渦輪噴氣發(fā)動機是一種渦輪發(fā)動機。其特點是完全依靠氣流產(chǎn)生推力。通常用作高速飛機的動力，但油耗比渦扇發(fā)動機高。渦輪噴氣發(fā)動機可分為離心式和軸流式兩種離心式是由英國人弗蘭克發(fā)明的·惠特爾爵士在1930年發(fā)明了它，但直到1941年，裝有這種發(fā)動機的飛機才第一次上天，并且沒有參加二戰(zhàn)；軸流誕生于德國，擔(dān)任第一架實用噴氣式戰(zhàn)斗機Me-262的力量在1944年夏天投入戰(zhàn)斗。與離心式渦噴發(fā)動機相比，軸流具有截面小壓縮比高的優(yōu)點今日 美國的渦輪噴氣發(fā)動機大多是軸流式的。

現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)包括進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管，戰(zhàn)斗機的渦輪和尾噴管之間還有一個加力燃燒室。渦噴發(fā)動機還是熱機的一種，必須遵循熱機做功的原理：高壓輸入能量，低壓釋放能量。所以從產(chǎn)生輸出能量的原理來說，噴氣發(fā)動機和活塞式發(fā)動機是一樣的，都需要進氣、加壓、燃燒和排氣四個階段的區(qū)別在于，在活塞式發(fā)動機中，這四個階段是分時順序進行的，而在噴氣發(fā)動機中，它們是連續(xù)的氣體依次流經(jīng)噴氣發(fā)動機的各個部分，對應(yīng)活塞發(fā)動機的四個工作位置。

空氣首先進入發(fā)動機的進氣口飛機飛行時，可以看作是以飛行速度流向發(fā)動機的氣流因為飛機的飛行速度是變化的，壓氣機適應(yīng)的進氣速度有一定的范圍，進氣道的作用就是通過可調(diào)管道將未來的流量調(diào)節(jié)到合適的速度。超音速飛行時，進氣道前方和內(nèi)部的氣流速度降低到亞音速，此時氣流的停滯可以使壓力增加十倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機內(nèi)的增壓倍數(shù)，從而產(chǎn)生了一種只依靠速度沖壓而沒有壓氣機的沖壓發(fā)動機。

從燃燒室流出的高溫高壓氣體流經(jīng)與壓縮機安裝在同一軸上的渦輪。部分燃氣可以在渦輪中膨脹，轉(zhuǎn)化為機械能，帶動壓縮機旋轉(zhuǎn)在渦噴發(fā)動機中，平衡狀態(tài)下渦輪內(nèi)氣流膨脹所做的功等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功和傳動附件克服摩擦所需要的功。燃燒后，渦輪前氣體的能量大大增加，所以渦輪中的膨脹比遠大于壓縮機中的壓縮比渦輪出口的壓力和溫度遠高于壓氣機進口的壓力和溫度，發(fā)動機的推力就來源于這部分氣體能量。

進氣道

軸流式渦輪噴氣發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)如圖所示空氣首先進入進氣道，因為飛機的飛行狀態(tài)在變化，需要保證進氣道

空氣終于可以順利進入下一個結(jié)構(gòu)：壓氣機（壓縮機，或壓縮機）進氣口的主要作用是將空氣調(diào)節(jié)到發(fā)動機能夠正常運轉(zhuǎn)的狀態(tài)后再進入壓縮機。超音速飛行時，機頭和進氣口都會產(chǎn)生沖擊波（沖擊波，也稱為沖擊波）空氣通過激波后壓力會增大，因此進氣道可以起到一定的預(yù)壓縮作用，但激波位置不當(dāng)會造成局部壓力不均勻，甚至可能損壞壓氣機。所以超音速飛機的進氣口有一個激波調(diào)節(jié)錐，根據(jù)空速來調(diào)節(jié)激波的位置。

兩側(cè)進氣或機腹進氣的飛機，由于進氣道靠近機身，會受到機身邊界層的影響（Boundary layer  , or boundary layer）會有邊界層調(diào)節(jié)裝置附在上面。所謂邊界層，是指緊貼機身表面流動的一層空氣其速度遠低于周圍空氣，但其靜壓高于周圍空氣，形成壓力梯度。因為能量低，不適合進入發(fā)動機，需要淘汰。當(dāng)飛機有一定的迎角時（AOA, attack, or angle of attack）由于壓力梯度的變化，在壓力梯度增大的部分（如背風(fēng)面）會出現(xiàn)邊界層分離的現(xiàn)象，即原本緊貼機身的邊界層在某一點突然分離，形成湍流。湍流是相對于層流而言的，層流簡單來說就是不規(guī)則運動的流體嚴格來說，所有的流動都是湍流。湍流的發(fā)生機理、該過程的建模并不清楚。但事實并非如此這并不意味著湍流不好在發(fā)動機的很多地方，比如燃燒過程中，要充分利用湍流。

