空気吸入式ジェットエンジン

エアブリージングジェットエンジン（またはダクトジェットエンジン）は、ジェット推進力を供給する排気ガスが大気中の空気であるジェットエンジンであり、^[1]推進ノズルを通して取り込まれ、圧縮され、加熱され、大気圧まで膨張します。^[2]圧縮は、オリジナルのターボジェットや新しいターボファンのようにガスタービンによって提供される場合もあれば、^{[3] [4]}ラムジェットやパルスジェットのように、車両の速度のラム圧のみから生じる場合もあります。^[5]

実用的な空気吸入式ジェットエンジンはすべて、燃料を燃焼させて空気を加熱します。^[1]あるいは、原子力ジェットエンジンのように熱交換器を使用することもできます。^[6]現代のジェットエンジンのほとんどはターボファンで、ガスタービンによって供給される推力がダクトファンを通過するバイパス空気によって増強されるため、ターボジェットよりも燃料効率が優れています。^[4]

最初の空気吸入式ガスタービンジェットエンジンはターボジェットでした。^{[3]これは、}イギリスのフランク・ホイットルとドイツのハンス・フォン・オハインの2人のエンジニアによって実現された概念でした。ターボジェットは空気を圧縮して加熱し、それを高速で高温のジェットとして排出して推力を生み出します。これらのエンジンは高い推力レベルを生み出すことができますが、ジェット排気の低質量流量と高速特性のため、非常に高速（マッハ1以上）で最も効率的です。

現代のターボファンはターボジェットの発展型で、基本的にはファン ステージと呼ばれる新しいセクションを含むターボジェットです。ターボジェットのようにすべての排気ガスを使用して直接推力を得るのではなく、ターボファン エンジンはエンジン内の排気ガスから一部の動力を抽出し、それを使用してファン ステージを駆動します。ファン ステージは、ダクトを通して大量の空気を加速し、エンジン コア(エンジンの実際のガス タービン コンポーネント) をバイパスして、後部でジェットとして排出し、推力を生み出します。ファン ステージを通過した空気の一部は、後部にダクトで送られるのではなく、エンジン コアに入り、圧縮および加熱されます。エネルギーの一部は抽出されてコンプレッサーとファンを駆動し、残りは後部で排出されます。この高速で高温のガス排気は、ファン ステージからの低速で冷たい空気の排気と混ざり合い、両方がエンジン全体の推力に寄与します。エンジン コアの周囲をバイパスされる冷たい空気の割合に応じて、ターボファンは、低バイパス エンジン、高バイパス エンジン、または超高バイパスエンジンと呼ばれることがあります。

低バイパスエンジンは最初に製造されたターボファンエンジンであり、その推力の大部分はコアの高温の排気ガスから得られ、ファン段はこれを補助するだけです。これらのエンジンは、前面面積が小さいため超音速でのラム抵抗が少なくなり、エンジンによって生成された推力の大部分を航空機の推進に使用できるため、現在でも軍用戦闘機でよく見られます。比較的高い騒音レベルと亜音速燃料消費量はこのような用途では許容範囲であると考えられていますが、第1世代のターボファン旅客機は低バイパスエンジンを使用していましたが、その高い騒音レベルと燃料消費量のために、大型航空機には好まれなくなりました。高バイパスエンジンはファン段がはるかに大きく、その推力の大部分はファンのダクト空気から得られます。エンジンコアはファン段に電力を供給し、エンジンコア排気流から得られる推力は全体の推力の一部にすぎません。

過去数十年にわたり、非常にバイパスの高いエンジンへの移行が進んでおり、これは、一般的に最新の高効率の2軸または3軸設計であるエンジンコア自体よりもはるかに大きなファンを使用するものです。この高い効率と出力により、このような大型ファンが実現可能となり、利用可能な推力の増加（ロールスロイストレントXWBやゼネラルエレクトリック GENxなどのエンジンでは、エンジンあたり最大75,000ポンド）により、エアバス A350やボーイング777などの大型双発機への移行が可能になり、さらに、以前は3発または4発機の領域であった長距離の海上ルートで双発機が運航できるようになりました。

