FR 2686654 A1 19930730 FR 8511673 A 19850730 La présente invention concerne la propulsion de vehicules aérospatiaux pour des opérations sur une orbite terrestre inférieure ou sur une orbite proche de la terre. La propulsion de véhicules à grande vitesse soit pour réduire la période de transition terrestre soit pour éffectuer une mise sur orbite, est couramment basée soit sur l'utilisation de l'atmosphère en temps que masse de réaction propulsive soit sur l'utilisation d'une masse de réaction contenue dans le véhicule et expulsée au cours du processus de propulsion (un propellent) Les premiers types de moteurs sont typiquement des moteurs à turbines à gaz ou statoréacteurs et les derniers des fusées. I O Les turbines à gaz peuvent être autonomes depuis le niveau du sol et avec une vitesse initiale nulle mais sont limitées en vol par des conditions dans le compresseur pour des vitesses inférieures à Mach 3 5 dues entre autres à de très hautes températures d'admission Les statoréacteurs fonctionnent de façon satisfaisante seulement à des vitesses supersoniques entre environ Mach 2 et Mach 1 S 8 Les fusées n'ont pas de limitation de vitesse mais ont des consommations spécifiques de carburant (rapport flux de carburant/poussée) dix fois moins bonnes que les premiers types de moteurs dans les régimes de recouvrement de leur fonctionnement Le souhait de construire des véhicules très rapides a nécessité d'envisager le placement de deux ou plus types de groupes motopropulseurs sur le même véhicule de façon à obtenir les performances visées, mais généralement la masse du moteur supplémentaire supportée décale les gains de performance de la combinaison L'utilisation d'une simple fusée pour la mise en orbite a nécessité l'utilisation de fusées à étages même avec les combinaisons les plus puissantes des propellents chimiques déjà utilisées (oxygène liquide/hydrogène liquide) En plus de ces problèmes techniques, les coûts de développement des statoréacteurs sont prohibitifs, à cause de la nécessité de tunnels d'essais hypersoniques très coûteux, puisque le moteur ne fonctionnera qu'à vitesse élevée. L'hydrogène liquide est un carburant à haut rendement puisqu'il cède 2,8 fois l'énergie de la masse équivalente de kerosène lorsqu'il est brûlé avec de l'air De plus, sa température de stockage est très basse (_ 2520 C à 1 atmoshpère de pression de vapeur) et il a une très importante chaleur spécifique en phase S gaz/vapeur ( 14330 J/kga C) Il est cependant possible de l'utiliser comme un carburant et aussi comme un dissipateur de chaleur pour des cycles thermodynamiques ayant pour but de conditionner l'air arrivant vers un moteur aérobie avant son passage à travers les processus de compression et de combustion. Trois systèmes de moteur pour lesquels de l'hydrogène a été utilisé de cette façon sont le moteur à cycle d'air liquide, le turboréacteur inversé et le turboréacteur préréfrigéré. Le premier présente des caractéristiques de gains inadéquates, le second est incapable d'un démarrage depuis le sol et d'opérations subsoniques autoportées et le troisième a une masse importante bien qu'il offre de bonnes caractéristiques de vitesse élevée et qu'il ait des aptitudes de fonctionnement au sol. La présente invention présente les caractéristiques essentielles de la technologie des compresseurs à turbines à gaz, la technologie des fusées à deux propellents liquides à haute pression et le concept de dissipateur thermique à hydrogène dans un seul moteur. Ainsi la présente invention propose un propulseur de véhicule aérospatial comprenant un moyen de combustion et un moyen de tuyère de propulsion arrangés pour recevoir les produits de combustion à partir des moyens de combustion et pour éjecter lesdits produits pour propulser le véhicule, le moyen de combustion étant arrangé pour recevoir soit un carburant et de l'air comprimé, qui ont été refroidis avant la combustion par un échange de chaleur avec le carburant d'hydrogène sous forme liquide, soit un carburant et un comburant liquide, via des moyens de vannes pour contrôler les écoulements d'air, de carburant et de comburant, et de carburant réchauffé. En particuler, la présente invention propose un propulseur de véhicule comprenant une chambre de combustion avec un échangeur de chaleur associé, une tuyère de propulsion avec un échangeur de chaleur associé, une pompe à hydrogène liquide, une pompe à comburant liquide, une turbine entraînant les pompes de carburant et de comburant, une section de