域に取り込まれ、これは一次空気と呼んで区別される。残りの空気流量の75%程は二次空気と呼ばれ、燃焼室ライナの内部冷却と燃焼ガスの希釈、一次空気で完全燃焼しなかった燃料の二次燃焼に利用される。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
燃焼室は燃焼領域と混合・冷却領域に分けられており、燃焼室ライナの前部にある燃料噴射ノズルの周囲の旋回案内羽根により旋回渦（スワール）を形成することで、空気の流入速度の減少と火焔伝播速度の増加を図り、空気と燃料は混ざり合い燃焼することで燃焼領域を形成する。燃焼室ライナの冷却も兼ねた二次空気が、燃焼室ライナの孔からその後部にある燃焼領域の下流側に流入することで、混合・冷却領域を形成する。流入する二次空気の流れがその上流である燃焼領域内に環状渦を作り、これが火炎を持続させる効果を生む。混合・冷却領域では空燃比（重量比）が40 - 120:1となり、一次空気で燃焼しきれなかった燃料まで燃焼されると共に二次空気による希釈により出口温度を、後部にあるタービンのタービンノズルやブレードが部分的な高熱で損傷を受けないように許容する温度まで均一に下げる。燃焼直後の燃焼領域のガスは1,600 - 2,000℃程になるが、二次空気と混合希釈される混合・冷却領域で冷却されタービン入口直前では800 - 1,000℃前後まで低下する。
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
燃焼室直前の圧縮空気の流速は100 - 200m/sであるが、燃焼室ライナはその流れから火炎を保護し、部分的に10 - 20m/s程度に減速された燃焼領域を作り出す。燃焼室ケーシングと燃焼室ライナの間および燃焼室ライナに設けられた孔には空気が流れ、燃焼領域に流れる空気量が調節されるとともに高温に晒されるライナが冷却される。
燃料コントロール装置によって高圧に加圧され、なおかつ調整された燃料はノズルから噴射されて霧状にされる。始動時は圧縮空気の流れの中で、ノズル近くに位置する点火栓の電気火花によって霧状の燃料に点火される。一次空気の持っていた軸方向での運動量は旋回案内羽根によって旋回運動に変換され、燃料ノズルから噴射される霧状の燃料との混合とその初期燃焼に必要な時間だけ旋回しながら燃焼領域の前部を形成する。最初に点火栓によって点火された後は、火炎は自ら燃焼領域内で維持するため、電気火花は始動時だけ放たれる。
エンジンの停止時に燃料が燃焼室内に残留することで、次回の始動時に燃料過多となってホット・スタートや燃焼室の焼損の可能性があるため、底部にドレンバルブを設けてドレンタンクへ残留燃料を排出するようになっている。
ライナなどで構成される燃焼缶の形状と配置の違いによって燃焼室には3種類の形式が存在する。
カン型
ジェットエンジン ターボジェットエンジンの構成要素
カン型燃焼室 (Can type combustion chamber) では、複数の筒状の燃焼室ライナが輪状に等間隔で配置され、それを包むように燃焼室ケーシング（燃焼室ケース、Combustion case）も個別に設けられる。隣接する燃焼ライナー同士は、始動時に火炎を伝播させるためのインターコネクタと呼ばれる連結管でつながれており2ヶ所からの点火栓により全体に伝えられる。空間の無駄が大きく少し製造が複雑であり、燃焼ライナーごとで燃焼が不均等になりやすく燃焼室出口の温度分布が不均一となる上に燃焼効率も良くなく、高空などで気圧が低くなると燃焼が不安定となりフレーム・アウト（燃焼停止）が発生しやすい欠点などがあり、最近では使用されていない。反面強固な構造であり整備性は良い。
アニュラ型
アニュラ型燃焼室 (Annular type combustion chamber) は、燃焼室に単一のドーナツ状の燃焼室ライナを備えている。燃焼室ライナはおおむね円筒形の内外2枚の金属板より構成され、内側の2枚の間が燃焼領域となる。燃焼室ライナを包むように、燃焼室外側ケースと燃焼室内側ケースより構成される燃焼室ケーシングが設けられる。