ジェットエンジンは航空機の動力源として設計されたが、スピード記録に挑戦するジェットカーやジェットボートの動力源として使用され、さらに鉄道では操車場の分岐器から雪や氷を取り除くために（特別な貨車に搭載）、レース場では雨が降った後に線路の表面を乾かすために（ジェット排気ガスを線路の表面に吹き付ける特別なトラックに搭載）といった商業用途にも使用されている。

空気吸入式ジェットエンジンは、ほとんどの場合、エンジン内部の燃料の燃焼から推進力を得る内燃機関です。大気中に存在する酸素は、燃料源（通常は炭化水素ベースのジェット燃料）を酸化するために使用されます。^{[1]燃焼混合物は体積が大きく膨張し、加熱された空気を}推進ノズルから押し出します。

ガスタービン駆動ジェットエンジン:

• ターボジェット
• ターボファン

ラム駆動ジェットエンジン:

• ラムジェット
• スクラムジェット

パルス燃焼ジェットエンジン:

• パルスデトネーションエンジン
• パルスジェットエンジン
• モータージェット

1930年代後半、 イギリスのフランク・ホイットルとドイツのハンス・フォン・オハインの2人のエンジニアが、ターボジェットのコンセプトを独自に開発し、実用的なエンジンを開発しました。

ターボジェットは、吸気口、コンプレッサー、燃焼器、タービン（コンプレッサーを駆動する）、推進ノズルで構成されています。圧縮された空気は燃焼器で加熱され、タービンを通過し、ノズルで膨張して高速推進ジェットを生成します^[3]

ターボジェットはマッハ2以下では推進効率が低く^[要出典]、また、排気速度が非常に速いため、ジェット騒音がかなり発生します。現代のジェット推進航空機はターボファンエンジンで駆動されています。これらのエンジンは排気速度が低いため、ジェット騒音が少なく、燃料消費量も少なくなります。ターボジェットは、排気速度が高く、正面面積が小さいため抗力が小さく、比較的単純なためコストが安いため 、中距離巡航ミサイルの動力源として今でも使用されています^{[要出典] 。}

現代のジェット エンジンのほとんどはターボファンです。低圧コンプレッサー (LPC) は、通常ファンと呼ばれ、バイパス ダクトに空気を圧縮し、その内部でコア コンプレッサーを過給します。ファンは、多くの場合、多段コア LPC の不可欠な部分です。バイパス気流は、別の「コールド ノズル」に流れるか、低圧タービン排気ガスと混合されてから、「混流ノズル」を通って膨張します。

1960 年代には、一部の (超音速) 用途でアフターバーニングが使用されることを除けば、民間用ジェット エンジンと軍用ジェット エンジンの間にはほとんど違いがありませんでした。今日では、ターボファンが旅客機に使用されています。これは、ターボファンの排気速度が旅客機の亜音速飛行速度によく適合しているからです。旅客機の飛行速度では、ターボジェット エンジンの排気速度は過度に速く、エネルギーを無駄にします。ターボファンの排気速度が低いほど、燃料消費量は少なくなります。ファンからの気流が増加すると、低速での推力が高くなります。排気速度が低いと、ジェット ノイズも大幅に低くなります。

比較的大きな前面ファンには、いくつかの効果があります。同じ推力のターボジェットと比較すると、ターボファンは空気の質量流量がはるかに大きく、バイパスダクトを通る流れが推力のかなりの部分を生み出します。ダクト内の追加の空気は点火されていないため速度は遅くなりますが、この推力を得るために追加の燃料は必要ありません。代わりに、エネルギーは中央コアから取り出されるため、排気速度も低下します。そのため、混合排気の平均速度が低下し (低比推力)、エネルギーの無駄が少なくなりますが、最高速度が低下します。全体として、ターボファンははるかに燃料効率が良く、静音性も高く、ファンによって低速時により大きな正味推力が得られることが判明しています。

そのため、今日の民間用ターボファンは、ジェット騒音を最小限に抑え、燃料効率を向上させるために、排気速度が低くなっています（低比推力- 純推力を空気流量で割った値） 。その結果、バイパス比（バイパス流量をコア流量で割った値）は比較的高く（4:1から8:1の比率が一般的）、ロールスロイストレントXWBでは10:1に近づいています。^[7]比推力が低いということはファン圧力比が低いことを意味するため、必要なファン段は1段のみです。