compression d'air comprenant en série par rapport à l'écoulement un premier échangeur de chaleur, un deuxième échangeur de chaleur, un compresseur basse pression entraîné par une turbine basse pression et un compresseur haute pression entraîné par une turbine haute pression, le propulseur étant capable de fonctionner en deux modes, dans le premier mode le propulseur agit comme un moteur aérobie pour accélerer le véhicule depuis le repos jusqu'à une vitesse pouvant aller jusqu'à Mach 6 0, le comburant liquide étant empeché de s'écouler dans la chambre de combustion par une vanne de contrôle de comburant, l'hydrogène liquide étant pompé à haute pression via une première vanne de contrôle de carburant à travers les échangeurs de chaleur de la section aérobie en relation d'échanges thermiques avec l'air d'aspiration pour refroidir l'air d'aspiration avant la compression dans les compresseurs à basse et haute pressions, le carburant d'hydrogène étant alors alimenté dans l'échangeur thermique de la chambre de combustion via une deuxième vanne de contrôle de carburant, l'air comprimé étant alimenté dans la chambre de combustion via une vanne de contrôle d'air comprimé, le carburant étant chauffé dans l'échangeur de chaleur de la chambre de combustion par un échange de chaleur avec les produits de combustion et le carburant chauffé étant utilisé pour entraîner la turbine de la pompe de comburant et de carburant, une partie de l'échappement depuis la turbine de ladite pompe passant via une troisième vanne de contrôle de carburant pour entraîner les turbines des compresseurs d'air et se décharger vers l'atmosphère, par l'intermédiaire d'une tuyère d'échappement, le reste du carburant passant dans la chambre de combustion pour être brûlé avec l'air comprimé, les produits de combustion s'échappant par l'intermédiaire de la tuyère de propulsion pour fournir la force de propulsion, dans le second mode le propulseur agit comme un moteur à fusée simple, la deuxième vanne de contrôle de carburant étant fermée pour diriger le carburant liquide à travers l'échangeur de chaleur de la tuyère de propulsion vers la turbine de pompe, la troisième vanne de contrôle de carburant étant fermée pour empêcher le carburant de s'écouler dans le moyen d'entraînement du compresseur d'air, et la vanne de contrôle de l'air comprimé étant fermée pour empêcher un écoulement d'air comprimé vers la chambre de combustion, la vanne de contrôle de comburant liquide étant actionnée pour permettre au comburant liquide de s'écouler vers la chambre de combustion pour réagir avec l'hydrogène, les produits de combustion s'échappant à travers la tuyère de propulsion pour fournir la force de propulsion pour accélerer le véhicule depuis une vitesse de Mach 6 0 vers la vitesse souhaitée. Selon un mode de réalisation, le compresseur basse pression est un compresseur axial multi-étages et le compresseur haute pression comprend un compresseur centrifuge multi- étages. Ce moteur est apte à des aménagements de banc d'essai et à des fonctionnements au sol. Il fonctionne de façon aérobie à haute vitesse dans le régime hypersonique o il change son mode de fonctionnement pour celui d'une fusée utilisant un comburant hautement énergétique et un carburant d'hydrogène La masse du moteur est suffisamment faible pour rendre un 1 i O véhicule hypersonique terrestre ou un simple étage d'orbitre terrestre inférieur capable d'être réalisés sans qu'il soit nécessaire d'avoir recours à du matériel coûteux pour le processus. Fondamentalement, le carburant d'hydrogène et l'air d'aspiration dans le mode aérobie sont considérés comme étant un seul système thermodynamique, dont la chute d'entropie, à cause de la compression de l'air, est décalée par le gain d'entropie de l'hydrogène du fait de son élévation de température De plus, la capacité thermique totale du système air/hydrogène est utilisée pour absorber l'énergie cinétique de l'air d'aspiration et des nombres de Mach élevés en vol, lorsque l'enthalpie augmente dans le fluide, limitant ainsi les pointes de température du cycle à des valeurs correspondant à la technologie courante A moins que des considérations liées au véhicule ne déterminent une transition aérobie/fusée plus tôt, c'est la capacité thermique des fluides de travail, et les limites de la technologie des matériaux, qui déterminent le nombre de Mach auquel ceci doit intervenir En pratique, avec une technologie courante ceci serait aux alentours de Mach 6 En s'arrangeant pour que la pression d'apport de l'air soit à des valeurs équivalentes à celles dans les moteurs à fusée et en choississant un écoulement d'hydrogène en accord avec la thermodynamique plutôt que les exigences liées à la combustion, il s'avère possible d'utiliser une seule tuyère de système/expansion de combustion et une seule turbopompe d'hydrogène pour les deux phases de propulsion Durant les phases aérobies, la pompe de comburant est inutilisée et dans la phase fusée les échangeurs air d'aspiration/carburant liquide et les compresseurs d'air sont inopérants grâce aux fonctionnements des vannes respectives. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description suivante donnée à titre d'exemples non limitatifs des formes possibles de réalisation de l'invention, en regard des dessins c ci-joints et qui fera bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur les dessins: la figure 1 est une représentation schématique d'une réalisation de moteur selon la présente invention; la figure 2 A est une représentation de la chambre de combustion et de la tuyère de propulsion du moteur représenté sur la figure 1 i, dans le mode aérobie; la figure 2 B est une vue similaire à la figure 2 A mais montrant la chambre de combustion et la tuyère de propulsion dans le mode fusée; la figure 3 est une représentation d'une autre forme d'échangeur de chaleur de l'air d'aspiration que celui représenté sur la figure 1; la figure 4 représente un schéma de principe de moteur et la figure 5 est une courbe représentant la vitesse effective d'échappement du moteur en fonction du nombre de Mach indiquant une performance typique du moteur. En se référant à la figure 1, un moteur de véhicule aérospatial ou propulseur 10 comprend une turbine, de pompe 12 entraînant une pompe d'hydrogène 14 et une pompe de comburant fluide 16, un compresseur basse pression 18 entraîné par une turbine 20, un compresseur haute pression 22 entraîné par une turbine 24, deux échangeurs de chaleur d'air d'aspiration 26 et 28, une chambre de combustion 30 avec un échangeur de chaleur 32 associé, et une tuyère de propulsion 34 avec un échangeur de chaleur associé 36 Les échangeurs de chaleur 26, 28 reçoivent l'air d'aspiration par l'intermédiaire d'une aspiration supersonique 38 (figure 4), et de l'hydrogène liquide via une vanne d'arrêt 40 L'échangeur 26 de chaleur le plus en amont reçoit également de l'air comprimé depuis le compresseur 22 qui s'écoule alors vers la chambre de combustion 30 via une vanne d'arrêt 42 Le carburant d'hydrogène, après être passé à travers les échangeurs de chaleur 26, 28, s'écoule vers l'échangeur de chaleur 32 de la chambre de combustion sous forme gazeuse via une vanne d'arrêt 44 et l'échangeur de chaleur de la tuyère de propulsion 36. L'échangeur de chaleur 32 est arrangé pour permettre à la chaleur des produits de combustion d'être transférée vers l'hydrogène liquide soit directement à travers les éléments d'échangeurs de chaleur soit indirectement à travers l'enveloppe de refroidissement de la chambre tandis que le flux d'hydrogène à travers l'échangeur de chaleur 36 refroidit les parois de la tuyère de propulsion et réchauffe l'hydrogène. L'hydrogène réchauffé de l'échangeur de chaleur 32 et/ou l'hydrogène de l'échangeur de chaleur 36, selon le mode de fonctionnement du moteur, entraînent la turbine de pompe 12 qui entraîne les pompes 14 et 16, le comburant liquide v s'écoulant vers la chambre de combustion 30 via une vanne d'arrêt 46. L'échappement depuis la turbine 12 est divisé en deux écoulements, un vers la chambre de combustion via une vanne de contrôle 48 et l'autre vers les turbines 24, 20 via une vanne d'arrêt 50. Une vanne de contrôle de puissance de 52 permet à l'hydrogène réchauffé de s'écouler directement dans la chambre de combustion, et une vanne de contrôle de température 54 contrôle le flux d'hydrogène rechauffé depuis l'échangeur de chaleur 36 dans l'hydrogène s'écoulant vers la turbine de pompe 12. Une vanne de contrôle 56 permet à l'air d'aspiration d'éviter l'échangeur de chaleur d'amont 26 et de s'écouler directement dans l'échangeur de chaleur 28. Le moteur 10 est apte à fonctionner en deux modes, un dans lequel le moteur est aérobie et est utilisé pour accélérer le véhicule aérospatial jusqu'à une vitesse à laquelle le moteur est commuté pour opérer en mode fusée. Pour l'accélération initiale du véhicule aérospatial j usqu'au nombre de Mach de transition le moteur est mis en fonction dans son mode aérobie et la pompe de comburant 