题主问的如果是现阶段应用领域较为广为的喷射引擎基本原理吧，刚好我是学这个的，就来单纯说呵呵直升机引擎的内部结构和运转基本原理，尽可能浅显一些不必式子。
具体来说单纯如是说呵呵内部结构
喷射引擎由喷管，增压器，喷嘴，涡轮引擎，尾喷管五部分共同组成，其中增压器，喷嘴和涡轮引擎合起来称作核心理念机（为何叫核心理念机前面如是说）。
对于喷射引擎来说，当直升机在高空高速路滑翔时，以直升机为质点，后方水蒸气萨利耶德贝阿尔恩县速率迅速，此时增压器是不能间接排出这些高速路冷水蒸气的，要圣索弗喷管将高速路扰动冷水蒸气切换为匀速高速旋转冷水蒸气，现阶段国际航空引擎喷管进气口冷水蒸气速率为该地帕西基速0.5-0.6（因为通量为环境温度的表达式，引擎里不同边线环境温度不那样，因此通量也不那样，该地帕西基速0.5-0.6是指喷管出口产品处冷水蒸气速率是该地通量的0.5-0.6倍）。
而尾喷管则是通过掌控冷水蒸气渗出速率掌控输出功率，并使出口产品阻力尽可能吻合外间标准水蒸气压。
上面来说核心理念机，为的是介绍核心理念机咋，具体来说要介绍喷射引擎的热力学基本原理。
从统计力学基本原理来说，涡轮引擎喷射引擎的热力循环式是坎索循环式
左图是则表示平庸坎索循环式的温熵图（图中的每一点儿相关联于化学势的一个状况，这儿将引擎排出的水蒸气当做化学势处置），就喷射引擎来说，0这一点儿则表示周遭水蒸气的液体状况，水蒸气步入喷管，被排出增压器压缩的过程是图中0-2的等熵压缩过程，平庸情况下在这个阶段，水蒸气的总熵不变，但被增压器压缩环境温度上升。当然实际做不到等熵压缩，总有一点儿损失。
图中2点则表示经过增压器的液体状况，此时液体环境温度已有600K左右（工程统计力学一般都用统计力学环境温度），当然不同引擎差别会较为大。液体从点2到点3是在喷嘴中进行等压加热，理论来说燃烧过程阻力基本不变（当然实际做不到真正的等压）。经过喷嘴加热后液体环境温度已经非常高了，液体到点3后上面一个阶段就要经过涡轮引擎，所以点3的环境温度也叫涡轮引擎前环境温度。现阶段喷射引擎涡轮引擎前环境温度普遍能到1400K以上，F-22的引擎涡轮引擎前环境温度能到2000K左右。
从点3到点4，是液体经过涡轮引擎等熵膨胀，在这个过程中推动涡轮引擎做功，自身内能下降，表现为环境温度降低。而涡轮引擎和前面的增压器是由一根轴连在一起的，由高温液体做功推动涡轮引擎后，涡轮引擎将这个功传给前面的增压器，也就是说增压器压缩液体消耗的能量是由前面涡轮引擎产生的，也因为这个原因，喷射引擎不能自己启动，启动时要先有电动机之类的东西把它带到一定的转速之后才能点火启动。
液体排出引擎后，在水蒸气中等压冷却，在图中用点4到点1的虚线则表示。
分析这个统计力学循环式可以看出，3点的环境温度越高，液体在涡轮引擎前内能越高（化学势内能为环境温度的线性表达式，环境温度越高内能越高），在经过涡轮引擎时做功也越多，就能更好推动增压器产生更大的输出功率，而在温熵图上2-3的等熵过程的路径是唯一确定的，按照工程师和科学家的计算，每一个涡轮引擎前环境温度都相关联一个最佳增压比，使在这个涡轮引擎前环境温度下引擎的热效率最高。也就是说点3环境温度增高，如果要保持统计力学效率不降低，点2的环境温度也要增高，即增压器增压比要增高，因此喷射引擎的发展主要就在干两件事，想方设法提高涡轮引擎前环境温度和想方设法提高增压器增压比。
介绍了喷射引擎的统计力学基本原理之后，我们可以发现，坎索循环式中决定整个循环式状况的是增压器增压比和涡轮引擎前环境温度，增压器的设计决定增压比，而涡轮引擎前环境温度由喷嘴和涡轮引擎共同决定（毕竟即便喷嘴能烧到2000K，涡轮引擎承受不了如此高的环境温度就融化了），所以增压器，喷嘴和涡轮引擎合起来称作核心理念机，因为它们三个决定了一台喷射引擎的统计力学循环式是什么样的，核心理念机决定引擎的总功率和热效率，有了好的核心理念机，如果间接在地上用，稍微改造呵呵就成燃气轮机，同样的核心理念机如果加上超通量喷管、加力喷嘴和尾喷管就成了战斗机用的涡喷引擎，如果核心理念机前面加一个风扇就成了涡扇引擎。美国的lm2500舰用燃气轮机和F-15、F-16所用的F110引擎以至一些民航直升机的引擎就都是从GE9一个核心理念机衍生而来。
以上