民間航空機のターボファンは、通常、非常に大きなファンを収容するために前面領域がかなり大きくなっています。これは、その設計により、コアをバイパスする空気の質量が非常に大きくなるため、これらの効果を活用できるからです。一方、軍用航空機では、騒音や効率よりも性能や抗力が重視されるため、コアをバイパスする空気の量は少なくなります。亜音速の民間航空機用に設計されたターボファンにも、通常は前面ファンが 1 つしかありません。これは、少量の空気を大幅に圧縮するのではなく、適度に圧縮された大量の追加の空気によって追加の推力が発生するためです。

しかし、軍用ターボファンは、一定の正面面積で推力を最大化するために、比較的高い比推力を持ち、ジェット騒音は民間用途に比べて軍用ではそれほど問題になりません。通常、高い比推力に必要な比較的高いファン圧力比に達するには、多段ファンが必要です。タービン入口温度が高くなることがよくありますが、バイパス比は低くなる傾向があり、通常は 2.0 より大幅に低くなります。

ターボプロップエンジンはジェット エンジンの派生型で、やはりガス タービンです。高温の排気ジェットから仕事を抽出して回転軸を回転させ、その回転軸を他の手段で推力を発生させます。ターボプロップは推力を発生させるために補助機構を使用する点で厳密にはジェット エンジンではありませんが、他のタービン ベースのジェット エンジンと非常によく似ており、そのように説明されることがよくあります。

ターボプロップエンジンでは、エンジンの推力の一部は、高速ジェット排気だけに頼るのではなく、プロペラを回転させることによって生み出されます。双方向で推力を生み出すターボプロップは、ハイブリッドジェットエンジンの一種と呼ばれることもあります。ターボファンとは異なり、ダクテッドファンではなく従来のプロペラが推力の大部分を生み出します。ほとんどのターボプロップは、タービンとプロペラの間にギア減速機構を使用します。（ギア付きターボファンもギア減速機構を備えていますが、あまり一般的ではありません。）高温ジェット排気は推力の重要な一部であり、最大推力は2つの推力寄与を一致させることによって得られます。^[8] ターボプロップは、プロペラ効率が高い低速ではターボジェットやターボファンよりも一般的に優れた性能を発揮しますが、高速になると次第に騒音が大きくなり、効率が悪くなります。^[9]

ターボシャフトエンジンはターボプロップエンジンと非常によく似ていますが、排気中のほぼすべてのエネルギーが回転シャフトを回転させるために抽出され、プロペラではなく機械の動力として使用されるという点で異なります。そのため、ジェット推力はほとんど発生せず、ヘリコプターの動力源としてよく使用されます。^[10]

プロップファンエンジン（「アンダクテッドファン」、「オープンローター」、「超高バイパス」とも呼ばれる）は、ターボプロップエンジンと同様に、ガスジェネレーターを使用して露出ファンに電力を供給するジェットエンジンです。ターボプロップエンジンと同様に、プロップファンは排気ジェットではなくプロペラからほとんどの推力を生成します。ターボプロップとプロップファンの設計の主な違いは、プロップファンのプロペラブレードが大きくスイープされているため、マッハ0.8前後の速度で動作できることです。これは、現代の商用ターボファンと競合します。これらのエンジンは、ターボプロップの燃料効率の利点と商用ターボファンの性能を備えています。^[11]プロップファンについては、かなりの研究とテスト（飛行テストを含む）が行われてきましたが、生産に入ったものはありません。

ターボファン、ターボプロップ、ターボシャフトを含むターボジェットの主要コンポーネント:

