ジェットエンジン
ブレードの取り付け部には高温で生じる不均一な膨張によって熱応力がかかるため、クリスマスツリーやファーツリーと呼ばれるジグザクに入り組んだ噛み合わせ形状によって、熱膨張に対しても適当な逃げを持ち、ブレード根本への応力歪の集中を防ぐ工夫がなされている。これを、ディスクの外周部の同一形状をした溝にはめ込んで、さらに、回転中にブレードが軸方向に抜け出ないようにリベットで固定されている。そのため、運転終了後にジェットエンジンが冷えるとクリスマスツリー部分の隙間が広がる仕組みになっている。
タービン・ノズル
タービン・ノズルはタービンの静翼であるノズル・ガイド・ベーンが多数環状に取り付けられている。動翼と同様に高温に曝されるために1段目や2段目までが空冷タービン翼構造になっているものが多い。
タービン・ケース
タービン部は熱による膨張と収縮によって各部の大きさと位置が変化し、特にブレードとケースの隙間はタービン効率に大きく影響する。タービン・ケースはエンジンの最大出力時にタービン・ブレードとの隙間が最小になるように設計されているが、巡航時等ではブレードに比べてケースの膨張が大きくなり、隙間が広がるため、アクティブ・クリアランス・コントロール・システムと呼ばれる、空気を吹き付けることでケースを冷却して適正な大きさにする仕組みが備わっている物が多い。
排気口または排気ノズル (exhaust nozzle) は排気ガスを整流し、吸気口とは逆に静圧を動圧に変えて気流速度を高める役割を担っている。亜音速機では、出口側でノズル径が小さくなるコンバージェントノズルが用いられる。超音速機では、亜音速飛行時にはコンバージェントノズルに、超音速飛行時にはコンバージェント・ダイバージェントノズル(ラバール・ノズル)になる可変ノズルが用いられ、いずれも原理は吸気口の場合の逆となる。高温の排気に晒されるため、材質と構造に高度な技術と設計が要求される。
新しい戦闘機の一部には、可変ノズルとはまた別に推力偏向ノズルを備えたものも存在するが、それらはノズル方向を変えることで推力の発生方向に自由度を持たせるものであり、従来の機体では不可能であったような機動を実現させている。
一部のターボジェットやターボファンはアフターバーナーアフターバーナーとはもともとゼネラル・エレクトリックでの呼称で、特許や商標としての競合を避けるためにロールス・ロイスではリヒート、プラット・アンド・ホイットニーではオーギュメンターという名称が使用されている。と呼ばれる仕組みを持つものがある。アフターバーナーでは、これに適するように延伸されデフューザーを備えた円筒状ノズルの上流部に燃料噴射ノズル、または燃料スプレーバーを設けて燃料をタービンからの排気に噴霧し、再び燃焼させることで推力を増しているレシプロ機関と異なりジェットエンジンでは、吸い込んだ空気の25%程しか酸素を利用していないため、排気中には75%ほどが残っている。。アフターバーナーは主に超音速飛行する航空機に搭載され、離陸時や緊急時の加速性の改善に使用され、超音速飛行のために使用されることもある。特にターボファンエンジンは排気流の速度が低く抑えられるため、アフターバーナーを追加する事によって高速性を補償するデフューザーによってガスの流速を落とす。ノズル内にはフレームホルダーも備える。アフターバーナーを使用しない間は、ノズルは排気ダクトとして働く。。
高温の排気に燃料を噴射するという仕組上、非常に燃料消費率が悪く、騒音や有害ガスの発生といったデメリットも大きい。超音速機であっても燃料の消費が大きいため、緊急時以外には超音速飛行は行わずに、亜音速/遷音速領域での加速性能の向上が主目的となっているものが多い。超音速巡航(スーパークルーズ)を実現するためには、アフターバーナーを使用せずに音速を突破できることが求められる傾向がある。
