壓氣機故名思意，就是用來壓縮空氣的壹種機械。在噴氣發動機上所使用的壓氣機按其結構和工作原理可以分為兩大類，壹類是離心式壓氣機，壹類是軸流式壓氣機。離必式壓氣機的外形就像是壹個鈍角的扁圓錐體。在這個圓錐體上有數條螺旋形的葉片，當壓氣機的圓盤運轉時，空氣就會被螺旋形的葉片“抓住”，在高速旋轉所帶來的巨大離心力之下，空氣就會被甩進壓氣機圓盤與壓氣機機匣之間的空隙，從而實現空氣的增壓。與離心式壓氣機不同，軸流式壓氣機是由多級風扇所構成的，其每壹級都會產生壹定的增壓比，各級風扇的增壓比相乘就是壓氣機的總增壓比。
在現代渦扇發動機上的壓氣機大多是軸流式壓氣機，軸流式壓氣機有著體積小、流量大、單位效率高的優點，但在壹些場合之下離心式壓氣機也還有用武之地，離心式壓氣機雖然效率比較差，而且重量大，但離心式壓氣機的工作比較穩定、結構簡單而且單級增壓比也比軸流式壓氣機要高數倍。比如在我國臺灣的ＩＤＦ上用的雙轉子結構的ＴＦＥ１－０４２－７０渦扇發動機上，其高壓壓氣機就采用了四級軸流式與壹級離心式的組合式壓氣機以減少壓氣機的級數。多說壹句，這樣的組合式壓氣機在渦扇發動機上用的不多，但在直升機上所使用的渦軸發動機現在壹般都為幾級軸流式加壹級離心式的組合結構。比如國產的渦軸－６、渦軸－８發動機就是１級軸流式加１級離心式構成的組合壓氣機。而美國的“黑鷹”直升機上的Ｔ－７００發動機其壓氣機為５級軸流式加上１級離心式。
壓氣機是渦扇發動機上比較核心的壹個部件。在渦扇發動機上采用雙轉子結構很大程度上就是為了迎合壓氣機的需要。壓氣機的效率高低直接的影響了發動機的工作效率。目前人們的目標是提高壓氣機的單級增壓比。比如在Ｊ－７９上用的壓氣機風扇有１７級之多，平均單級增壓比為１．１６，這樣１７級葉片的總增壓比大約為１２．５左右，而用在波音－７７７上的ＧＥ－９０的壓氣機的平均單級增壓比以提高到了１．３６，這樣只要十級增壓葉片總增壓比就可以達到２３左右。而Ｆ－２２的動力Ｆ－１１９發動機的壓氣機更是了的，３級風扇和６級高壓壓氣機的總增壓比就達到了２５左右，平均單級增壓比為１．４３。平均單級增壓比的提高對減少壓氣機的級數、減少發動機的總量、縮短發動機的總長度是大有好處的。
但隨著壓氣機的增壓比越來越高，壓氣機振喘和壓氣機防熱的問題也就突現了出來。
在壓氣機中，空氣在得到增壓的同時，其溫度也在上升。比如當飛機在地面起飛壓氣機的增壓比達到２５左右時，壓氣機的出口溫度就會超過５００度。而在戰鬥機所用的低函道比渦扇發動機中，在中低空飛行中由於沖壓作用，其溫度還會提高。而當壓氣機的總增壓比達到３０左右時，壓氣機的出口溫度會達到６００度左右。如此高的溫度會鈦合金以是難當重任，只能由耐高溫的鎳基合金取而代之，可是鎳基合金與鈦合金相比基重量太大。與是人們又開發了新型的耐高溫鈦合金。在波音－７４７的動力之壹羅·羅公司的遄達８００與ＥＦ－２０００的動力ＥＪ－２００上就使用了全鈦合金壓氣機。其轉子重量要比使用鎳基合金減重百分之三十左右。
與壓氣機防熱的問題相比壓氣機振喘的問題要難辦壹些。振喘是發動機的壹種不正常的工作狀態，他是由壓氣機內的空氣流量、流速、壓力的空然變化而引發的。比如在當飛機進行加速、減速時，當飛發動機吞水、吞冰時，或當戰鬥機在突然以大攻飛行拉起進氣道受到屏蔽進氣量驟減時。都極有可能引起發動機的振喘。