16 est isolée du cycle par une vanne de fermeture 48 tandis que les vannes 40, 42, 44 et 50 sont ouvertes Le fonctionnement du cycle pour ce mode va maintenant être décrit. La pompe à hydrogène liquide 14 aspire du carburant depuis le réservoir du véhicule et élève sa pression, typiquement à quelques centaines de bar, à la distribution L'hydrogène est alors passé vers l'échangeur de chaleur 28 et ensuite vers l'échangeur de chaleur 26 refroidissant ainsi l'air d'aspiration entrant dans le compresseur 18 L'air à basse température, typiquement 190 à 170 a C, est comprimé via les compresseurs 18 et 22 jusqu'à une pression de distribution de plusieurs centaines de bars et une température typiquement de 130 230 C. L'air relativement frais et à haute pression est passé à travers l'échangeur de chaleur 26 pour aider l'hydrogène à prérefroidir l'air d'aspiration à des nombres de Mach élevés Aux nombres de Mach faibles, l'air d'aspiration est dévié de l'échangeur de chaleur 26 via une vanne de contrôle 56 de façon à réduire les pertes de pression à l'entrée du compresseur. L'air haute pression depuis l'échangeur de chaleur 26 est passé dans la chambre de combustion 30 o une combustion avec une majorité de l'hydrogène dans le prébrûleur 30 a (figure 2 A) produit des produits d'échappement à haute température pour la propulsion Un petit écoulement d'hydrogène passe dans le brûleur principal 30 b via un limitateur 30 c pour maintenir le brûleur principal refroidi dans ce mode L'hydrogène haute pression de l'échangeur de chaleur 26 est passé à travers l'échangeur de chaleur 32 dans la chambre de combustion 30 pour le chauffer typiquement à 650 C Une vanne de dérivation 54 permet de contrôler la température de l'hydrogène Depuis la chambre de combustion 30 l'hydrogène brûlant est passé à travers la turbine 12 pour entraîner la pompe à hydrogène 14. A sa sortie de la turbine 12 une partie de l'hydrogène est repassée dans la chambre de combustion 30 pour servir de carburant pour la combustion avec l'air, tandis que l'hydrogène restant est passé à travers les turbines 24 et 20 dans le but d'entraîner les compresseurs 22 et 18 L'hydrogène à la sortie de la turbine 20 est déchargé à l'extérieur à travers une tuyère d'échappement 58 pour fournir une poussée complémentaire à partir de cet échappement. Le niveau de puissance auquel ce moteur fonctionne peut être contrôlé via une vanne de dérivation 52 qui module l'écoulement, et, de cette façon, la puissance de sortie de la turbine 12 Au nombre de Mach de transition, les vannes de 42, 50 et 44 sont fermées et la vanne 46 est ouverte (voir figure 2 B) Ceci isole effectivement la partie aérobie du moteur et reconfigure celui-ci comme un moteur fusée à cycle d'expansion à haute performance d'un type bien connu A la fois le prébrûleur 30 a et le brûleur principal 30 b sont alimentés en comburant liquide et en hydrogène, les proportions vers les brûleurs respectifs étant contrôlées par des limitateurs 30 d et 30 e Le prébrûleur reçoit juste assez de comburant pour maintenir une température de précombustion d'approximativement 1000 C tandis que le brûleur principal fonctionne à environ 3600 C La fonction spécifique de 44 est d'amener le carburant à refroidir la chambre de combustion dans le mode fusée en vue de sa régénération, c'est-à-dire dans l'échangeur de chaleur 36 Un refroidissement pelliculaire peut effectivement être employé dans le mode aérobie avec quelque gain dans la pression souhaitée de débit de la pompe d'hydrogène Un refroidissement pelliculaire ne serait pas souhaitable pour des considérations de performance dans le mode fusée Dans le mode fusée il peut être nécessaire de changer la pression dynamique de la turbine sur 12 par l'utilisation d'une vanne de contrôle 48. Le matériel nécessaire pour réaliser cette invention relève en général de la technologie courante des moteurs fusée et des moteurs à turbines à gaz classiques. Les températures de turbines relativement basses dans les turbines 24 et 20 facilitent d'autres économies de poids par l'utilisation d'alliages légers. De façon à adapter la performance des compresseurs 18 et 22 avec les turbines et 24 il peut s'avérer nécessaire d'utiliser des turbines à admission partielle ou rentrantes En variante, une boîte de vitesses peut être employée avec des petites machines haute vitesse à admission totale Du point de vue du poids et de la fiabilité, il peut être plus facile de sacrifier quelques petites pertes de performance et s'écarter