Voir la source de Turboréacteur

{{Article général|Propulsion des aéronefs|Moteur à réaction}}
{{À sourcer|date=juillet 2023}}

Le '''turboréacteur''' est un [[Propulsion des aéronefs|système de propulsion]] qui transforme le [[Potentiel chimique|potentiel d'énergie chimique]] contenu dans un carburant, associé à un comburant qu'est l'air ambiant, en [[énergie cinétique]] permettant de générer une force de réaction en milieu compressible dans le sens opposé à l'éjection.

Ce type de moteur est essentiellement utilisé sur les [[avion]]s de type commercial ou militaire. La [[poussée]] générée résulte de l'accélération d'une certaine quantité d'air entre l'entrée (buse d'entrée d'air) et la sortie (tuyère d'éjection). Afin d'injecter une quantité d'air suffisante en masse, un accroissement de la pression à vitesse à peu près constante est assuré par le compresseur d'entrée. Un important dégagement d'énergie est ensuite provoqué par la [[combustion]] d'un carburant, généralement du [[kérosène]], avec l'oxygène de l'air qui traverse la machine. Une partie de l'énergie produite est récupérée par une [[turbine]] à la sortie de la [[chambre de combustion]] pour entraîner certains accessoires, dont le [[Compresseur mécanique|compresseur]] situé juste en aval de l'entrée d'air. L'autre partie du flux chaud (additionnée ou non au flux froid suivant le type de réacteur) produit la [[poussée]] par détente dans la [[tuyère]] d'éjection.

== Historique ==
=== Préambule avant la Seconde Guerre mondiale : les pionniers ===
[[Fichier:Coanda 1910.png|vignette|gauche|Le premier avion à réaction au deuxième [[Salon international de l'aéronautique et de l'espace de Paris-Le Bourget|Salon de l'aéronautique]] de 1910.]]
[[Fichier:Coanda turbo-propulseur 1910.jpg|vignette|droite|Turbine du moteur Coanda (1910).]]
[[Fichier:Heinkel He 178 050602-F-1234P-002.jpg|vignette|gauche|Le [[Heinkel He 178]], premier aéronef conçu pour être propulsé par un turboréacteur et ayant réussi ses essais.]]

Le début de l'{{Lien |fr= histoire du turboréacteur |lang=en |trad=History of the jet engine}} peut être confondu avec la présentation du « turbo-propulseur » construit par le [[Roumanie|Roumain]] [[Henri Coandă]] au [[Salon international de l'aéronautique et de l'espace de Paris-Le Bourget|salon de l'aéronautique]] en [[1910]]. Aujourd'hui on le classerait dans la catégorie des [[motoréacteur]]s : le [[Compresseur centrifuge|compresseur]] (centrifuge) n'est pas actionné par une turbine mais par un moteur à piston. Lors d'un essai au sol, son inventeur et pilote, surpris par sa puissance, coupe le moteur, mais l'inertie, bien plus importante que celle d'un moteur à [[Hélice (aéronautique)|hélice]], fait que l'avion décolle quand même, puis, privé de propulsion, atterrit brutalement et brûle partiellement. Coandă revient à une motorisation à [[Hélice (aéronautique)|hélice]], mais poursuit ses études et son aventure sera à l'origine de la découverte de l'[[effet Coandă]].

Le moteur Coandă inspire d'abord le français [[Maxime Guillaume]], qui est le premier à déposer, le {{date|3|mai|1921|en aéronautique}}, un brevet d'invention<ref>Brevet de Maxime Guillaume, {{numéro}}{{formatnum:534801}}.</ref> concernant le « propulseur par réaction sur l'air », brevet qu'il obtient le {{date|13|janvier|1922|en aéronautique}}<ref>{{Lien web |url=http://v3.espacenet.com/espacenetDocument.pdf?flavour=phantomFull&locale=en_V3&FT=D&date=19220403&CC=FR&NR=534801A&KC=A |titre=Brevet d'invention - Propulseur par réaction sur air |site=Office national de la propriété industrielle}}.</ref>. Néanmoins, il ne sera suivi d'aucune construction, car elle aurait nécessité d'importantes avancées techniques sur les compresseurs et les matériaux.

Dans les années 1930, de nouveaux turboréacteurs sont conçus, à peu près simultanément mais indépendamment, par [[Frank Whittle]] au [[Royaume-Uni]] et par [[Hans von Ohain]] en [[Allemagne]]<ref name=gsi>{{en}} [[#GSI|Kendall F. Haven (2006)]], ''100 greatest science inventions of all time'', How was the jet engine invented ?, {{p.|225-226}}.</ref>{{,}}<ref name=about>{{Lien web|langue=en|url=http://inventors.about.com/library/inventors/bljetengine.htm|titre=Jet Engines - Hans von Ohain and Sir Frank Whittle - The History of the Jet Engine|site=About.com|consulté le=16 août 2009|page=1|auteur=Mary Bellis}}.</ref>.

Whittle, ingénieur aéronautique, s'engage dans la ''[[Royal Air Force]]'' en 1928 et effectue ses premiers vols en tant que pilote en 1931. Âgé alors de {{nombre|22|ans}}, il imagine pour la première fois un avion propulsé sans hélices et essaie sans succès d'obtenir un soutien financier de l'armée pour le développement de son idée<ref name=gsi/>{{,}}<ref name=about/>. Il persiste alors seul dans le développement de cette motorisation et imagine l'utilisation de deux turbines, l'une à l'entrée pour amener l'air vers la chambre de combustion et l'autre pour mélanger le carburant à l'air<ref name=gsi/>.

[[Fichier:Gloster E28-39 first prototyp lr.jpg|vignette|Premier prototype du E28/39, connu sous le nom de « ''[[Gloster E.28/39|Pioneer]]'' ».]]

En 1935, grâce à des dons privés, il construit le premier prototype de turboréacteur et le teste au banc d'essai en {{date||avril|1937|en aéronautique}}. Le [[Power Jets W.1|W.1]], premier turboréacteur destiné à un petit avion expérimental, est livré le {{date|7|juillet|1939|en aéronautique}} à la société ''[[Power Jets|Power Jets Ltd.]]'', avec laquelle Whittle est associé. En {{date||février|1940|en aéronautique}}, la ''[[Gloster Aircraft Company]]'' est choisie pour développer un avion mû par le W.1. Le « ''[[Gloster E.28/39|Pioneer]]'' » effectue ainsi son premier vol le {{Date|15|mai|1941|en aéronautique}}<ref name=about/>.

Von Ohain est [[doctorat|docteur]] en physique diplômé en 1935 de l'[[Université de Göttingen]]<ref name="DPMA">D'après la notice {{Lien web |titre=Hans-Joachim Pabst von Ohain |url=http://www.dpma.de/ponline/erfindergalerie/bio_ohain.html |site=Bureau allemand des brevets |consulté le=8 mai 2024}}</ref> en Allemagne. Le constructeur d'avions [[Ernst Heinrich Heinkel|Ernst Heinkel]] l'embauche pour développer un nouveau type de propulsion aéronautique<ref name=gsi/>{{,}}<ref name=about/>{{,}}<ref name="DPMA"/>. Von Ohain conçoit l'idée d'un moteur dont la combustion se fait selon un cycle continu et dépose en [[1934]] un brevet de moteur à propulsion similaire à celui de Whittle sur le principe, mais différent sur les éléments internes. [[Ernst Heinrich Heinkel|Heinkel]] a déposé un brevet pour un moteur comme celui de Von Ohain aux [[États-Unis]] en mai 1939, U2256198, inventeur M Hahn. Von Ohain fait voler le premier turboréacteur sur un [[Heinkel He 178]] en [[1939]], premier aéronef conçu pour être propulsé par ce type de moteur<ref name=about/>.

=== Autour de la Seconde Guerre mondiale ===
[[Fichier:Bundesarchiv Bild 141-2497, Flugzeug Me 262A auf Flugplatz.jpg|vignette|redresse=1|Le [[Messerschmitt Me 262]], premier chasseur de l'histoire équipé de turboréacteurs, des [[Junkers Jumo 004]]B.]]

Tous ces premiers turboréacteurs, dont ceux de Whittle et Von Ohain, utilisent la technologie du [[compresseur centrifuge]]. Ils présentent l'inconvénient de nécessiter un moteur de grand diamètre pour pouvoir comprimer correctement l'air à l'entrée du turboréacteur, ce qui augmente le diamètre de leur fuselage et pénalise leurs performances, en particulier leur vitesse maximale. En [[1940]], [[Anselm Franz]] développe un turboréacteur fondé sur le principe des compresseurs axiaux, dont la section frontale est beaucoup plus restreinte et le rendement meilleur. Le [[Junkers Jumo 004]] devient ainsi, en [[1944]], non seulement le [[Technologie pendant la Seconde Guerre mondiale|premier turboréacteur moderne]] mais également le premier produit en série<ref>{{Lien web|langue=en| url=http://collections.nasm.si.edu/code/emuseum.asp?profile=objects&newstyle=single&quicksearch=A19670124000|titre=Junkers Jumo 004 B4 Turbojet Engine|site=National Air and Space Museum|consulté le=16 août 2009}}.</ref>{{,}}<ref name="jet">{{en}} [[#JET|Klaus Hünecke (1997)]], ''Jet engines : fundamentals of theory, design and operation'', Turbine Aircraft Engine, {{chap.}}1, {{p.|3}}.</ref>. Il fournit une poussée de 8,8&nbsp;kN (le ministère de l'air exigeait 5,9&nbsp;kN) pour une masse à vide de 719&nbsp;kg<ref>À titre de comparaison le moteur à piston [[Junkers Jumo 213|Jumo 213]] pesait 940 kg pour une puissance maximale de 1750 ch, soit 1310 kW ; la conversion entre la puissance P et la poussée F est délicate, dépendante de la vitesse (selon la formule P=F.v ou F=P/v) et du [[Hélice (aéronautique)#Rendement de propulsion|rendement de l'hélice]], mais sous des hypothèses raisonnables, v=150 m/s et rendement de 75%, la puissance de ce moteur équivaut à environ 1310 x 0,75 / 150 = 6,5 kN de poussée.</ref>.

L'adoption est facilitée par le coût nettement plus faible de ces moteurs par rapport à ceux à piston : par exemple un Jumo 004 coutait {{unité|10000}} [[Reichsmark]]s contre  {{unité|35000}} pour le [[Junkers Jumo 213]] ou {{unité|40000}} pour le [[BMW 801]], et sa fabrication ne réclamait que 375 heures de travail contre {{unité|1400}}, tout en n'utilisant que des matériaux ordinaires ; la durée de vie du moteur est faible mais cohérente avec celle de survie d'un avion ou d'un pilote militaire de l'époque (quelques dizaines d'heures)<ref name="Christopher">{{Ouvrage |id=Christopher2013 |langue=en |prénom1=John |nom1=Christopher |titre=The Race for Hitler's X-Planes |éditeur=History Press |lieu=The Mill, Gloucestershire, UK |année=2013 |mois=juin |jour={{1er}} |pages totales=224 |isbn=978-0-7524-6457-2 |isbn2=0-7524-6457-4 |présentation en ligne=https://www.bookdepository.com/Race-for-Hitlers-X-Planes-John-Christopher/9780752464572}}</ref>.

Les premiers [[avion]]s à turboréacteurs construits en série sont des [[Avion de chasse|chasseurs-bombardiers]], tels que les [[Messerschmitt Me 262|Messerschmitt {{nobr|Me 262}} ''Schwalbe'']], mus par des Jumo 004A, utilisés à la fin de la [[Seconde Guerre mondiale]]<ref name="jet"/>. Leur conception est facilitée par la forme allongée et le petit diamètre des turboréacteurs axiaux. Après guerre, les turboréacteurs se généralisent, aussi bien dans l'aviation militaire que civile, ainsi que les [[turbopropulseur]]s, conçus sur une technologie très similaire, pour entraîner des hélices. Les Alliés construisent un nombre important de nouveaux turboréacteurs, dont le {{Lien|Messerschmitt Me P.1101|texte=Me P.1101}} est sûrement le plus avancé<ref name="sci">{{Lien web|langue=en|url=http://www.scientistsandfriends.com/jets4.html|titre=History of Jet Engines|site=Scientists and Friends|consulté le=16 août 2009|pages=1 à 5}}.</ref>.

[[Fichier:DH Comet 1 BOAC Heathrow 1953.jpg|vignette|Le [[De Havilland Comet]], premier avion commercial à turboréacteurs, décolle en [[1953]] aux couleurs de la [[British Overseas Airways Corporation|BOAC]]. Ce modèle d'avion fut victime d'accidents en raison des grandes altitudes atteintes et de son incapacité à maintenir une [[pressurisation (aérospatial)|pressurisation]] correcte pendant le vol.]]

