FR 2591664 A1 19870619 FR 8518513 A 19851213 1 La présente invention concerne un sytème d'injection de carburant, liquide ou gazeux, pour les statoréacteurs. Elle concerne également les statoréacteurs pourvus d'un tel système d'injection, ainsi que les missiles propulsés par ces statoréacteurs. On sait que les statoréacteurs modernes, notamment destinés à la propulsion de missiles, comportent une chambre de combustion aux entrées de laquelle on provoque des décollements des jets d'air carburé afin d'entretenir la combustion. Une - telle chambre de combustion, qualifiée de "tourbillonnaire", présente l'avantage d'être plus courte qu'une chambre de combustion non tourbillonnaire et de ne pas nécessiter, à l'inverse de cette dernière, d'-éléments internes susceptibles d'accrocher les flammes, pour stabiliser et maintenir la combustion en régime continu. - Ainsi, une chambre de combustion tourbillonnaire est intéressante, d'une part, parce qu'elle est plus courte et, d'autre part, parce que l'absence d'accroche-flamme autorise la mise en place, à l'intérieur de ladite chambre, d'un bloc de poudre chargé d'assurer l'accélération du missile jusqu'à la vitesse de croisière, le statoréacteur prenant alors le relais pour propulser le missile. Il en résulte un gain appréciable de volume et de poids pour le missile. Aussi, dans ce genre de statoréacteur, on prévoit des manches à air débouchant à la périphérie ou dans le fond avant de la chambre, assurant la captation de l'air et débouchant dans le foyer de la chambre de combustion sous un angle élevé par rapport à l'axe longitudinal. Une telle configuration engendre des écoulements gazeux très tourbillonnaires dans la chambre, avec des zones de quasi-stagnation apparente. 1 Cependant, en raison de la nécessité de faire fonctionner le statoréacteur à des régimes de richesse en carburant variés, à différentes vitesses et à différentes altitudes, on constate, d'une part, que le rendement de combustion du statoréacteur est variable et que, d'autre part, il apparaît certains régimes de vibrations de combustion dans une partie du domaine vitesse-altitude-richesse du missile. Certaines de ces vibrations sont préjudiciables à la résistance de la protection thermique de la chambre de combustion, ainsi qu'à celle de certains équipements du missile. On rencontre ainsi, dans ces statoréacteurs modernes, des vibrations de basse fréquence (quelques centaines d'Hz) tolérables si leur intensité est faible, et des vibrations acoustiques de haute fréquence (de 1000 à quelques milliers d'Hz) dont l'effet le plus nuisible est d'occasionner la destruction rapide des protections thermiques internes de la chambre. En conséquence, l'objet de la présente invention est notamment d'assurer un fonctionnement performant du moteur d'un missile à statoréacteur, en évitant l'apparition et l'entretien des régimes vibratoires liés à la combustion et préjudiciables à l'intégrité des composants (en particu- lier, à celle de la protection thermique interne de la chambre de combustion), quelles que soient les conditions de vitesse et d'altitude du vol, ainsi que du niveau de poussée requis. A cette fin, selon l'invention, le système d'injection de carburant pour un statoréacteur du type comportant une chambre de combustion tourbillonnaire qui s'ouvre vers l'extérieur par une tuyère et dans laquelle débouchent, en 1 oblique par rapport à l'axe de ladite chambre de combustion et à la périphérie de l'extrémité fermée de celle-ci opposée à ladite tuyère, une pluralité de manches de captation d'air dont au moins certaines sont équipées d'un dispositif d'injection de carburant individuel, proche du débouché de la manche à air correspondante dans ladite chambre de combustion est remarquable: - en ce que chaque dispositif d'injection de carburant individuel comporte: - au moins un premier injecteur agencé dans la partie intérieure de la manche à air correspondante pour adresser, en commun avec lesdits premiers injecteurs des autres dispositifs d'injection individuels, du carburant dans une zone commune de ladite chambre de combustion voisine de ladite extrémité fermée et délimitée périphériquement par les débouchés desdites manches à air; ainsi qu' - au moins un second injecteur agencé dans la partie extérieure de la manche à air correspondante, pour adresser du carburant dans une zone spécifique de ladite chambre de combustion située près de la paroi de celle-ci, en aval du débouché de la manche à air correspondante; - et en ce que, à chaque instant, la somme des débits individuels de carburant injectés par lesdits premiers et seconds injecteurs, respectivement dans ladite zone commune et dans la pluralité desdites zones spécifiques, correspond à la richesse en carburant nécessitée par le fonctionnement désiré dudit statoréacteur. 