轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机（compressor，或压缩机）。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波（shockwave，又称震波），空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。

两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层（boundary layer，或边界层）的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角（angle of attack，AOA，或称攻角）时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。

压气机由定子（stator）页片与转子（rotor）页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。

空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。

涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。

喷管（nozzle，或称喷嘴）的形状结构决定了最终排出的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。

在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室（afterburner，或后燃器），以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50%，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。

涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的）

与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。

涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。因为采用了涡轮驱动的压气机，所以在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒（610米/秒）或者大约1400英里/小时（2253公里/小时）的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。

发动机的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度。当飞机速度低于大约450英里/小时（724公里/小时）时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时（563公里/小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。

在马赫数 Ma<0.6 的速度下涡轮螺旋桨发动机效率最高。而当速度提高到马赫数 0.6-0.9 时，螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机所取代。这些发动机的排气比纯喷气的涡轮喷气发动机的排气流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。在亚音速(Ma<1.0)条件下,涡轮喷气发动机的推进效率最低。当飞机飞行速度超过音速后(Ma>1.0),涡扇发动机由于迎风面积过大从而推进效率开始降低；与此相反,涡轮喷气发动机的推进效率则迅速提升,即使在马赫数 2.5-3.0 范围下,涡轮喷气发动机的推进效率仍然可以达到 90%,正因为如此，与三代机普遍使用的涵道比为0.5-0.8的中等涵道比涡扇发动机相比,F-22使用的F-119涡扇发动机把涵道比降回到0.29，为的就是能够实现（Ma1.4）的超音速巡航。

每种发动机都有它们最佳使用的飞行包线-(由速度x/高度y构成的xy坐标系)，并不是说涡扇发动机一定比涡喷发动机省油，在超音速时，同样开加力燃烧室的涡扇发动机比涡喷发动机耗油率还高。

涡轮冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机（它常用于马赫数低于3的各种速度）与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。

涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气（燃气）用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。

推力重量比：Thrust to weight ratio，代表发动机推力与发动机本身重量之比值，愈大者性能愈好。

压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。

涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。

压缩比：进气被压缩机压缩後的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大者性能愈好。

海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差（空速）为零时，全速运转所产生的推力，被使用的单位包括kN（千牛顿）、kg（公斤）、lb（磅）等。

单位推力小时耗油率：又称比推力（specific thrust），耗油率与推力之比，公制单位为kg/N-h，愈小者愈省油。

涡轮前温度：燃烧後之高温高压气流进入涡轮机之前的温度，通常愈大者性能愈好。

燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度。

平均故障时间：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，愈长者愈不易故障，通常维护成本也愈低。

对比往复式发动机和不同类型涡轮发动机的性能是可能的。然而，要准确的比较，往复式发动机必须使用推力马力(即有用马力)而不是制动马力，涡轮发动机必须使用净推力。此外，飞机设计配置和大小必须基本相同。

1) BHP-制动马力是实际传递到输出轴的马力。制动马力是实际可用的马力。

2) 净推力-涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机产生的推力。

3) THP-推进马力是涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机产生的推力的等效马力。

4) ESH-就涡轮螺旋桨发动机来说，-等效轴马力是传递到螺旋桨的轴马力(SHP)和排气产生的推进马力之和。

图2显示了四种类型发动机的净推力随空速增加的对比情况。这个图只用于说明目的，不是特定型号的发动机的。四种类型的发动机是:

往复式发动机

涡轮机，螺旋桨组合(涡轮螺旋桨发动机)

涡轮风扇发动机

涡轮喷气发动机(纯粹的喷气发动机)

