ジェットエンジン（）とは、外部から取り込んだ空気を利用すること、および噴流（ジェット）を直接的に生成することをともに満たし、ジェットに起因する反作用を推進に直接利用する熱機関である。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。より具体的には、噴流が生み出す運動量変化による反作用（反動）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、直接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定義されているわけではない。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）も、通常はジェットエンジンには含めない。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。その代わりにロケットエンジンの燃焼器より前に噴流は全くない。そのため吸気側の噴流も推進力に利用するジェットエンジンと比較して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のほとんど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。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る。このため、連続的にガスジェットを生成できることが好都合であるが、実際にはタービンを使わないジェットエンジンも多数あり、タービンの有無はジェットエンジンであるか否かの本質とは関係ない。ただしガスタービン原動機を使うことで、回転翼推力とジェット推力の複合出力エンジンとして様々な最適化が可能になり、複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、ジェットエンジンは基本的には内燃機関であるが、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のジェットエンジンも存在しうる。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、自身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。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）。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 (John Barber) 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 () が初めて実動させることに成功した。主な困難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。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。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。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ジェット軍用機Me262や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。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 formula_1、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。プロペラ推進では主に質量流量 formula_1 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）formula_1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）。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え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、現代の殆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 formula_1 を増大させる手法も併用されている。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為、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、単位はポンド（Ibf）またはキログラム（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"F" （kgfまたはIbf）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"F" は、以下のようになる。ここで、である。ここで、である。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。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。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。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、燃料ノルズで構成されており、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→燃料ノルズとなっている。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。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、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。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 vaive）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。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。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ルズ、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。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。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。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。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その孔には空気が流れ、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スワラー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4種類の形式が存在する。初期のジェットエンジンではカン型が、1960年代にはカニュラ型が採用されていたが、現在では一般的にアニュラ型が主流である。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は小型ターボプロップやターボシャフトで多用され、一部の小型ターボファンにも使用されており、アニュラ型、カニュラ型、カン型のいずれにも適用可能であり、エンジンの小型化が最大の長所である。燃焼室の性能は「燃焼効率」と「圧力損失」「燃焼負荷率」「燃焼安定性」「出口温度分布」「高空再着火性能」「有害廃出物」で示される。タービン (Turbine) は燃焼室を出た高温高圧ガスを膨張させ、その熱エネルギーを圧縮機やファンなどが回転するための機械仕事として取り出すための機構である。タービンは大きく分けてラジアル・タービン（Radial Flow Turbine）と軸流タービン（Axial Flow Turbine）の2種類がある。タービンは過酷な環境の中で動作させるためにさまざまな工夫を必要とし、エンジンの他の部分に比べて入念な検査と頻繁な交換が行われる。