ほとんど全ての旅客機用ジェットエンジンと軍用エンジンのいくつかは、主に着陸滑走距離の短縮化のために逆推力装置や逆噴射装置、スラストリバーサと呼ばれる機構を備える「逆噴射装置」とも呼ばれるが、エンジン内の圧縮機とタービンが逆回転して吸気口と排気口が入れ替わるわけではない。。逆噴射装置はエンジン出力レバーに取付けてある逆推力レーバーを操作することで作動して、エンジン排気、またはファンによるバイパス流をエンジン前方に偏向することで後方への推力を発生させ、着陸時の機速を減少させるために用いられる。逆噴射装置により実際に利用できる逆推進力は離陸推力の40-50%である。機速を遅くなるまで使用していると、エンジン後部からの排気ガスが再びエンジンに吸入されることでエンジンが停止する再吸入ストールが発生する。
ターボジェットや低バイパス比のターボファンでは排気ノズルの後ろでハの字型スポイラー・ドアを展開するクラムシェル・ドア型や排気ノズルのケース側面にリバーサドアを取付けて、ブロッカドアが後部へ向かう空気の流れを遮断すると同時にリバーサドアのカウルが開いて、側面に開口部が生まれて、ここからカスケードベーンを介して偏向された高温排気そのものを斜め前方に偏向するターゲット型のタービン・リバーサが多い。一方、高バイパス比のターボファンではファンでバイパスした空気流のみを斜め前方に偏向するファン・リバーサが主体である。ファン・リバーサでは、エンジン・ナセルのファンケース側面にトランスレートカウル(リバーサドア)が取り付けられており、これと連動するブロッカドアが後部へ向かう空気の流れを遮断すると同時にトランスレートカウルが後方へスライドすることでファンケース側面に開口部が生まれ、ここからカスケードベーンを介して偏向されたファンエアが斜め前方に噴出される。高バイパス比ターボファンエンジンでは、タービン・リバーサの発生逆推力が全逆推力の20 - 30%程度であるのと、タービンからの高温高圧の排気にさらされるため故障発生率が高く、それを無くすことで故障発生率が減少し、エンジンの自体の重量が減少して燃料費の節減になることから、ファン・リバーサだけでタービン・リバーサを持たないものが多い。
なお、旅客機が空港でエプロンから離れる際にスラストリバーサによって後進を行うこと(パワーバック)も不可能ではないが、騒音問題や設備への悪影響、および舞い上がった異物を吸引してしまう危険性が懸念されるため、後進にスラストリバーサーを使用することは日本では禁止されている。米国でもエンジンが胴体後方についている旅客機で認められているに過ぎない。そのため旅客機の後退はトーイング・トラクタという大型自動車と前輪などを金属棒で接続しプッシュバックすることで行われ、タキシングの方向にあわせて機首の方向を変えられる。また、着陸時の使用でもエンジン内への異物混入の原因となるので、積雪などの場合を除き約60ノット(100km/h程度)まで減速したら使用を停止し、その後は車輪ブレーキを用いて減速・停止する。
エンジンの回転力を利用する補機の一群は、アクセサリー・ドライブ・ギア・ボックスという名前の単一ユニットでまとめられ、圧縮機かファンケースの下部や側面、又は上部といった位置に備えられている。圧縮機軸から傘歯車と垂直軸で構成されたギアボックス駆動軸を介して駆動される。多くの場合、以下の補機類が含まれる。
トランスファーギア・ボックス
主滑油ポンプ、排油ポンプ、滑油フィルタ、調圧弁
電動始動機(直流モーター)またはアルタネータ(発電機/電動スタータ)
ニューマテック・スターター(空気圧スタータ)
交流発電機とCSD(発電機定速駆動装置)
電動始動機、アルタネータ、ニューマテック・スターターはエンジン始動時において使用される始動装置(スタータ)である。燃料ポンプと燃料コントロール装置は燃料系統で使用される。主滑油ポンプ・排油ポンプ・滑油フィルタ・調圧弁は滑油系統で使用される。交流発電機とアルタネータの発電機での使用時では機体側への電気・電子系統への電力を供給するために使用され、CSDを介して一定の回転速度で回転する、油圧ポンプは機体側への油圧系統に圧力油を供給するために使用される。