• 空気取り入れ口（インレット)– 亜音速航空機の場合、インレットは、正面以外の方向から空気がインレットに近づいてくる場合でも、エンジンへのスムーズな空気の流れを確保するために必要なダクトです。これは、地上では横風によって、飛行中は航空機のピッチとヨーの動きによって発生します。ダクトの長さは、抗力と重量を減らすために最小限に抑えられています。^[12]空気は音速の約半分の速度でコンプレッサーに入るため、これよりも遅い飛行速度では流れはインレットに沿って加速され、速い飛行速度では減速します。したがって、インレットの内部プロファイルは、過度の損失なしに加速流と拡散流の両方に対応する必要があります。超音速航空機の場合、インレットには、超音速の流れが減速したときに形成される最も効率的な一連の衝撃波をがあります。空気は衝撃波を介して飛行速度から亜音速まで減速し、次にインレットの亜音速部分を通ってコンプレッサーで音速の約半分まで減速します。衝撃波の特定のシステムは、コストや運用上のニーズなどの多くの制約を考慮して、損失を最小限に抑え、コンプレッサーでの圧力回復を最大化するために選択されます。^[13]
• コンプレッサー またはファン– コンプレッサーは複数のステージで構成されています。各ステージは回転ブレードと固定ステーターまたはベーンで構成されています。空気がコンプレッサーを通過すると、圧力と温度が上昇します。コンプレッサーを駆動する電力はシャフトのタービン(下記参照)。
• バイパスダクトは、ファンからの流れを最小限の損失でバイパス推進ノズルに送ります。あるいは、ファンの流れをタービン排気と混合してから、単一の推進ノズルに入ることもできます。別の配置では、ミキサーとノズルの間にアフターバーナーを設置することもできます。
• シャフト– シャフトはタービンコンプレッサーに、エンジンの全長の大部分を占めます。独立した速度で回転する同心シャフトが 3 つあり、タービンとコンプレッサーのセットの数も同じです。タービンの冷却空気は、コンプレッサーからシャフトを通って流れます。
• ディフューザー部：ディフューザーはコンプレッサーからの吐出空気を減速し、燃焼器内の流量損失を減らします。空気の速度を遅くすることは燃焼炎を安定させるためにも必要であり、静圧が高くなると燃焼効率。^[14]

• 燃焼器または燃焼室- 燃料は、エンジン始動時に最初に点火された後、継続的に燃焼します。

• タービン– タービンは、風車のように機能する一連のブレード付きディスクで、燃焼器から出る高温ガスからエネルギーを抽出します。このエネルギーの一部は、コンプレッサーの駆動に使用されます。ターボプロップ、ターボシャフト、ターボファン エンジンには、プロペラ、バイパス ファン、またはヘリコプターのローターを駆動するための追加のタービン ステージがあります。フリー タービンでは、 コンプレッサーを駆動するタービンは、プロペラまたはヘリコプターのローターを駆動するタービンとは独立して回転します。コンプレッサーから抽出された冷却空気は、タービン ブレード、ベーン、およびディスクを冷却するために使用され、同じタービン材料温度でタービン入口ガス温度を高くすることができます。**

  

• アフターバーナーまたはリヒート(イギリス) - (主に軍事用) ジェットパイプで燃料を燃焼させることにより、追加の推力を生成します。タービン排気ガスのこの再加熱により、推進ノズルの入口温度と排気速度が上昇します。排気ガスのより高い比容積に対応するために、ノズル面積が拡大されます。これにより、エンジンを通る空気の流れが同じまま維持され、動作特性が変化しないことが保証されます。

• 排気またはノズル– タービンの排気ガスは推進ノズルを通過して高速ジェットを生成します。ノズルは通常、一定の流れ面積を持つ収束型です。
• 超音速ノズル- ノズル圧力比 (ノズル入口圧力/周囲圧力) が高い場合は、収束拡散 (ラバル) ノズルが使用されます。大気圧と超音速ガス速度への膨張はスロートの下流まで続き、より大きな推力を生み出します。

上記のさまざまなコンポーネントは、最高の効率や性能を生み出すためにどのように組み合わせるかという制約があります。エンジンの性能と効率は、決して単独で考えることはできません。たとえば、超音速ジェット エンジンの燃料/距離効率はマッハ 2 付近で最大になりますが、エンジンを搭載した乗り物の抗力は 2 乗則で増加し、遷音速領域ではさらに大きな抗力が発生します。したがって、乗り物全体の最高の燃料効率は、通常マッハ 0.85 付近になります。

エンジンをその用途に合わせて最適化するには、吸気口の設計、全体サイズ、コンプレッサー段数（ブレードセット数）、燃料タイプ、排気段数、部品の冶金、バイパス空気使用量、バイパス空気導入場所、その他多くの要素が重要です。一例として、吸気口の設計が挙げられます。