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発生方向に自由度を持たせ、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すものである。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。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。これはエンジン排気、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、着陸時の機体を減速させるために用いられる。ターボジェットや低バイパス比のターボファンではノズルの後ろでハの字型ドアを展開し、高温排気そのものを斜め前方に偏向するクラムシェル・ドア型や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によっ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、ファン・リバーサの前方推力がタービン・リバーサの20 - 30%程度であるため、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・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。多くの場合、以下の補機類が含まれる。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。また、圧縮機の高圧部から空気（ブリードエア）を取り出し防氷や空調、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する。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。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。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。前方にあるファンのみを通過しエンジンの圧縮機に吸い込まれない空気量"Waf" をエンジン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。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。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。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。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）。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。近年ではティルトローター（V-22など）にも採用され、アメリカ陸軍の戦車M1エイブラムスや海上自衛隊のこんごう型護衛艦や水中翼船1号型ミサイル艇、LCAC等も駆動力としてターボシャフトを用いている。羽根車を用いないのでガスタービンエンジンではないがジェットエンジンの一つで、機械的な圧縮機を使用することなく、吸気口前面に生ずるラム (ram) 圧により圧縮された空気に燃料を吹き付けて燃焼させ、推力を得る方式のエンジン。吸気口から突出した前後に可動するスパイクを有しており、そのスパイク先端で発生させた衝撃波面をエンジンナセルに接するように制御する。こうして生じた衝撃波面の後方では亜音速の空気流が生まれ、非常に高い動圧が静圧へと変換される（ほぼ等エントロピーでの圧縮が行われる）。マッハ3から5程度の極超音速飛行に向く出力特性を持っているが、高速の空気流の衝突を前提としているため、機速が設計速度を下回ると著しく効率が悪化して充分な推力を発生することができない（もちろん静止時は動作しない）。そのために設計速度域へ到達させるための推進系が別途必要となる。この別の推進系としてはロケットやターボジェット（後述）が使用されている。ラムジェットエンジンの内部にターボジェットと同等の機構を取り付け、ラムジェットが作動する高速に達するまではターボジェットとして機能する形式のエンジン。もしくはターボジェットの外周部にラムジェットの機能を付加する形式ともいえ、高バイパス比ターボジェット (high-bypass-ratio turbojet) とも呼ばれる。流入空気をターボジェットへ回すか、完全にバイパスしてラムジェットとして機能させるかを飛行速度に応じてバイパスフラップで制御する。SR-71とその原型機（A-12やYF-12）に搭載されたプラット・アンド・ホイットニー J58シリーズをターボラムジェットエンジンに分類している事例が多く見られる。超音速飛行時にJ58はインレット部の空気吸入・圧縮で出力の8割を生み出す。しかし、超音速機においてインレットで推力が発生する事例は珍しくない。またJ58においてもインレット部で燃焼を行うわけではなく、燃焼室に等エントロピ圧縮された空気が供給されるわけでもない。製造元のPratt & Whitney社はJ58をターボジェットと分類している。なお、ターボ・ラムジェット機としてしばしばMiG-25が挙げられることがある。しかしこれは誤りであり、同機は3000km/hの高速飛行時に得られるラム圧を考慮して圧縮機の圧縮比を低く抑えてあるだけで、ラムジェットとしてのエンジン動作は行っていない。スーパーソニック・コンバスチョン・ラムジェット (supersonic combustion ramjet) を略してスクラムジェットと呼ぶ。基本的にはラムジェットと同じ発想のエンジンであるが、ラムジェットよりもより高速域で作動する事を前提とし、そのためエンジン内に吸入された空気流が、加圧された後もなお、超音速流が保たれる点が通常のラムジェットと異なる。空気流が高速であるため、燃焼が緩やかな場合は燃焼が終了しないうちにエンジン外に排出される事になる。そのためスクラムジェットエンジンの場合は速やかな燃焼を実現する必要がある。そのための燃料としては、現在は主に水素が用いられ、今のところ動作時間は数十秒が限度である（ただしそれでも大きな加速力を得ることができる）。極超音速での動作を目的としており、単段式宇宙往還機 (SSTO) を実現するための要素技術の一つとされる。ラムジェットエンジンの内部に、固体燃料ロケットエンジンの固体燃料を充填したもの。固体燃料が存在する間はロケットエンジンとして動作するが、燃料を燃やし尽くすとその後はラムジェットエンジンとして動作する。ミサイルにおいて採用される。P-800オーニクスやKh-31など。空気取り入れ口に設けられたシャッターを高速で開閉することにより、燃焼過程と排気・吸気が交互かつ間欠的に行われる方式のエンジン。空気の圧縮には燃料の着火により生じる衝撃波の一種（爆轟波やデトネーションパルスと呼ばれる）によって発生する高圧を利用する。構造がきわめて単純なために製造コストが安く済むが、シャッターの開閉と燃料噴射・点火のタイミング制御が開発当初は課題となった。間欠吸排気に由来する独特の排気音が特徴である。エンジン全体がU字型をした、シャッター（バルブ）の無いバルブレス・パルスジェットエンジンもある。どちらも振動や騒音が大きく燃費も悪いため、圧縮機を備えたガスタービン型のジェットエンジンの登場と共に開発されることはなくなった。ジェットエンジンの黎明期に存在した圧縮機を外部動力（通常はレシプロエンジン）で駆動する形式のエンジンで、タービンは持たない。モータージェットやサーモジェット（セコンド・カンピニによる命名）と呼ばれた。ガスタービンエンジンの実現が困難であった時期に考案・試作されたが、燃焼ガスにより得られる推力はごく小さく、レシプロエンジン駆動のプロペラ推進に及ぶものではなかったために計画や実験の段階で開発が放棄されたものが多い。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。ジェット排気の方向を偏向したり、排気流もしくはバイパスした圧縮空気流を翼近傍に吹き付けてフラップの効果を高めるためのいくつかの装置が実用されている。それらは主に翼上面の気流を増速してその剥離を遅らせること（境界層制御）で高揚力を発生させる。代表的なものにジェットフラップ（排気方向を偏向する）、インターナリーブロウンフラップ (Internally Blown Flap, IBF)（圧縮空気を翼上面から吹き出す）、エクスターナリーブロウンフラップ (Externally Blown Flap, EBF)（排気流を翼下面から後縁フラップに吹き付ける）、アッパーサーフェスブローイング (Upper Surface Blowing, USB)（排気流を翼上面に沿って吹き付け、コアンダ効果を利用して後縁フラップ端まで気流の剥離を遅らせる）がある。

出典:wikipedia