Un avion propulsé par un turboréacteur vole à une vitesse de 170 m·s^-1. Le débit d’air entrant dans le diffuseur est de 50 kg·s^-1. Les températures du fluide moteur à l’entrée et à la sortie de la tuyère sont respectivement de 1000 K et 600 K. En considérant que les hypothèses d’air standard s’appliquent et que la vitesse de l’air à l’entrée de la tuyère peut être négligée devant la vitesse obtenue sortie de ladite tuyère, la puissance de propulsion sera de :