一般的な空気吸入式ジェットエンジンの熱力学は、空気吸入式ジェットエンジンなどの基礎となるガスタービンエンジンの仕組みを説明する熱力学サイクルであるブレイトンサイクルによって近似的にモデル化される。このサイクルは、これを開発したアメリカ人エンジニアのジョージ・ブレイトン（1830年 - 1892年）にちなんで名付けられたが、もともとは1791年にイギリス人のジョン・バーバーによって提案され特許を取得している。 ^[2]ジュールサイクルと呼ばれることもある。

ジェット エンジンの公称正味推力は、通常、国際標準大気 (ISA) または暑い日の状態 (例: ISA+10 °C) のいずれかにおける海面静圧 (SLS) 状態を指します。たとえば、GE90-76B の離陸静推力は、SLS、ISA+15 °C で 76,000 lbf (360 kN) です。

当然、高度が上がると空気密度が低くなるため、純推力は減少します。ただし、飛行速度の影響もあります。

当初、航空機が滑走路を走行して速度を上げていくと、インテークのラム上昇が非常に小さいため、ノズルの圧力と温度はほとんど上昇しません。また、質量流量もほとんど変化しません。その結果、ノズルの総推力は当初、飛行速度とともにわずかに増加するだけです。ただし、空気吸入エンジンであるため (従来のロケットとは異なり)、大気から機内に空気を取り込むことによるペナルティがあります。これはラム抗力と呼ばれます。ペナルティは静止状態ではゼロですが、飛行速度とともに急速に増加し、正味の推力が低下します。

離陸後に飛行速度が上昇するにつれ、インテークのラム上昇がノズル圧力/温度およびインテーク気流に重大な影響を及ぼし始め、ノズル総推力がより急速に上昇します。この項は、依然として増加するラム抗力を相殺し始め、最終的にネット推力が増加し始めます。一部のエンジンでは、海面でマッハ 1.0 などのネット推力が静的推力よりもわずかに大きくなることもあります。マッハ 1.0 を超えると、亜音速インテーク設計では衝撃損失によってネット推力が減少する傾向がありますが、適切に設計された超音速インテークでは、インテーク圧力回復の低下が少なくなり、超音速領域でネット推力が上昇し続けることができます。

ジェットエンジンは通常、信頼性が高く、安全記録も非常に良好です。しかし、故障が発生することもあります。

ジェット エンジンでは、エンジンに入る気流やその他の変動によるエンジンの状態が原因で、コンプレッサー ブレードが失速する場合があります。これが発生すると、エンジン内の圧力がブレードを通り抜けて吹き出し、圧力が低下してエンジンがすべての推力を失うまで失速が続きます。その後、コンプレッサー ブレードは通常、失速状態から抜け出し、エンジンに再び圧力をかけます。状態が改善されない場合、通常、このサイクルが繰り返されます。これをサージと呼びます。エンジンによっては、これがエンジンに非常に大きな損傷を与え、乗員に心配な振動を引き起こす可能性があります。

ファン、コンプレッサー、タービンブレードの故障はエンジンケース内に封じ込められなければなりません。そのためには、認証機関が指定したブレード封じ込めテストに合格するようにエンジンを設計する必要があります。^[15]

鳥の誤飲とは、鳥がジェットエンジンの吸気口に入ることをいう。これは航空機の安全上の一般的な問題であり、死亡事故を引き起こしたことがある。1988年、エチオピア航空の ボーイング737が離陸中に両方のエンジンにハトを誤飲し、その後バハルダール空港に戻ろうとした際に墜落した。搭乗していた104人のうち、35人が死亡、21人が負傷した。1995年の別の事故では、ダッソーファルコン20が緊急着陸を試みた際にエンジンにタゲリを誤飲し、エンジン故障と機体火災を引き起こし、搭乗していた10人全員が死亡した。^[16]

ジェットエンジンは、指定された重量と数の鳥の摂取に耐え、指定された量以上の推力を失わないように設計されなければならない。航空機の安全な飛行を危険にさらすことなく摂取できる鳥の重量と数は、エンジンの吸気面積に関係している。^[17] 2009年、USエアウェイズ1549便のエアバスA320型機が、各エンジンにカナダガン1羽を吸い込んだ。この飛行機はニューヨーク市のラガーディア国際空港を離陸した後、ハドソン川に不時着した。死者はいなかった。この事故は、「設計」制限を超えて鳥を摂取することの危険性を実証した。