在渦扇噴氣發動機之初，人們就采用了在各級壓氣機前和風扇前加裝整流葉片的方法來減少上壹級壓氣機因絞動空氣所帶給下壹級壓氣機的不利影響，以克制振喘現像的發生。而且在Ｊ－７９渦噴發動機上人們還首次實現了整流葉片的可調整。可調整的整流葉片可以讓發動機在更加寬廣的飛行包線內正常工作。可是隨著風扇、壓氣機的增壓比壹步壹步的提高光是采用整流葉片的方法以是行不通了。對於風扇人們使用了寬弦風扇解決了在更廣的工作範圍內穩定工作的問題，而且采用了寬弦風扇之後即使去掉風扇前的整流葉片風扇也會穩定的工作。比如在Ｆ－１５上的Ｆ１００－ＰＷ－１００其風扇前就采用了整流葉片，而Ｆ－２２的Ｆ－１１９就由於采用了三級寬弦風扇所以風扇前也就沒有了整流葉片，這樣發動機的重量得以減輕，而且由於風扇前少了壹層屏蔽其效率也就自然而然的提高了。風扇的問題解決了可是壓氣的問題還在，而且似乎比風扇的問題材更難辦。因為多級的壓氣機都是裝在壹根軸上的，在工作時它的轉數也是相同的。如果各級壓氣機在工作的時候都有自已合理的工作轉數，振喘的問題也就解決了。可是到現在為止還沒有聽說什麽國家在集中國力來研究十幾、二十幾轉子的渦扇發動機。
在萬般的無耐之後人們能回到老路上來——放氣。放氣是壹種最簡單但也最無可耐何的防振喘的方法。在很多現代化的發動上人們都保留的放氣活門以備不時之須。比如在波音－７４７的動力ＪＴ－９Ｄ上，普·惠公司就分別在十五級的高、低壓氣機中的第４、９、１５級上保留了三個放氣活門。
◆燃燒室與渦輪
渦扇發動機的燃燒室也就是我們上面所提到過的“燃氣發生器”。經過壓氣機壓縮後的高壓空氣與燃料混合之後將在燃燒室中燃燒以產生高溫高壓燃氣來推動燃氣渦輪的運轉。在噴氣發動機上最常用的燃燒室有兩種，壹種叫作環管形燃燒室，壹種叫作環形燃燒室。
環管燃燒室是由數個火焰筒圍成壹圈所組成，在火焰筒與火焰筒之間有傳焰管相連以保證各火焰筒的出口燃氣壓力大至相等。可是既使是如此各各火焰筒之內的燃氣壓力也還是不能完全相等，但各火焰筒內的微小燃氣壓力還不足以為患。但在各各火焰筒的出口處由於相鄰的兩個火焰筒所噴出的燃氣會發生重疊，所以在各火焰筒的出口相鄰處的溫度要比別處的溫度高。火焰筒的出口溫度場的溫度差異會給渦輪前部的燃氣導向器帶來壹定的損害，溫度高的部分會加速被燒蝕。比如在使用了八個火焰筒的環管燃燒室的ＪＴ－３Ｄ上，在火焰筒尾焰重疊處其燃氣導流葉片的壽命只有正常葉片的三分之壹。
與環管式燃燒室相比，環形燃燒室就沒有這樣的缺點。故名思意，與管環燃燒室不同，環形燃燒室的形狀就像是壹個同心圓，壓縮空氣與燃油在圓環中組織燃燒。由於環形燃燒室不像環管燃燒室那樣是由多個火焰筒所組成，環形燃燒室的燃燒室是壹個整體，因此環形燃燒室的出口燃氣場的溫度要比環管形燃燒室的溫度均勻，而且環形燃燒室所需的燃油噴嘴也要比環管燃燒室的要少壹些。均勻的溫度場對直接承受高溫燃氣的燃氣導流葉片的整體壽命是有好處的。
與環管燃燒室相比，環形燃燒室的優點還不止是這些。
由於燃燒室中的溫度很高，所以無論環管燃燒室還是環形燃燒室都要進行壹定的冷卻，以保證燃燒室能更穩定的進行工作。單純的吹風冷卻早以不能適應極高的燃燒室溫度。現在人們在燃燒室中最普便使用的冷卻方法是全氣膜冷卻，即在燃燒室內壁與燃燒室內部的高溫燃氣之間組織起壹層由較冷空氣所形成的氣膜來保護燃燒室的內壁。由於要形成氣膜，所以就要從燃燒室壁上的孔隙中向燃燒室內噴入壹定量的冷空氣，所以燃燒室壁被作的很復雜，上面的開有成千上萬用真空電子束打出的冷卻氣孔。現在大家只要通過簡單的計算就可以得知，在有著相同的燃燒室容積的情況下，環形燃燒室的受熱面積要比環管燃燒室的受熱面積小的多。因此環形燃燒的冷卻要比環管形燃燒室的冷卻容易的多。在除了冷卻比較容易之處，環形燃燒室的體積、重量、燃油油路設計等等與環管燃燒室相比也著優勢。
