空気吸入式ジェットエンジン

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・オハインという2人のエンジニアが、それぞれ独自にターボジェットエンジンの概念を実用的なエンジンへと発展させた。

ターボジェットは、吸気口、圧縮機、燃焼器、タービン（圧縮機を駆動する）、および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、タービンを通過した後、ノズルで膨張して高速の推進ジェットを生成します^{[ 3 ]。}

ターボジェットエンジンは、マッハ2以下の速度域では推進効率が低く、排気速度が非常に速いため、ジェット騒音も大きくなります。現代のジェット機はターボファンエンジンを搭載しています。ターボファンエンジンは排気速度が遅いため、ジェット騒音が少なく、燃料消費量も少なくて済みます。ターボジェットエンジンは、排気速度が速く、前面投影面積が小さいため抗力が低く、構造が比較的シンプルなためコストも抑えられることから、中距離巡航ミサイルの動力源として現在でも使用されています。

現代のジェットエンジンのほとんどはターボファンエンジンです。低圧コンプレッサー（LPC）は、一般的にファンと呼ばれ、内部でコアコンプレッサーを過給しながら、空気をバイパスダクトに圧縮します。ファンは、多段式コアLPCの不可欠な構成要素となることがよくあります。バイパス空気は、別の「コールドノズル」に送られるか、低圧タービン排気ガスと混合された後、「混合流ノズル」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ナーを使用する点を除けば、民間用ジェットエンジンと軍用ジェットエンジンに大きな違いはありませんでした。今日では、ターボファンエンジンは旅客機の亜音速飛行速度により適した排気速度を持つため、旅客機に使用されています。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剰に高く、エネルギーを浪費します。ターボファンエンジンの排気速度が低いほど、燃費が向上します。また、ファンからの空気流量が増加することで、低速域での推力も向上します。さらに、排気速度が低いことで、ジェットエンジンの騒音も大幅に低減されます。

比較的大きな前面ファンは、いくつかの効果をもたらします。同じ推力を持つターボジェットエンジンと比較すると、ターボファンエンジンは空気質量流量がはるかに大きく、バイパスダクトを通る空気の流れが推力の大部分を生み出します。追加のダクト空気は着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余分な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、排気速度も低下します。したがって、混合排気の平均速度は低下し（比推力は低くなります）、エネルギーの無駄は少なくなりますが、最高速度は低下します。全体として、ターボファンエンジンは燃費効率が高く、静音性にも優れており、ファンによって低速時でもより大きな正味推力が得られることがわかっています。

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、燃費を向上させるために、排気速度が低い（比推力が低い – 正味推力を空気流量で割った値）ようになっている。結果として、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までの比率が一般的）、ロールス・ロイストレント XWB は10:1に近づいている。^{[ 9 ]}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、ファン段は1段のみでよい。

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が大きくなっています。これは、その設計上、コアを迂回する空気の質量がはるかに大きいため、これらの効果を利用できるからです。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、コアを迂回する空気の量は通常少なくなります。亜音速の民間航空機用に設計されたターボファンは、通常、前面ファンが1つだけです。これは、追加推力が、少量の空気を大きく圧縮するのではなく、適度に圧縮された大量の空気によって生成されるためです。

しかし、軍用ターボファンエンジンは、一定の前面面積で推力を最大化するために、比較的高い比推力を有しており、軍用用途では民間用途に比べてジェット騒音はそれほど問題視されない。高い比推力を得るために必要な比較的高いファン圧力比を達成するには、通常、多段ファンが必要となる。タービン入口温度は高くなることが多いが、バイパス比は低く、通常は2.0よりかなり低い。

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あり、やはりガスタービンの一種で、高温の排気ジェットから動力を取り出し、回転軸を回して、その回転力を別の方法で推力に利用する。推力発生に補助機構を必要とするため厳密にはジェットエンジンではないが、ターボプロップエンジンは他のタービン式ジェットエンジンと非常によく似ており、しばしばそのように表現される。