飲み込んだ場合の結果や、それが事故につながるかどうかは、軍用ジェット戦闘機などの小型高速飛行機であれ、大型輸送機であれ、鳥の数と重量、およびファンブレードの幅またはノーズコーンのどこに衝突したかによって決まります。コアの損傷は通常、ブレードの根元付近またはノーズコーンへの衝突で発生します。

高く飛ぶ鳥はほとんどいないので、鳥が飲み込まれるリスクが最も高いのは、離着陸時と低空飛行時です。

ジェット機が火山灰で汚染された空気中を飛行する場合、吸入した火山灰によってコンプレッサーブレードが侵食され、燃料ノズルの通気孔が詰まり、タービン冷却通路が詰まるリスクがある。これらの影響により、飛行中にエンジンが急上昇したり、フレームアウトしたりすることがある。フレームアウト後の再点火は通常成功するが、高度が大幅に低下する。37,000フィートの火山灰の中を飛行したブリティッシュ・エアウェイズ9便の場合がそうだった。4基のエンジンすべてがフレームアウトし、約13,000フィートで再点火が成功した。^[18]

事故の原因となった故障の 1 つに、エンジンの回転部品が破損してケースから飛び出す非封じ込め故障があります。これらの高エネルギー部品は燃料および制御ラインを切断し、客室を貫通する可能性があります。燃料および制御ラインは通常、信頼性のために二重化されていますが、ユナイテッド航空 232 便の墜落は、非封じ込めエンジン故障による破片によって、3 つの独立した油圧システムの油圧流体ラインがすべて同時に切断されたために発生しました。ユナイテッド航空232 便の墜落以前は、3 つの油圧システムすべてが同時に故障する確率は 10 億分の 1 と高いと考えられていました。ただし、この数字を導き出すために使用された統計モデルでは、第 2 エンジンがすべての油圧ラインに近い尾部に取り付けられていたという事実や、エンジン故障によって多くの破片がさまざまな方向に飛び散る可能性が考慮されていませんでした。それ以来、より現代的な航空機エンジンの設計では、破片がカウリングやダクトを貫通しないようにすることに重点を置いており、重量を抑えながら必要な貫通抵抗を実現するために 高強度複合材料をますます使用しています。

2007年のジェット燃料費は航空会社によって大きく異なるものの、平均すると総運航コストの26.5%となり、ほとんどの航空会社にとって最大の運航費用となった。^[19]

ジェットエンジンは通常、化石燃料で稼働するため、大気中の二酸化炭素の発生源となります。ジェットエンジンはバイオ燃料や水素でも稼働しますが、水素は通常、化石燃料から生成されます。

2004年に使用された石油の約7.2％はジェットエンジンで消費されました。^[20]

一部の科学者^{[誰? ]}は、排気ガス中の水蒸気が雲の形成を引き起こし、ジェットエンジンも地球暗化の原因になっていると考えています。 ^[要出典]

燃焼プロセスでは、大気中の窒素との反応により窒素化合物も生成されます。低高度では特に有害ではないと考えられていますが、成層圏を飛行する超音速航空機ではオゾン層の破壊が起こる可能性があります。

燃料に硫黄が含まれている場合は硫酸塩も排出されます。

ラムジェットは、ロータリー コンプレッサーを使用せずに、エンジンの前進運動を利用して吸入空気を圧縮する空気吸入ジェット エンジンの一種です。ラムジェットは、対気速度がゼロの状態で推力を生成できないため、航空機を停止状態から動かすことはできません。ラムジェットが適切に動作するには、かなりの前進速度が必要であり、クラスとしてマッハ 3 前後の速度で最も効率的に動作します。このタイプのジェットは、マッハ 6 の速度まで動作できます。

ラムジェットエンジンは、吸入空気を圧縮する吸気口、燃料を噴射して燃焼させる燃焼器、高温のガスを排出して推力を生み出すノズルの3つの部分から構成されています。ラムジェットエンジンは吸入空気を効率的に圧縮するために比較的高い速度を必要とするため、停止状態では作動できず、超音速で最も効率的です。ラムジェットエンジンの重要な特徴は、燃焼が亜音速で行われることです。超音速で吸入される空気は吸気口で劇的に減速され、そこでさらに遅い亜音速で燃焼されます。^[21]ただし、吸入空気が高速になるほど、亜音速まで減速する効率は低下します。そのため、ラムジェットエンジンはマッハ5程度に制限されています。^[22]