这个对比是通过描绘每个发动机的性能曲线，它显示了最大飞机速度随所用发动机类型的不同如何变化的。因为这个图只是为了对比，净推力，飞机速度和阻力的数值就没有包含。

四种发动机基于净推力的对比使其性能能力很明显。在直线A左边的速度范围内，往复式发动机胜过其他三种类型。在直线C的左侧范围涡轮螺旋桨发动机胜出涡轮风扇发动机。在直线F的左侧范围内涡轮风扇发动机胜出涡轮喷气发动机。在直线B的右侧范围涡轮风扇发动机胜出往复式发动机，在直线C的右侧涡轮风扇发动机胜出涡轮螺旋桨发动机。直线D的右侧涡轮喷气发动机胜出往复式发动机，直线E的右侧涡轮喷气发动机胜出涡轮螺旋桨发动机，在直线F的右侧它胜出了涡轮风扇发动机。

飞机阻力曲线和净推力曲线的交点是最大飞机速度所在点。从每个点到图的横轴的垂直线说明涡轮喷气飞机可以达到的最大速度比装配其他类型发动机的飞机更高。装配涡轮风扇发动机的飞机比装配涡轮螺旋桨或者往复式发动机的飞机将达到更高的最大速度。

涡轮发动机是根据它们使用的压缩器类型来分类的。压缩器类型分为三类:离心流式，轴流式，和离心轴流式。离心流式发动机中进气道空气是通过加速空气以垂直于机器纵轴的方向排出而得到压缩的。轴流式发动机通过一系列旋转和平行于纵轴移动空气的固定翼形而压缩空气。离心轴流式设计使用这两类压缩器来获得需要的压缩。

空气经过发动机的路径和如何产生功率确定了发动机的类型。有四种类型的飞机涡轮发动机-涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机。

涡轮喷气发动机包含四节:压缩器，燃烧室，涡轮节，和排气节。压缩器部分空气以高速度通过进气道到达燃烧室。燃烧室包含燃油入口和用于燃烧的点火器。膨胀的空气驱动涡轮，涡轮通过轴连接到压缩器，支持发动机的运行。从发动机排出加速的排气提供推力。这是基本应用了压缩空气，点燃油气混合物，产生动力以自维持发动机运行，和用于推进的排气。

涡轮喷气发动机受限于航程和续航力。它们在低压缩器速度时对油门的反应也慢。

涡轮螺旋桨发动机是一个通过减速齿轮驱动螺旋桨的涡轮发动机。排出气体驱动一个动力涡轮机，它通过一个轴和减速齿轮组件连接。减速齿轮在涡轮螺旋桨发动机上是必须的，因为螺旋桨转速比发动机运行转速低得多的时候才能得到最佳螺旋桨性能。涡轮螺旋桨发动机是涡轮喷气发动机和往复式发动机的一个折衷产物。涡轮螺旋桨发动机最有效率的速度范围是250mph到400mph(英里每小时)，高度位于18000英尺到30000英尺。它们在起飞和着陆时低空速状态也能很好的运行，燃油效率也好。涡轮螺旋桨发动机的最小单位燃油消耗通常位于高度范围25000英尺到对流层顶。

涡轮风扇发动机的发展结合了涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的一些最好特征。涡轮风扇发动机的设计是通过转移燃烧室周围的次级气流来产生额外的推力。涡轮风扇发动机旁路空气产生了增强的推力，冷却了发动机，有助于抑制排气噪音。这能够获得涡轮喷气型发动机的巡航速度和更低的燃油消耗。

通过涡轮风扇发动机的进气道空气通常被分成两个分离的气流。一个气流通过发动机的中心部分，而另一股气流从发动机中心旁路通过。正是这个旁路的气流才有术语"双路式涡轮喷气发动机"。涡轮风扇发动机的函道比(bypass ratio)是指通过风扇的气流质量和通过发动机中心的气流质量之比。

第四种常规类型的喷气发动机是涡轮轴发动机。它把动力传递到一个不是驱动螺旋桨的轴上。涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机的最大区别是在涡轮轴发动机上，膨胀气体产生的大多数能量是用于驱动一个涡轮而不是产生推力。很多直升飞机使用一个涡轮轴气体涡轮发动机。另外，涡轮轴发动机在大飞机上广泛用作辅助动力装置(APU)。