但與環管燃燒室相比，環形燃燒室也有著壹些不足，但這些不足不是性能上的而是制作工藝上。
首先，是環形燃燒室的強度問題。在環管燃燒室上使用的是單個體積較小的火焰筒，而環形燃燒室使用的是單個體積較大的圓環形燃燒室。隨著承受高溫、高壓的燃燒室的直徑的增大，環形燃燒室的結構強度是壹大難點。
其次，由於燃燒室的工作整體環境很復雜，所以現在人們還不可能完全用計算的方法來發現、解決燃燒室所面臨的問題。要暴露和解決問題進行大量的實驗是唯壹的方法。在環管燃燒室上，由於單個火焰筒的體積和在正常工作時所需要的空氣流量較少，人們可以進行單個的火焰筒實驗。而環形燃燒室是壹個大直徑的整體，在工作時所需要的空氣流量也比較大，所以進行實驗有壹定的難度。在五六十年代人們進行環行燃燒室的實驗時，由於沒有足夠的條件只能進行環形燃燒室部分扇面的實驗，這種實驗不可能得到燃燒室的整體數據。
但由於科技的進步，環形燃燒室的機械強度與調試問題在現如今都以經得到了比較圓滿的解決。由於環形燃燒室固有的優點，在八十年代之後研發的新型渦扇發動機之上幾忽使用的都是環形燃燒室。
為了更能說明兩種不同的燃燒室的性能差異，現在我們就以同為普·惠公司所出品的使用環管形燃燒室的第壹代渦扇發動機ＪＴ－３Ｄ與使用了環形燃燒室的第二代渦扇發動機ＪＴ－９Ｄ來作壹個比較。兩種渦扇發動同為雙轉子前風扇無加力設計，不過推力差異比較大，ＪＴ－３Ｄ是８噸級推力的中推發動機，而ＪＴ－９Ｄ－５９Ａ的推力高達２４０４２公斤，但這樣的差異並不妨礙我們對它們的燃燒室作性能上的比較。首先是兩種燃燒室的幾何形狀，ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的直徑和長度分別為９６５毫米和６２７毫米，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的直徑是１０２０．５毫米、長度是１０７０毫米。很明顯，ＪＴ－９Ｄ的環形燃燒室要比ＪＴ－３Ｄ的環管燃燒室的體積小。ＪＴ－９Ｄ－３Ａ只有２０個燃油噴嘴，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃油噴嘴多達四十八個。燃燒效率ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ為０．９７而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ比他要高兩個百分點。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ八個火焰筒的總表面積為３．５７９平方米，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒表面積只有２．２８２平方米，火焰筒表面積的縮小使得火焰筒的冷卻結構可以作到簡單、高效，因此ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁溫度得以下降。