Ces premiers chasseurs seront pénalisés par des moteurs fragiles et un manque cruel de puissance. Le [[Bell P-59 Airacomet]], premier [[avion de chasse]] à réaction conçu aux [[États-Unis]], n'a d'ailleurs jamais été engagé dans des missions de combat en raison de ses performances décevantes (sous motorisé, peu manœuvrable à basse vitesse…)<ref>{{Lien web|url=http://avions.legendaires.free.fr/p59.php|titre=Bell P-59 Airacomet : le faux premier jet de l'USAAF|site=Avion légendaire|consulté le=25 août 2009}}.</ref>. Ainsi, dès [[1945]], les premiers aéronefs « hybrides » font leur apparition. Ces appareils, à l'image du [[Ryan FR Fireball]], sont en effet mus par un turboréacteur et un [[moteur à combustion et explosion|moteur à pistons]]<ref>{{Lien web|url=http://avions.legendaires.free.fr/fr1.php|titre=Ryan FR-1 Fireball : le chasseur hybride de l'US Navy|site=Avion légendaire|consulté le=25 août 2009}}.</ref>. Certains appareils sont même dotés de [[motoréacteur]]s, qui permettent d'associer un moteur à pistons avec un embryon de turboréacteur. Par ailleurs, la recherche de vitesses toujours plus importantes sera à l'origine dans les [[années 1960]] d'une nouvelle hybridation : un turboréacteur associé à un [[statoréacteur]]. Le [[Nord 1500 Griffon II]] fonctionne sur ce principe. Le turboréacteur fonctionne au décollage tandis que le statoréacteur prend le relais en vol de croisière<ref>{{Lien web|url=http://avions.legendaires.free.fr/griffon.php|titre=Nord N.1500 Griffon : un statoréacteur français trop en avance|site=Avion légendaire|consulté le=25 août 2009}}.</ref>.

[[Fichier:F-4F Phantom flies a refueling mission.jpg|vignette|gauche|[[McDonnell Douglas F-4 Phantom II|McDonnell Douglas F-4F Phantom II]] équipant la ''[[Luftwaffe|Deutsche Luftwaffe]]''.]]
Par la suite, le développement continu des turboréacteurs devient un enjeu majeur aussi bien militaire que civil. Conçu par [[McDonnell Douglas]], le [[McDonnell Douglas F-4 Phantom II|F-4 Phantom II]] est l'un des [[Avion militaire|avions militaires]] [[États-Unis|américains]] les plus importants du {{XXe siècle}} et l'avion de combat [[occident]]al ayant été le plus produit depuis la [[guerre de Corée]]. Mû par deux turboréacteurs [[General Electric J79]], il est l'un des très rares avions à être réputé pour sa durée de vie et ses aptitudes en mission<ref>{{Lien web|langue=en|url=http://collections.nasm.si.edu/code/emuseum.asp?profile=objects&newstyle=single&quicksearch=A19690213000|titre=McDonnell F-4A Phantom II "Sageburner"|site=National Air and Space Museum|consulté le=16 août 2009}}.</ref>. D'un point de vue civil, le [[De Havilland Comet]] est le premier avion commercial propulsé par des turboréacteurs. Lancé en [[1949]], il est resté célèbre pour une série d'accidents en vol qui a mis en évidence le phénomène de [[Fatigue (matériau)|fatigue des structures]] dans l'aéronautique<ref>{{Lien web|langue=en|url=http://www.century-of-flight.net/Aviation%20history/coming%20of%20age/De%20Havilland%20Comet.htm|titre=De Havilland Comet|site=Century of flight|consulté le=16 août 2009}}.</ref>.

=== 1950 – 1980 : la recherche de performances ===
[[Fichier:J79 with F-104.jpg|vignette|gauche|Photographie d'un [[Lockheed F-104 Starfighter]] et du [[General Electric J79]] qui le propulse.]]

La recherche de performances plus élevées du point de vue de la [[Poussée (aérodynamique)|poussée]] se concentre essentiellement sur deux voies : l'augmentation du taux de compression — les compresseurs centrifuges et les premiers compresseurs axiaux atteignent difficilement un rapport de 6 — et l'augmentation de la température d'éjection. Aux États-Unis, en 1953, General Electric développe le [[General Electric J79|J79]], dont le compresseur comporte {{nombre|17|étages}}, 6 des stators étant à incidence variable. Ce dernier sera produit en {{nombre|16500|exemplaires}}. En [[1949]], Pratt & Whitney développe le premier réacteur double corps qui amènera au développement du [[Pratt & Whitney J57|J57]] militaire utilisé sur les [[Boeing B-52 Stratofortress|Boeing B-52]] et {{lnobr|Boeing C-135 Stratolifter|KC-135}}, ainsi que les [[Douglas A-3 Skywarrior|Douglas Skywarrior]].

Dans le domaine civil, sous la dénomination JT3C, il sera le propulseur originel des [[Boeing 707]] et [[Douglas DC-8]] et sera, au total, produit à {{nombre|21200|exemplaires}}. Au Royaume-Uni, [[Bristol Aeroplane Company|Bristol]] développe à partir de 1949 l'[[Rolls-Royce/Snecma Olympus 593|Olympus]], de technologie similaire. Initialement, il fournira une poussée de {{Unité|5000|daN}} portée vers {{formatnum:6000}} en 1957, près de {{formatnum:8000}} en 1960 et finalement {{Unité|9000|daN}}. Équipé de la [[postcombustion]], il deviendra le propulseur du [[Concorde (avion)|Concorde]] avec une poussée nominale de {{Unité|17240|daN}}.

En France, la Snecma développe la série des [[Snecma Atar|Atar]], qui culminera avec le 9C à {{Unité|6400|daN}}, et équipera les [[Dassault Mirage III|Mirage III]] et [[Dassault Mirage 5|5]]. Enfin, l'URSS produit les [[Toumanski RD-9|Mikulin AM-5]], [[Toumanski RD-9|AM-9]] et [[Toumanski RD-9|RD-9]] qui équipent les chasseurs [[Mikoyan-Gourevitch MiG-19|MiG-19]] et [[Yakovlev Yak-25|Yak-25]]. Les bombardiers [[Tupolev Tu-16|Tu-16]] et le transport civil [[Tupolev Tu-104|Tu-104]] sont équipés de l'{{Lien|langue=en|trad=Mikulin AM-34|fr=Mikulin AM-34|texte=AM-3}} développé par [[Alexandre Mikouline|Mikouline]] qui, bien qu'utilisant la technologie monocorps, atteint près de {{Unité|10000|daN}}.
{{clr}}

=== Le choc pétrolier ===
[[Fichier:ILA 2008 PD 083.JPG|vignette|Le [[General Electric TF39]], l'un des premiers turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution.]]

En dehors du Concorde, [[supersonique]], les avions commerciaux sont limités à des [[subsonique|vitesses subsoniques]]. L'augmentation de la poussée n'est donc nécessaire que pour propulser des avions de plus en plus lourds. Après le [[choc pétrolier]], les recherches portent sur des moteurs dont la consommation spécifique — le rapport entre la consommation de carburant et la poussée obtenue — est le plus faible possible. La concurrence se révèle très forte entre les trois principaux motoristes — [[Rolls-Royce (entreprise)|Rolls-Royce]] au Royaume-Uni, [[Pratt & Whitney]] aux États-Unis et [[CFM International|CFM]], consortium entre l'américain [[General Electric]] et le français [[Safran Aircraft Engines|Snecma]] — et ceci d'autant plus que [[Boeing]] ou [[Airbus Commercial Aircraft|Airbus]] laissent aux compagnies aériennes le choix du propulseur. Les développements portent donc essentiellement sur un nouveau type de turboréacteur, le turbofan ou turboréacteur à double flux, qui peut être considéré comme intermédiaire entre le turboréacteur et le turbopropulseur (voir [[Propulsion des aéronefs]]). Le premier développement est réalisé par Rolls-Royce avec le [[Rolls-Royce RB.80 Conway|Conway]] et un [[Propulsion des aéronefs#Taux de dilution|taux de dilution]] initial de 0,3 porté par la suite à 0,6.

La première génération de turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution et non développés à partir d'éléments préexistants a permis d'équiper les [[Lockheed C-5 Galaxy]] de l'''[[United States Air Force|US Air Force]]'' avec le [[General Electric TF39]], qui atteignait une poussée de {{Unité|19000|daN}}. Ce réacteur est à l'origine du [[General Electric CF6|CF6]], modèle civil qui se retrouve sur les [[McDonnell Douglas DC-10|DC-10]], [[Airbus A300]] et [[Boeing 747]]. Les deux concurrents Pratt & Whitney et Rolls-Royce suivirent avec les [[Pratt & Whitney JT9D|JT9D]] et [[Rolls-Royce RB.211|RB.211]], aux performances équivalentes.

== Applications et fabricants ==
[[Fichier:Dragster Vincent Perrot Mulhouse 2009.JPG|vignette|gauche|[[Dragster]] de [[Vincent Perrot]] au Festival automobile de Mulhouse 2009.]]

Probablement moins connu du grand public, les turboréacteurs trouvent quelques applications sur les véhicules terrestres. Le [[Thrust SSC]], véhicule terrestre supersonique détenteur du record absolu de vitesse au sol avec une moyenne à {{Unité|1227.985|km/h}}, est propulsé par deux turboréacteurs à [[postcombustion]] développant une puissance d'environ {{Nombre|106000|[[cheval-vapeur|ch]]}}<ref>Thrust SSC, ''Sport Auto'', numéro 430, novembre 1997, {{p.|10-11}}.</ref>. Des versions turbo-motorisées des [[dragster]]s, dénommées ''jet-cars'', existent également, mais celles-ci ne peuvent participer à aucun championnat et ne font l'objet que de démonstrations.

En raison de leur capacité à atteindre des vitesses transsoniques (entre mach 0,8 et mach 1) de manière économique, les turboréacteurs sont essentiellement utilisés sur des aéronefs aussi bien militaires que civils. Tous les avions de plus de {{nombre|110|places}}, produits par [[Airbus Commercial Aircraft|Airbus]] et [[Boeing]], sont équipés de turboréacteurs. Quatre grands fabricants<ref>[https://www.usinenouvelle.com/article/quatre-motoristes-au-coude-a-coude.N272078 Quatre motoristes au coude à coude]</ref> équipent ces avions, à savoir les Américains [[General Electric]] et [[Pratt & Whitney]], le britannique [[Rolls-Royce Limited|Rolls-Royce]] et le français [[Safran Aircraft Engines]]. On peut y ajouter trois autres sociétés : l'allemand [[MTU Aero Engines]], l'italien [[Avio (entreprise)|Avio]] et le japonais [[Japanese Aero Engines Corporation|JAEC]], qui participent à la production de réacteurs en association avec les « grands »<ref name="fab">{{article|titre=Avions de plus de 150 places : qui motorise quoi ?|périodique=Air&Cosmos|numéro=2176S|jour=12|mois=juin|année=2009|pages=102}}.</ref>.

Ainsi, Safran Aircraft Engines intervient en association avec General Electric au sein de [[CFM International]], une [[coentreprise]] détenue à parité égale, pour équiper essentiellement les Airbus de la famille [[Airbus A320|A320]] et les [[Boeing 737]]. De même, JAEC et MTU Aero Engines participent également à une société commune, [[International Aero Engines]], avec Rolls-Royce et Pratt & Whitney. International Aero Engines est détenue à hauteur de 32,5 % par Rolls-Royce, 32,5 % par Pratt & Whitney, 23 % par JAEC et 12 % par MTU. Elle fabrique des réacteurs destinés exclusivement aux Airbus de la famille A320. Enfin, General Electric et Pratt & Whitney se sont associés dans une [[coentreprise]] détenue à parité, [[Engine Alliance]], pour équiper l'[[Airbus A380]], en concurrence avec Rolls-Royce<ref name="fab"/>.

Le {{date-|10 février 2011}}, Avio a signé un accord industriel avec le motoriste aéronautique américain Pratt & Whitney pour la fourniture de son nouveau moteur [[Pratt & Whitney PW1000G|Pure Power PW1500G]].{{clr}}

== Technique ==
{{section à sourcer|date=novembre 2013}}
[[Image:Specific-impulse-kk-20090105-fr.png|vignette|upright=1.4|Domaine de vol (vitesse en Mach) et rendement (impulsion spécifique) des différents types de moteurs à réaction.]]
[[Fichier:Jet engine French.svg|vignette|upright=1.4|Schéma en coupe d'un turboréacteur illustrant son principe de fonctionnement.]]

=== Fonctionnement général ===
Un turboréacteur fonctionne comme le propulseur à hélice sur le {{Info|principe d'action-réaction réalisé dans le milieu compressible qu'est l'air ambiant|Principe Fondamental de la Dynamique élaboré par NEWTON et qui explique comment le mouvement est provoqué par une force}} et qui fournit une poussée vers l'avant en réaction à l'éjection d'une masse de gaz animée d'une certaine vitesse. Pour un [[Moteur à combustion et explosion|moteur à explosion]] et une hélice, l'air servant à la combustion et l'air propulsif sont dissociés. Pour un réacteur, l'air lié à la combustion et l'air propulsif sont confondus totalement (simple flux) ou partiellement ([[Turboréacteur à double flux|double flux]]).

Cette poussée est la conséquence :

# D'une différence de [[quantité de mouvement]] entre l'air admis et les gaz éjectés par unité de temps ;
# D'une différence de pression entre le plan de sortie de la tuyère et l'infini amont.

Cette poussée en réaction engendre le déplacement vers l'avant du moteur (d'où le terme [[moteur à réaction]]), donc du véhicule sur lequel il est fixé<ref name="hew">{{Lien web|langue=en|url=http://inventors.about.com/library/inventors/blhowajetengineworks.htm|titre=How a Jet Engine Works ?|site=About.com|consulté le=16 août 2009}}.</ref>.