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発生します。両方の方法で推力を発生させるターボプロップは、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。ターボプロップは、ダクトファンではなく従来のプロペラが推力の大部分を提供する点でターボファンとは異なります。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減速機を使用します。（ギア付きターボファンも減速機を備えていますが、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少数派であり、2つの推力寄与を一致させることで最大の推力が得られます。^{[ 10 ]} ターボプロップは、プロペラ効率が高い低速では一般的にターボジェットやターボファンよりも優れた性能を発揮しますが、高速ではますます騒音が大きくなり、効率が悪くなります。^{[ 11 ]}

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るが、排気中のエネルギーのほぼすべてが回転軸を回転させるために抽出され、プロペラではなく機械を動かすために使用される点で異なる。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としてよく使用される。^{[ 7 ]}

プロップファンエンジン（「プロップジェット」、「ダクトなしファン」、「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、ガス発生器を使用して露出したファンを駆動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推力の大部分を生成します。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は、現代の商用ターボファンと競合するマッハ0.8付近の速度で動作できるように、大きく後退角が付けられていることです。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能力を備えています。^{[ 12 ]}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。

• 空気取り入れ口（吸気口）– 亜音速航空機の場合、吸気口は、空気が正面以外の方向から吸気口に接近しても、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。 ^{[ 13 ]}空気は音速の約半分の速度で圧縮機に入るため、これより低い飛行速度では流れは吸気口に沿って加速し、より高い飛行速度では減速します。したがって、吸気口の内部形状は、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、吸気口には、超音速の流れが減速するときに形成される最も効率的な一連の衝撃波ます。空気は衝撃波によって飛行速度から亜音速に減速し、次に吸気口の亜音速部分を通って圧縮機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、ひいては圧縮機での圧力回復を最大化するように選択されます。 ^{[ 14 ]}
• 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。各ステージは回転するブレードと固定されたステーターまたはベーンからなります。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動力はタービン（下記参照）シャフトのトルクと回転速度として供給されます。
• 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、ファンから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送ることもできます。別の構成として、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可能でしょう。
• シャフト– シャフトはタービンとコンプレッサー、エンジンの全長にわたって伸びています。同心円状のシャフトが最大3本あり、それぞれ独立した速度で回転し、タービンとコンプレッサーのセットも複数存在する場合があります。タービン用の冷却空気は、コンプレッサーからシャフトを通って流れることがあります。
• 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送風速度を遅くして、燃焼器内の流れの損失を低減します。また、空気の流れを遅くすることで燃焼炎を安定させることができ、静圧を高めることで燃焼効率。 ^{[ 15 ]}

• 燃焼器または燃焼室– エンジン始動時に最初に点火された燃料は、その後継続的に燃焼される。

• タービン– タービンは、風車のように機能する一連の羽根付きディスクで構成されており、燃焼器から排出され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、コンプレッサーを駆動するために使用されます。ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、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段があります。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、タービンのブレード、ベーン、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より高いタービン入口ガス温度を可能にします。

  

• アフターバーナーまたは再加熱装置（英国式） – （主に軍用） ジェットパイプ内で燃料を燃焼させることで推力を増加させる。タービン排気ガスの再加熱により、推進ノズル入口温度と排気速度が上昇する。排気ガスの比容積が増加するため、ノズル面積が拡大される。これにより、エンジン内の空気流量が一定に保たれ、運転特性に変化が生じない。

• 排気口またはノズル– タービンの排気ガスは推進ノズルを通過し、高速ジェット流を生成します。ノズルは通常、一定の流路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、収束発散型（ド・ラバル型）ノズルが使用されます。大気圧への膨張と超音速ガス速度は、ノズルの喉部下流でも継続し、より大きな推力を生み出します。

上記で挙げた様々な構成要素は、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切り離して考えることはできません。例えば、超音速ジェットエンジンの燃料効率／航続距離はマッハ2付近で最大になりますが、それを搭載した機体の抗力は速度の2乗に比例して増加し、遷音速域ではさらに大きな抗力が発生します。したがって、機体全体の燃料効率が最も高くなるのは、一般的にマッハ0.85付近です。

エンジンをその用途に合わせて最適化するためには、吸気設計、全体サイズ、圧縮機段数（ブレードセット数）、燃料の種類、排気段数、部品の材質、バイパス空気量、バイパス空気の導入位置、その他多くの要素が重要となる。吸気設計はその一例である。