des conditions optimales des turbines avec une admission totale et des couplages à entaînements directs vers les compresseurs Par exemple, les turbines et compresseurs 20, 24 et 1 8, 22 respectivement peuvent être arranges comme un système à double corps, qui est de conception bien connue dans la technologie des turbines à gaz Pour toutes les variantes, la technologie a été bien explorée Les turbines auraient probablement des étages à impulsion de vitesses composées. Les échangeurs de chaleur nécessitent des développements technologiques considérables pour obtenir du matériel fiable dont le poids soit compatible avec le vol Une conception a été étudiée d'un tube en serpentin du type à contre-courant croisé utilisant des tubes de petits calibres ( 1,0 à 0,5 mm de diamètre) avec des parois très minces ( 0,05 à 0,025 mm d'épaisseur), fabriqués à partir d'alliages de nickel (par exemple Inconel 625) De tels échangeurs de chaleur ont une très 2.5 faible profondeur dans la direction de l'écoulement de l'air basse pression, (environ mm) et présentent une surface importante perpendiculairement à l'écoulement. I 1 est donc nécessaire de les couder de façon à réduire la surface frontale du moteur. Ceci augmente la longueur d'aspiration, mais en pratique ne devrait pas poser de problèmes significatifs d'intégration au véhicule Des conceptions de ce type sont imposées par la nécessité de perte basse pression pour l'entrée du compresseur d'air D'autres conceptions d'échangeurs de chaleur peuvent être utilisées, basées sur les conceptions d'échangeurs de chaleur existants employant des réseaux de tubes spiralés. En se référant à la figure 4 Ceci montre une configuration possible de composants de moteurs En pratique ceux-ci seraient arranges pour s'intégrer avec la cellule du véhicule. En se référant à la figure 5 Ceci montre la variation de la vitesse d'échappement effective dans un arrangement de moteur en ligne en fonction du nombre de Mach. Une vitesse d'air effective constante de 500 noeuds était employée pour le calcul et le moment de traînée d'aspiration a également été pris en compte Ce paramètre, lorsqu'il est multiplié par l'écoulement de propellent depuis le véhicule, donne la poussée du moteur On remarquera que pendant le mode aérobie les valeurs sont comprises entre 23300 m/s et 13100 m/s Ceci est à comparer avec approximativement 4550 m/s pour les fusées à oxygène liquide/hydrogène liquide. Le rapport poussée sur poids du moteur en mode aérobie peut aller de 14:1 à 20:1 selon les nécessités de trajectoire et en mode fusée peuvent aller de 30:1 à 40:1. Ces valeurs se comparent bien avec les moteurs d'élévation à jet ( 16:1) et les moteurs à fusée seuls ( 65:1 à 100:1). La réalisation particulière décrite est l'une d'une classe de dispositifs utilisant le principe de la compression de l'air sous des conditions (idéalement) isentropiques pour le système comprenant du carburant et de l'air dans le but de surmonter les limitations thermiques sur des cycles simples utilisant le processus Isentropique sur un seul fluide La réalisation ci-dessus a été développée pour sa simplicité En principe la compression de l'air pourrait commencer à toute température d'entrée dans le compresseur et l'évacuation de chaleur pourrait avoir lieu depuis les refroidisseurs intermédiaires des compresseurs vers le cycle de turbine entraîné par l'hydrogène Un tel cycle aurait beaucoup plus d'échangeurs de 2:5 chaleur, d'étages de compresseur et d'étages de turbine, et une perte de charge plus importante, mais il peut y avoir des avantages à éviter des températures d'air très basses. Dans la réalisation décrite les deux fluides de travail sont employés directement dans les échangeurs de chaleur 26 et 28 pour prérefroidir l'air d'aspiration Une autre solution serait d'employer l'un ou l'autre des fluides de travail (hydrogène ou air) pour agir comme une boucle de transport thermique depuis les échangeurs de chaleur 26 et 28 vers un échangeur de chaleur supplémentaire avec un autre fluide Après le transfert de la chaleur, le fluide refroidissant pourrait alors être retourné aux échangeurs de chaleur 26 et 28 pour un prochain chauffage Une extension de conception, comme représenté sur la figure 3, serait d'employer une boucle de transport thermique depuis les échangeurs de chaleur 26 et 28, avec un fluide et non un propellent contenu complètement à l'intérieur de la boucle 60 S entraînée par une pompe 62 couplée avec un autre échangeur de chaleur 64 dans le