=== Cycle thermodynamique ===
[[Fichier:Cycle du turbofan.jpg|vignette|upright=1.4|Courbes de pression, température, volume de l'air traversant un turboréacteur Double flux avec Fan]]

Thermodynamiquement, le turboréacteur est un [[Moteur à combustion interne|moteur thermique]], aérobie et constitué autour d'une turbomachine à gaz. Il fait subir quatre transformations à l'air : aspiration / compression / combustion / détente-éjection. Ces quatre phases du cycle thermodynamique s'effectuent simultanément à des endroits différents par opposition aux quatre temps du moteur à explosion qui se réalisent au même endroit (dans le même cylindre) et à des instants différents.

La compression est [[Processus adiabatique|adiabatique]] [[Réversibilité thermodynamique|réversible]], la combustion [[Processus isobare|isobare]] irréversible (le réacteur étant considéré comme un système ouvert), la détente adiabatique réversible et le refroidissement est isobare réversible.

Pour assurer la réalisation de ce cycle le turboréacteur (mono flux) est constitué de deux parties :
* un ensemble compresseur-foyer-turbine qui transforme l'énergie chimique du carburant en énergie potentielle de gaz comprimés et chauds ;
* une tuyère d'éjection qui transforme en vitesse l'énergie de pression fournie par le générateur de gaz.

Dans le [[diagramme de Clapeyron|diagramme Pression-Volume]], la compression est théoriquement adiabatique et se traduit par une élévation de pression et de température. La combustion est théoriquement isobare, la légère chute de pression (P3-P4 sur le diagramme) étant due aux [[Perte de charge|pertes de charge]]. La combustion génère alors une [[dilatation thermique]] de l’air, c'est-à-dire une augmentation de volume. La détente, théoriquement adiabatique, suit donc une hyperbole parallèle à la compression.

Dans le diagramme Pression-Température apparaît la surface utile ''S'' et la température maximale {{abréviation|T4|Température entrée turbine}}. Pour augmenter la surface utile du cycle, il faut augmenter le taux de compression {{abréviation|P3|Pression Sortie compresseur}}/{{abréviation|P2|Pression Entrée compresseur}} ou augmenter la température {{abréviation|T4|Température entrée turbine}} limitée par la résistance en température des matériaux dont elle est constituée.

<gallery widths=200px>
Diagramme Pression-Volume.jpg|Diagramme Pression-Volume ([[diagramme de Clapeyron]]) du turboréacteur
Diagramme Pression-Température.jpg|Diagramme Pression-Température du turboréacteur
</gallery>

=== Poussée du turboréacteur ===
[[Fichier:GE90-115B.jpg|vignette|upright=1.3|Le [[General Electric GE90|GE90-115B]], turboréacteur le plus puissant en date de 2009.]]

La gamme des turboréacteurs est vaste, et donc aussi les valeurs de leur poussée.

Les plus petits, dont font usage le [[modélisme]], de petits [[drone]]s ou encore des [[ULM]], ont une taille se mesurant en dizaines de centimètres pour une masse de quelques kilogrammes et une poussée de quelques dizaines de [[Newton (unité)|daN]]. En général ils ont entrée un compresseur (centrifuge) à un seul étage, et la turbine ne comporte également qu'un rang d'aube<ref>[https://minijets.org/fr/category/jet-engine-000-100/ quelques exemples]</ref>.

Dans la gamme des avions de transport civil, le plus petit turboréacteur, le [[Microturbo TRS 18|TRS_18]] de [[Safran Power Units]] (anciennement Microturbo), atteint entre 120 et {{unité|160|[[Newton (unité)|daN]]}}, tandis que le plus imposant, le [[General Electric GE90|GE90-115B]], fabriqué par General Electric, développe plus de {{Unité|40000|daN}}<ref name="acte" />{{,}}<ref>{{Lien web|url=http://www.microturbo.com/rubrique.php3?id_rubrique=11&lang=fr|titre=Microturbo - Groupe Safran|site=microturbo.com|consulté le=25 août 2009}}.</ref>. Pour ce qui est des avions de combat, la gamme est beaucoup plus restreinte. Le [[Pratt & Whitney F119]], l'un des réacteurs les plus puissants dans ce domaine, développe entre {{formatnum:9800}} et {{Unité|15600|daN}}, tandis que le [[Snecma M88]] équipant le [[Dassault Rafale]] développe de {{formatnum:5000}} à {{Unité|7500|daN}}<ref name="acte" />.

==== Répartition des forces de poussée ====
Les efforts principaux se répartissent ainsi :
* 60 % vers l'avant pour la force de réaction du compresseur ;
* 30 % vers l'avant pour la force de réaction en provenance de la chambre de combustion ;
* 10 % vers l'avant pour la force de réaction de l'arbre ;
* 55 % vers l'arrière pour la force de réaction de la turbine.

Cela donne une poussée effective (force vers l'avant) de 45 % de la force totale.

==== Calcul de la poussée ====
La poussée peut se calculer en mesurant le débit d'air et les vitesses d'entrée d'air et de sortie des gaz car comme dans tous les moteurs à réaction directe elle résulte principalement de deux causes :
# La différence de quantité de mouvement entre l'air admis et les gaz éjectés pendant l'unité de temps ;
# La force résultant de la différence de pression existant entre la sortie de la tuyère et l'infini amont.

La force résultant de la différence de pression peut être négligée. La poussée d'un turboréacteur est donc proportionnelle {{incise|en négligeant la masse de carburant injectée}} au débit-masse d'air le traversant, et une fonction croissante de la vitesse d'éjection des gaz en sortie de tuyère.

{{Démonstration|contenu= 
Soit :
* <math>F</math> : Poussée du turboréacteur
* <math>D</math> : Débit massique de l'air traversant le turboréacteur
* <math>V_1</math> : Vitesse air de l'avion
* <math>V_2</math> : Vitesse d'éjection des gaz en sortie de tuyère
* <math>S_1</math> : Section d'entrée d'air du turboréacteur
* <math>S_2</math> : Section de la tuyère en sortie
* <math>P_0</math> : Pression ambiante à l'infini amont
* <math>P_2</math> : Pression statique à la sortie de la tuyère

La différence des quantités de mouvement s'écrit, en négligeant la masse de combustible injecté :

<center><math>D\times V_2-D\times V_1=D(V_2-V_1)</math></center>

La différence des pressions entre la sortie de tuyère et l'infini amont conduit à écrire :

<center><math>P_2\times S_2-P_0\times S_1</math></center>

d'où l'expression de la poussée :

<center><math>F=D(V_2-V_1)-(P_2\times S_2-P_0\times S_1)</math></center>

Numériquement, on vérifie que le terme <math>(P_2\times S_2-P_0\times S_1)</math>, quantifiant la force résultant de la différence de pression, est suffisamment petit pour être négligé. L'expression réduite de la poussée peut se simplifier en<ref name="aaaf2">[[#AAAF|Jean-Claude Thevenin (2004)]], ''Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction'', chap. 2 - Les différents types de propulseurs et leur poussée, {{p.|8}}.</ref> :
# En vol : <math>F=D(V_2-V_1)</math>
# Au sol au point fixe : <math>F=D(V_2)</math>
Ainsi, on vérifie que la vitesse des gaz d'échappement doit être supérieure à celle de l'aéronef pour que le turboréacteur crée une poussée vers l'avant<ref name="aaaf2" />.

La mise en vitesse des gaz se fait dans la tuyère par transformation de l'énergie potentielle de pression totale <math>Pt</math> et de température totale <math>Tt</math> en énergie cinétique à la sortie du col de tuyère. Tant que la tuyère est en régime subsonique la pression statique dans le plan de sortie est égale à la pression ambiante. Si la vitesse des gaz devient supérieure à {{nobr|Mach 1}} alors la pression statique au col devient supérieure à la pression ambiante et des ondes de choc se forment en aval (anneaux en sortie de tuyère sur réacteurs en post-combustion).

La vitesse isentropique en sortie de tuyère a pour équation :

<center><math>V_{\text{isentropique}}=\sqrt[]{2\times Cp\times Tt\times \left(1-\left(\frac{Pamb}{Pt}\right)^\frac{\gamma-1}{\gamma}\right)}</math></center>

avec <math>\gamma</math> le [[Indice adiabatique|rapport Cp/Cv]]
}}

==== Puissances et rendements ====
Il faut distinguer plusieurs niveaux de puissance dans le fonctionnement du turboréacteur :

{{Démonstration|contenu=

<math>V_1</math> étant la vitesse de l'avion, et <math>V_2</math> celle des gaz à la sortie de la tuyère, on a vu plus haut que la poussée est égale à<ref name=CoursMines>{{ouvrage |format électronique= pdf |titre= Systèmes énergétiques |tome=2 |url= https://biblio.univ-annaba.dz/ingeniorat/wp-content/uploads/2019/07/GUEZGOUZ-Billel.pdf |passage= 69-71 |éditeur= Presses de l'Ecole des Mines de Paris |consulté le= 28-09-2023}}</ref> :

<center><math>F=D(V_2-V_1)</math></center>

La '''puissance propulsive''' est donc<ref name=CoursMines/> :

<center><math>Wp=F\times V_1=D(V_2-V_1)\times V_1</math></center>

Cette puissance propulsive correspond à la puissance prélevée sur la puissance cinétique des gaz éjectés que l'avion utilise réellement. Elle est à comparer à la '''puissance cinétique''' disponible en sortie du réacteur, c'est-à-dire celle du jet de gaz éjecté à la sortie de la tuyère considérée dans le référentiel de l'avion<ref name=CoursMines/> :

<center><math>Wc=\frac12\times D\times (V_2^2-V_1^2)</math></center>

}}

À partir de ces niveaux de puissance on détermine plusieurs niveaux de rendement pour le turboréacteur :

{{Démonstration|contenu=

Le rendement '''thermodynamique''' (40 %) est le rapport de la puissance thermodynamique <math>WT</math> à la puissance fournie par le carburant <math>W\varsigma</math> qui est le produit du débit carburant et de son pouvoir calorifique. Il s'exprime par la formule<ref name=CoursMines/> :
<center><math>\eta_t=\frac {WT}{W\varsigma}</math></center>

Le rendement '''propulsif''' (60 % pour une Vi donnée) caractérise la manière dont l'énergie produite par le générateur de gaz est réellement utilisée pour la propulsion. Il est le rapport entre la puissance propulsive <math>WP</math> et la puissance cinétique <math>Wc</math><ref name=CoursMines/> :

<center><math>\eta_P=\frac {WP}{Wc}=\frac {D\times (V_2-V_1)\times V_1}{\frac12\times D\times (V_2^2-V_1^2)}=\frac {2}{1+\frac {V2}{V1}}</math></center>
ou encore<ref name=CoursMines/> :
<center><math>\eta_P=\frac {1}{1+\frac {V2-V1}{2V1}}</math></center>

Cette expression montre bien que, pour une vitesse V1 donnée, le rendement propulsif est d'autant meilleur que la vitesse relative (V2 - V1) des gaz d'échappement est faible<ref name=CoursMines/>.

Le rendement '''thermique''' (30 %) qui est le rapport entre la puissance cinétique du jet de gaz et la puissance calorifique du carburant s'exprime par la formule :
<center><math>\eta_th=\frac {Wc}{W\varsigma}</math></center>

Ce rendement caractérise l'efficacité de la machine à produire de l'énergie potentiellement utilisable pour la propulsion. On améliore ce rendement en augmentant la température du flux sortant de la chambre de combustion en corrélation avec l'augmentation du rapport de compression de l'air en amont de celle-ci. La réduction des pertes de charge et l'augmentation du rendement de l'ensemble turbine participe également à l'augmentation globale de ce rendement.

Le rendement '''global''' ({{nobr|20 à 25 %}}) qui est le rapport de l'énergie produite à l'énergie libérée par le carburant et qui peut s'exprimer par la formule :
<center><math>\eta_g=\eta_th\times \eta_p</math></center>

}}

=== Contraintes de fonctionnement ===
{{Article détaillé|Efficacité d'un turboréacteur}}
[[Fichier:Jet engine blades simulation.jpg|vignette|gauche|Diagramme de pression autour des [[aube (mécanique)|aubes]] d'un turboréacteur.]]

Pour répondre aux besoins du client, le motoriste doit développer un moteur qui soit léger mais solide afin de permettre des poussées de plusieurs dizaines de tonnes avec des moteurs de seulement quelques tonnes de masse individuelle. Les composants doivent résister à des efforts de centaines de tonnes pour un poids de seulement quelques centaines de kilogrammes. Mais la fiabilité est essentielle : les cahiers des charges ne tolèrent pas plus d'une panne de fonctionnement au plus toutes les {{unité|300000|h}} et d'une remise en état toutes les {{unité|15000|h}}.

Le développement d'un nouveau moteur demande des moyens humains, techniques et financiers considérables que seules quelques rares [[entreprise]]s possèdent dans le monde : General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney et [[NPO Saturn]] pour les plus importants. Les turboréacteurs sont utilisés sur tous les avions civils moyen et gros porteurs, car ils sont les seuls à pouvoir atteindre des vitesses transsoniques (entre mach 0,8 et mach 1) de manière économique<ref name="acte">[[#AAAF|Jean-Claude Thevenin (2004)]], ''Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction'', chap. 6 - Quelques chiffres caractéristiques, {{p.|38-40}}.</ref>. Seuls les petits avions de tourisme et les [[Aéronef ultraléger motorisé|ULM]] sont encore équipés de [[moteur à combustion et explosion|moteurs à explosion]] à [[piston (mécanique)|pistons]].