典型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動作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ます。これは、そ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（1830～1892）にちなんで名付けられましたが、元々は1791年にイギリス人のジョン・バーバーによって提案され、特許を取得しました。^{[ 2 ]}また、ジュールサイクルとも呼ばれることがあります。

ジェットエンジンの公称推力は通常、国際標準大気（ISA）または高温日（例：ISA+10℃）のいずれかの海面静止状態（SLS）における値を指します。例えば、GE90-76Bエンジンは、ISA+15 ℃のSLSにおいて、 離陸時の静止推力が76,000lbf  （ 360kN）です。  

当然ながら、高度が上がると空気密度が低下するため、正味推力は減少する。しかし、飛行速度も影響を与える。

航空機が滑走路を加速し始めると、吸気口のラム圧上昇が非常に小さいため、ノズル圧力と温度の上昇はわずかになります。質量流量の変化もほとんどありません。したがって、ノズルの総推力は、飛行速度の上昇に伴って最初はわずかにしか増加しません。しかし、従来のロケットとは異なり、空気吸入式エンジンであるため、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発生します。これはラム抵抗として知られています。静止状態ではこのペナルティはゼロですが、飛行速度の上昇に伴って急速に増加し、正味推力の低下を引き起こします。

離陸後、飛行速度が上昇するにつれて、吸気口内のラム圧上昇がノズル圧力/温度および吸気流量に大きな影響を与え始め、ノズル総推力がより急速に上昇します。この項は、依然として増加しているラム抵抗を相殺し始め、最終的に正味推力が増加し始めます。一部のエンジンでは、例えばマッハ1.0、海面高度での正味推力が静止推力よりもわずかに大きくなることさえあります。マッハ1.0を超えると、亜音速吸気口設計では衝撃損失により正味推力が低下する傾向がありますが、適切に設計された超音速吸気口では吸気圧力回復の低下を抑えることができ、超音速領域でも正味推力の上昇を継続させることができます。

ジェットエンジンでは、エンジンへの空気流入やその他の変動によってエンジン内部の状態が変化し、コンプレッサーブレードが失速することがあります。失速が発生すると、エンジン内の圧力がブレードから吹き出し、圧力が低下してエンジンの推力が完全に失われるまで失速状態が続きます。その後、通常はコンプレッサーブレードが失速状態から回復し、エンジン内の圧力が回復します。状態が改善されない場合、通常は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、サージはエンジンに大きな損傷を与え、乗員にとって不安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、またはタービンブレードの破損は、エンジンケーシング内に収まるようにする必要があります。そのためには、エンジンは認証機関が規定するブレード封じ込め試験に合格するように設計する必要があります。^{[ 16 ]}

鳥の吸入とは、鳥がジェットエンジンの吸気口に入り込むことを指します。これは航空機の安全上の一般的な危険であり、死亡事故の原因にもなっています。1988年、エチオピア航空のボーイング737型機が離陸中に両方のエンジンにハトを吸入し、バハルダール空港への引き返しを試みた際に墜落しました。搭乗していた104人のうち35人が死亡、21人が負傷しました。1995年の別の事故では、ダッソー・ファルコン20型機がタゲリをエンジンに吸入した後に緊急着陸を試みた際にパリの空港に墜落し、エンジンの故障と機体火災が発生しました。搭乗していた10人全員が死亡しました。^{[ 17 ]}

ジェットエンジンは、指定された重量と数の鳥の吸入に耐え、指定された推力以上の損失を被らないように設計されなければなりません。航空機の安全な飛行を危険にさらすことなく吸入できる鳥の重量と数は、エンジンの吸気口面積に関係しています。^{[ 18 ]} 2009年、エアバスA320型機、USエアウェイズ1549便は、各エンジンにカナダガンを1羽ずつ吸入しました。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後、ハドソン川に不時着しました。死者は出ませんでした。この事故は、「設計」限界を超えて鳥を吸入することの危険性を示しました。

小型高速機（軍用ジェット戦闘機など）であろうと大型輸送機であろうと、鳥の誤飲事故の結果、それが事故につながるかどうかは、鳥の数と重量、そして鳥がファンブレードのどの部分に衝突するか、あるいは機首部分に衝突するかによって決まります。通常、ブレードの根元付近や機首部分に衝突すると、コア部分に損傷が生じます。