壓氣機

壓氣機由定子（stator）頁片與轉(zhuǎn)子（rotor）葉片交錯排列，一對定子葉片和轉(zhuǎn)子葉片稱為第一級，定子固定在發(fā)動機機架上，轉(zhuǎn)子通過轉(zhuǎn)子軸與渦輪相連?，F(xiàn)在的渦噴發(fā)動機一般是8－12級壓氣機。階段越多，壓力就越大戰(zhàn)斗機在高G機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力會急劇下降，后級的壓力會很高此時后級高壓空氣會反向膨脹，發(fā)動機極不穩(wěn)定，工程上稱之為“喘振”這是發(fā)動機最致命的事故，很可能造成停車甚至結(jié)構(gòu)損壞。經(jīng)驗表明，喘振多發(fā)生在壓縮機的第5級和第6級之間，在子區(qū)間設(shè)置放氣環(huán)，在壓力異常時及時泄壓，可以避免喘振?；蛘邔⑥D(zhuǎn)子軸做成兩個同心的空心圓柱體，分別連接前級低壓壓氣機和渦輪，后級高壓壓氣機和另一個渦輪兩套轉(zhuǎn)子組相互獨立，壓力異常時可自動調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，也可避免喘振。

燃燒室與渦輪

空氣經(jīng)壓縮機壓縮后，進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；然后流經(jīng)渦輪，帶動渦輪高速旋轉(zhuǎn)。因為渦輪和壓縮機轉(zhuǎn)子連接在同一根軸上，所以壓縮機和渦輪的速度是相同的。最后高溫高速氣體通過噴嘴噴出，靠反作用力提供動力。起初，燃燒室是幾個小的圓柱形燃燒室，圍繞轉(zhuǎn)子軸呈環(huán)狀并列每個氣缸都沒有密封，而是在適當(dāng)?shù)牡胤介_了一個孔，這樣整個燃燒室就連通了后來發(fā)展成結(jié)構(gòu)緊湊的環(huán)形燃燒室，但整體流體環(huán)境不如圓柱形燃燒室，出現(xiàn)了結(jié)合兩者優(yōu)點的組合式燃燒室。

渦輪總是在極端條件下工作，它的材料非常困難、制造過程有極其苛刻的要求。粉末冶金空心葉片多采用整體鑄造，即所有葉片和輪盤一次鑄造成型。與早期相比，每個葉片和圓盤分別鑄造，然后用榫連接，節(jié)省了很多連接質(zhì)量。制造材料多為耐高溫的合金材料，空心葉片可以用冷風(fēng)冷卻。為第四代戰(zhàn)斗機研制的新型發(fā)動機將配備高溫性能更加突出的陶瓷粉末冶金葉片。所有這些措施都是為了改善渦輪噴氣發(fā)動機最重要的參數(shù)之一：渦輪前溫度。高預(yù)渦流溫度意味著高效率和高功率。

噴管

噴管（噴嘴，或噴嘴）發(fā)動機的形狀和結(jié)構(gòu)決定了最終消除的氣流狀態(tài)在早期的低速發(fā)動機中，采用簡單的收斂噴管來達到提高轉(zhuǎn)速的目的。根據(jù)牛頓 s第三定律，氣體彈射速度越大，飛機得到的反作用力就越大。但這種方式的增長速度是有限的，因為最終氣流速度會達到音速，然后會出現(xiàn)激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴張噴管（也稱為拉瓦爾噴嘴）可以獲得超音速射流。飛機的機動性主要來自翼面提供的氣動力，機動性高的時候可以直接利用噴流的推力。在噴嘴口加裝燃氣舵或直接使用可偏轉(zhuǎn)噴嘴（也稱為推力矢量噴管，或矢量推力噴管）歷史上是兩種方案，其中后者已經(jīng)進入實際應(yīng)用階段。俄羅斯著名的蘇-30、Su-37戰(zhàn)機高超的機動性能得益于柳里卡設(shè)計局的AL-31推力矢量發(fā)動機。氣舵的代表是美國的x－31技術(shù)驗證機。

加力燃燒室

經(jīng)過渦輪的高溫氣體中還含有一些沒有被及時消耗掉的氧氣如果不斷向這種氣體中注入煤油，它仍然可以燃燒并產(chǎn)生額外的推力。所以一些高性能戰(zhàn)斗機的發(fā)動機在渦輪后面加了加力燃燒室（加力燃燒室，或加力燃燒室）以達到在短時間內(nèi)大幅度提高發(fā)動機推力的目的。一般來說，加力可以在短時間內(nèi)增加50的最大推力%但是，油耗驚人一般只用于起飛或應(yīng)對激烈的空戰(zhàn)，不可能用于長時間超音速巡航。

渦輪噴氣發(fā)動機適用于大范圍的航行，從低空亞音速到高空超音速飛機。米格，前蘇聯(lián)的傳奇戰(zhàn)斗機-25架高空超音速戰(zhàn)斗機采用了Lyrica公司設(shè)計局的渦噴發(fā)動機作為動力，曾創(chuàng)下3架的紀錄.3馬赫的戰(zhàn)斗機速度記錄和37250米的升限記錄。

與渦扇發(fā)動機相比，渦噴發(fā)動機燃油經(jīng)濟性差，但高速性能優(yōu)于渦扇發(fā)動機，尤其是在高空。

同時，噴氣發(fā)動機雖然在低速時油耗高于活塞發(fā)動機，但其優(yōu)異的高速性能使其迅速取代后者，成為航空發(fā)動機的主流。