La fabrication et l'exploitation d'un turboréacteur nécessitent des connaissances techniques parmi les plus pointues de notre époque telles que la [[mécanique des fluides]], la [[thermodynamique]], la [[science des matériaux]], l'[[automatique]] ou encore l'[[Aéroacoustique|acoustique]]. Par ailleurs, à bord d'un avion, le turboréacteur n'est pas seulement un organe propulsif. Il fournit aussi toute l'énergie disponible à bord sous forme électrique, hydraulique et pneumatique et alimente le système de [[pressurisation]] et de conditionnement d'air. Le groupe moteur est ainsi souvent appelé « générateur de puissance » ou {{citation étrangère|lang=en|powerplant}}. Son coût est très important, et {{Référence nécessaire|représente en général pour un avion civil le tiers du coût total de l'[[Avion|appareil]].}}

Les contraintes thermomécaniques nécessitent des matériaux adaptés à chaque zone. De façon générale, la [[turbine]] haute pression est soumise aux conditions les plus sévères (températures et pressions élevées). Les pièces dans cette zone sont en général à base d'alliage de [[nickel]] et de [[cobalt]]. Dans les zones plus froides, l'acier et le titane sont davantage utilisés<ref name="acte5">[[#AAAF|Jean-Claude Thevenin (2004)]], ''Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction'', chap. 5 - Les matériaux, la conception mécanique et la fabrication des turboréacteurs, {{p.|32-34}}.</ref>. Les surfaces internes, notamment celles des aubes et des carters, sont de surcroît protégées par des revêtements afin d'augmenter la durée de vie des [[matériau]]x.

Le développement des turboréacteurs s'est d'ailleurs fait surtout grâce à la maîtrise des matériaux qui composent la conduite des gaz, car ce sont eux les plus fortement sollicités. Cette connaissance des matériaux permet d'obtenir des pièces d'une résistance mécanique maximale pour un poids minimal. Encore aujourd'hui, il s'agit d'une des applications les plus exigeantes vis-à-vis de la [[métallurgie]] : alliages de [[titane]], alliages [[monocristal]]lin, [[Traitement thermique|traitements thermiques]]{{etc.}}
{{clr}}

== Constitution et performances ==
{{section à sourcer|date=octobre 2013}}
{{Section à illustrer|date=septembre 2023}}

Le turboréacteur fait partie d'un ensemble appelé GTR ou Groupe Turboréacteur comprenant une manche d'entrée d'air qui fait partie de la cellule avion et le turboréacteur lui-même qui assure la propulsion de l'avion. Le turboréacteur quant à lui est constitué des {{Lien |fr=Composants d'un turboréacteur |lang=en |trad=Components of jet engines |texte=éléments fondamentaux suivants}} :
# Une virole d'entrée encore appelée carter d'admission (qui pour les réacteurs à double-flux intègre un [[Soufflante|FAN]] à l'origine de la plus grande partie de la poussée) ;
# Un {{Lien |fr= Compresseur (turboréacteur) |lang=en |trad=Gas turbine engine compressors |texte=compresseur}} qui permet d'augmenter la pression et la température de l'air aspiré par le réacteur avant l'injection de carburant ;
# Une chambre de combustion où l'augmentation brutale de température de l'air (par injection de carburant) va avoir pour conséquence une augmentation très importante de son volume ;
# Une turbine dans laquelle une partie de l'énergie des gaz brûlés va se transformer en énergie mécanique pour entraîner le compresseur et tous les éléments mécaniques rotatifs du réacteur ;
# Un canal d'éjection terminé par une tuyère qui assure la mise en vitesse des gaz éjectés.

=== Manche d'entrée d'air ===
La manche d'entrée d'air :
* doit permettre d'obtenir une pression totale aussi élevée que possible à l'entrée du {{page h'|Compresseur|compresseur}}, car la poussée brute du turboréacteur en dépend proportionnellement ;
* doit présenter une bonne homogénéité des pressions dans un plan perpendiculaire à l'avancement de l'avion, car des distorsions importantes ont pour conséquence directe une perte de marge au [[Pompage (aérodynamique)|pompage]] du turboréacteur ;
* doit pouvoir transformer avec un rendement acceptable la vitesse de l'air à l'entrée de la manche ([[Nombre de Mach|Mach]] 0,6 en général) en une vitesse satisfaisante pour l'entrée du compresseur ({{nobr|[[Nombre de Mach|Mach]] 0,5}} en fin de manche) ;
* doit présenter une traînée minimale en fonction de sa géométrie et de sa position sur l'avion.

Pour le vol subsonique, la manche d'entrée sera un simple divergent, c'est-à-dire qu'elle aura pour effet de diminuer la vitesse en augmentant la pression de l'air à l'entrée compresseur dès que les vitesses en jeu seront supérieures à {{nobr|[[Nombre de Mach|Mach]] 0,5}}. Pour les avions dont c'est le [[domaine de vol]] en croisière, l'ensemble moteur et capotage (lorsqu'ils sont installés sous l'aile) ont une position avancée par rapport au bord d'attaque afin d'éviter les perturbations aérodynamiques lors des phases de vol à grande incidence.

Pour le vol supersonique, la vitesse de l'air entrant dans la manche d'entrée devient plus grande que la vitesse du son, ce qui crée une discontinuité dans l'écoulement. Cette discontinuité se traduit par une brutale variation de pression, appelée [[onde de choc]]. Si un écoulement d'air pénètre directement dans la manche d'entrée, il y a formation d'une onde de choc droite (perpendiculaire au plan d'entrée), alors que si nous plaçons un obstacle pointu dans cette manche d'entrée, nous aurons formation d'un front d'onde oblique.

La transformation que subit le gaz au passage de l'onde de choc implique une dégradation d'énergie qui se traduit par :
* une diminution de la vitesse d'écoulement ;
* une augmentation de la température ;
* une augmentation de la pression.

La dégradation d'énergie est plus faible dans une onde de choc oblique que dans une onde de choc droite. En aval d'une onde de choc droite, l'écoulement est toujours [[subsonique]]. En aval d'une onde oblique, la perte de vitesse étant moins forte, on peut être amené à créer plusieurs zones de chocs pour atteindre des vitesses inférieures au [[Nombre de Mach|Mach]].

Le tableau ci-dessous est donné à titre indicatif pour montrer la réalité de la dégradation d'énergie de part et d'autre d'une onde de choc droite.

{| class="wikitable center"
|+Variation de la vitesse / T°C / Pression pour T°C ambiant de {{tmp|15|°C}} et Pression {{unité|1013.25|hp}}
! M1<br />Mach en amont
! P2<br />____<br />P1
! T2
____

T1
! M2<br />Mach en aval
! Diminution de vitesse<br />au travers<br />de l'onde de choc
|- align="center"
|1,1
|1,250
|1,065
|0,91
|{{unité|52|m/s}}
|- align="center"
|2
|4,50
|1,690
|0,577
|{{unité|436|m/s}}
|- align="center"
|3
|10,03
|2,680
|0,475
|{{unité|755|m/s}}
|- align="center"
|}

La structure de la manche d'entrée doit présenter des zones de convergence et de divergence, afin de ralentir le flux d'air qui gave le compresseur, tout en récupérant le maximum de pression. Mais cette structure doit être à [[Voilure à géométrie variable|géométrie variable]], c'est-à-dire présenter un canal divergent ou convergent-divergent suivant le domaine de vol, afin d'adapter le débit d'air à toutes les conditions de vol et d'assurer la stabilité des ondes de choc qui assurent le passage de l'écoulement [[supersonique]] à un écoulement [[Subsonique]].

Par exemple sur le [[Dassault Mirage 2000|Mirage 2000]], une [[Souris (aéronautique)|souris]] mobile permet :
* de créer une recompression de l'écoulement avant l'entrée d'air divergente située devant le compresseur (au travers d'ondes de choc obliques) ;
* de dévier plus ou moins d'air excédentaire à l'extérieur, pour s'adapter aux différents rapports débit/vitesse de vol (gavage efficace du moteur).

L'adaptation de la manche aux grands angles d'attaque est réalisée grâce à des trappes et des pelles se trouvant sur les flancs inférieurs de la manche. La '''Manche d'entrée d'air''' du [[Dassault Mirage 2000|Mirage 2000]] comprend :
* deux corps centraux bicoques, appelés « '''souris''' » ;
* deux pièges à couche limite ;
* quatre entrées d'air additionnelles ;
* deux pelles ;
* un divergent.

=== Compresseur ===

La poussée du turboréacteur qui dépend essentiellement du débit d'air entrant et de la vitesse d'éjection à la sortie de la tuyère, vitesse dépendant de la température des gaz en fin de combustion a rendu nécessaire l'utilisation d'un [[compresseur mécanique|compresseur]] dont la réalisation a suivi deux principes très différents :
* la compression par effet centrifuge se traduisant par une augmentation de la vitesse ([[énergie cinétique]]) des gaz et dont la technique est quasiment abandonnée au début du {{s-|XXI}} ;
* la compression par ralentissement du fluide et diminution du volume des gaz dans l'axe de rotation du moteur {{incise|le compresseur axial}} actuellement généralisée sur tous les types de turboréacteurs.

==== Compresseur centrifuge ====
{{article détaillé|Compresseur centrifuge}}
[[Fichier:Turbojet operation-centrifugal flow-fr.svg|vignette|upright=1.1|alt=Schéma d'un moteur Goblin équipé d'un compresseur centrifuge|Compresseur centrifuge sur un réacteur Goblin de [[De Havilland Vampire]].]]

Les premiers turboréacteurs, conçus à partir des prototypes mis au point par [[Frank Whittle]] ([[Power Jets W.1]], 1940) et [[Hans von Ohain]] ([[Heinkel HeS 1]], 1937), sont munis d'un [[compresseur mécanique|compresseur centrifuge]] qui est entraîné par la turbine. Ils ont le mérite de la simplicité, étant donné qu'un seul étage d'[[Aube (mécanique)|aubes]] réalise la compression et qu'un seul arbre relie la turbine au compresseur<ref name="aaaf3" />.

Leur faible longueur s'accompagne d'un fort [[diamètre]] nécessaire à une bonne compression. L'air atteint en effet sa compression maximale à l'extrémité du compresseur puisque la [[force centrifuge]] est d'autant plus grande que son point d'application est éloigné de l'axe de rotation<ref name="aaaf3" />. Ce fort diamètre le destine plutôt à des turboréacteurs de faible dimension ou de faible puissance.

Les premiers réacteurs anglais tels que les [[De Havilland Goblin|Goblin]] des [[De Havilland Vampire]] ou les [[Rolls-Royce Welland]] du [[Gloster Meteor]] sont ainsi conçus<ref>{{Lien web|url=http://www.airforce.forces.gc.ca/16w-16e/page-fra.asp?id=327|titre=Réacteur Goblin|site=La Force Aérienne du Canada|consulté le=24 août 2009}}.</ref>. Par ailleurs, la plupart des [[turbomoteur]]s pour [[hélicoptère]]s restent conçus sur ce principe qui permet la conception de moteurs compacts.
{{clr|left}}

Le compresseur centrifuge est simple, robuste et présente un bon taux de compression. À titre de comparaison, le turboréacteur MARBORE VI avait un taux de compression de 3,80 contre {{nobr|1,15 à 1,16}} pour un simple étage de compresseur axial<ref>{{Lien web|langue=fr|auteur1=Daniel Vioux|titre=Éléments d'un turboréacteur|url=http://www.lavionnaire.fr/MotorElements.php|consulté le=5 novembre 2015}}.</ref>. À la fin des années 1940, le taux de compression maximum atteint même 4<ref>{{Ouvrage
 |langue=fr
 |prénom1=Patrice
 |nom1=Guerre-Berthelot
 |titre=70 ans d'avions à réaction
 |lieu=Rennes
 |éditeur=[[Groupe Sipa - Ouest-France|Marines éditions)]]
 |année=2010
 |mois=novembre
 |pages totales=96
 |passage=22
 |isbn=978-2-35743-062-4
}}.</ref>.

==== Compresseur axial ====
{{article détaillé|Compresseur axial}}
[[Fichier:Turbojet operation-axial flow-fr.svg|vignette|upright=1.1|alt=Schéma du moteur Avia M-04 équipé d'un compresseur axial|Le moteur Avia M-04, copie du [[Junkers Jumo 004]] B-1 équipant le [[Messerschmitt Me 262|Me-262]], fonctionne sur le principe du [[compresseur axial]] simple corps.]]

L'augmentation croissante du poids des aéronefs amène les ingénieurs en aéronautique à imaginer des solutions pour améliorer la poussée fournie par le turboréacteur<ref name="sys">{{Lien web|url=https://www.scribd.com/doc/13396756/Le-systeme-propulsif-dun-aeronef|titre=Le système propulsif d'un aéronef|consulté le=18 août 2009}}.</ref>.

Du fait de la moindre efficacité, ils nécessitent plusieurs étages tournant à la même vitesse mais peuvent supporter des vitesses de rotation nettement plus élevées. Le premier de ce type, et aussi le premier construit en grande série, est le [[Junkers Jumo 004|Jumo 004]] de [[Junkers]]-Motoren qui équipait le [[Messerschmitt Me 262]]<ref name="jet" /> en 1942.