鳥は高く飛ぶことは少ないため、鳥を飲み込む危険性が最も高いのは、離陸時と着陸時、そして低空飛行時である。

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、吸入された灰がコンプレッサーブレードの侵食損傷、燃料ノズルの空気穴の閉塞、タービン冷却通路の閉塞を引き起こすリスクがあります。これらの影響の一部は、飛行中にエンジンのサージングやフレームアウトを引き起こす可能性があります。フレームアウト後の再点火は通常成功しますが、高度が大幅に低下します。ブリティッシュ・エアウェイズ9便が37,000フィートで火山灰の中を飛行したケースがこれに該当します 。4基すべてのエンジンがフレームアウトし、約13,000フィートで再点火が成功しました 。^{[ 19 ]}

事故の原因となった故障の一種に、エンジンの回転部品が破損してケーシングから飛び出す非封じ込め型故障があります。これらの高エネルギー部品は燃料ラインや制御ラインを切断し、客室に侵入する可能性があります。燃料ラインと制御ラインは通常、信頼性を高めるために二重化されていますが、ユナイテッド航空232便の墜落事故は、エンジンの非封じ込め型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ラインが同時に切断されたことが原因でした。ユナイテッド232便の墜落事故以前は、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とされていました。しかし、この数値を算出するために使用された統計モデルは、2番エンジンがすべての油圧ラインに近い尾部に搭載されていること、またエンジンの故障によって破片が複数の方向に飛散する可能性を考慮していませんでした。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が置かれ、重量を抑えつつ必要な貫通抵抗を実現するために、高強度複合材料の利用が増加しています。

ラムジェットエンジンは、回転式圧縮機を用いず、エンジンの前進運動を利用して吸入空気を圧縮するタイプの空気吸入式ジェットエンジンです。ラムジェットエンジンは対気速度がゼロの状態では推力を発生させることができないため、静止状態から航空機を動かすことはできません。ラムジェットエンジンは正常に作動するためにかなりの前進速度を必要とし、一般的にはマッハ 3前後の速度で最も効率的に作動します。このタイプのジェットエンジンはマッハ6までの速度で作動可能です 。

ラムジェットエンジンは、流入する空気を圧縮するインレット、燃料を噴射して燃焼させる燃焼器、高温ガスを噴射して推力を発生させるノズルの 3 つのセクションで構成されています。ラムジェットエンジンは、流入する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、静止状態では動作できず、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、亜音速で燃焼が行われることです。超音速で流入する空気はインレットを通過する際に劇的に減速され、その後、はるかに遅い亜音速で燃焼されます。^{[ 22 ]}ただし、流入する空気が速いほど、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 程度に制限されます。^{[ 23 ]}

ラムジェットは、ミサイルなど高速で使用するための小型でシンプルなエンジンを必要とする用途で特に有用であり、兵器設計者は射程距離を伸ばすために砲弾にラムジェット技術を使用することを検討している。ラムジェットの補助があれば、120 mm 迫撃砲弾は22 mi (35 km)の射程距離を達成できると予想されている。^{[ 24 ]}また、効率的ではないものの、ヘリコプターのローターの先端ジェットとしても成功裏に使用されている。^{[ 25 ]}パルスジェットは、ラム圧縮を使用する亜音速エンジンだが、ラムジェットで使用される連続燃焼とは異なり、断続燃焼を使用する。これらは、まったく異なるタイプのジェットエンジンである。  

スクラムジェットはラムジェットの進化形であり、他のどのタイプの空気吸入式エンジンよりもはるかに高速で動作することができます。構造はラムジェットと似ており、特殊な形状のチューブで、可動部品なしでラム圧縮によって空気を圧縮します。スクラムジェットは、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空気の流れを亜音速まで減速しないことです。したがって、スクラムジェットには、流入する空気の流れ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するため、「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の速度で作動し始め、最大有効速度は約マッハ17である。^{[ 26 ]}これらの高速では空力加熱のため、冷却はエンジニアにとって課題となる。