エンジンによっては整備性などのために滑油ポンプ類をアクセサリー・ギア・ボックスには含まずに、別にギアで接続した形式のものもある。こういったエンジンとギアで接続された補機類を総称して「アクセサリー・ドライブ」と呼ぶ。
回転翼機のターボシャフトエンジンでは、エンジン停止時でも油圧による操縦性を維持しながらオートローテーションが行えるように、油圧ポンプはアクセサリー・ギア・ボックスには含まれずに、メインローター側のトランスミッションに接続されている。
エンジンを始動させるには、始動機を使用して圧縮機を外部から機械的に回転させ、燃料と空気を燃焼室に送り込み、そこで燃料と空気の混合気に点火して燃焼させた後に、エンジンが自立運転できるアイドリング速度まで圧縮機を回転させる。
通常はニューマテック・スタータと呼ばれる小型の空気タービンを機体に装備されたAPUからの高圧の圧縮空気で駆動するか、地上の設備設備からの高圧の圧縮空気を供給することで回転させる。ニューマテック・スタータには、軸流式とラジアル式があり、軸流式では、タービン翼車、遊星歯車減速機構、ラチェット歯車式クラッチ、出力軸から構成され、スターター空気閉止弁が開くと、高圧の圧縮空気がタービン翼車を通り、遊星歯車減速機構でタービン翼車出力軸の低トルク高回転を高トルク低回転に変換して出力軸に伝達する仕組みとなっており、エンジンの回転数が一定以上になると、遠心力によりラチェット歯車式クラッチのかみ合いが外れて、エンジンとニューマテック・スタータの機械的な繋がりが断たれる。また、スターター空気閉止弁は、ニューマテック・スタータの回転数が一定以上になると、内部のフライ・ウエイト開閉スイッチにより、自動的に閉じてニューマテック・スタータを安全に停止させる。両者ともアクセサリー・ドライブ・ギア・ボックスとギアボックス駆動軸を介して圧縮機軸を外部から機械的に回転させる。地上の設備からの高圧の圧縮空気を供給する場合では、それを作り出すコンプレッサは起動車に搭載されており、必要に応じて航空機に横付けし起動後は撤収する。
超軽量ジェット機等に搭載される小型エンジンには、ピストンエンジンの様にセルモーターで直接始動できる物もある。
エンジンの燃焼室内での燃料と空気による混合気への点火には、点火栓による電気火花により行われる。点火系統に使用されている電源には、機体に搭載されているバッテリーの直流28Vまたは機体の電気系統に使用されている交流115V400Hzが一般的に使用されており、点火装置の出力エネルギーの大きさはジュールで表される。点火系統はエンジンの始動または飛行中での燃焼室内の燃焼停止(フレームアウト)が発生した時の再着火に使用されており、エンジンが正常な運転状態になれば作動を停止している。また、点火系統には使用に時間的制限のある高エネルギー系統の間欠作動系統と時間的制限のない低エネルギー系統の連続作動系統とがあり、その2種類の系統を別々に組み込んでおいて始動時には間欠作動系統を使用し、離着陸中や着氷気象条件または荒天中の飛行では燃焼停止(フレームアウト)の予防に連続作動系統を使用して使い分けている場合と連続作動系統だけを組み込んで両者に対応している場合とがある。
実際の点火系統では、点火栓に高温高エネルギーの強力な電気火花を出力するため、機体側の低圧電源を高圧電源に変換するイグニッション・エキナイター、イグニッション・エキナイターと点火栓を接続している高圧電線のハイテンション・リード、先にある中心電極と円周電極との間のギャップが環状になっている点火栓で構成されており、イグニッション・エキナイター内の電気系統を2系統とし、そこから2本のハイテンション・リードを介して2本の点火栓に接続し、2系統でエンジンに装備することで、1つの系統が故障しても、もう一方の系統のみで点火ができるようにしている。
ジェットエンジンに使用されているオイル(潤滑油)は主にエンジン軸受部とアクセサリー・ドライブ・ギヤ・ボックス内にある補機駆動軸受部の潤滑と冷却で使用されており、搭載されたポンプを使用して供給する圧力給油方式である。滑油系統は圧力油系統・排油系統・ブリーザ系統の3つの系統と指示系統がある。
一定の温度と圧力とに保たれた潤滑油を所定の場所にある軸受部に適切な流量を供給する系統であり、人間の血液系統で言えば動脈に相当する系統である。この系統には、潤滑油を溜めとく滑油タンク、潤滑油を加圧する主滑油ポンプ、潤滑油中の不純物を取り除くフィルター、潤滑油圧力を一定に調整する圧力調整弁、潤滑油を冷却して滑油温度を一定に保つ滑油冷却器、一定流量の潤滑油を所定の軸受部に噴射する滑油ノズル、それらを互いに接続しているパイプ・ホース・その他の油路で構成されている。
軸受部での冷却と潤滑を終えた潤滑油を滑油タンクに戻す系統であり、人間の血液系統で言えば静脈に相当する系統である。この系統には、潤滑油を滑油タンクに戻す排油ポンプ、排油ポンプと滑油タンクとを結ぶパイプ・ホース・その他の油路で構成されている。
軸受部の圧力を常に大気圧にすることで、飛行中の高度変化に対応して、一定の差圧に保つことで、エンジンの潤滑油系統の適切な滑油流量と排油ポンプの機能を維持するものである。この系統には、各軸受部と大気への開口部とを結ぶパイプ・ホース・その他の油路と潤滑油が開口部から大気中に流出するのを防ぐとともに圧力だけを逃がす滑油分離器で構成されている。
エンジン内の滑油系統の作動状況を指示する系統であり、操縦席の計器盤に計器で指示する。一般には、滑油圧力計、滑油温度計、滑油容量計、低滑油圧力警報灯、主フィルター閉塞警報灯などがある。
潤滑油は滑油タンク→主滑油ポンプ→主フィルター→調整弁→滑油冷却器→各軸受部にあるフィルター→滑油ノズル→軸受部→排油ポンプ→滑油タンクの経路で循環する方式と滑油タンク→主滑油ポンプ→主フィルター→調整弁→各軸受部にあるフィルター→滑油ノズル→軸受部→排油ポンプ→滑油冷却器→滑油タンクの経路で循環する方式があり、前者は軸受部からの高温の排油が冷却されず直接に滑油タンクに戻る方式でありホット・タンク・システムと呼んでおり、後者は軸受部からの高温の排油が冷却された後に滑油タンクに戻る方式でありコールド・タンク・システムと呼んでいる。
ジェットエンジンは便宜的に以下のような種類に分けられる。
狭義のジェットエンジン(索引)
ターボジェットエンジン(ピュアジェットエンジン)
広義のジェットエンジン(索引)
(狭義のジェットエンジン分類される物。)
ターボ・ラムジェットエンジン(高バイパス比ターボジェット)
外部動力圧縮ジェットエンジン(モータージェット)
以下、上記の項目を個別に説明する。
タービンの回転力により圧縮機を駆動して空気を圧縮し、その燃焼によって得られる排気流のみで推力を得る純粋なジェット推進式エンジン。ガスタービン型のジェットエンジンとしては最も基本的なもので、フランク・ホイットルやハンス・フォン・オハインが製作した初期のジェットエンジンもこのタイプであり、第二次世界大戦前後に研究・開発が飛躍的に進んで一気に普及した。ただし、排気流速がエンジン搭載機の速度より遥かに大きいために効率が悪く、後述するターボファンエンジンが完成するとそれに取って代わられていった。ジェット流量が1軸式ガスタービンの回転数と一体となり出力調整が自由に出来ない。
1939年に初飛行したHe178への搭載に始まり、第二次世界大戦中にはドイツで未熟ながらも実用化された。初期のものは耐久時間が短く、低推力・高燃費で安全性にも問題を抱えていたが、朝鮮戦争が始まる1950年頃には一応完成の域に達し、1952年にはイギリスで世界初のジェット旅客機コメット1の運用が開始された。その後も改良が続けられアフターバーナーの使用と共に戦闘機や一部旅客機(コンコルド、Tu-144)の超音速飛行を可能たらしめたが、騒音や排煙(初期のジェット旅客機は黒煙を排出していた)、燃費の問題からターボプロップやターボファンが実用化されると順次交代していった。ベトナム戦争ではターボジェット戦闘機F-4やMiG-21が活躍するものの、それ以降は戦闘機といえど低バイパス比のターボファンが一般化し、現在では純粋なターボジェットの需要はほとんどなくなっている。
ターボジェットの吸気口近傍・圧縮機前方にファンを備えるエンジンで、ファンの外周部を通過する一部の流入空気は圧縮機以降に導かれずにコアエンジン外周部へバイパスされる。このファンはプロペラと類似の役割を担い、大部分の空気を飛行速度と同等の速さで排出することで効率の高い軸推力を得ている。ファン後流の一部はステータやファンダクトによってジェット推進力を得る。ファンを駆動する軸は一番内側に存在するコアエンジンとは別の同軸エンジンとみなすことが出来る。一般的には2軸式ガスタービンエンジンの後方の低圧タービンによってファンと低圧コンプレッサを駆動する。イギリスのロールスロイス社製の高バイパスターボファンエンジンは更に3軸目がファン駆動専用のフリータービンとなっている。基本原理はファン駆動用の別エンジンがコアエンジンと燃焼室と流体を共有しながら串刺しになっていて、コアエンジンの安定した持続運転とファン駆動力の出力調整を両立している。ファンにはプロペラのようなピッチを変更する機構はなく、減速機を介さずに2軸又は3軸目のタービン回転がそのまま伝達されるためプロペラに比べて回転速度は大きい。ターボジェットに比べて総排気流速度が低く抑えられるため、亜音速の輸送機に利用されている。ただし、後述するバイパス空気量の小さいターボファンはターボジェットの性格に近くなり、超音速ジェット戦闘機のエンジンとして主流となっている。
ターボファンの特徴をまとめるとターボジェットに比べて以下のようなメリットがある。
総合的な排気流速度は遅くなるものの、全体として流量が増えるため、結果的に推力が増大する。
燃焼に使わない空気を低速で排出して推力に利用するため、推進効率が良くなり燃費が向上する。
バイパス空気流が燃焼ガスを覆うため、騒音が抑えられる。
排気に含まれる酸素の割合が大きくなるので、アフターバーナー使用時の出力増大効果が高い(ただし、これは、アフターバーナー使用時の燃費の悪化がより著しい事をも意味する)。
前方にあるファンのみを通過して、エンジン本体の圧縮機に吸い込まれない空気量Waf をエンジン本体の圧縮機に吸い込まれる空気量Wap で割った値Waf/Wap をバイパス比 (By-Pass Ratio, BPR) と呼ぶ。例えばバイパス比5のエンジンならば、ファンだけを通過する空気量は圧縮機から燃焼室へと流れる空気量の5倍にあたる。この値は地上静止状態で定義される事が多く、実際には飛行マッハ数によって変化する。通常、バイパス比が高いほど燃費が良く、亜音速飛行に適した性能特性を持つ。
一般的に、バイパス比が1前後のものを低バイパス比、4以上のものを高バイパス比と呼ぶ場合が多い。初期にはバイパス比が小さいものしか製造できなかったが、今日ではバイパス比9に迫るエンジンが稼動しており、ボーイング787のような新型旅客機向けにバイパス比10を越えるものの開発も行われている。一方、戦闘機用のものはバイパス比が小さく、その値が1を切るものもある。
ターボファンの派生型として、現在JAXAで構想されているコア分離型超高バイパス比ターボファンエンジンといわれるものがある。これはファンとガスタービン部分(コアエンジン)を分離し、ガスタービン側で圧縮した空気をファンにバイパスして駆動しようというアイデアである。これにより10を越える高バイパス比が実現し、ファンのコントロールやレイアウトの自由度を増すことで複数のリフトファンおよび推進ファンの設置とそれらのスイッチングを行い、今までにない大型VTOL機を製作することも可能だとされている。
現在のジェット旅客機の多くが高バイパス比ターボファンを採用しているが、低バイパス比ターボファンを搭載した旅客機も近年まで製造され続けた。超音速飛行を行う戦闘機の場合、バイパス比の低い、より高速に適したものが採用されている。特に著しいのはF-22が装備するF119であり、バイパス比は約0.2と非常に小さい。これはアフターバーナーなしでの超音速巡航を可能にするためである。
低圧圧縮機の回転を遊星歯車により減速して、大型ファンの回転数を最適化したターボファンエンジン。従来の減速ギヤーを備えないターボファンエンジンにおいては、小さな圧縮機のタービンと大きなファンを同じ回転軸で駆動しているために、回転数は同期したものとなる。そのため、バイパス比が拡大し、ファンの直径が大きくなるに従って、タービンの高回転数はファンの効率的な出力を生み出す回転数よりも高いものとなり、必ずしも適していない回転数によるファン効率の低下が現れるようになる。減速ギヤーを備えたギヤードターボファンエンジン (Geared turbo-fan engine, GTF) では、それぞれの回転軸を最適な比率で回転させ、ファンの回転数を抑えることで、大きなファンにより高バイパス化エンジンにおいても効率が最適化できる。
Mitsubishi SpaceJet、エアバス A320neo、ボンバルディア Cシリーズ、イルクート MS-21、エンブラエル E-Jet E2で採用されている。
ターボジェットやターボファンと同じくガスタービンを備えるが、その出力のほぼ全て(約90%)をプロペラの駆動に使うエンジン。タービンで得られる出力の一部は圧縮機の駆動に使われるが、残りは減速機を介してプロペラを回転させる。このプロペラによる推力が大部分を占める(ジェット排気による推力も10%程度あるとされる)。つまりジェット推進というよりは等速可変ピッチプロペラ用の動力源であり、特徴もそれに準じる。等速でよいということなので初期のターボプロップエンジンは1軸式のものもあったが、現在ではほとんど2軸式のターボファンに似た構成になっている。たとえ回転数が一定でも出力調整ができるからである。
ただし、レシプロエンジン駆動のプロペラ機に比べると出力は格段に大きく(軸出力が10,000hpを超えるものもある)、高高度での飛行もレシプロエンジンよりは得意である。
ターボプロップには以下のような特徴がある。
亜音速域ではターボファンエンジンよりも燃費に優れ、マッハ0.6程度までの速度域での飛行に適する。
ターボファンよりも推力が小さい。
ターボファンに比べ高速および高高度での飛行には適さない。
プロペラはファンに比べて低速回転であるため、ターボファンよりも高周波の騒音を出さない。
総じてプロペラは、直径が大きいほど効率が良い。ターボファンのファンを「半径が小さいプロペラ」とみなせば、断然ターボプロップのほうが効率が良い事を意味する。ただし、プロペラは音速に近づいたあたりから効率が悪化し、直径の大きなプロペラは外周部分から音速に達する。よって高速域においては、ターボファンのほうがより効率が良い。
亜音速域での燃費もターボファンの進化により優位性は少なくなっている。
出力単位は軸馬力 (shaft horse power, shp) で表すが、排気推力を併せた総計等価出力 (effective horse power, ehp) で表す場合もある。
巡航速度ではターボファン機に劣るものの短距離における燃費の良さや短い滑走路でも離着陸が可能な点を活かし、小規模の航空会社による地域空港からハブ空港への運行など、採算性は悪いが一定の利用者が存在する中・近距離の路線向けの中・小型の旅客機(ミニ・エアライナー)に採用されている。
アメリカでは航空路が自由化された1978年以降に需要が急増し市場も急成長した。日本では離島と本州を結ぶ路線を中心にサーブ340BやDHC-8 Q300/Q400が就航している。また戦後唯一の日本製旅客機YS-11もターボプロップ機であった。
軍用機としてはターボプロップを装備したC-130輸送機とP-3Cは世界中の軍で使用されている(民間型も存在)。C-130は燃費の良さからだけの選択ではなく、ターボファンよりも排気の温度 (EGT; Exhaust gas temperature) が格段に低いことを活かし、赤外線追尾式の地対空ミサイルから捕捉されにくくすることも意図されている。P-3Cは対潜哨戒のためエンジン停止を含むロイター飛行による低速での長時間飛行、目的海域上空への移動時に必要な速力、ジェット機と燃料を共通化できるという点が評価されている。
特徴的なターボプロップ機として、旧ソ連が開発したTu-95爆撃機が挙げられる。2重反転プロペラを採用して最高速度は900km/h台に達し、「世界最速のプロペラ機」として知られた。この速度域ではターボファンのほうが効率は良いが、開発当時はまだターボファンは実用化されていなかったため、ターボプロップの性能を極限まで引き出す形になった。アメリカのB-52爆撃機も同様にターボプロップを搭載しようとしていたが断念し、ターボジェットが採用された。
現在ではターボファンでもターボプロップに迫る燃費を達成できるため、ミニ・エアライナーはリージョナルジェットに置き換わりつつあり、軍用機市場もP-8やP-1などターボファン機が後継として選ばれている。
ギヤードターボファンエンジンがターボファンエンジンから派生したエンジンであるに対し、プロップファンエンジンはターボプロップエンジンから派生したものである。プロペラの翅の枚数を増やしさらにトルク相殺の為に二重反転プロペラにして(単にプロペラを換装して一重プロペラの翅の枚数を増やしただけのものもある)極限まで効率の向上を追求した一種にプロップファン(アドバンスド・ターボプロップ (Advanced Turbo Prop, ATP) とも)がある。これは圧縮機の外周部(ナセル外側)に薄くて強い後退角を有する、径が小さめのプロペラ(可変ピッチ機構付き)を備えるもので、プロペラ端で発生する衝撃波を抑えつつ高速(マッハ0.8程度)と高効率を両立させようとしたものである。1980年代の原油価格の高騰に触発されて各所で研究開発が行われたが、プロペラの振動など解決すべき技術的課題のためにそのメリットがかすみ、通常のターボファンの性能向上(高バイパス比の実現)とともに開発は放棄されていった。数少ない実用例の一つにウクライナの輸送機An-70がある。
圧縮機駆動用のタービンと別に、出力専用のタービン(フリータービン)を備える純粋なガスタービンエンジン。フリータービンにより取り出された出力はシャフトと減速機を介して駆動力となる。ヘリコプターやプロペラ機、船舶、戦車といった乗り物やコジェネレーション用発電機の動力として利用されている。
回転翼を駆動する航空機用エンジンとして使われる時もジェット推進を使わないのでジェットエンジンとは呼ばない(ベル社が206シリーズ時代に「ジェットヘリ」という商標を使っていたために「ジェットエンジン」だという誤解が広まったが、単にベル社のヘリコプターの商標であって、エンジンは「ジェットエンジン」ではない)。
ターボプロップとほぼ同じ構造を持つが、フリータービンのため回転数と出力調整の幅が大きく取れる利点がある(ターボプロップは等速プロペラを前提としている)。また、エンジンの始動時のスタータの負荷を減らせられる利点もある。ターボシャフトエンジンは最も汎用的なガスタービンエンジンである。航空機以外の動力源では単にそう記載されることも多い。
主にヘリコプターのローターの動力として広く用いられているが、その理由は多発エンジンでもパワートレインを共有しているためにエンジンの単発停止時に他のエンジンを道連れにしないためである。フリータービンにしないと生き残ったエンジンが死んだエンジンのコンプレッサーまで駆動することになり、一緒にエンジンストールする可能性が高くなる。フリータービンを用いたターボシャフトエンジンは生き残った側の負担増にも粘り強く耐えられるし、停止した側も他者に過大な負担をかけない。パイロットは時間的な余裕があるので停止したエンジンを完全にパワートレインから分離する操作も容易に出来る。