Le tableau ci-dessous montre, à titre indicatif, quelques caractéristiques de compresseurs axiaux :

{| class="wikitable center"
! Moteurs
! Pression sortie<br />--------------------<br />Pression entrée
! Température sortie
! Caractéristiques techniques
|- align="center"
|'''[[Snecma Atar#Atar 9 K|Atar 9 K]]''' (Mirage III)
|{{Unité|6.11}}
|{{tmp|250|°C}}
|Simple corps, {{nombre|9|étages}}
|- align="center"
|'''[[Snecma-Turbomeca Larzac|LARZAC]]''' (Alphajet)
|{{Unité|10.8}}
|{{tmp|370|°C}}
|Double-corps, BP {{nombre|2|étages}} + HP {{nombre|4|étages}}
|- align="center"
|'''[[Snecma M53|M53]]''' au sol (Mirage 2000)
|{{Unité|8.5}}
|{{tmp|325|°C}}
|Simple corps, 3 + {{nombre|5|étages}}
|- align="center"
|'''M53''' à Mach {{Unité|2.3}}
|{{Unité|8.5}}
|{{tmp|430|°C}}
|Simple corps, 3 + {{nombre|5|étages}}
|- align="center"
|'''[[CFM International CFM56|CFM56-2]]''' (Boeing 707)
|{{Unité|24}}
|{{tmp|550|°C}}
|Double-corps, 1 soufflante, BP {{nombre|3|étages}} + HP {{nombre|9|étages}}
|- align="center"
|}

Le compresseur axiel est constitué :
* d'une partie tournante — le rotor ;
* d'une partie fixe — le stator ;
* d'une enveloppe — le carter.

L'air traverse alternativement une roue mobile puis une grille fixe (soit un étage compresseur), ce qui correspond à une phase complète de compression. Pour augmenter le taux de compression du moteur, il suffit d'augmenter le nombre d'étages. Pour simplifier, dans un étage, la roue mobile apporte l'énergie en augmentant la vitesse relative de l'écoulement  et la grille fixe ramène l'écoulement dans l'axe et augmente la pression en diminuant la vitesse absolue de l'écoulement.

La compression s'accompagnant d'une diminution du volume, la veine est de forme convergente de l'entrée vers la sortie du compresseur, afin de maintenir les rapports de pression entre chaque étage. Ainsi, la vitesse de déplacement axiale du flux est à peu près constante en grandeur et direction : la valeur de cette vitesse est généralement comprise entre {{unité/2|130|et=170|m/s}}.

===== Limites de fonctionnement =====
Des limites de fonctionnement apparaissent :

# Le pompage, qui se traduit par des oscillations brutales de la pression et du débit de l'air traversant le turboréacteur. Il est souvent causé par le décollement de l'écoulement sur l'aube ;
# Le décrochage, qui est lié à une diminution brutale du débit à vitesse constante. Il a pour conséquence de rendre la pression dans la chambre de combustion supérieure à la pression de refoulement du compresseur et de conduire à l'[[extinction moteur|extinction de la chambre de combustion]] par une inversion de l'écoulement ;
# La vitesse de rotation, liée à la tenue des aubes vis-à-vis de la force centrifuge ;
# Le niveau vibratoire, lié à la [[fréquence propre]] des aubes, et excité par sillages de bord de fuite, des balourds ou des instabilités aérodynamiques comme des décollements des filets d'air ;
# La température, conséquience de l'échauffement adiabatique de l'air.

[[Fichier:Diagramme compresseur.jpg|vignette|Champ de caractéristiques du compresseur montrant la ligne de fonctionnement et de pompage]]

Dans le champ de fonctionnement du compresseur (Taux de compression;Débit), il existe une ligne unique sur laquelle se placent tous les points de fonctionnement possibles pour un compresseur donné : c'est la ligne de fonctionnement (ou ligne de travail) qui fait correspondre un débit et un taux de compression pour un régime de rotation donné (lignes d'iso-vitesses). Cette ligne de fonctionnement est indépendante des conditions extérieures (pression, température) ainsi que des conditions de vol du moteur (nombre de Mach, altitude). Cette ligne de fonctionnement coupant les iso-vitesses du champ de fonctionnement elle peut être traduite en vitesse de rotation du compresseur. En clair, si on connait la vitesse du compresseur, on sait si le point de fonctionnement pour cette vitesse de rotation est sur la ligne de fonctionnement stable du compresseur, c'est-à-dire si cela correspond au débit et au taux de compression correcte.

Une autre ligne de fonctionnement dite « ligne de pompage » est constituée des points de fonctionnement compresseur ou le rendement chute à la suite du décrochage aérodynamique des aubes. La distance entre ces deux lignes de fonctionnement est appelée « marge au pompage ». Si l'air entre deux aubes consécutives atteint la vitesse du son, le débit d'air se bloque sur le front de pression engendré. À vitesse élevée, le pompage est lié au décollement des derniers étages et au blocage des étages de tête alors qu'à basse vitesse c'est le contraire.

Une vanne de décharge (TVB : ''Transient Bleed Valve'') permet une chute de la pression dans le compresseur HP. Elle soulage ainsi le démarreur et en vol de supprime les effets de bourrage qui diminue la marge au pompage.

=== Chambre de combustion ===

La [[chambre de combustion]] est la partie du turboréacteur qui a pour rôle d'élever la température de l'air issu du compresseur par combustion de carburant afin de fournir des gaz chauds à la turbine et de participer à la propulsion à travers leur détente dans la tuyère d'éjection.

La combustion doit y être optimale et l'écoulement dans la partie aval du turboréacteur ne doit pas subir de perte de charge [perte de pression] trop importante. L'air doit traverser la chambre à vitesse relativement faible, moins de {{unité|100|m/s}}. La flamme est confinée dans une zone à très basse vitesse alimentée par environ le dixième du débit d'air qui traverse la chambre et la température au point le plus élevé approche les {{tmp|2000|°C}}. La température s'abaisse très rapidement par dilution avec le reste de l'air traversant la chambre afin d'atteindre une valeur compatible avec la tenue des matériaux de la turbine.

Pour assurer une bonne tenue mécanique des parois de la chambre il faut limiter la température aux alentours de {{tmp|900|°C}} (dépend des matériaux réfractaires employés).

==== Réaction de combustion ====
Le mécanisme de combustion des hydrocarbures dans l'air est une [[réaction exothermique]] qui implique que le mélange carburé :
* soit à l'état gazeux et dans un rapport de richesse optimal dit [[Stœchiométrie|stœchiométrique]] ;
* soit à une température minimum qui permette l'allumage ;
* soit à une pression minimum.

Les causes d'extinction d'une chambre de combustion sont multiples mais tiennent à deux phénomènes principaux :
* une vitesse de réaction trop faible due principalement à une pression du mélange trop faible et (ou) une température de flamme trop basse ;
* un temps de maintien insuffisant du mélange carburé causé principalement par une vaporisation trop lente du carburant et (ou) une vitesse d'écoulement du mélange carburé trop grande : c'est le phénomène de soufflage encore appelé « ''blow out'' ».

==== Performances d'une chambre de combustion ====

La richesse dépend des températures d'entrée et de sortie de la chambre mais aussi des conditions de vol. Elle est maximale au décollage, elle diminue en croisière et peut atteindre en régime transitoire (par exemple sur une réduction brutale des gaz) une valeur minimale. La richesse peut varier dans un rapport de {{nobr|1 à 10}} suivant les moteurs et les conditions d'utilisation en vol.

La pression à l'entrée de la chambre peut varier de {{unité/2|0,2|à=30|bar}} et la température d'entrée de {{nobr|-40 à {{tmp|650|°C}}}} suivant le domaine de fonctionnement du turboréacteur.

D'autre part, pour certaines conditions de vol la chambre doit pouvoir se rallumer et avoir une plage de fonctionnement stable pour l'autorotation (avion militaire) après extinction en altitude. Après réallumage, la combustion doit permettre une accélération du moteur à des altitudes supérieures à {{unité|10000 m}}, suivant le type d'avion.

==== Carburants aéronautiques ====
{{article détaillé|Carburant aviation}}

Un carburant aéronautique doit avoir, entre autres, un fort pouvoir calorifique par unité de masse, être sûr d'emploi et permettre une exploitation économique pour le transport aérien civil. Le [[kérosène]] s'est avéré particulièrement adapté à cet emploi, ses caractéristiques principales sont :
* densité : 0,8 pour TRO (F34, F35) et 0,75 pour TR4 (F40) ;
* pouvoir calorifique inférieur : {{unité|43054|kJ/kg}} ;
* température maximale après combustion : environ {{unité|2200 K}} avec de l'air à {{unité|300 K}}.

=== Turbine ===
[[Fichier:J85 ge 17a turbojet engine.jpg|vignette|gauche|[[Turbine]] et axe de turbine.]]

La détente des gaz dans la turbine est obtenue par l'accélération du fluide dans un convergent et une partie de l'énergie cinétique récupérée est transformée en travail moteur afin d'entrainer le FAN ou soufflante, le compresseur et les différents équipements de servitude.

En général les turbines rencontrées sur turboréacteur sont de type axiale. L'étage de détente d'une turbine se compose d'une grille d'aubes fixes appelée distributeur et d'une grille d'aubes mobiles appelée roue. Les gaz à la sortie de la chambre de combustion pénètrent dans le distributeur qui les dévie d'un angle <math>\propto</math> dans la direction tangentielle de la roue. L'énergie de pression est convertie en énergie cinétique. L'accélération de l'écoulement ainsi obtenue s'accompagne d'une diminution de pression et donc de température. À la sortie du distributeur, les gaz pénètrent dans la roue mobile avec un angle d'incidence compatible avec les aubes de la roue mobile, réalisant la transformation d'une partie de l'énergie cinétique en énergie mécanique.

Pour augmenter l'énergie mécanique utile il faut donc soit augmenter la vitesse du fluide, soit augmenter l'angle d'incidence <math>\propto</math>, soit agir sur les deux à la fois.

==== Puissance développée ====

Pendant une compression [[Processus adiabatique|adiabatique]] il y a augmentation de l'[[enthalpie]] et pour une détente c'est l'inverse qui se produit cela a pour conséquence qu'une turbine peut absorber plus d'énergie qu'un étage de compresseur peut en fournir. C'est pour cette raison aussi que le phénomène de pompage ou de décollement tournant est inexistant dans une turbine.

L'accroissement de la puissance absorbée par la turbine est obtenu grâce à l'ouverture de la section de tuyère (ou du col du distributeur aval) pour augmenter la détente.

Il existe deux types de turbine, l'une à action et l'autre à réaction :
* dans une turbine à action (solution privilégiée pour les [[turbopropulseur]]s et les [[turbomoteur]]s), le travail de détente (quasi complet) ne s'effectue que dans le stator. L'énergie cinétique ainsi engendrée sera récupérée sous forme d'énergie mécanique afin d'entraîner le compresseur, le réducteur, l'hélice ou la voilure tournante suivant le cas, ainsi que les accessoires nécessaires au moteur ;
* dans une turbine à réaction, la détente s'effectue à la fois dans le stator et dans le rotor. De plus, dans ce type de turbine, seule une « faible » partie de l'énergie des gaz est détendue afin de la récupérer sous forme d'énergie mécanique, étant donné que l'ensemble turbine-compresseur (ajouter à cela la soufflante) est moins « lourd » à entraîner qu'un ensemble avec hélice. Le restant d'énergie sera récupéré au niveau de la tuyère, sous forme d'énergie cinétique, afin de créer la poussée.

Le rendement propulsif global du moteur est augmenté dans des proportions importantes pour des valeurs de dilution voisines de 5 et les vitesses d'éjection sont telles que le flux froid produit 80 % de la poussée totale.

==== Refroidissement des aubes ====

L'augmentation de la température à l'entrée de la turbine permet :
* d'augmenter le taux de compression en aval car le gain en {{abréviation|SFC|consommation spécifique}} est d'autant plus grand que celui-ci est plus élevé ;
* d'augmenter la poussée par unité de débit d'air chauffé ;
* et pour une poussée donnée de réduire les dimensions et le poids du moteur.

La métallurgie des aubes a évolué depuis la fabrication des aubes par coulage en passant par les alliages à solidification dirigée pour aboutir aux aubes monocristallines pour lesquelles les gains en températures sont très importants. La métallurgie des disques de turbine a aussi évolué dans le sens d'une meilleure tenue mécanique et thermique avec l'augmentation des vitesses de rotation et des températures de sortie de chambre de combustion.

Le refroidissement des aubes est réalisé par convection en utilisant de l'air plus frais prélevé sur le compresseur aval. Deux procédés principaux sont utilisés pour assurer l'injction d'air frais :
* la convection interne. Le refroidissement de la paroi extérieure de l'aube est assuré par échange de calories entre les gaz chauds extérieurs et les gaz frais circulant à l'intérieur de l'aubage et rejetés au bord de fuite. Les aubes qui sont creuses sont équipées de conduits de type chemisage pour les aubes fixes (distributeurs) ou de canaux ou cavités pour les aubes mobiles ;
* le film protecteur. Le refroidissement par convection interne peut être complété par un refroidissement des parois par film protecteur. On prélève sur le débit d'air frais qui circule dans l'aube un débit d'air qui est projeté à l'extérieur sur les bords d'attaque et de fuite pour créer une paroi fluide protectrice qui isole l'extérieur de l'aube des gaz chauds. Le film d'air protecteur est créé au moyen de petits trous percés au bord d'attaque ou au bord de fuite par laser ou électro-érosion.