1 Ainsi, selon l'invention, on contrôle en permanence l'injection de carburant et, à partir d'une localisation judicieuse des points d'injection, on module l'amplitude du débit de carburant en chacun des points, le débit total correspondant aux conditions de poussée et de richesse visée.s. On obtient donc le fonctionnement optimal de la chambre de combustion d'un statoréacteur, sans vibrations néfastes, en réalisant un partage contr8ôlé en permanence du débit de carburant entre plusieurs emplacements d'injec- teurs, déterminés en fonction des phénomènes de combustion, la répartition de débit dépendant de l'évolution de la richesse et de la pression dans la chambre de combustion. En effet, la demanderesse a trouvé par expérience que le mode de carburation du foyer de la chambre de combustion était déterminant dans le contrôle des vibrations de combustion. Elle a ainsi pu définir des conditions d'injection de carburant variables en fonction de la richesse en carburant, de la vitesse et de l'altitude de vol du missile, qui permettent de supprimer ou de réduire très sensiblement les vibrations de combustion néfastes, mais aussi qui autorisent le fonctionnement avec un rendement de combustion satisfaisant dans tout le domaine considéré. Par ailleurs, l'expérience a montré que seulement deux emplacements d'injection distincts suffisaient à assurer les bonnes conditions mentionnées ci-dessus. L'un de ces emplacements appelé ci-dessus zone commune, est constitué du volume de la partie avant, généralement en forme de dôme sphérique, de la chambre de combustion, tandis que l'autre est formé de l'ensemble des zones, appelées ci-dessus zones spécifiques, disposées à la périphérie de ladite chambre en aval des débouchés desdites manches à air. En général, le nombre de zones spécifiques est égal à celui desdites manches à air. Ainsi, la solution apportée par l'invention au problème exposé ci-dessus consiste: - à injecter le carburant à deux emplacements distincts dans lesquels se produit le mélange avec l'air et la combustion; - à adapter la proportion de carburant injecté respecti- vement aux deux emplacements en fonction des principaux paramètres de fonctionnement de la chambre de combustion tels que: richesse en carburant, altitude à laquelle vole le missile, et nombre de Mach auquel vole le missile. Avantageusement, tous les premiers injecteurs peuvent être alimentés en commun en carburant par l'intermédiaire d'un circuit de distribution unique, et il en est de même de la totalité des seconds injecteurs. Ainsi, le système d'injection selon l'invention peut comporter une vanne de régulation du débit de carburant global à adresser à ladite chambre de combustion et une vanne de répartition de ce débit global entre lesdits circuits de distribution alimentant respectivement lesdits premiers et seconds injecteurs. - De préférence, lesdites vannes de régulation et de répartition sont commandées par un calculateur. Dans un mode de réalisation avantageux, la vanne de répar- tition de débit comporte une entrée unique de carburant et deux sorties d'ouverture variable, l'ouverture de l'une desdites sorties croissant quand celle de l'autre sortie décroît et vice-versa. 1 La présente invention concerne de plus un statoréacteur comportant un tel système d'injection, ainsi qu'un missile pourvu de ce statoréacteur. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 montre schématiquement, en coupe longitudinale, un missile équipé d'un statoréacteur de type connu auquel s'applique l'invention. La figure 2 illustre schématiquement le système d'injection conforme à l'invention. La figure 3 est un diagramme montrant les variations du rendement du statoréacteur en fonction de la richesse en carburant et de la répartition du carburant entre les premiers et seconds injecteurs. La figure 4 est un diagramme montrant le domaine des vibrations en fonction de la richesse en carburant et de la -répartition du carburant entre les premiers et seconds injecteurs. La figure 5 montre en coupe axiale un exemple de réalisa- tion de répartiteur de carburant entre les premiers et seconds injecteurs. La figure 6 est une vue développée du répartiteur de carburant de la figure 5. 