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的火焰筒壁溫度為７００～９００度左右，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒壁溫度只有６００到８５０度左右。ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁溫度沒有ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的高，可是ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的燃燒室出口溫度卻高達１１５０度，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃燒室出口溫度卻只有９４３度。以上所列出的幾條足以能說明與環管燃燒室相比環形燃燒室有著巨大的性能優勢。
在燃燒室中產生的高溫高壓燃氣道先要經過壹道燃氣導向葉片，高溫高壓燃氣在經過燃氣導向葉片時會被整流，並被賦予壹定的角度以更有效率的來沖擊渦輪葉片。其目地就是為了推動渦輪，各級渦輪會帶動風扇和壓氣機作功。在渦扇發動機中，渦輪葉片和燃氣導向葉片將要直接的承受高溫高壓燃氣的沖刷。普通的金屬材料跟本無法承受如此刻克的工作環境。因此燃氣導向葉片和渦輪葉片還有聯接渦輪葉片的渦輪盤都必需是極耐高溫的合金材料。沒有深厚的基礎科學研究，高性能的渦輪研制也就無從談起。現今有實力來研制高性能渦輪的國家都無不把先進的渦輪盤和渦輪葉片的材料配方和制作工藝當作是最高極密。也正是這個小小的渦輪減緩了壹些國家成為航空大國的步伐。
眾所周知，提高渦輪進口溫度是提高渦扇發動機推力的有效途徑，所以在軍用渦扇發動機上，人們都在不遺余力的來提高渦輪的進口渦度以使發動機用更小的體積和重量來產生更大的推力。蘇－２７的動力ＡＬ－３７Ｆ渦扇發動機的渦輪進口溫度以高達１４２７度，而Ｆ－２２的運力Ｆ－１１９渦扇發動機其渦輪前進口溫度更是達到了１７００度的水平。在很多文章上提到如果要想達到更高的渦輪口進氣溫度，在現今陶瓷渦輪還未達到真正實際應用水平的情況下，只能采用更高性能的耐高溫合金。其實這是不切確的。提高渦輪的進口溫度並非只有采用更加耐高溫的材料這壹種途徑。早在渦扇發動機誕生之初，人們就想到了用塗層的辦法來提高渦輪葉片的耐燒上塗壹層耐燒蝕的表面塗層來延長渦輪葉片的使用壽命。在ＪＴ－３Ｄ的渦輪葉片上普惠公司就用擴散滲透法在渦輪葉片上“鍍”上壹層鋁、矽塗層。這種擴散滲透法與我們日常應用的手工鋼鋸條的滲碳工藝有點類似。經過了擴散滲透鋁、矽的ＪＴ－３Ｄ壹級渦輪葉片其理論工作壽命高達１５９００小時。
當渦輪工作溫度進壹步升高之後，固體滲透也開始不能滿足越來越高的耐燒蝕要求。首先是固體滲透法所產生的塗層不能保證其塗層的均勻，其次是用固體滲透法得出的塗層容易脫落，其三經過固體滲透之後得出的成品由於塗層不勻會產生壹定的不規則變形（壹般來說經過滲透法加工的零件其外形尺寸都有細小的放大）。
針對固體滲透法的這些不足，人們又開發了氣體滲透法。所謂氣體滲透就是用金屬蒸氣來對葉片進行“蒸煮”在“蒸煮”的過程中各種合金成分會滲透到葉片的表層當中去和葉片表層緊密結合並改變葉片表層的金屬結晶結構。和固體滲透法相比，氣體滲透法所得到的塗層質量有了很大提高，其被滲透層可以作的極均勻。但氣體滲透法的工藝過程要相對復雜很多，實現起來也比較的不容易。但在對渦輪葉片的耐熱蝕要求越來越高的情況下，人們還是選擇了比較復雜的氣體滲透法，現如今的渦輪風扇中的渦輪葉片大都經過氣體滲透來加強其表面的耐燒蝕。