=== Canal d'éjection ===

C'est dans le canal d'éjection qu'a lieu la détente utile à la propulsion par transformation en vitesse de l'énergie restante (pression et température) des gaz après passage dans la turbine. La poussée du turboréacteur sera d'autant plus forte que la vitesse d'éjection sera plus grande.

Le canal d'éjection est constitué, pour les moteurs sans [[postcombustion]], d'un carter d'échappement et d'une [[tuyère]]. Le carter d'échappement situé derrière la turbine assure la continuité intérieure et extérieure de la veine permettant de séparer, sur les moteurs à double-flux, le flux chaud du flux froid. Pour les moteurs avec postcombustion, un système de réchauffe est situé entre le carter d'échappement et la tuyère d'éjection.

À l'intérieur du turboréacteur l'écoulement du flux est subsonique mais la tuyère permet d'accélérer le gaz jusqu'à la section de sortie appelée col, convergente pour les plus simples. La tuyère assure donc l'éjection des gaz brûlés et leur retour à la pression ambiante pour que l'accélération du flux qui en résulte génère la poussée du turboréacteur.

La section d'éjection de la tuyère est déterminée en pratique pour que, au régime maximum du moteur, la vitesse de l'écoulement y atteigne la vitesse du son, soit ''Mach 1'', et que la pression statique au col soit égale à la pression atmosphérique. Le fonctionnement optimal de la tuyère étant obtenu pour une pression au col égale à la pression atmosphérique, il a été développé le principe de tuyère à section variable permettant d'adapter la section de sortie aux différents régimes du moteur.

Pour les moteurs sans réchauffe, la tuyère convergente-divergente permet, l'écoulement au col étant sonique, d'accélérer le flux dans le divergent pour obtenir une poussée supplémentaire, la vitesse d'éjection des gaz pouvant être alors supersonique. Le régime d'utilisation des moteurs étant variable suivant le domaine de vol, la partie divergente doit être variable sinon en cas d'écoulement subsonique au col le divergent ralentirait le flux et le rendement de la tuyère chuterait.

Quand la pression statique des gaz est trop forte (supérieure à deux fois la pression atmosphérique) le simple tronc de cône conduit à un éclatement du jet ; on observe alors une série d'ondes de choc jusqu'à ce que la pression statique du jet soit égale à la pression atmosphérique. Ces chocs qui se traduisent par une perte d'énergie inutilisable dans la propulsion font chuter le rendement global de la tuyère. Pour éviter l'éclatement du jet et la création d'ondes de choc on utilise des tuyères convergente-divergente. Pour les moteurs avec réchauffe on peut utiliser des tuyères à sortie divergente et de section variable.

== Typologie ==
=== Turboréacteur « simple flux » ===

Dans ce type de machine tout le débit d'air passe dans le générateur de gaz. Le point de fonctionnement de ce type de turboréacteur est essentiellement caractérisé par la vitesse de rotation de l'ensemble compresseur-turbine et de la température entrée turbine. Ils n'atteignent leur meilleur rendement qu'au-delà de [[Nombre de Mach|Mach 1]], mais leur rendement et leur consommation, restent élevés.

En raison de leur compacité et de leur efficité à grande vitesse, les turboréacteurs simple flux sont surtout utilisés pour les grandes vitesses de vol et dans le domaine militaire. Ces moteurs peuvent être équipés de post-combustion pour une grande augmentation de poussée sur de courtes périodes.

=== Turboréacteur « double flux » ===
{{double image|right|Turbofan operation lbp-fr.svg|180|ALF502.JPG|180|L'[[Lycoming ALF 502|Honeywell ALF 502]] est un turboréacteur double flux et double corps installé sur le [[Bombardier Challenger 600|Bombardier Challenger 600-1A11]].}}
{{Article détaillé|Turboréacteur à double flux}}

Le rendement de propulsion, qui est le rapport de la puissance nécessaire au vol et de la puissance thermique produite, fait apparaître pour une poussée donnée que ce rendement augmente avec le débit : la solution qui consisterait à augmenter le débit d'air sans augmenter le débit carburant serait de ce fait acceptable. Or il n'en est rien car cela a pour conséquence de diminuer le rendement thermique, à cause de la plus basse température dans la chambre de combustion. Donc pour augmenter le débit d'air sans diminuer le rendement thermique, une solution s'impose : partager le débit d'air total en deux flux :
* un flux pour le générateur de gaz pour conserver un rendement thermique optimum ;
* un flux s'écoulant en dérivation et mélangé au flux chaud soit dans la tuyère, soit dans l'atmosphère.

Bien plus économiques aux vitesses subsoniques et moins bruyants, les turboréacteurs à ''double flux'' (ou ''turbofans'' en anglais) sont apparus dans les [[années 1960]]. Dans ces moteurs une [[soufflante]] de grande dimension permet d'absorber un gros débit massique qui ne passe qu'en partie dans le compresseur BP. L'air précomprimé par la soufflante qui ne passe pas dans le compresseur BP, appelé ''flux froid'', contourne la partie chaude jusqu'à la [[tuyère]] où il est éjecté, mélangé ou non avec les gaz chauds (flux chaud)<ref name="sys" />. Cela permet, pour des vitesses modérées, en dessous de {{nobr|Mach 1,5}} environ, d'augmenter la poussée par augmentation du débit de gaz, et de réduire considérablement le niveau de bruit<ref name="fan">{{Lien web|url=http://www.tpe-a380.webou.net/fichiers_telechargeables/dossier_turbofan.pdf|titre=Turbofan|consulté le=18 août 2009}}.</ref>. Dans de rares cas, comme sur le [[General Electric CF700]] ou le [[General Electric CJ805|General Electric CJ805-23]], la soufflante n'est pas placée à l'avant du moteur, mais à l'arrière. Cette caractéristique est désignée « ''aft fan'' », dans les pays anglophones.

La proportion d'air constituant le flux froid qui est variable selon les moteurs est exprimée par le rapport du débit massique secondaire (ou flux froid) au débit massique primaire (ou flux chaud). Ce rapport est appelé taux de dilution. Les moteurs militaires optimisés pour le vol [[supersonique]] ont des taux de dilution inférieurs à 1, alors que les moteurs civils ou militaires optimisés pour des croisières autour de {{nobr|Mach 0,8}}, ont des taux de dilution entre {{nobr|5 et 10}}<ref name="aaaf3" />{{,}}<ref name="fan" />. Les moteurs à double flux et fort taux de dilution tirent l'essentiel de leur poussée du flux froid (80 %), le flux chaud représentant 20 % de la poussée.

Le double flux réalise un compromis entre le turboréacteur simple flux dont le rendement n'est intéressant qu'à vitesse élevée et le turbopropulseur limité en vitesse. Par ailleurs la consommation spécifique est améliorée et le fonctionnement moins bruyant. La postcombustion peut néanmoins être intégrée à l'ensemble, avec un rendement plus élevé que dans le cas du turboréacteur à simple flux. Beaucoup d'[[Avion de chasse|avions de chasse]] modernes possèdent d'ailleurs des turbofans dotés de postcombustion ([[Dassault Rafale|''Rafale'']], [[Soukhoï Su-27]], [[Lockheed Martin F-22 Raptor|F-22 ''Raptor'']], etc.).

=== Simple corps ===
{{double image|right|Turbojet operation-axial flow-fr.svg|200|Avia M-04.jpg|180|Le moteur Avia M-04, copie du [[Junkers Jumo 004]] B-1 équipant le [[Messerschmitt Me 262|Me 262]], fonctionne sur le principe du [[compresseur axial]] simple corps.}}

Dans ce type de machine, le générateur de gaz comprend un seul ensemble tournant appelé corps. Ce corps est un bloc consistant un compresseur et une turbine montés sur le même arbre et tournant donc à la même vitesse.

=== Multicorps ===

[[Fichier:Turboréacteur DC DF à Faible Taux de Dilution.jpg|vignette|Turboréacteur DC DF à faible taux de dilution]]
[[Fichier:Turboréacteur DC DF à Fort Taux Dilution.jpg|vignette|Turboréacteur DC DF à fort taux de dilution]]

Dans chaque étage, on a une élévation de température due à la compression. Pour une vitesse de rotation donnée de tous les étages, les températures d'entrée dans chaque étage augmentent au fur et à mesure de la progression du flux et donc le taux de compression par étage diminue (car pour un étage donné le taux de compression est d'autant plus élevé que la température d'entrée dans l'étage est basse).

Dans un compresseur axial, les rapports de pression de chacun des étages vont donc en décroissant. Pour conserver des rapports de pression élevés par étage, il faudrait augmenter la vitesse de rotation des étages les plus chauds, d'où l'idée d'avoir plusieurs compresseurs tournant à des vitesses différentes et la réalisation de solutions multicorps. Au-delà des rapports de pressions, une telle configuration apporte d'autres avantages :
* moins de pompage aux bas régimes (le corps HP tourne plus vite ce qui évite le bourrage) ;
* le rendement de compression est amélioré aux bas régimes ;
* la poussée au ralenti est plus faible et la consommation est diminuée ;
* le démarrage est facilité car seul le corps HP est lancé ;
* les accélérations sont plus rapides par une inertie diminuée.

Afin de permettre l'entrainement de chaque compresseur, un étage de turbine lui est associé. Chaque couple compresseur-turbine liée est appelé « corps » ou « attelage » et aujourd'hui un turboréacteur simple flux ou double flux peut être de type Mono-Corps, Double-Corps ou Triple-Corps suivant les constructeurs et les domaines d'utilisation<ref name="fan" />.

La solution double-corps peut s'appliquer au turboréacteur double-flux aussi bien qu'au turboréacteur simple-flux. La complexité ajoutée permet de gagner du poids et de la longueur.

La vitesse de rotation des corps étant différente, ces moteurs nécessitent des arbres coaxiaux plus longs et plus lourds. En contrepartie, le [[Rendement (physique)|rendement]] est nettement amélioré<ref name="aaaf3">[[#AAAF|Jean-Claude Thevenin (2004)]], ''Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction'', chap. 3 - Le principe de fonctionnement du turboréacteur, {{p.|12-15}}.</ref>.

Les deux arbres tournent généralement dans le même sens, afin de ne pas imposer aux [[Roulement mécanique|roulements]] (ou paliers) les reliant, des vitesses de rotation trop importantes. Dans certains cas toutefois, ils tournent dans des sens différents, ce qui a pour avantage de ne pas cumuler les [[Théorème du couple gyroscopique|couples gyroscopiques]], et de permettre un meilleur rendement [[aérodynamique]]. Par contre, l'excitation dynamique qui résulte de deux corps contra-rotatifs est fonction de la somme des régimes de rotation des deux corps — au lieu d'être fonction de la différence des régimes, dans le cas co-rotatif — donc très élevée, ce qui pose des problèmes de tenue aux [[vibration]]s<ref>[[#AAAF|Jean-Claude Thevenin (2004)]], ''Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction'', Chap. 3 - Le principe de fonctionnement du turboréacteur, {{p.|25}}.</ref>.

Tous les moteurs de nouvelle génération sont à double corps, voire à triple corps pour ceux à très fort [[Propulsion des aéronefs#Taux de dilution|taux de dilution]]. Cette dernière configuration est une spécificité de la famille de moteurs [[Rolls-Royce Trent]] pour l'aviation civile. Elle se caractérise par la présence d'un ensemble compresseur-turbine supplémentaire dit PI (pour Pression intermédiaire).

== Sous-systèmes du turboréacteur ==
=== Circuits d'air ===

Dans un turboréacteur double flux, l'air servant à la pressurisation des [[Joint labyrinthe|joints labyrinthes]] est prélevé en aval du compresseur basse pression. L'air de refroidissement des parties chaudes comme les distributeurs et les aubes de turbine HP est prélevé en sortie du compresseur HP.

Afin de conserver un rendement suffisant on limite les fuites d'air en disposant des joints labyrinthes tout au long du moteur. Un contrôle actif des jeux radiaux entre les rotors et les carters des turbines (haute et basse pression) est assuré par l'envoi d'air prélevé à la sortie du compresseur haute pression, dont le débit est contrôlé par une vanne. Cet air « frais » est utilisé pour refroidir le carter. La gestion de ce débit d'air permet de piloter la dilatation du carter, et ainsi les jeux radiaux entre le stator et le rotor (plus précisément entre les ailettes et les abradables). L'objectif étant d'être en mesure de limiter les débits « bypass » (les pertes) et ce à tous les régimes. Ce système est appelé ACC, pour Active Clearance Control, et précédé de LPT ou HPT (Low Pressure Turbine Active Clearance Control et High Pressure Turbine Active Clearance Control). La distinction est importante car la gestion du débit n'est pas la même pour les deux turbines.

Le circuit d'air interne permet aussi d'exercer des contre-pressions sur les disques de compresseur et de turbine afin de diminuer les forces axiales sur les paliers.

=== Circuit d'huile ===

La lubrification consiste à assurer l'établissement et le renouvellement du film d'huile sur les pièces nécessitant un graissage, telles que les paliers, ainsi que l'évacuation des calories. Les huiles utilisées dépendent des conditions de charges et de températures et sont actuellement majoritairement d'origine synthétique à cause de leur plus grande plage de température et de leur plus grande durée de vie que les huiles d'origine minérale.

