サムネイル|300x300ピクセル|エアバスA320のジェットエンジン
ジェットエンジン（）とは、噴流（ジェット）を生成し、その反作用を推進に利用する熱機関である。多くの場合、外部から取り入れた空気で燃料を燃焼させる事で大量の噴流を生成する。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。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）としての力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、熱力学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認識されているわけではなく、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）は、通俗的にはジェットエンジンに含められていない。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、或いはイオンエンジンなどのように推進剤として搭載し、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が、末述の構想中のは宇宙での使用を予定している。また、ジェットエンジンは吸気側の噴流も推進力に利用する一方、ロケットエンジンの燃焼器より前に噴流は全くない。そのため両者は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では、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ものが多い。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り、連続的にガスジェットを生成できることが大きなメリットである。また、同原動機の登場により回転翼推力とジェット推力の複合出力エンジンも実現できるようになり、そこでは様々な最適化が可能なことから、多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、実用化されたジェットエンジンは基本的には内燃機関で分類されるものであったが、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として分類されるジェットエンジンも、電動飛行機や風洞などで使われる電動機駆動ジェットエンジン＝熱機関ですらないものも存在しうる。
概要
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、自体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。
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。ガス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これらは注目されており、パルス・デトネーション・エンジン・回転デトネーションエンジンなどが開発中である（これらはロケットエンジンでも使われ得る）。
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）。
航空機の操縦士や整備士の資格では、ターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、ターボシャフトを『タービン』に分類している。
航空用エンジンには定期点検が義務づけられているが、複雑な形状の部品が入り組んでいるため、内部の検査には内視鏡などが必要となり、補修にも熟練工が手作業であたるなど非常に手間がかかるASCII.jp：JALのジェットエンジン整備はミリ単位の繊細な作業だった！。
開発の歴史
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により出力が頭打ちとなってきたことや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る。
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。1910年にルーマニアの発明家アンリ・コアンダが製作したサーモ・ジェット・エンジンにより飛行するコアンダ1910がある。実際に製造されたジェット機としては世界初のものであったが、地上テスト中に機体が失われたため飛行することはできなかった。 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、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も及ばず、ジェット流により得られる推力も非常にわずかものであった。また、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。
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・開発が行われた。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 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 (Ægidius Elling) が初めて実動させることに成功した。主な課題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、機関が高温に達するため、より高温に耐える耐熱合金の開発や、熱膨張によるタービンブレードの亀裂などを克服する必要があった。
多くの国でそれぞれ研究・開発されていたジェットエンジンであるが、現代につながるジェットエンジンの源流は、イギリス空軍の技術士官フランク・ホイットルや、ドイツの技術者ハンス・フォン・オハインが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。こ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。
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、また、アメリカでもジェットエンジンを搭載した航空機が次々と開発された。