除了塗層之外，人們還要用較冷的空氣來對渦輪葉片進行壹定的冷卻，空心氣冷葉片也就隨之誕生了。最早的渦扇發動機－－英國羅·羅公司的維康就使用了空心氣冷葉片。與燃燒室相比因為渦輪是轉動部件，因此渦輪的氣冷也就要比燃燒室的空氣冷卻要復雜的多的多。除了在燃燒室中使用的氣薄冷卻之外在渦輪的燃氣導向葉片和渦輪葉片上大多還使用了對流冷卻和空氣沖擊冷卻。
對流冷卻就是在空心葉片中不停有冷卻氣在葉片中流動以帶走葉片上的熱量。沖擊冷卻其實是壹種被加強了的對流冷卻，即是壹股或多股高速冷卻氣強行噴射在要求被冷卻的表面。沖擊冷卻壹般都是用在燃氣導向葉片和渦輪葉片的前緣上，由空心葉片的內部向葉片的前緣噴射冷卻氣體以強行降溫。沖擊冷卻後的氣體會從燃氣導向葉片和渦輪葉片前緣上的的孔、隙中流出在燃氣的帶動下在葉片的表面形成冷卻氣薄。但開在葉片前緣上使冷卻氣流出的孔、隙會讓葉片更加難以制造，而且開在葉片前緣上的孔隙還會使應力極中，對葉片的壽命產生負面影響。可是由於氣薄冷卻要比對流冷卻的效果好上很多，所以人們還是要不惜代價的在葉片上采用氣薄冷卻。
從某種意義上來說，在燃氣導向葉片和渦輪葉片上使用更科學理合理的冷卻方法可能要比開發更先進的耐高溫合金更重要壹些。因為空心冷卻要比開發新合金投資更少，見效更快。現在渦輪進口溫度的提升其壹半左右的功勞要歸功於冷卻技術的提高。現如今在各式渦扇發動機的渦輪前進口溫度中要有２００度到３５０度的溫度被葉片冷卻技術所消化，所以說渦輪工作溫度的提高葉片冷卻技術功不可沒。
其實在很多軍事愛好者的眼中，渦輪的問題似乎只是壹個耐高溫材料的問題。其實渦輪問題由於其工作環境的特殊性它的難點不只是在高溫上。比如，由於渦輪葉片和渦輪機匣在高溫工作時由於熱漲冷縮會產生壹定的變形，由這些變形所引起的渦輪葉片與機匣徑向間隙過大的問題，徑向間隙的變大會引起燃氣泄露而級大的降底渦輪效率。還有薄薄的渦輪機匣在高溫工作時產生的扭曲變形；低壓渦輪所要求的大功率與低轉數的矛盾；提高單級渦輪載荷後渦輪葉片的根部強度等等。除了這些設計上的難題之外，更大的難題則在於渦輪部件的加工工藝。比如進行渦輪盤粉末合金鑄造時的雜質控制、渦輪盤進行機器加工時的軸向進給力的控制、對渦輪盤加工的高精度要求、渦輪葉片合金精密鑄造時的偏析、渦輪葉片在表面滲透加工中的變形等等，這裏面的每壹個問題解決不好都不可能生產出高質量、高熱效率的渦輪部件。
◆噴管與加力
尾噴管是渦扇發動機的最末端，流經風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪的空氣只有通過噴管排出了發動機之外才能產生真正的推力以推動飛機飛行。
渦扇發動機的排氣有二部分，壹部分是外函排氣，壹部分是內函排氣。所以相應的渦扇發動機的排氣方式也就分成了二種，壹種是內外函的分開排氣，壹種是內外函的混合排氣。兩種排氣方式各有優劣，所以在現代渦扇發動機上兩種排氣方式都有使用。總的來說，在高函道比的渦扇發動機上大多采有內外函分開排氣，在低函道比的戰鬥機渦扇發動機上都采用混合排氣的方式，而在中函道比的渦扇發動機上兩種排氣方式都有較多的使用。