=== Fonction de démarrage ===
La séquence de démarrage est réalisée par une fonction spécifique dédiée du turboréacteur. La fonction consiste à piloter :
* le lancement de l'attelage compresseur-turbine. Le couple nécessaire à l'entrainement est fonction de la vitesse de rotation et de la température. Au début il croît fortement et diminue lorsque l'allumage se produit et que la machine accélère. À partir d'un certain régime ce couple devient nul et le moteur est dit autonome ;
* l'alimentation en carburant durant la phase de démarrage. Les injecteurs de démarrage permettent la propagation de la flamme et l'allumage du carburant pulvérisé par les injecteurs principaux. L'alimentation en carburant est faite sous pression à l'aide d'une pompe et le débit nécessaire au démarrage est déterminé par un dispositif de dosage spécifique ;
* la commande des bougies d'allumage de la chambre de combustion.

La procédure de rallumage en vol exploite la mise en rotation aérodynamique pour réaliser le lancement. Elle impose de se placer dans une certaine fourchette de vitesse et d'altitude. Le rallumage au sol est plus délicat et doit prendre en compte le risque de « Rotor Lock ». En effet, lors du refroidissement de la turbine, les pièces refroidissent à des vitesses différentes : le carter, plus fin, refroidit plus vite que le rotor, et se rétracte ainsi plus vite, alors que le rotor reste dilaté. Le carter va alors venir pincer et bloquer le rotor. En cas de redémarrage du moteur à ce moment-là, certains étages de la turbine, particulièrement la turbine basse pression, peuvent rester bloqués. Cette panne, sans gravité, peut être résolue en éteignant le moteur et le rallumant. L'air chaud qui a traversé le moteur à ce moment-là suffit à dilater le carter et libérer le rotor.

Il est aussi possible de ne faire qu'un lancement, afin de ventiler le moteur. La ventilation sans injection de carburant (dite sèche) peut être utilisée pour refroidir ou purger le turboréacteur des produits de combustion. La ventilation avec injection de carburant (dite humide) peut être utilisée après essais pour le stockage des moteurs avant leur installation sous l'aile.

=== Régulation ===
{{Article détaillé|FADEC}}
{{section à sourcer|date=octobre 2013}}

[[Fichier:Bloc manette de commande.jpg|vignette|Bloc manette avec index de régime pour turboréacteur civil (Airbus) :
* TO/GA (Take-off/Go around - Décollage/Remise de gaz) ;
* Mct (Maxi continius Trust) ;
* CL (Climb - Montée) ;
* Idle (Ralenti) ;
* Rev (Reverse - Inverseur de poussée).]]

==== Contrôle ====
On sait que la poussée est fonction du débit d'air qui entre dans le turboréacteur et de sa vitesse d'éjection en sortie. En première approximation, le débit d'air est proportionnel à la vitesse de rotation, et la vitesse d'éjection est proportionnelle à la température devant la turbine. En conséquence, contrôler la poussée revient à contrôler  le régime de rotation et la température devant turbine.

La fonction contrôle a en outre pour objet de surveiller les paramètres de fonctionnement, afin de prévenir toute défaillance ou fonctionnement en dehors des plages normales.

==== Régulation ====

Un turboréacteur qui ne disposerait que d'un robinet de carburant à commande manuelle pour son pilotage serait inutilisable. Un tel dispositif, bien que permettant de faire varier la poussée, n'offrirait aucune protection vis à vis des limitations à respecter comme le pompage, l'extinction, la survitesse ou la surchauffe. La régulation s'interpose alors entre la machine, son environnement et le pilote. Elle agit essentiellement sur le principal paramètre physique : le débit carburant injecté dans la chambre de combustion. Elle intègre aussi le pilotage d'autres équipements, comme des commandes d'organes mobiles (tuyère, vannes de décharge, stators variables{{etc.}}).

La régulation directe de la température devant turbine étant très délicate, on choisit de réguler des paramètres moteurs représentatifs de cette température :
* régime moteur ;
* régime moteur plus section de tuyère ;
* régime moteur plus température de sortie des gaz ;
* richesse C/P de la combustion avec C pour le débit carburant et P pour la pression en sortie compresseur.
Pour agir sur ces paramètres et les contrôler on dispose de moyens appelés paramètres réglants, en nombre variable suivant le type de turboréacteur : débit SEC, débit PC, section de tuyère variable, vannes de décharges, stators variables{{etc.}}

Pendant les variations de régime, le point de fonctionnement du compresseur quitte la ligne de fonctionnement stabilisé du champ compresseur. Physiquement, une augmentation de carburant dans la chambre de combustion produit une sur-dilatation de l'air d'où une montée brutale du taux de compression du compresseur : le travail produit par la turbine augmentant plus vite que le travail absorbé par le compresseur, le moteur accélère. L'inverse se produit en cas de diminution de carburant, le moteur décélère.

Tous les régulateurs sont constitués d'un système dédié au calcul des lois et d'un autre à leur exécution (débit carburant et géométrie variable). Si depuis les premiers turboréacteurs la partie exécution a peu varié (le système « Doseur-Soupape régulatrice » existait sur l'ATAR101 [[Safran Aircraft Engines|SNECMA]] en 1949), une évolution considérable a été réalisée sur la partie calcul :

* jusqu'en 1970 le calcul des lois est réalisé par des systèmes hydromécaniques mettant en action des leviers, cames, capsules anéroïdes, servomoteurs, réducteurs de pression{{etc.}} ;
* à partir des années 1970, l'électronique apparaît progressivement, c'est l'époque des systèmes de calcul mixtes à « faible autorité » où les lois de régulation sont en partie réalisées par des fonctions électroniques analogiques avec détection électrique des paramètres moteurs ou des conditions de vol et asservissements hydromécanique à consigne électrique ;
* vers le milieu des années 1980, apparaissent les premiers systèmes où l'électronique associée à l'informatique prend complètement en charge la fonction calcul qui traite alors non seulement des lois de régulation mais aussi des lois de protection moteur, de la maintenance intégrée et de la sûreté de fonctionnement de l'ensemble du moteur.

==== Évolution technologique ====
La régulation du moteur ATAR9C [[Safran Aircraft Engines|SNECMA]] entièrement hydromécanique avec de l'huile pour fluide précède celle du moteur ATAR9K50 [[Safran Aircraft Engines|SNECMA]] qui est équipée d'un système à fuite variable commandé par un moteur électrique pilotant la régulation hydromécanique de tuyère. Sur les moteurs Rolls-Royce/Snecma Olympus-593 du [[Concorde (avion)|Concorde]] fut installé le premier système de régulation analogique.

Le moteur [[Snecma M53#M53-5|SNECMA M53-5]] fut équipé d'une régulation « Analogique Pleine Autorité » puis le moteur [[Snecma M53#M53-P2|SNECMA M53-P2]] fut équipé d'une régulation « Numérique Pleine Autorité ».

Depuis le milieu des années 1980 la régulation Numérique Pleine Autorité Redondante a commencé à équiper les [[Pratt & Whitney]] PW2000 et [[CFM International CFM56|CFMI/CFM56-A]]. Ce système s'est généralisé sur les avions commerciaux de toutes tailles. C'est également le cas de la totalité des avions militaires récents<ref name="fo">[[#AAAF|Jean-Claude Thevenin (2004)]], ''Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction'', chap. 3 - Le principe de fonctionnement du turboréacteur, {{p.|26}}.</ref>.

Sur les moteurs double-corps, un seul corps est régulé en régime, l'autre suit : par exemple sur les F404 en « SEC » c'est le corps HP qui est piloté alors qu'en « PC » c'est le corps BP.

=== Postcombustion ===
{{Article détaillé|Postcombustion}}

La postcombustion, parfois dénommée réchauffe, est un système utilisé sur les turboréacteurs équipant les avions militaires et certains avions civils [[supersonique]]s pour augmenter la vitesse d'éjection des gaz, ce qui conduit à une augmentation de poussée, permettant d'élargir le domaine de vol.

Le principe est d'injecter du [[kérosène]] — après la [[turbine]], d'où le terme « post » — dans le flux des gaz avant la sortie par le col de tuyère du réacteur. La combustion de cet apport de carburant se fait à l'aide de l'oxygène résiduel encore présent après la combustion primaire<ref name="hsw">{{Lien web|langue=en|url=http://www.howstuffworks.com/question374.htm|titre=How does an afterburner work ?|site=How stuff works ?|consulté le=15 août 2009}}.</ref>.

=== Inverseur de poussée ===
[[Fichier:Thrust reverser on MD-82.JPG|vignette|Le [[McDonnell Douglas MD-80|McDonnell Douglas MD-82]] est équipé d'inverseurs de poussée.]]
{{Article détaillé|Inversion de poussée}}

L'[[inversion de poussée]] est un dispositif qui consiste à introduire un obstacle dans l'écoulement afin d'en dévier une partie dans le sens du roulage et de ce fait créer une poussée négative qui tend à ralentir l'appareil dans la phase de roulage qui suit le posé du train afin de réduire les distances de freinage lors de l'[[atterrissage]]. Sur les moteurs double-flux, l'inversion peut se faire sur les deux flux, la contre-poussée obtenue étant la différence entre la poussée négative obtenue sur le flux secondaire et la poussée du flux primaire.

Généralement seul le flux secondaire est dévié par les dispositifs d'inversion<ref>{{Lien web|url=http://www.messier-bugatti.com/rubrique.php3?id_rubrique=75|titre=Systèmes de commande d’inverseurs de poussée|site=Messier Bugatti|consulté le=19 août 2009}}.</ref>.

[[Fichier:Inverseur à grille.jpg|vignette|Inverseur à grille sur turboréacteur]]
Plusieurs types d'inverseurs sont utilisés comme :
* les inverseurs à grille sur le flux secondaire des moteurs CFM ;
* les inverseurs à grille sur les deux flux sur les moteurs type CF650 ;
* les inverseurs à obstacle comme sur concorde où deux parties symétriques de la tuyère pivotent pour renvoyer le jet vers l'avant.

=== Poussée vectorielle ===
[[Fichier:Image-Vector X-31-2.jpg|vignette|Le [[Rockwell-MBB X-31]] peut réaliser une poussée vectorielle 3D.]]
{{Article détaillé|Poussée vectorielle}}

Spécificité des avions militaires les plus performants, notamment les [[Avion d'interception|intercepteurs]], la tuyère des réacteurs est prolongée par un dispositif orientable permettant de dévier le jet et donc la direction de la poussée pour augmenter la manœuvrabilité de l'appareil. On parle généralement de poussée bidimensionnelle (respectivement tridimensionnelle) lorsque la poussée est dirigée dans un (respectivement deux) plan directionnels. Outre cet aspect, elle permet aussi de se déplacer dans des milieux où les ailerons et les gouvernes sont inutiles, c'est-à-dire à très haute altitude où [[Atmosphère terrestre|l'air est raréfié]]<ref name="legf">{{Lien web|url=http://avions.legendaires.free.fr/vector.php|titre=La Poussée Vectorielle|site=Avion légendaire.net|consulté le=19 août 2009}}.</ref>.

Ce dispositif équipe notamment des prototypes russes [[Soukhoï]] ([[Soukhoï Su-37|SU-37]], MiG 1.44 et [[Mikoyan-Gourevitch MiG-29|MiG-29 OVT]]) et des chasseurs américains ([[Lockheed Martin F-22 Raptor|F-22]], F/B-22 Concept et [[Lockheed Martin F-35 Lightning II|JSF]]). Le plus récent développement (2005) est le [[Rockwell-MBB X-31]]. La poussée peut aussi être déviée vers le sol afin de permettre les décollages et atterrissages verticaux, comme sur le [[Hawker Siddeley Harrier|Harrier]], le [[Lockheed Martin F-35 Lightning II|F-35]] et le [[Yakovlev Yak-141|Yak-141]]<ref name="legf" />.

=== Groupe auxiliaire de puissance ===
[[Fichier:Transall C-160 APU.jpg|vignette|Nacelle de train principal du [[C-160 Transall]] renfermant le GAP.]]
{{Article détaillé|Groupe auxiliaire de puissance}}

Les turboréacteurs nécessitent généralement l'aide d'un moteur auxiliaire pour être démarrés, le GAP (groupe auxiliaire de puissance) ou APU (''Auxiliary Power Unit''). Il s'agit d'un petit turbomoteur, souvent dérivé d'une turbomachine d'hélicoptère et situé dans le [[fuselage]] de l'aéronef, souvent dans la partie arrière, qui fournit l'air comprimé pour alimenter les démarreurs pneumatiques des turboréacteurs, ainsi que l'énergie électrique avant les démarrages. Le GAP peut parfois servir à la génération hydraulique, en secours<ref name="nas">{{Lien web|langue=en|url=http://spaceflight.nasa.gov/shuttle/reference/shutref/orbiter/apu/|titre= Auxiliary Power Units |site=NASA|consulté le=19 août 2009}}.</ref>.

== Développement et mise sur le marché ==
=== Développement ===

Pour assurer le développement d'un nouveau moteur il fallait, dans les années 2000 :
* 7 à 8 moteurs de {{abréviation|compliance|moteur de démonstration}} dérivés des prototypes et similaires aux moteurs qui seront produits en série ;
* une durée totale de {{nombre|3|ans}} ({{nombre|18|mois}} pour un moteur dérivé) et un budget important ;
* environ {{nb|5000 heures}} de fonctionnement accumulées à la certification.
La dispersion des moteurs de série est de {{nobr|± 2 %}} couramment.