スクラムジェットは超音速燃焼を利用するため、従来のラムジェットでは効率が悪すぎるマッハ6を超える速度でも作動できる。ラムジェットとスクラムジェットのもう1つの違いは、それぞれのエンジンが流入する気流をどのように圧縮するかにある。ラムジェットでは吸気口が圧縮の大部分を提供するが、スクラムジェットは高速で作動するため、主に斜め衝撃波によって発生する圧縮を利用できる。^{[ 27 ]}

スクラムジェットエンジンはこれまでほとんど製造され、飛行したことがない。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燃焼の最長記録を樹立した。^{[ 28 ]}

ターボジェットエンジンは、飛行エンベロープ全体（ゼロからマッハ3以上）で動作するために、マッハ2.5を超える高い吸気温度と低速飛行時の両方でコンプレッサーが適切に機能するようにする機能が必要です。^{[ 29 ]} J58コンプレッサーの解決策は、マッハ2以上の速度で第4コンプレッサー段からエアフローを抜き出すことでした。^{[ 30 ]}抜き出されたエアフロー（マッハ3で20%）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ーノズルを冷却し、燃焼用の追加空気を供給しました。^{[ 31 ]} J58エンジンは、マッハ3.2の巡航で最大アフターバーナーでも連続運転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。

別の解決策としては、運用状態には至らなかったものの、同時代の機体であるマッハ3のGE YJ93/XB-70が挙げられる。これは可変ステーターコンプレッサーを使用していた。^{[ 32 ]}また別の解決策は、マッハ3の偵察用ファントムの提案で指定されていた。これは、比較的短時間しか利用できないものの、コンプレッサー前の冷却方式であった。^{[ 33 ] [ 34 ]}

ジェットエンジンはほぼあらゆる燃料で稼働させることができます。水素は、モルあたりのエネルギーはそれほど高くはないものの、他の分子に比べて非常に軽いため、非常に望ましい燃料です。水素のキログラムあたりのエネルギーは、一般的な燃料の2倍であり、これにより比推力も2倍になります。さらに、水素を燃料とするジェットエンジンは製造が非常に容易です。史上初のターボジェットエンジンは水素を燃料としていました。また、ダクトエンジンではありませんが、水素を燃料とするロケットエンジンは広く利用されています。

しかし、他のほとんどすべての点で、水素には問題がある。水素の欠点はその密度である。気体状の水素は飛行には不向きだが、液体水素の密度は水の14分の1である。また、水素は極低温であり、非常に大きな断熱材が必要となるため、翼に貯蔵することはできない。機体全体が非常に大きくなり、ほとんどの空港では収容が困難になるだろう。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がプロペラで飛行しており、実現可能なジェット機が提案されている。^{[ 35 ]}

1955年にロバート・P・カーマイケルが提唱したアイデア^{[ 36 ]}は、水素燃料エンジンは、熱交換器を使用して吸入空気を冷却すれば、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。低温により、より軽量な材料を使用でき、エンジンを通過する質量流量が増加し、燃焼器がエンジンを過熱することなく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リアクションエンジンSABRE ^{[ 37 ]}や、ロケットのブースターとして極超音速と高高度までジェットエンジンを使用できるようにするATREXなどの実現可能な設計につながる。EUはまた、マッハ5での無着陸対蹠超音速旅客輸送を実現するコンセプト（リアクションエンジンA2）についてもこのアイデアを研究している。

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ある。基本的な構造は、高圧ガスを生成するガス発生器と、そのガスで駆動されるタービン／コンプレッサーアセンブリから成り、タービン／コンプレッサーアセンブリは大気を圧縮して燃焼室に送り込む。この混合気は燃焼後、ノズルから噴射され、推力を発生させる。

空気ターボロケットには様々な種類がある。これらの種類は、一般的にエンジンのガス発生部の動作原理が異なる点で異なっている。

空気ターボロケットは、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。どの名称がどの特定の概念に適用されるかについて合意がないため、さまざまな情報源で2つの異なる概念に同じ名称が使用されることがある。^{[ 38 ]}

Hesse, WJ; Mumford, NVS (1964).航空宇宙用途向けジェット推進. ニューヨーク: Pitman Publishing Corp.