ラムジェットは、ミサイルなど、高速で使用するために小型で単純なエンジンが求められる用途で特に有用であるが、兵器設計者は砲弾にラムジェット技術を使用して射程距離を延ばすことを検討しており、120 mm迫撃砲弾はラムジェットの助けを借りれば、22マイル（35 km）の射程距離を達成できると予想されている。^{[23]また、効率的ではないものの、}ヘリコプターのローターのチップジェットとしても効果的に使用されている。^[24]パルスジェットは、ラム圧縮を使用する亜音速エンジンであるが、ラムジェットで使用される連続燃焼とは異なり、断続燃焼である。これは、ジェットエンジンとはまったく異なるタイプのものである。

スクラムジェットはラムジェットの進化形であり、他の種類の空気吸入エンジンよりもはるかに高速で作動できます。スクラムジェットと構造が似ており、ラム空気圧縮によって可動部品なしで空気を圧縮する特殊な形状のチューブです。吸気口、燃焼器、ノズルで構成されています。ラムジェットとスクラムジェットの主な違いは、スクラムジェットは燃焼のために流入する気流を亜音速まで減速しない点です。したがって、スクラムジェットには流入する気流を亜音速まで減速するためにラムジェットに必要なディフューザーがありません。代わりに超音速燃焼を使用し、「スクラムジェット」という名前は「超音速燃焼ラムジェット」に由来しています。

スクラムジェットは少なくともマッハ4の速度で作動し、最大有効速度は約マッハ17です。^[25]このような高速では 空力加熱が発生するため、冷却はエンジニアにとって課題となります。

スクラムジェットは超音速燃焼を使用するため、従来のラムジェットでは効率が悪すぎるマッハ6以上の速度でも作動できます。ラムジェットとスクラムジェットのもう1つの違いは、各タイプのエンジンが向かってくる気流を圧縮する方法にあります。ラムジェットの場合は吸気口がほとんどの圧縮を提供しますが、スクラムジェットは高速で作動するため、衝撃波、主に斜めの衝撃波によって生成される圧縮を利用できます。^[26]

これまでに製造され飛行したスクラムジェットエンジンはごくわずかである。2010年5月、ボーイングX-51は200秒を超えるスクラムジェットエンジンの最長燃焼記録を樹立した。^[27]

ゼロからマッハ3+までの飛行範囲全体でのターボジェットの運転には、マッハ2.5を超える高入口温度と低飛行速度でコンプレッサーが適切に機能するための機能が必要です。^[28] J58 コンプレッサーの解決策は、マッハ2を超える速度で第4コンプレッサーステージから空気の流れを抜き出すことでした。^[29]マッハ3で20%の抜き出し流量は、6本の外部チューブを介してエンジンに戻され、アフターバーナーライナーとプライマリノズルを冷却し、燃焼用の余分な空気を供給しました。^[30] J58エンジンは、マッハ3.2巡航で最大アフターバーニングでも連続的に動作するように設計された、唯一の運用可能なターボジェットエンジンでした。

代替ソリューションは、運用レベルには達しなかった同時代の設備、マッハ3 GE YJ93/XB-70に見られます。可変ステータコンプレッサーを使用していました。^[31]さらに別のソリューションは、マッハ3偵察機ファントムの提案で指定されました。これは、比較的短い期間ではありますが、プレコンプレッサー冷却でした。^{[32] [33]}

ジェット エンジンは、ほぼあらゆる燃料で作動します。水素は、1 モルあたりのエネルギーが異常に高いわけではありませんが、分子が他の分子よりも非常に軽いため、非常に望ましい燃料です。水素の 1 kg あたりのエネルギーは、一般的な燃料の 2 倍であり、これにより比推力が 2 倍になります。さらに、水素で作動するジェット エンジンは、非常に簡単に製造できます。史上初のターボジェットは、水素で作動しました。また、ダクト エンジンではありませんが、水素燃料ロケット エンジンも広く使用されています。