circuit de propellent pour l'évacuation de la chaleur Ce type de solution peut être employé pour éviter d'avoir de l'hydrogène et de l'air dans le même échangeur de chaleur si une telle conception s'avérait source de problèmes. En se référant à la figure 1 Le moyen d'addition de chaleur de l'écoulement de la turbine 32 représenté comme un échangeur de chaleur dans le prébrûleur 30 pourrait être remplacé par un brûleur auxiliaire employant du carburant et de l'air avec l'inconvénient d'un problème de contrôle plus sévère dans la mesure o l'enthalpie de l'air augmente lorsque le nombre de Mach augmente. Dans un autre arrangement, l'entraînement de la turbine peut comprendre un écoulement de gaz tiré de la chambre de combustion à une température et une pression adaptées Cette technique est connue de la technologie des fusées existantes. Un tel arrangement éviterait la nécessité d'un brûleur auxiliaire ou d'un échangeur thermique. En plus de la performance telle que décrite, des gains supplémentaires de propulsion sont possibles en utilisant les échappements de turbines riches en hydrogène dans un dispositif auxiliaire de propulsion tel qu'une canalisation de dérivation réchauffée ou une tuyère de statoréacteur extérieure. 1 1 REVENDI CATI ONS 1 Propulseur ( 10) pour véhicule aérospatial comprenant un moyen de combustion et un moyen de tuyère de propulsion arrangés pour recevoir les produits de combustion du moyen de combustion et pour éjecter lesdits produits pour propulser le véhicule, caractérisé en ce que le moyen de combustion est arrangé pour recevoir soit du carburant et de l'air comprimé, lequel air a été refroidi avant sa compression par un échangeur de chaleur avec le carburant sous forme liquide, soit du carburant liquide et un comburant liquide, via un moyen de vanne pour contrôler les écoulements d'air, de carburant et de comburant, et de carburant chauffé. 2 Propulseur selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend en outre un moyen d'échange thermique de carburant liquide et d'air, un moyen de compression d'air, et un moyen de turbine arrangés pour entraîner le moyen de compression d'air, le moyen d'échange de chaleur étant arrangé pour recevoir l'air ambiant en relation d'échange de chaleur avec un carburant liquide à haute pression et pour décharger l'air refroidi vers le moyen de compression, le moyen de compression déchargeant l'air comprimé et refroidi vers le moyen de combustion. 3 Propulseur selon la revendication 2 caractérisé en ce que le moyen d'échange de chaleur comprend au moins deux échangeurs thermiques, l'échangeur thermique le plus en amont étant arrangé pour recevoir l'air d'aspiration en relation d'échange de chaleur avec le carburant liquide haute pression et la décharge depuis le moyen de compression d'air, et ayant un moyen de vanne pour permettre selectivement à l'air d'aspiration de passer à travers tous les échangeurs de chaleur du moyen d'échange de chaleur ou pour être dévié du passage vers l'échangeur de chaleur le plus en amont selon le nombre de Mach du véhicule en vol. 4 Propulseur selon la revendication 2 caractérisé en ce que le moyen de compression d'air comprend un compresseur basse pression ( 18) et un compresseur haute pression ( 22), chacun étant entraîné via un arbre respectif par une turbine basse pression ( 20) et une turbine haute pression ( 24). Propulseur selon la revendication 4 caractérisé en ce que le compresseur basse pression ( 18) est un compresseur axial multi-étages et le compresseur haute pression ( 22) comprend un compresseur centrifuge multi-étages. 6 Propulseur selon la revendication 5 caractérisé en ce que les compresseurs basse et haute pressions sont montés sur des arbres coaxiaux. 7 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comprend en outre une pompe de carburant liquide ( 14) et S une pompe de comburant liquide ( 16), et un moyen de turbine pour entraîner lesdites deux pompes. 8 Propulseur selon la revendication 7 caractérisé en ce que le moyen de combustion comprend un moyen d'échange de chaleur dans lequel le carburant est en relation d'échange de chaleur avec les produits de combustion, le carburant chauffé étant arrangé pour entraîner le moyen de turbine, des pompes de carburant et de comburant, et le moyen de turbine du moyen de compression d'air. 9 Propulseur selon la revendication 8 caractérisé en ce qu'une partie du carburant chauffé déchargé du moyen de turbine de pompe est passé dans le moyen de combustion pour être brûlé soit avec de l'air comprimé, soit avec du comburant liquide. Propulseur selon la revendication 9 caractérisé en ce qu'il comprend en outre une vanne de contrôle pour dévier le carburant de l'échangeur de chaleur du moyen de combustion. 