對於渦扇發動機來說，函道比越高的發動機其用油也就更省推力也更大。其原因就是內函核心發動機把比較多的能量傳遞給了外函風扇。在混合排氣的渦扇發動機中，內函較熱的排氣會給外函較冷的排氣加溫，進壹步的用氣動－－熱力過程把能量傳遞給外函排氣。所以從理論上來說，內外函的混合排氣會提高推進效率使燃油消耗進壹步降低，而且在實際上由於混合排氣可以降底內函較高排氣速度，所以在當飛機起降時還可以降低發動機的排氣噪音。可是在實際操作的過程中，高函道的渦扇發動機幾乎沒有使用混合排氣的例子，壹般都采用可以節省重量的短外函排氣。
進行內外函的混合排氣到目前為止只有兩種方法壹種是使用排氣混合器，壹種是使用長外函道進行內外函排氣的混合。在使用排氣混合器時，發動機會增加壹部分排氣混合器的重量，而且由於排氣要經過排氣混合器所以發動機的排氣會產生壹部分總壓損失，這兩點不足完全可以抵消掉混合排氣所帶來的好處。而長外函排氣除了要付出重量的代價之外其排氣的混合也不是十分的均勻。所以除了在戰鬥機上因結構要求而采用外則很少有采用。
在戰鬥機上除了有長外函進行內外函空氣混合之外壹般都還裝有加力裝置來提高發動機的最大可用推力。
所謂加力就是在內函排氣和外函排氣中再噴入壹定數量的燃油進行燃燒，以燃油的損失來換取短時間的大推力。到目前為此只有在軍用飛機和極少數要求超音速飛行的民用飛機上使用了加力。由於各種飛機的使命不同對加力燃料的要求也是不同的。比如對於純粹的截擊戰鬥機如米格－２５來說，在進行戰鬥起飛時，其起飛、爬升、奔向戰區、空戰等等都要求發動機用最大的推力來驅動飛機。其戰鬥起飛時使用加力的時間差不多達到了整個飛行時間的百分之五十。而對於Ｆ－１５之類的空優戰鬥機來說在作戰起飛時只有在起飛和進行空中格鬥時使用加力，因此其加力的使用使時長只占其飛行時間的百分之十不到。而在執行純粹的對地攻擊任務時其飛機要求時用加力的時間連百分之壹都不到，所以在強擊機上幹脆就不安裝加力裝置以減少發動機的重量和長度。
加力燃燒是提高發動機推重比的壹個重要手段。現在我們所說的戰鬥機發動機的推重比都是按照加力推力來計算的。如果不按照加力推力來計算Ｆ－１００－ＰＷ－１００的推重比只有４．７９連５都沒有達到！為了提高發動機的最大推力，人們現在壹般都在采用內外函排氣同時參與加力燃燒的混合加力。
但當加力燃燒在大幅度的提高發動機的推力的時候，所負出的代價就是燃油的高消耗。還是以Ｆ－１００－ＰＷ－１００為例其在全加力時的推力要比無加力時的最大推力高百分之六十六，可是加力的燃油消耗卻是無加力時的百分之二百八十壹。這樣高的燃油消耗在起飛和進行空中格鬥時還可以少少的使用壹下，如要進行長時間的超音速飛行的話飛機的作戰半徑將大大縮短。
針對渦扇發動機高速性能的不足，人們又提出了變循環方案和外函加力方案。所謂變循環就是渦扇發動機的函道比在壹定的範圍內可調。比如與Ｆ－１１９競爭Ｆ－２２動力的ＹＦ－１２０發動機就是壹種變循環渦扇發動機。他的函道比可以０～０．２５之間可調。這樣就可以在要求高航速的時候把函道比縮至最小，使渦扇發動機變為高速性能好的渦噴發動機。但由於變循環發動機技術復雜，要增加壹部分重量，而且費用高、維護不便，於是ＹＦ－１２０敗與Ｆ－１１９手下。
由於混合加力要求內外函排氣都參與加力燃燒，這樣所需要的燃油也較多，於是人們又想到了內外函分開排氣，只使用外函排氣參加加力燃料的方案。但外函排氣的溫度比較低，所以組織燃燒相對的困難。目前只有少數使用，通常是要求長時間開加力的發動機才會采用這種結構