しかし、他のほとんどの点では、水素は問題を抱えている。水素の欠点はその密度である。気体状態ではタンクは飛行に適さないが、液体水素の状態でも密度は水の14分の1である。また、水素は極低温であり、翼に貯蔵するには非常に強力な断熱材が必要である。機体全体は非常に大きくなり、ほとんどの空港では収容が困難になる。最後に、純粋な水素は自然界には存在せず、水蒸気改質または高価な電気分解によって製造する必要がある。いくつかの実験的な水素動力航空機はプロペラで飛行しており、実現可能かもしれないジェット機も提案されている。^[34]

1955年にロバート・P・カーマイケルが考案したアイデア^[35]は、熱交換器を使用して吸入空気を冷却すれば、水素燃料エンジンは理論的には炭化水素燃料エンジンよりもはるかに高い性能を発揮できるというものです。温度が低いため、より軽い材料を使用でき、エンジンを通過する質量流量が増加し、エンジンを過熱することなく燃焼器がより多くの燃料を噴射できるようになります。

このアイデアは、単段式軌道投入ロケットを可能にする可能性のある反応エンジンSABREや^[36]、ジェットエンジンをロケットのブースターとして極超音速と高高度まで使用できるようにするATREXなどの妥当な設計につながります。このアイデアは、マッハ5でのノンストップの反対側への超音速旅客旅行を実現するコンセプト（反応エンジンA2 ）のためにEUによって研究されています。

エアターボロケットは複合サイクルジェットエンジンの一種です。基本的なレイアウトには、高圧ガスを生成するガスジェネレーターが含まれ、タービン/コンプレッサーアセンブリを駆動して大気を燃焼室に圧縮します。この混合物は燃焼した後、ノズルを通って装置から排出され、推力を生み出します。

空気ターボロケットにはさまざまな種類があります。一般的に、エンジンのガス発生器部分の機能によって、さまざまな種類が異なります。

エアターボロケットは、ターボラムジェット、ターボラムジェットロケット、ターボロケットエキスパンダーなどと呼ばれることが多い。どの名前がどの特定の概念に当てはまるかについてのコンセンサスはないため、さまざまな情報源が2つの異なる概念に同じ名前を使用している可能性があります。^[37]

ジェットエンジンの RPM 、つまりローター速度を指定するには、一般的に次のような略語が使用されます。

• ターボプロップエンジンの場合、N _{p は}プロペラシャフトの RPM を指します。たとえば、定速プロペラの場合、一般的な N _{p は}約 2200 RPM になります。
• N ₁または N _{g は}、ガス ジェネレータ セクションの RPM を指します。各エンジン メーカーは、これら 2 つの略語のいずれかを選択します。N1 はターボファンのファン速度にも使用され、その場合、N ₂はガス ジェネレータ速度 (2 シャフト エンジン) です。N _gは主にターボプロップエンジンまたはターボシャフトエンジンに使用されます。たとえば、一般的な N _{g は30,000 RPM}程度になります。
• N ₂または N _{f は、}パワータービンセクションの速度を表します。各エンジンメーカーはこれら 2 つの略語のどちらかを選択しますが、N2 は主にターボファンエンジンに使用され、Nf は主にターボプロップエンジンまたはターボシャフトエンジンに使用されます。多くの場合、フリータービンエンジンの場合でも、N ₁と N _{2 は}非常によく似ています。^{[引用が必要]}
• N_{・sはターボシャフトエンジンの}減速ギアボックス（RGB）出力軸の速度を指します。^{[38] [39]}

多くの場合、コックピットのディスプレイでは、ローター速度 (N ₁、 N ₂ ) をRPMとして表示するのではなく、設計点速度のパーセンテージとして表された速度がパイロットに提供されます。たとえば、フルパワーでは、N _{1 は}101.5% または 100% になります。このユーザー インターフェイスの決定は、ヒューマン ファクターを考慮して行われました。パイロットは、5 桁の RPM よりも、2 桁または 3 桁のパーセンテージ (100% は公称値を意味します) で問題に気付く可能性が高くなるためです。

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• ターボプロップ– プロペラを回転させるために使用されるガスタービンエンジン
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Hesse, WJ; Mumford, NVS (1964)。『航空宇宙用ジェット推進』。ニューヨーク: Pitman Publishing Corp.