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実用化され、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世界初のジェット戦闘機であるMe262や、世界初のジェット爆撃機であるAr234等に搭載され第二次世界大戦末期に実用化される。また、パルスジェット推進のV1飛行爆弾が実戦投入され（その生産数は、史上最多生産有人ジェット機のMiG-15 (航空機)をも上回る）、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が実用化された。
戦時中の日本でもドイツから技術導入を行い、BMW 003を参考に軸流圧縮式ターボジェットのネ20エンジンを完成させ、試作ジェット攻撃機橘花の飛行を成功させたものの実用化はできなかった。
（第一世代ジェット戦闘機の項を参照）
第二次世界大戦後、技術において先んじていたドイツで製造・計画されたジェットエンジン推進の軍用機やジェットエンジンなどの技術は、主にアメリカや旧ソ連がドイツの研究施設や工場で開発や生産に関わった技術者を積極的に確保し、徹底的に研究された。そして各国が独自に進めてきた技術研究とも相まって、軍用機のみならず、旅客機などの民生機にもジェットエンジンは爆発的に普及する。この爆発的な普及が、新しいジェットエンジンやジェットエンジン搭載航空機の開発と発達に関する予算や人員を増やす要因となり、その後の金属技術や金属加工技術、機械技術や電子技術などの発達も手伝って、現在に至っている。
原理 内燃機関としての特徴
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が間欠的に行われるが（稀だがピストン外の燃焼室で連続燃焼させる方式もある）、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、場合によってはエアインテーク部で動圧を静圧に変換圧縮し、更に圧縮機によって最終的に大気圧の数十倍（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。
推進力を得る仕組 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 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 、円盤への流入空気速度（≒飛行速度）を 、円盤から十分離れた下流における気体の排出速度を とすると、推力 は次のように書ける。
プロペラ推進では主に質量流量 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 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 が上限となる。これに対し、上式で気流速度差 を大きくする（排気流を高速にする）ことでも 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 が増加すると次第に 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） が増加するので、 が極端に小さくない限り、互いの効果が相殺されて推力 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 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、推進効率推進効率 ηは、最終的に機体の推進に使われた仕事率 TV と、エンジンが発生する出力 P との比で表され、
と書ける。V := V となるように排気速度を調節してやれば最大の効率 η = 1.0 が得られるように思えるが、このとき推力は
となるので現実には達成できない。プロペラ推進の場合は η = 0.8 程度が限度であり、ジェット推進の場合はそれより低くなる。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、 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、現代のほとん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 を増大させる手法も併用されている。
実際のジェットエンジンの出力 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ため、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、単位は重量ポンド（lbf）または重量キログラム（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 （kgf または lbf）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 は、以下のようになる。
ターボジェットエンジンの場合
ここで、 は吸入空気流量（kg/s または lb/s） は燃料流量（kg/s または lb/s） は重力加速度（ または ） は飛行速度（m/sまたはft/s） は排気ガス速度（m/s または ft/s） は（ジェット・エンジン出口面積（ft2 または m2） は大気圧（kgf/m2 または lbf/ft2） はジェット・ノズル出口静圧（kgf/m2 または lbf/ft2） である。
ターボファンエンジンの場合
ここで、 はエンジン本体に流入する燃料流量（kg/sまたは lb/s） はエンジン本体に流入する1次空気流量（kg/sまたは lb/s） はエンジン本体から排出される1次空気排気速度（m/s または ft/s） はファンに流入する2次空気流量（kg/s または lb/s） はファンから排出される2次空気排気速度（m/s または ft/s） である。
エンジン各部の名称と構造
エンジンの吸気口からの空気を回転しながら圧縮する圧縮機、圧縮機からの圧縮空気に燃料を噴射して高温・高圧の燃焼ガスを発生させる燃焼室、燃焼室からの高温・高圧の燃焼ガスを受けて回転するタービンの3つで構成されており、タービンは前方にある圧縮機に軸を介して繋がっており、そのため、圧縮機はタービンと一緒に回転する構造となっている。そしてこれらの回転部分は、異なる角速度で回転する同心多重回転体構造になっている場合もあり、この場合の構造は複雑になる。
ターボジェットエンジンまたはターボファンエンジンの主要構成部分の圧縮機・燃焼室・タービンからなる部分をガスゼネレータまたはコア・エンジンと呼ぶことがある。
ジェットエンジンは、エンジンの整備性を良くするため、エンジン本体がモジュール構造と呼ばれる、いくつかのセクション単位に分割が可能な構造となっており、必要に応じて欠陥のあるモジュールを交換するだけで修理が容易な構造となっている。そのため各モジュールは完全な互換性がある。そのため、エンジンの外部から位置の指定や確認ができるように、エンジンのケース外側にあるフランジには、エンジン本体の最前部から後方に向かってアルファベット順にフランジ名称が識別のために付けられている。