1 1 Propulseur selon les revendications 8, 9 ou 10 caractérisé en ce qu'Il comprend en outre une vanne de contrôle pour dévier le carburant chauffé de l'échangeur de chaleur du moyen de combustion du moyen de turbine de pompe directement vers le moyen de combustion. 12 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes 8 à 1 1 caractérisé en ce qu'il comprend en outre une vanne de contrôle entre la sortie du moyen de turbine de pompe et l'entrée du moyen de combustion pour contrôler la pression dynamique du moyen de turbine de pompe. 13 Propulseur selon la revendication 7 caractérisé en ce que le carburant liquide est brûlé avec de l'air dans un brûleur à deux étages de gazéification distinct du moyen de combustion, les produits de combustion étant utilisés pour entraîner le moyen de turbine de pompe et le moyen de turbine de compression d'air. 14 Propulseur selon la revendication 7 caractérisé en ce que les produits de combustion sont tirés du moyen de combustion à une température et une pression convenables pour entraîner le moyen de turbine de pompe et le moyen de turbine de compression d'air. Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le moyen de tuyère de propulsion comprend un moyen d'échange de chaleur arrangé pour recevoir du carburant haute pression en relation d'échange de chaleur avec les produits de combustion, le carburant étant chauffé avant la combustion avec le comburant liquide et la tuyère de propulsion étant refroidie. 16 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le moyen de vanne comprend une vanne d'arrêt entre la pompe de comburant liquide et le moyen de combustion. 17 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le moyen de vanne comprend une vanne d'arrêt entre le moyen de turbine de pompe et le moyen de turbine entraînant la compression de l'air. 18 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le moyen de vanne comprend une vanne d'arrêt ( 40) en aval de la pompe de carburant liquide ( 14) et en amont du moyen d'échange de chaleur de l'air d'aspiration. 19 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le moyen de vanne comprend une vanne entre l'alimentation en carburant et l'échangeur de chaleur du moyen de combustion. Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le moyen de vanne comprend une vanne d'arrêt entre la décharge d'air comprimé depuis le moyen d'échange de chaleur et le moyen de combustion. 21 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le carburant est constitué d'hydrogène et le comburant liquide est constitué de tout agent oxydant tel que de l'oxygène. 22 Propulseur de véhicule aérospatial comprenant une chambre de combustion ( 30) avec un échangeur de chaleur ( 32) associé, une tuyère de propulsion ( 34) avec un échangeur de chaleur ( 36) associé, une pompe à hydrogène à liquide ( 14), une pompe de comburant liquide ( 16), une turbine ( 12) d'entraînement des pompes de carburant et de comburant, une section de compression d'air comprenant en série par rapport à l'écoulement un premier échangeur de chaleur ( 26), un deuxième échangeur de chaleur ( 28), un compresseur basse pression ( 18) entraîné par une turbine basse pression ( 20) et un compresseur haute pression ( 22) entraîné par une turbine haute pression ( 24), le propulseur étant apte à fonctionner en deux modes, dans le premier mode le propulseur agit comme un moteur aérobie pour accélerer le véhicule depuis le repos jusqu'à une vitesse allant jusqu'à Mach 6 0, le comburant liquide étant empêché de s'écouler dans la chambre de combustion par une vanne de contrôle de comburant ( 46), l'hydrogène liquide étant pompé à haute pression via une première vanne de contrôle de carburant ( 40) à travers les échangeurs de chaleur de la section aérobie en relation d'échange de chaleur avec l'air d'aspiration pour refroidir l'air d'aspiration avant la compression dans les compresseurs basse et haute pressions, l'hydrogène sous forme gazeuse étant alors alimenté dans l'échangeur de chaleur ( 32) de la chambre de combustion ( 30) via une deuxième vanne de contrôle de carburant ( 44), l'air comprimé étant alimenté dans la chambre de combustion via une vanne de contrôle ( 42) d'air comprimé, le carburant étant chauffé dans l'échangeur de chaleur ( 32) de