1 La figure 7 montre, en coupe axiale schématique, un exemple d'implantation d'injecteurs dans une manche à air. La figure 8 est une coupe schématique selon la ligne VIII-VIII de la figure 7. Sur la figure 1, on a représenté un missile 1 propulsé par un statoréacteur 2 de type connu concerné par la présente invention. Le missile 1 comporte un corps 3 contenant, entre autres, les appareils et charges usuels (qui ne sont pas représen- tés car n'étant pas impliqués par l'invention) un réservoir de carburant 4, pour l'alimentation du statoréacteur 2, fixé à la partie arrière dudit corps 3. Le statoréacteur 2 est constitué d'une chambre de combustion 5, se terminant à l'arrière par une tuyère d'éjection 6 et reliée, vers l'avant, à une pluralité de n manches à air 71,72,.,7i,7j,...7n. Sur la figure 1, seules les manches à air 7i et 7j sont visibles. Le nombre n peut par exemple être égal à 4. Les manches à air 7i (avec 1Si périphérie du corps 3 et elles sont solidaires de celui-ci. Chacune d'elles, vers l'avant, comporte une entrée d'air correspondante 8i et, vers l'arrière, débouche dans la partie avant 9 de la chambre de combustion 5 par une ouverture de débouché correspondante 10i. De préférence, ladite partie avant 9 de la chambre de combustion 5 est au moins sensiblement sphérique. 1 Un coude l1i est prévu dans chaque manche à air 7i pour raccorder la partie de celle-ci fixée à la paroi extérieure du corps 3 à l'ouverture 10i correspondante de la chambre de combustion 5, de sorte que chaque manche à air 7i débouche sous un angle a élevé par rapport à l'axe X-X du missile 1 et du statoréacteur 2. Dans chaque manche à air 7i est prévu, au voisinage de l'ouverture 10i correspondante, un dispositif 12i d'injection de carburant. Les dispositifs individuels 12i sont commandés par un dispositif 13 d'alimentation et de régulation de carburant porté par le corps 3 et relié au réservoir 4. De préférence, un revêtement de protection thermique 14 est prévu sur les parois intérieures de la chambre de combustion 5. Le fonctionnement du missile 1 est le suivant. Initialement, le statoréacteur 2 n'étant pas en service, le missile 1 est mû par un propulseur consommable 15 ( par exemple une charge de poudre) logé à l'intérieur de la chambre de combustion 5. Quand le propulseur 15 est en fonctionnement, les manches à air sont obturées à l'entrée dans la ehambre 5 et une tuyère d'accélérateur (non représentée) plus petite que celle du statoréacteur est en place à la sortie de la chambre. A la fin du fonctionnement du propulseur 15, la tuyère d'accélérateur et les obturateurs d'entrée d'air sont éjectés et l'air pénètre (flèches F) dans les manches à air 7i à travers les ouvertures 8i et est amené dans la chambre de combustion 5. A la fin du fonctionnement du propulseur consommable 15, le dispositif 13 alimente les dispositifs d'injection 12i en carburant et ce dernier est enflammé. Le statoréacteur entre alors en fonctionnement et prend le relais du propulseur 15 (qui a disparu) pour propulser le missile 1. 1 Comme cela est illustré schématiquement sur la figure 2, l'étude aérodynamique de la chambre tourbillonnaire 5 à plusieurs admissions d'air, pendant le fonctionnement du statoréacteur 2, révèle la présence dans la chambre de combustion 5, de deux types de zones caractéristiques, dites de recirculation, dans lesquelles la stabilisation des flammes est favorisée par la relative stagnation des écoulements gazeux. Il s'agit essentiellement: - de la zone 16, opposée à la tuyère 6, et délimitée entre la partie avant sphérique 9 et les ouvertures de débouchés i des manches de captation d'air 7i; - d'une pluralité n de zones 17i, correspondant chacune à une manche à air 7i et situées près de la paroi de la chambre de combustion 5, en aval de l'ouverture de débouché 10i correspondante. La demanderesse a trouvé que le régime et les performances de la chambre de combustion 5 du statoréacteur 2 sont liés à l'alimentation en combustible des zones 16 et 171 à 17n. En conséquence, selon l'invention, on prévoit une carburation séparée entre lesdites zones. Comme on peut le voir sur la figure 2, chaque dispositif d'injection de carburant individuel-12i comporte: - au moins un premier injecteur 181 agencé dans la partie intérieure 19 (courbure intérieure du coude 11i) de la manche à air correspondante 7i, cette partie intérieure 19 représentant la portion de paroi intérieure de ladite manche à air proche du débouché 10i et de l'axe X-X; 1 - au moins un second injecteur 182 agencé dans la partie extérieure 20 (courbure extérieure du coude 1li) de la manche à air correspondante 7i, cette partie extérieure 20 représentant la portion de paroi intérieure de ladite manche à air proche du débouché 10i, mais éloignée de l'axe X-X. Tous les premiers injecteurs 181 sont agencés pour adresser, en