Motor aeronáutico
El turborreactor es el más básico de todos los motores de turbina de gas para aviación en términos constructivos. Generalmente se divide en zonas de componentes principales que van a lo largo del motor, desde la entrada hasta la salida del aire: en la zona de admisión (parte delantera) hay un compresor que toma el aire y lo comprime, una sección de combustión inyecta y quema el combustible mezclado con el aire comprimido, a continuación una o más turbinas obtienen potencia de la expansión de los gases de escape para mover el compresor de admisión, y al final una tobera de escape acelera los gases de escape por la parte trasera del motor para crear el empuje. Entre los diseños de turborreactores se distinguen dos grandes grupos: los de compresor centrífugo y los de compresor axial.
Motor de reacción
En 1929, el aprendiz Frank Whittle envió formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. El 16 de enero de 1930, en Inglaterra, Whittle pidió su primera patente (otorgada en 1932). La patente mostraba un compresor axial de dos etapas alimentando a un compresor centrífugo de un único lado. Whittle posteriormente se concentró en un compresor centrífugo más simple por varias razones prácticas. En 1935, Hans von Ohain comenzó a trabajar en un diseño similar en Alemania, aparentemente sin estar informado del trabajo de Whittle, y en ese mismo año, en España el ingeniero aeronáutico militar Virgilio Leret ya disponía de un proyecto de un motor a reacción denominado "Mototurbocompresor de Reacción Continua", patentado en Madrid el 28 de marzo de 1935, pero su fusilamiento al año siguiente le impidió desarrollar el proyecto, cuyos planos suministró un pariente republicano al ejército inglés.