Le motoriste s'engage vis-à-vis de l'avionneur sur deux clauses fondamentales : la garantie de poussée et la garantie de consommation spécifique :
* la poussée en vol est calculée car on ne sait pas la mesurer et cela nécessite des moteurs fortement instrumentés. Le principe est de calculer la variation de quantité de mouvement au travers du moteur en s'appuyant sur l'équation d'Euler ; 
* la [[Consommation spécifique de carburant]] est optimisée pour le régime de croisière, généralement la croisière généralement, pour une altitude de {{unité|12200 m}} et {{nobr|Mach 0,8}}. En cas d'écart par arpport à la garantie initiale déterminée à partir de la moyenne des moteurs de démonstration (paramètre « Équivalent Spec »), le motoriste paie des pénalités.

=== Certification ===
Le développement et la fabrication des turboréacteurs utilisés pour motoriser des aéronefs doivent répondre aux exigences d'organismes tels que la DGAC (JAR-E) pour la France ou la FAA (FAR33) pour les États-Unis. Certains constructeurs comme Safran Aircraft Engines pour la France et GE pour les États-Unis coopèrent sur des moteurs communs ce qui les obligent à satisfaire à la norme la plus contraignante en cas de désaccord.

La certification se fait en deux grandes étapes : la démonstration, par l'analyse de la conception, et les essais moteurs qui démontrent le bon fonctionnement.

=== Réception ===
[[Fichier:M53-P2 en salle d'essais.jpg|vignette|Turboréacteur en salle d'essai]]

L'essai de réception, qui permet de valider en une seule fois la totalité des versions du moteur qui, lui, n'est livré qu'à sa version de vente, comprend deux phases principales : la vérification du bon comportement mécanique et la vérification des performances et des limites garanties pour la totalité des versions du modèle de moteur<ref name="engine_testing">{{Lien web|langue=en|auteur=Vaia|titre=Engine Testing|url=https://www.vaia.com/en-us/explanations/engineering/automotive-engineering/engine-testing/|site=Vaia|date=11 septembre 2024|consulté le=11 septembre 2024}}</ref>.

Les performances du moteur en essai ne sont pas comparables directement car elles dépendent fortement des conditions de l'essai, notamment celles liées à la météorologie et au banc d'essai. Il est nécessaire de les ramener à des conditions connues de fonctionnement en corrigeant les résultats bruts. Les fluctuations sur les performances du moteur au banc d'essai ont plusieurs origines et se répartissent en gros de la manière suivante sur 100 % de variation :
# 40 % sont dues aux mesures physiques réalisées dans le banc d'essai ;
# 30 % sont dues aux corrections apportées par les calculs ;
# 30 % sont liées directement aux aléas de production des moteurs<ref name="engine_testing_pdf">{{Lien web|langue=en|auteur=Sussex University|titre=Engine Testing Overview|url=http://users.sussex.ac.uk/~tafb8/eti/eti_03_EngineTestingOverview.pdf|site=Sussex University|date=2003|consulté le=11 septembre 2024}}</ref>.

== Pollutions générées par les réacteurs ==
=== Pollution sonore ===
{{Article détaillé|Pollution sonore}}
[[Fichier:Virgin Express Boeing 737-36N.jpg|vignette|Les phases de [[décollage]] et d'[[atterrissage]] sont particulièrement nuisibles du point de vue des émissions sonores.]]

==== Généralités ====
Au décollage, le bruit engendré par un turboréacteur est considérable surtout pour les mono-flux et les double-flux avec postcombustion. Le bruit est d'autant plus important que la vitesse d'éjection est élevée ce qui est le cas pour les moteurs équipant les avions de chasse.

Le turboréacteur est la principale source de pollution sonore des avions, mais pas la seule. Les [[Dispositif hypersustentateur|volets]] et les [[Train d'atterrissage|trains d'atterrissage]] ont un impact non négligeable, au décollage et à l'atterrissage<ref name="acte" />. En outre, même si on estime que moins de 10 % de la gêne acoustique est due aux aéronefs<ref name="acte" />, les turboréacteurs, et plus globalement les moteurs d'avions, génèrent des sons de très basses [[fréquence]]s qui sont mal atténués par la distance et les murs des maisons modernes. Des progrès significatifs ont néanmoins été réalisés depuis {{unité|50|ans}} puisque le niveau sonore des avions a diminué de plus de {{Unité|10|[[Décibel|dB]]}} aussi bien au décollage ou à l'approche qu'en vol<ref name="acte" />.

==== Atténuation des nuisances sonores ====
Le turboréacteur génère deux types de bruits : celui dû à l'éjection des gaz et celui induit par les interactions entre les aubes tournantes et les différents conduits. Le second devient prépondérant sur le premier lors des phases de décollage ou d'approche<ref name="ppt">{{Lien web|url=http://www.mssmat.ecp.fr/IMG/ppt/Etude_du_bruit_d_un_turboreacteur.ppt|titre=Étude du bruit d'un turboréacteur|consulté le=30 août 2009}}.</ref>. Étant donné que le but est de réduire les émissions sonores dans les zones habitées, les études portent donc sur la réduction de ce deuxième type de bruit.

L'un des programmes les plus connus destinés à réduire les émissions sonores des turboréacteurs est le projet européen « {{Lang|en|texte=Resound}} » d'absorption acoustique active. Le principe du projet est de créer une [[onde]] de même structure spatiale — c'est-à-dire de même [[fréquence]], de même [[amplitude]] et possédant la même [[directivité]] — que le bruit de raie de la soufflante, mais [[Déphasage|déphasée]] de 180°. Pour cela, un mode acoustique identique au mode d'interaction est généré grâce à une grille de contrôle constituée de tiges radiales. Bien que le niveau acoustique des [[harmonique (physique)|harmoniques]] soit augmenté à cause de la création de nouveaux sons d'interaction, le [[Fréquence fondamentale|gain fondamental]] atteint {{Unité|8|dB}}<ref name="ppt" />{{,}}<ref>{{Lien web|url=http://www.onera.fr/dsna/bruit-turboreacteurs/reduction-bruit-raie.php|titre=Simulation numérique des écoulements et aéroacoustique|site=ONERA|consulté le=30 août 2009}}.</ref>.

D'autres projets plus récents, comme le « LNA-2 » pour ''Low Noise Aircraft 2'', s'intéressent davantage au rayonnement acoustique en aval. Débuté en {{date|janvier 2005}}, le programme s'appuie sur une caractérisation expérimentale et numérique pour réduire les effets de ce rayonnement<ref>{{Lien web|url=http://hathor.onera.fr/images-science/simulation-numerique/bruit-soufflante.php|titre=bruit aval de soufflante d'un turboréacteur double-flux|site=ONERA|consulté le=30 août 2009}}.</ref>.

=== Pollution atmosphérique ===
{{Article détaillé|Pollution de l'air}}
[[Fichier:DC-8 View from above.jpg|vignette|gauche|[[Traînée de condensation]] d'un [[Douglas DC-8]].]]

Les émissions polluantes issues de la [[combustion]] du kérosène sont l'un des problèmes majeurs du turboréacteur pris « à bras le corps »<ref name="acte" /> par les ingénieurs. L'aviation commerciale est responsable de 2,6 % des émissions de [[Dioxyde de carbone|{{CO2}}]] en 2018. Si l'on prend en compte l'ensemble des phénomènes contribuant au [[forçage radiatif]] (notamment les [[cirrus]] induits par les [[Traînée de condensation|traînées de condensation]]), elle a représenté 5,1 % de l'impact climatique sur la période 2000-2018<ref>{{Lien web |langue=fr |titre=Référentiel Aviation et Climat {{!}} ISAE-SUPAERO |url=https://www.isae-supaero.fr/fr/horizons-186/referentiel-aviation-et-climat/referentiel-aviation-et-climat/ |site=ISAE-SUPAERO {{!}}  L’excellence passionnément |consulté le=2022-07-09}}</ref>.

Toutefois, la pollution aérienne en haute altitude pourrait avoir bien plus d'impact sur l'environnement et notamment sur l'amincissement de la [[couche d'ozone]]. En effet, 75 % des émissions des turboréacteurs ont lieu en vol de croisière dans la [[troposphère]] et la basse [[stratosphère]]<ref>{{Lien web|format=pdf|url=http://acipa.free.fr/Dossier80000/Sommaire/Chapitre05_Environnement2_PollutionInduite.pdf|titre=L'environnement - Pollution|site=[[Association citoyenne intercommunale des populations concernées par le projet d'aéroport de Notre-Dame-des-Landes|ACIPA]]|consulté le=30 août 2009}}.</ref>.
{{clr}}

== Notes et références ==
{{Références|colonnes=2}}

== Annexes ==
<!--{{Autres projets|commons=Category:Aircraft engines|wiktionary=réacteur}}-->
{{Autres projets
| commons = Category:Jet_engines
| commons titre = Jet engines
| commons2 = Category:Turbines_(turbomachine_component)
| commons titre2 = Turbines (turbomachine component)
| wikt = turbo
| wikt2 = turbocompresseur
| wikt3 = turbine
| wikt4 = turboréacteur
}}
=== Bibliographie ===
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=R. Kling|titre=Thermodynamique générale et applications|lieu=Paris|éditeur=Éditions Technip|année=1967|oclc=19286332}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=R. Ouziaux & J. Perrier|titre=Mécanique appliquée, Tome 1, Mécanique des fluides|éditeur=[[Éditions Dunod|Dunod]]|année=1958}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=R. Ouziaux & J. Perrier|titre=Mécanique appliquée, Tome 2, Thermodynamique|éditeur=[[Éditions Dunod|Dunod]]|année=1958}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=Jacques Lachnitt|titre=La mécanique des fluides|éditeur=PUF que sais-je ?|année=|isbn=}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=R. Comolet|titre=Mécanique expérimentale des fluides,Tomes 1, 2 et 3|éditeur=Masson|année=1969}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=G. Lemasson|titre=Les machines transformatrices d'énergie|éditeur=Delagrave|année=1963}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=R. Vichnievsky|titre=Thermodynamique appliquée aux machines|éditeur=Masson|année=1967}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=V. Bensimhon|titre=Fonctionnement hors adaptation des Turbomachines|éditeur=Masson|année=1986|isbn=}}
* {{Ouvrage|langue=en|auteur1=Kendall F. Haven|titre=100 greatest science inventions of all time|éditeur=Libraries Unlimited|année=2006|pages totales=333|isbn=978-1-59158-264-9|lire en ligne=https://books.google.fr/books?id=0gBwjLTUzEMC&printsec=frontcover|id=GSI}}
* {{Ouvrage|langue=en|auteur1=Klaus Hünecke|titre=Jet Engines|sous-titre=Fundamentals of Theory, Design, and Operation|éditeur=Zenith Imprint|année=1997|pages totales=241|isbn=978-0-7603-0459-4|lire en ligne=https://books.google.fr/books?id=VpJEm7cFVE4C&printsec=frontcover|id=JET}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=Jean-Claude Thevenin|titre=Le turboréacteur, moteur des avions à réaction|éditeur=Association Aéronautique et Astronautique de France|année=2004|pages totales=46|isbn=|lire en ligne=http://www.aaafasso.fr/DOSSIERSAAAF/DOSS.ACCES_LIBRE/Espace_Jeunes/Didacticiels/AAAF_TBR_JCT_version_libre.pdf|id=AAAF}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=Serge Boudigues|titre=Les turboréacteurs|éditeur=[[Éditions Dunod|Dunod]]|année=1970|pages totales=112|isbn=}}
* {{ouvrage|lang=fr|titre=Comprendre l'avion (Tome 3)|auteur=Gilbert Klopfstein|éditeur=Cépaduès|année=2008|pages=256}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=J. Découflet|titre=Aérothermodynamique des turbomachines|éditeur=cours ENSAE|année=|isbn=}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=[[Alfred Bodemer]]|titre=Les turbomachines aéronautiques mondiales|lieu=Paris|éditeur=éditions Larivière|collection=Docavia|numéro dans collection=10|année=1979|pages totales=255|isbn=|oclc=37145469}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=[[Alfred Bodemer]]|auteur2=Robert Laugier|titre=L'ATAR et tous les autres moteurs à réaction français|lieu=Riquewihr|éditeur=Éditions J.D. Reiber|année=1996|pages totales=335|isbn=978-2-9510745-0-7|oclc=41516392|id=2951074506}}
* {{Ouvrage|langue=fr|auteur1=Lehmann|auteur2=Lepourry|titre=Technologie des Turboréacteurs|lieu=Toulouse|éditeur=ENAC|année=1981|pages totales=323|isbn=|oclc=300314006}}

=== Articles connexes ===
{{catégorie principale}}
* [[Efficacité d'un turboréacteur]]
* [[Liste des motoristes aéronautiques par pays]]
* [[Nacelle (aéronautique)|Nacelle (avion)]]

=== Liens externes ===
{{Liens}}
* {{YouTube|id=MUxP3PCDRTE|titre=Jet Engine Animation}}. Animation d'un turboréacteur (compresseur centrifuge).
* Ankaratamir.com
* {{Lien web |langue=tr |titre=Elektrik Motorları - Ankara Tamir - Ankara Tamir |url=https://ankaratamir.com/haberler/elektrik-motorlari/ |site=ankaratamir.com |consulté le=2022-04-16}}

{{Palette|Moteurs à combustion interne|Moteur à réaction|Avion|Composants d'un moteur à réaction}}
{{Portail|génie mécanique|aéronautique|énergie}}

[[Catégorie:Turboréacteur| ]]

[[de:Strahltriebwerk#Einstrom-Strahltriebwerk (Turbojet)]]