commun, du carburant dans la zone 16, alors que chacun des seconds injecteurs 182 est agencé pour adresser du carburant dans sa zone spécifique 17i. Les premiers injecteurs 181 sont alimentés en commun en carburant par le dispositif 13, par l'intermédiaire d'un circuit de distribution-21. De même, les seconds injecteurs 182 sont alimentés en commun en carburant par le dispositif 13, par l'intermédiaire d'un circuit de distribution 22. Bien entendu, la quantité de carburant introduite à chaque instant dans la chambre de combustion 5 doit correspondre à la richesse appropriée aux performances demandées à ce moment au statoréacteur 2 en fonction du vol du missile 1 (accélération, nombre de Mach, altitude, virage, montée, descente, etc...). Aussi, le dispositif d'alimentation et de régulation 13 du système selon l'invention comporte un calculateur 23, une vanne 24 de régulation du débit global de carburant et une vanne 25 de répartition de ce débit global entre les premiers injecteurs 181 et les seconds injecteurs 182, respectivement par l'intermédiaire des circuits 21 et 22. Le calculateur 23 détermine à chaque instant, en fonction des performances demandées au statoréacteur 2, les positions des vannes 24 et 25, c'est-à-dire le débit global de carburant à adresser à la chambre de combustion 5 et la il répartition de ce débit global entre la zone 16 et les zones 17i. Ci-après, pour expliquer le fonctionnement du système selon l'invention, on désigne par - R, la richesse en carburant fournie à la chambre de combustion 5 par le dispositif 13; cette richesse R est définie comme étant le rapport R f, f'étant lui-même le rapport fs Quantité de carburant admis dans la chambre 5 par seconde, Quantité d'air admis dans la chambre 5 par seconde fs étant la valeur de f pour un mélange air- carburant stoéchiométrique. - Mc, le rendement de combustion de la chambre de combustion 5; et - d, le rapport à un instant donné entre la quantité totale de carburant injecté par les seconds injecteurs 182 et la quantité totale de carburant injecté par lesdits premiers injecteurs 181. Si, pour une valeur déterminée constante du rapport d, on trace la variation du rendement de combustion Mc en fonction de la richesse R, on obtient une courbe (L) présentant une branche ascendante croissante et une branche descendante décroissante reliées par un maximum. Par suite, si l'on trace la variation du rendement de combustion Mc en fonction de la richesse R pour une pluralité de valeurs déterminées constantes dl, d2, d3, d4, d5,.... du rapport d, on obtient une famille de courbes (L1),(L2) ,(L3),(L4), 12 2591664 1 (L5),....telle que celle montrée par la figure 3. Sur cette figure, on peut voir que les courbes (L) se décalent vers les valeurs croissantes de R au fur et à mesure que d prend une valeur plus grande, mais que les valeurs maximales de Mc sont sensiblement les mêmes pour toutes lesdites courbes. Autrement dit, la valeur maximale de Mc correspond à une richesse R d'autant plus grande que le rapport d est plus grand. Par ailleurs si, dans un système d'axes orthogonaux représentant R en abscisses et d en ordonnées, on cherche à représenter le domaine (D-) de fonctionnement vibratoire du statoréacteur 2, on obtient par exemple le schéma de la figure 4. Le rapprochement des diagrammes des figures 3 et 4 montre que, si le calculateur.23 contrôle les vannes 24 et 25 de façon que l'injection de carburant dans la chambre de combustion 5 suive une loi telle que celle portant la référence (K) sur la figure 4, le statoréacteur 2 fonctionnera avec un bon rendement et sans vibration. En conséquence, le calculateur 23 comporte en mémoire une ou plusieurs courbes (K), qui ont été déterminées par expérience et grace auxquelles il contrôle les vannes 24 et de façon optimale, en ce qui concerne le fonctionnement du statoréacteur 2. Sur les figures 5 et 6, on a représenté un exemple de réalisation de la vanne 25 de répartition du débit global de carburant, délivré par la vanne de régulation 24 -(qui peut être de tout type connu). 