la chambre de combustion ( 30) par un échange de chaleur avec les produits de combustion et le carburant chauffé étant utilisé pour entraîner la turbine ( 12) des pompes de carburant et de comburant, une partie de l'échappement de ladite turbine de pompe passant via une troisième vanne de contrôle ( 50) de carburant liquide pour entraîner les turbines des compresseurs d'air et décharger dans l'atmosphère, à travers une tuyère d'échappement ( 58), le reste du carburant passant dans la chambre de combustion ( 30) pour être brûlé avec l'air comprimé, les produits de combustion s'échappant à travers la tuyère de propulsion ( 34) pour fournir une force de propulsion, dans le second mode le propulseur ( 10) agit comme un moteur purement fusée, la deuxième vanne contrôle de carburant ( 44) étant fermée pour diriger le carburant à travers l'échangeur thermique ( 36) de la tuyère de propulsion vers la turbine de pompe ( 12), la troisième vanne de contrôle de carburant étant fermée pour empêcher le carburant de s'écouler dans les moyens de compresseur d'air, et la vanne de contrôle d'air comprimé ( 42) étant fermée pour empêcher l'écoulement d'air comprimé vers la chambre de combustion, la vanne de contrôle de comburant liquide ( 46) étant actionnée pour permettre au comburant liquide de s'écouler vers la chambre de combustion pour réagir avec l'hydrogène liquide, les produits de combustion s'échappant à travers la tuyère de propulsion ( 34) pour fournir la force de propulsion pour accélérer le véhicule depuis des vitesses allant jusquà Mach 6 0 vers la vitesse souhaitée. 23 Propulseur selon la revendication 22 caractérisé en ce que l'air du compresseur haute pression ( 22) passe également à travers le premier échangeur de chaleur ( 26) en relation d'échange de chaleur avec l'air d'aspiration. 24 Propulseur selon la revendication 22 ou la revendication 21 caractérisé en ce que le premier échangeur de chaleur ( 26) a une dérivation contrôlée par une vanne d'air d'aspiration ( 56) pour faire passer l'air d'aspiration directement vers le deuxième échangeur de chaleur ( 28) aux nombres de Mach faibles. 25 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes 22 à 24 caractérisé en ce qu'une quatrième vanne de contrôle ( 54) de carburant est prévue pour dévier l'échangeur de chaleur ( 32) de la chambre de combustion ( 30) pour faire passer une partie du carburant liquide directement vers l'entrée de la turbine de pompe ( 12). 26 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes 22 à 25 caractérisé en ce qu'une cinquième vanne de contrôle de carburant ( 48) est prévue entre l'échappement de la turbine de pompe ( 12) et l'entrée de la chambre de combustion ( 30) de façon à faire varier la pression dynamique sur la turbine de pompe. 27 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes 22 à 26 caractérisé en ce qu'une sixième vanne de contrôle de carburant ( 52) est prévue pour doser l'écoulement de carburant liquide depuis l'échangeur de chaleur ( 32) de la chambre de combustion entre l'écoulement vers la turbine de pompe ( 12) et l'écoulement directement vers la chambre de combustion ( 30). 28 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes 22 à 27 caractérisé en ce que les turbines d'entraînement de compresseurs sont du type à admission partielle ou rentrant. 29 Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que les turbines de compresseur sont du type à admission totale et entraînent les compresseurs par le moyen de boîtes de vitesses respectives de rapports de transmission adaptés. Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes 22 à 29 caractérisé en ce qu'il comprend en outre un échangeur da chaleur supplémentaire ( 64) de refroidissement de l'air d'aspiration dans lequel l'un des fluides de travail agit comme une boucle ( 60) de transport depuis le permier et le second échangeur de chaleur pour échanger de la chaleur entre l'échangeur de chaleur supplémentaire avec l'autre liquide de refroidissement. 331 Propulseur salon l'une quelconque des revendications précédentes 22 à 29 caractérisé en ce qu'il comprend en outre un milieu de transport de chaleur dans une boucle fermée avec le premier et le deuxième échangeurs de chaleur et un échangeur de chaleur supplémentaire, l'hydrogène liquide étant en relation d'échange de chaleur avec le moyen de transport de chaleur dans l'échangeur de chaleur supplémentaire. 32 Véhicule aérospatial comprenant un propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes.