ジェットエンジン
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。
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。
吸入した圧縮空気を原子炉の炉心で加熱し噴射する方式。1950年代のアメリカにおいて、ジェット推進装置を搭載した実験機X-6の開発が試みられた。しかし遮蔽試験機NB-36Hによる予備的試験のみで計画は終了した。排気に多大な放射性物質が含まれる危険がある事、気体の熱交換効率は液体と比べて小さい事、放射線遮蔽のため搭載機体の重量が増大する事が問題とされた。
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。
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。
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。
広義にジェットエンジンに分類できるものを以下に示す。
最初の機体は1910年にアンリ・コアンダが製作したコアンダ=1910であるが、これはまともな飛行を行うことなく事故で失われた。その後、革新技術としてジェットエンジンが希求されるようになってから現れたのがイタリアで1940年に初飛行したカプロニ・カンピーニ N.1である。第二次世界大戦中にも各国でモータージェット機がいくつか計画されているが、一応実機が完成したのは日本の桜花22型(ツ11搭載)と旧ソ連のMiG-13やSu-5くらいであった。
コアンダ効果が発見されるきっかけを作ったコアンダ=1910
当時「世界初のジェット機」として宣伝されたカプロニ・カンピーニ N.1
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。
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。
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。