1 Dans cet exemple de réalisation, la vanne de répartition 25 comporte un boisseau cylindrique 26 pourvu d'une entrée axiale 27 et de deux fenêtres de sortie latérales 28 et 29. L'entrée 27 est reliée à la sortie de la vanne de régulation 24, tandis que les fenêtres de sortie latérales 28 et 29 sont respectivement reliées aux circuits 21 et 22, alimentant les premiers et seconds injecteurs 181 et 182. A l'intérieur du boisseau cylindrique 26 est montée rotative, autour de l'axe de ce dernier, une clef cylin- drique 30 pourvue d'une entrée 31 (en correspondance avec l'entrée axiale 27) et de fentes latérales 32 et 33, dont la position en regard respectivement des fenêtres 28 et 29 dépend de la position angulaire de la clef 30 par rapport au boisseau 26. Les fentes latérales 32 et les fentes latérales 33 présentent par exemple une forme triangulaire (voir la figure 6). Les fentes 32 et 33 sont agencées de façon que, d'une part, elles sont en partie en regard des fenêtres 28 et 29 (par- ties blanches sur la figure 6) et en partie obturées par la paroi du boisseau 26 (parties grisées sur la figure 6).et que, d'autre part, lorsque la partie obturée des fentes 32 (ou 33) croît par suite de la rotation de la clef 30 par rapport au boisseau 26, la partie obturée des fentes 33 (ou 32) décroît dans la même proportion. Ainsi, les sections de passage de la vanne 25 vers le circuit 21 et vers le circuit 22 varie en sens inverse. La forme triangulaire des fentes 32 et 33 assure la linéarité du rapport de débit en fonction de l'angle de rotation de la clef 30. En fonction de la position angulaire de ladite clef 30, on peut donc connaître à chaque instant la répartition du débit global reçu de la vanne 24, entre les premiers injecteurs 181 et les seconds injecteurs 182. Un actuateur non représenté, tel que par exemple un verin électromécanique, est prévu 1 pour commander la rotation de la clef 30, par l'intermé- diaire d'une bague d'entraînement 34. Sur les figures 7 et 8, on a illustré schématiquement un mode de réalisation des dispositifs d'injection 12i, dans lequel on a prévu deux premiers injecteurs 181 et deux seconds injecteurs 182. Bien entendu, le nombre des injecteurs pourrait être différent. Le point important est que, compte-tenu des flux gazeux circulant dans les manches à air 7i, les premiers injecteurs 181 alimentant la zone 16 et que les seconds injecteurs 182 alimentent les zones 17i. On voit ainsi que, grâce à l'invention, on améliore les chambres de combustion modernes pour missile à statoréac- teur à carburant liquide, en modulant le débit de combustible entre deux ou plusieurs localisations d'injecteurs, en fonction des caractéristiques énergétiques et vibratoires résultant de la combustion dans la chambre. De ce fait: a) le rendement de combustion peut être maintenu à une valeur optimale; b) on évite le déclenchement et l'entretien des régimes vibratoires préjudiciables à la structure (en particulier, aux protections thermiques dans la chambre) et aux équipements. c) l'endurance et la fiabilité du missile sont accrues. REVENDICATIONS 1 - Système d'injection de carburant pour un statoréacteur (2) du type comportant une chambre de combustion tourbil- lonnaire (5) qui s'ouvre vers l'extérieur par une tuyère (6) et dans laquelle débouchent, en oblique par rapport à l'axe de ladite chambre de combustion et à la périphérie de l'extrémité fermée (9) de celle-ci opposée à ladite tuyère, une pluralité de manches de captation d'air (7i) dont au moins certaines d'entre elles sont équipées d'un dispo- sitif (12i) d'injection de carburant individuel, proche du débouché (10i) de la manche à air correspondante dans ladite chambre de combustion, caractérisé: - en ce que chaque dispositif d'injection de carburant individuel comporte: - au moins un premier injecteur (181) agencé dans la partie intérieure (19) de la manche à air correspondante pour adresser, en commun avec lesdits premiers injecteurs (181) des autres dispositifs d'injection individuels, du carburant dans une zone commune (16) de ladite chambre de combustion voisine de ladite extrémité fermée (9) et délimitée périphériquement par lesdites manches à air; ainsi qu' - au moins un second injecteur (182) agencé dans la partie extérieure (20) de la manche à air correspondante pour adresser du carburant dans une zone spécifique (17i) de ladite chambre de combustion située près de la paroi de celle-ci, en aval du débouché (10i) de la manche à air correspondante; 1 - et en ce que, à chaque instant, la somme des débits individuels de carburant injectés par lesdits premiers et seconds injecteurs, respectivement dans ladite zone commune (16) et dans la pluralité desdites zones spécifiques (17i), correspond à la richesse en carburant nécessitée par le fonctionnement désiré dudit statoréacteur. 2 - Système d'injection selon la revendication 1, caractérisé en ce que tous les premiers injecteurs (181) sont alimentés en commun en carburant par l'intermédiaire d'un circuit de distribution unique (21). 3 - Système d'injection selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que tous les seconds injecteurs (182) sont alimentés en commun en carburant par l'intermédiaire d'un circuit de distribution unique (22). 