ジェットエンジンは直接高温の燃焼にさらされる燃焼室・タービン・排気ノズルの各セクションを纏めてホット・セクションと呼び、空気入口・ファン・圧縮機・アクセサリードライブ・ファンのからの空気だけが通るバイパスの各セクションを纏めてコールド・セクションと呼んでいる。ホット・セクションでは高温条件下での大荷重による高応力に耐えなければならないので、構成部品に耐熱強度に優れた材料が使用されており、整備でも部品の寿命や劣化の配慮が必要となってくる。
ジェットエンジンの軸に使用されている軸受は、軸方向と径方向の荷重を受ける玉軸受と径方向の荷重を受けるころ軸受があり、圧縮機やタービン・ローターでは前者が、それ以外の場所では高温による熱膨張を避けるために後者が使用されている。また、エンジンの振動を減少させるために、軸受外輪と軸受支持部との間に適当な隙間を開けて、そこに圧力油膜を形成して、軸受部の支持剛性を下げて共振点をずらし、振動を吸収させて振動の振幅の60-80%を減衰可能としたオイル・ダンプト・ベアリングまたはスクイズ・フィルム・ベアリングと呼ばれる油膜支持式軸受構造も採用されている。エンジン運転中では軸受部に高速回転による高荷重や高温度を受けているので、エンジン滑油系統からの高圧油による強制潤滑冷却を受けているが、軸受外部の滑油漏れ防止のためと外部から高温のガスが滑油に入り込まないようにシールが装着されており、黒鉛製のリングを軸のローターのリング溝に軸方向へ並べる形に入れて軸のステーターと共に側面と外周面でシールするカーボン・リング・シール、黒鉛製のリングを軸のステーターのリング溝に入れ、その側面を軸のローターに当てる形とし、軸方向の側面をシールするカーボン・フェイス・シールがタービン軸受に使用されており、軸のローターとステーターの間に金属製のナイフエッジを設けて、その部分を低圧とし、それにより圧縮機からの高圧空気を導くことで、滑油が外部に漏れないようにしたラビリンス・シールが圧縮機軸受に使用されている。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。
ターボジェットエンジンの構成要素 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、回転軸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。
吸気口
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。吸気口が機体に沿って設けられる場合、機体に沿って生ずる境界層を吸い込まないよう、スプリッターベーン・ダイバータレス超音速インレットなどの工夫がなされる。
ダイバージェントダクト () 亜音速機ではエンジン内部に向かってダクト径が広がっていくダイバージェントダクトが用いられる。亜音速流体にベルヌーイの定理を適用すると、ダクト径の広がりと共に動圧（流れによる圧力）が低下し、その分静圧（流れのないときの圧力）が増加するためである。 コンバージェント・ダイバージェントダクト () 超音速機にはダクトの中間部がくびれたコンバージェント・ダイバージェントダクトが用いられる。これは超音速流ではダクト径の変化と動圧・静圧変化が亜音速の場合の逆になるからで、ダクトがすぼまっていくコンバージェント部で流速を音速程度まで減じ、その後に広がるダイバージェント部で亜音速流体の減速・圧縮効果を得ている。ただし、機速が音速に達するまでは全体をダイバージェントダクトとして用いる必要があるため、吸気口の形状を速度によって適宜変化させるための可変吸気口を備えている場合もある。可変吸気口のコンバージェント部に使われるのが可変円錐（ショックコーン、マッハコーン、エアロスパイク）と可変傾斜版（ランプ）である。可変ショックコーンは全体が前後に動き円錐斜面がコンバージェント部を形成する。可変ランプは傾斜版の角度を可変にしてコンバージェント部を形成する。超音速時のコンバージェント部での圧縮は、衝撃波を吸気口に集中して行われる。一時期に比べ特に戦闘機の速度がマッハ2以下に留められ、むしろステルス性が重視されるようになって吸気口は固定化する傾向もある。 フィルタ、セパレータ 回転翼機はホバリングなどを行うために前進運動だけの固定翼機よりも地上から巻き上げられる異物をエンジン内に吸入する可能性が高い。レシプロエンジンではエアクリーナーによって吸入空気をろ過していたが、ガスタービンエンジンでは吸入量が大きく別の機構が使われる。ターボシャフトエンジンでは、エアクリーナーに代ってパーティクル・セパレーターと呼ばれる装置によって異物を除去する。パーティクル・セパレーターの代表的なものに多数の小孔を備えたものがあり、孔の中の渦発生ベーンで空気の流れがねじられ、その遠心力で異物を分離し吸入空気から除去する仕組みを持つ。
圧縮機
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。
遠心圧縮式 ()
流入空気を羽根車（インペラー、）によってエンジン回転軸の遠心方向に90°偏向させ、その遠心力と圧縮機出口に設置されたディフューザーで空気の速度エネルギーを圧力エネルギーに変換することで空気圧力を高める方式である（インペラーとディフューザーの組を1段と数える）。その後高められた加圧空気はマニホールドから燃焼室に送られる。製作が容易で安価であり、構造が簡単で1段当りの圧力比が高く、比較的効率が高い、丈夫で異物の吸入に強い、安全運転範囲が広い、回転数がある程度変動しても効率が落ちないといった利点があり、小出力ならば軸流圧縮式に比べて軽量化が可能である。このような特徴からオハインやホイットルが製作した初期のターボジェットはこのタイプの圧縮機を使用している。ただし、軸流式と組み合わせなければ段数を増やすことが難しく、圧縮比を大きくするためにインペラーの直径を増すと前面投影面積が大きくなる（機体に搭載した場合空気抵抗が増加する）という欠点を持つ。したがって今日の航空機用大推力エンジンにはほとんど用いられない。しかしながら、中型輸送機用ターボプロップや中・小型ヘリコプター用ターボシャフトなどの比較的低出力のエンジンには、その構造の単純さ故に今なお使われている（その場合、軸流式との組み合わせであることも多い）。また、ホンダジェットに搭載されたターボファンエンジンHF120の高圧圧縮機（最終段の圧縮機）にもチタン合金製の遠心式圧縮機が使用されている。ちなみに航空用レシプロエンジンのスーパーチャージャーもインペラーとディフューザーを備える遠心圧縮式である。 軸流圧縮式 ()