4 - Système d'injection selon les revendications 2 et 3, caractérisé en ce qu'il comporte une vanne (24) de régulation du débit de carburant global à adresser à ladite chambre de combustion et une vanne (25) de répartition de ce débit global entre lesdits circuits de distribution (21 et 22) alimentant respectivement lesdits premiers et seconds injecteurs (181) et (182). - Système d'injection selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte un calculateur contrôlant lesdites vannes de régulation et de répartition (24 et 25). 6 - Système d'injection selon l'une des revendications 4 ou , caractérisé en ce que ladite vanne (25) de répartition de débit comporte une entrée unique de caburant et deux sorties d'ouverture variable, l'ouverture de l'une desdites sorties croissant quand celle de l'autre sortie décroît et vice-versa. 7 - Statoréacteur (2) du type comportant une chambre de combustion tourbillonnaire qui s'ouvre vers l'extérieur par une tuyère (6) et dans laquelle débouchent, en oblique par rapport à l'axe de ladite chambre de combustion et à la périphérie de l'extrémité fermée (9) de celle-ci opposée à ladite tuyère, une pluralité de manches de captation d'air (7i), ledit statoréacteur comportant un système d'injection de carburant constitué d'une pluralité de dispositifs d'injection de carburant individuels (12i) respectivement prévus dans lesdites manches à air (7i), caractérisé: - en ce que chaque dispositif d'injection de carburant individuel comporte: - au moins un premier injecteur (181) agencé dans la partie intérieure (19) de la manche à air correspondante pour adresser, en commun avec lesdits premiers injecteurs (181) des autres dispositifs d'injection individuels, du carburant dans une zone commune (16) de ladite chambre de combustion voisine de ladite extrémité fermée (9) et délimitée périphériquement par lesdites manches à air; ainsi qu' au moins un second injecteur (182) agencé dans la partie extérieure (20) de la manche à air correspondante pour adresser du carburant dans une zone spécifique (17i) de ladite chambre de combustion située près de la paroi de celle-ci, en aval du débouché (10i) de la manche à air correspondante: - et en ce que, à chaque instant, la somme des débits individuels de carburant injectés par lesdits premiers et seconds injecteurs, respectivement dans ladite zone commune (16) et dans la pluralité desdites zones spécifiques (17i), correspond à la richesse en carburant nécessitée par le fonctionnement désiré dudit statoréacteur. 8 - Statoréacteur selon la revendication 7, caractérisé en ce que son système d'injection comporte les particularités spécifiées sous l'une quelconque des revendications 2 à 6. 9 - Missile propulsé par un statoréacteur du type comportant une chambre de combustion tourbillonnaire qui s'ouvre vers l'extérieur par une tuyère (6) et dans laquelle débouchent, en oblique par rapport à l'axe de ladite chambre de combustion et à la périphérie de l'extrémité fermée (9) de celle-ci opposée à ladite tuyère, une pluralité de manches de captation d'air, ledit statoréacteur comportant un système d'injection de carburant constitué d'une pluralité de dispositifs d'injection de carburant individuels (12i) prévus respectivement dans lesdites manches à air, caractérisé: - - en ce que chaque dispositif d'injection de carburant individuel comporte: - au moins un premier injecteur (181) agencé dans la partie intérieure (19) de la manche à air correspondante pour adresser, en commun avec lesdits premiers injecteurs (181) des autres dispositifs d'injection individuels, du carburant dans une zone commune (16) de ladite chambre de combustion voisine de ladite extrémité fermée (9) et délimitée périphériquement par lesdites manches à air ainsi qu' - au moins un second injecteur (182) agencé dans la partie extérieure (20) de la manche à air correspondante pour adresser du carburant dans une zone spécifique (17i) de ladite chambre de combustion située près de la paroi de celle-ci, en aval du débouché (10i) de la manche à air correspondante - et en ce que, à chaque instant, la somme des débits individuels de carburant injectés par lesdits premiers et seconds injecteurs, respectivement dans ladite zone commune (16) et dans la pluralité desdites zones spécifiques (17i), correspond à la richesse en carburant nécessitée par le fonctionnement désiré dudit statoréacteur. - Missile selon la revendication 9, caractérisé en ce que le système d'injection de son statoréacteur comporte les pluralités spécifiées sous l'une quelconque des revendications 2 à 6.